CN113226919A - 飞行器及其相关的制造方法 - Google Patents

Abstract

描述了一种飞行器(1)，包括：具有纵向延伸的第一轴线(A)的机身(2)；以及设置在机身(2)的尾端部(13)的尾部(14)；尾部(14)包括布置成V形、彼此倾斜并相对于第一轴线(A)对称的两个表面(15a、15b)；每个表面(15a、15b)包括相对于表面(15a、15b)横向布置并相对于表面(15a、15b)固定的相关联的小翼(19a、19b)。

Description

飞行器及其相关的制造方法

相关申请的交叉引用

本专利申请要求于2018年12月19日提交的欧洲专利申请第18214252.1号的优先权，其全部公开内容通过引用并入本文。

技术领域

本发明涉及飞行器和制造所述飞行器的相关方法。

特别地，飞行器是飞机、推力换向式飞机、旋翼式螺旋桨飞机或自转旋翼机。

背景技术

按已知的方式，飞机包括沿第一纵向侧倾轴线延伸的机身、从机身突出的两个悬臂式机翼和沿包含第一纵向轴线的平面从机身的尾端部以悬臂的方式突出的垂直尾翼，该垂直尾翼在飞机在地面上时垂直定位。

还可以确定以飞机的重心为中心的参考系，除了第一侧倾轴线外，该参考系还包括：

-第二俯仰轴线，其垂直于第一侧倾轴线并平行于连接机翼末梢的线延伸；以及

-第三偏航轴线，其与上述的第一轴线和第二轴线正交。

按已知的方式，垂直尾翼包括可移动以控制飞行器的偏航的铰接的方向舵。

在上述方案中，已知类型的飞行器包括布置在尾部的水平尾翼。

水平尾翼也布置在机身的尾端部，从机身两侧以悬臂的方式伸出，并且在飞机在地面上时位于水平面上。

按已知的方式，水平尾翼包括被称为安定面的两个固定表面，称为升降舵的相应的可动表面铰接在这两个固定表面上。

按飞行力学的已知方式，可以限定：

-飞行器的迎角，其等于在第一侧倾轴线与速度矢量在由第一侧倾轴线和第三偏航轴线限定的平面上的投影之间限定的角度；以及

-飞行器的侧滑角，其等于在速度矢量与由第一侧倾轴线和第三偏航轴线限定的平面之间限定的角度。

飞行器的迎角和/或侧滑角的变化会导致机翼和水平尾翼的俯仰角的对应变化，从而导致产生的升力的变化。

此外，可以将飞行器的稳定性限定为在飞行器上的小扰动影响(例如，一阵风)过去后自主返回到先前姿态的能力。

更具体地，如果上述小扰动导致围绕第二俯仰轴线的旋转并因此导致飞行器的所谓迎角的变化，则上述能力被称为纵向静态稳定性。

相反，在侧滑角变化后自主返回先前姿态的能力被称为横向稳定性。

引起侧滑角变化的小扰动的一个例子是产生飞行器围绕第一侧倾轴线旋转的扰动。在这些情况下，围绕侧倾轴线的旋转会产生平行于第二俯仰轴线的不平衡的重量分量。该分量导致飞行器平行于第二俯仰轴线并朝下机翼的方向的侧滑，从而导致飞行器的所谓侧滑角的变化。

安定面产生确保飞行器的纵向静态稳定性的相应的升力。相反，升降舵可相对于相关联的安定面移动以控制飞行器围绕第二轴线的俯仰运动。

相反，横向稳定性由垂直尾翼确保，并且可以通过使用二面角机翼来进一步提高，参照飞行器在地面上的情况，所述二面角机翼相对于彼此倾斜以形成顶点在机身上的略微倾斜的V形。

事实上，上述侧滑运动引起横向于飞行器的气流，该气流将与由于飞行器向前飞行而导致的气流汇合。由于(正)二面角导致的机翼之间的倾斜，撞击下机翼的合成流的迎角大于相反表面的迎角。结果，由降低的机翼产生的升力大于另一个机翼产生的升力，从而导致沿第一侧倾轴线的力矩趋于使飞行器返回到未扰动的姿态。

根据另外的已知类型的设计方案，垂直尾翼和水平尾翼由两个控制表面代替，这两个控制表面相对于机身的第一纵向轴线对称地从尾端部突出并位于与相对于第一轴线倾斜的相应平面上，以呈现V形构造，其在行业内通常称为“V形尾”。

由控制面所在的每个平面与由第一侧倾轴线和第二俯仰轴线限定的平面所形成的角度被称为二面角。

例如，该设计方案已在Beech Bonanza、Fouga Magister、Predator、Eclipse400和Cirrus喷气式飞行器中得以实现。

V形尾飞行器受到关注，是因为与传统飞行器相比，它们的零部件数量较少，由于尾部与机身的洗流的较小干扰而造成空气动力阻力较小，并且在通过机翼向下偏离的气流中的暴露较小。

参照飞行器的水平飞行条件，控制表面产生相应的升力，其中每个升力具有平行于第二俯仰轴线的第一水平分量和平行于第三偏航轴线的第二垂直分量。

第二垂直分量为飞行器提供一定水平的纵向稳定性，即，在一阵风导致飞行器围绕第二俯仰轴线旋转的情况下飞行器自主返回到稳定姿态的能力方面。

由控制表面产生的升力为飞行器提供了一定水平的横向稳定性。

这是因为尾部的表面表现得像具有正二面角的两个机翼。

更具体地，在引起侧倾力矩的小扰动之后，飞行器向降低的控制表面侧侧滑。

因此，由降低的表面产生的升力大于由另一个表面产生的升力，导致沿第一侧倾轴线的力矩趋于使飞行器返回到未扰动的姿态。

对于给定的巡航速度，由控制表面提供的纵向稳定性和横向稳定性的级别由控制表面的面积和正二面角明确地限定。

这些特性通常在初步设计阶段限定。

行业内意识到需要能够以可变的方式根据需要且彼此独立地增加飞行器的纵向和横向稳定性特性，而无需改变二面角以及控制表面的尺寸。

行业内还意识到需要在初始设计阶段的相继阶段中能够彼此独立地改变飞行器的纵向和横向稳定性特性。

EP-A-3296202和US4,691,878描述了在飞行器中使用端部翼片，其通常被称为“小翼”。

特别地，这些小翼被放置在相应的机翼的自由端部并且能够减少由末梢涡流造成的引发阻力。这样，小翼在不需要有效加长机翼的情况下提高了机翼的效率。

EP-A-1568604和US-B-211,538描述了在直升机的水平尾翼的相应的自由端部上使用小翼。

DE-U-202014003490公开了根据权利要求1的前序部分的飞行器以及根据权利要求6的前序部分的制造飞行器的方法。

发明内容

本发明的目的是能够以简单且廉价的方式满足上述需求的飞行器的制造。

上述目的通过本发明实现，只要本发明涉及根据权利要求1的飞行器。

本发明还涉及根据权利要求6的制造飞行器的方法。

附图说明

为了更好地理解本发明，以下仅通过非限制性例子并参照附图来描述本发明的三个优选实施方式，在附图中：

-图1a是根据本发明的原理制造的飞行器、特别是推力换向式飞机的第一实施方式的前视图；

-图1b是根据本发明的第二实施方式的推力换向式飞机的某些细节的前视图；

-图1c是根据本发明的第三实施方式的推力换向式飞机的某些细节的前视图；

-图2和图3示意性示出了分别在增加飞行器的迎角的情况下和在增加飞行器的侧滑角的情况下，在推力换向式飞机的第一、第二和第三实施方式中的每一个实施方式的V形尾部上产生的高压区域和低压区域以及空气动力；

-图4和图5示意性示出了分别在增加飞行器的迎角的情况下和在增加飞行器的侧滑角的情况下，在图1b中的推力换向式飞机的第二实施方式的V形尾部和小翼上产生的高压区域和低压区域以及空气动力；

-图6和图7示意性示出了分别在增加飞行器的迎角的情况下和在增加飞行器的侧滑角的情况下，在图1c中的推力换向式飞机的第三实施方式的V形尾部和小翼上产生的高压区域和低压区域以及空气动力；

-图8和图9示意性示出了分别在增加飞行器的迎角的情况下和在增加飞行器的侧滑角的情况下，在图1a中的推力换向式飞机的第一实施方式的V形尾部和小翼上产生的高压区域和低压区域以及空气动力；

-图10是图1a中推力换向式飞机的第一实施方式的尾部的透视图；

-图11是图1b中推力换向式飞机的第二实施方式的尾部的透视图；

-图12是图1c中推力换向式飞机的第三实施方式的尾部的透视图；以及

-图13是图1中推力换向式飞机的第一实施方式的透视图。

具体实施方式

参照图1a，附图标记1表示根据本发明的第一实施方式制造的飞行器，特别是推力换向式飞机。

推力换向式飞机1基本上包括：

-具有纵向延伸的轴线A的机身2；

-两个悬臂式机翼3，它们从机身2的相应的相互相反的两侧突出并横向于轴线A；以及

-容纳相应的旋翼5的两个发动机舱4。

机身2又包括布置在前部的机头12以及尾端部13，机头12和尾端部13沿轴线A彼此相反。

发动机舱4相对于机翼3围绕轴线C与旋翼5一体倾斜。

轴线C横向于轴线A和轴线B。

推力换向式飞机1可以选择性地布置：

-在“直升机”构造中(图1a)，其中旋翼5的轴线B与轴线A和轴线C正交；以及

-在“飞机”构造中(图13)，其中旋翼5的轴线B与轴线A平行并且与轴线C正交。

参照图13，可以确定一个参考系，其原点位于推力换向式飞机1的重心处并由以下构成：

-侧倾轴线A，推力换向式飞机1在侧倾运动期间围绕该侧倾轴线A侧倾；

-俯仰轴线E，其与侧倾轴线A正交并且平行于连接机翼3的末梢的线延伸；以及

-偏航轴线F，其与上述的轴线A和E正交。

以下在本说明书中，作用在推力换向式飞机1上并围绕轴线A、E和F定向的力矩分别被标识为“侧倾力矩”、“俯仰力矩”和“偏航力矩”。

轴线A、E和F通常被称为“主轴线”。

参照图13，在每种飞行状态下，都可以确定推力换向式飞机1的迎角α，该迎角α被限定为以下二者之间的角度：

-速度矢量V在由轴线A和F限定的推力换向式飞机1的中间平面上的正交投影；以及

-轴线A。

在任何飞行状态下，也可以确定推力换向式飞机1的侧滑角β，该侧滑角β被限定为以下二者之间的角度：

-速度矢量V；以及

-由轴线A和F限定的推力换向式飞机1的中间平面。

推力换向式飞机1的迎角α和/或侧滑角β的变化引起机翼3的俯仰角的对应变化。

此外，可以将推力换向式飞机1的稳定性限定为在推力换向式飞机1上的短时小扰动影响(例如，一阵风)过去后自主返回到先前姿态的能力。

更具体地，如果上述小扰动导致“俯仰力矩”并因此导致围绕俯仰轴线E的旋转，则上述能力被称为纵向静态稳定性。重要的是指出，上述“俯仰力矩”还引起推力换向式飞机1的迎角α的增大。

相反，在侧滑角β变化后返回到先前姿态的能力称为横向稳定性。

例如，每次扰动导致围绕侧倾轴线A作用的侧倾力矩时，侧滑角β就会发生变化。

参照图1a、图8、图9、图10和图13，推力换向式飞机1还包括布置在机身2的尾端部13处的尾部14。

该尾部14包括相对于轴线A对称布置并形成V形的两个表面15a和15b。

从机身2开始，表面15a和15b彼此岔开。

在所示的情况下，当推力换向式飞机1处于“直升机”构造时，表面15a和15b从机身2的旋翼5所在的一侧彼此岔开。

表面15a和15b包括与机身2相反的相应的端部边缘16a和16b。

表面15a和15b限定了彼此面对并布置在轴线A的一侧的相应的面部17a和17b，以及与对应的面部17a和17b相反的相应的面部18a和18b。

随着推力换向式飞机1向前运动，表面15a和15b产生与表面15a和15b所在的中间平面正交的相应的升力。

每个表面15a和15b包括相应的小翼19a和19b，小翼19a和19b横向于相关联的表面15a和15b布置并以相对于相关联的表面15a和15b固定的方式安装。

更详细地，小翼19a和19b相对于由轴线A和F限定的机身2的中间平面对称地延伸。

优选地，小翼19a和19b是平坦的。

在图1a和图10所示的推力换向式飞机1的第一实施方式中，每个小翼19a和19b包括：

-相应的区段20a和20b，区段20a和20b在相应的面部17a和17b侧从相应的边缘16a和16b延伸；以及

-相应的区段21a和21b，区段21a和21b在相应的面部18a和18b侧从相应的边缘16a和16b延伸。

区段20a和20b包括：

-与表面15a和15b的相应的面部17a和17b邻接的相应的面部25a和25b；以及

-与对应的面部25a和25b相反的相应的面部26a和26b。

区段21a和21b包括：

-与相应的面部18a和18b邻接的相应的面部27a和27b，以及

-与对应的面部27a和27b相反的相应的面部28a和28b。

在所示的情况下，小翼19a和19b以及相关联的表面15a和15b在边缘16a和16b处限定了在80度和100度之间的相应的角度，优选90度。

重要的是指出，上述角度是在相应的边缘16a和16b处与小翼19a和19b以及与相关联的表面15a和15b相切的平面之间的角度。

另外，小翼19a和19b平行于与它们相反的表面15b和15a。

在所示的情况下，表面15a和15b所在的中间平面彼此成90度倾斜并且具有比相应的小翼19a和19b更大的面积。

参照图1b、图4、图5和图11，附图标记1'表示根据本发明的另外的实施方式的推力换向式飞机。

推力换向式飞机1'与推力换向式飞机1类似，以下仅针对不同之处描述推力换向式飞机1'；在可能的情况下，推力换向式飞机1和1'的相同或对应的部分将用相同的附图标记表示。

特别地，推力换向式飞机1'与推力换向式飞机1的不同之处在于，小翼19a和19b仅在相应的面部18a和18b侧从边缘16a和16b延伸。

换言之，每个小翼19a或19b从相应的表面15a或15b的边缘16a或16b在背向另一个表面15b或15a的边缘16b或16a的一侧延伸。

更具体地，小翼19a和19b仅包括区段21a和21b。

参照图1c、图6、图7和图12，附图标记1”表示根据本发明的另外的实施方式的推力换向式飞机。

推力换向式飞机1”与推力换向式飞机1类似，以下仅针对不同之处描述推力换向式飞机1”；在可能的情况下，推力换向式飞机1和1”的相同或对应的部分将用相同的附图标记表示。

特别地，推力换向式飞机1”与推力换向式飞机1的不同之处在于，小翼19a和19b仅在相应的面部17a和17b侧从边缘16a和16b延伸。

换言之，每个小翼19a或19b从相应的表面15a或15b的边缘16a或16b在面向另一个表面15b或15a的边缘16b或16a的一侧延伸。

更具体地，小翼19a和19b仅包括区段20a和20b。

在使用中，推力换向式飞机1以“直升机”构造起飞和降落，并在向前飞行中以“飞机”构造以高的速度和高度移动。

推力换向式飞机1可以选择性地布置：

-在“直升机”构造中(图1a)，其中旋翼5的轴线B与轴线A和轴线C正交；以及

-在“飞机”构造中(图13)，其中旋翼5的轴线B与轴线A平行并且与轴线C正交。

参照“飞机”构造，尾部14的表面15a和15b以及小翼19a和19b提供必要的纵向静态稳定性和横向稳定性水平。

重要的是强调，仅出于简单起见，表面15a和15b以及小翼19a和19b在图4至图9中被示出为平坦的。

实际上，表面15a和15b以及小翼19a和19b具有带有高压面部(用+号表示)和低压面部(用-号表示)的翼型。这些翼型以已知的方式产生从低压面部指向高压面部的升力。

重要的是要强调，如果表面15a和15b以及小翼19a和19b的高压区域(用+号表示)以及相应地低压区域(用-号表示)彼此相邻，则在这些高压/低压区域之间会产生相长干涉(图4和图7)。这种相长干涉基本上不会改变由表面15a和15b以及小翼19a和19b产生的力N1、N2；Gl、G2、G；L1、L2；M1、M2；H1、H2；I1、I2的值。

相反，如果表面15a和15b以及小翼19a和19b的每个高压区域(用+号表示)与相应的低压区域(用-号表示)相邻，则在这些高压区域和与其相邻的相应的低压区域之间会产生相消干涉(图5和图6)。这种相消干涉减小了由表面15a和15b产生的力G1、G2；N1、N2的值。

同样重要的是强调，在图4到图9中，如力N1、N2、N；Gl、G2、G；L1、L2，L；M1、M2、M；H1、H2、H；I1、I2、I的高压状况和低压状况应被视为相对于当推力换向式飞机1、1'、1”处于未扰动的飞行状况下时作用在表面15a和15b以及小翼19a和19b上的压力和力的值的附加的高压/低压和力。

在下文中，表面15a和15b的功能从推力换向式飞机处于零迎角α和零侧滑角β的水平飞行状况的状态开始描述。

参照图2和图3，仅示出了表面15a和15b的功能，而没有使用小翼19a和19b。

更具体地，参照图2，在扰动导致推力换向式飞机1、1'、1”的迎角α增加的情况下，即，在推力换向式飞机1、1'、1”的机头12相对于尾部14升高的情况下，面部18a和18b受到高压，而面部17a和17b受到低压。

这是因为推力换向式飞机1、1'、1”的迎角α的增加导致表面15a和15b的俯仰角的类似增加。

因此，表面15a和15b产生从面部17a和17b指向面部18a和18b的升力N1和N2。力N1和N2的合力N基本上平行于轴线F并被施加在表面15a和15b上。该合力N产生围绕俯仰轴线E的校正力矩，该校正力矩使推力换向式飞机1返回到水平飞行状况。

参照图3，在扰动导致推力换向式飞机1、1'、1”的侧滑角β增加的情况下，这导致表面15a和15b的俯仰角变化。

这种变化导致：

-就表面15a而言，面部17a上的高压和面部18a上的低压；以及

-就表面15b而言，面部18b上的高压和面部17b上的低压。

由此得出，表面15a产生从面部17a指向面部18a的升力G1，并且表面15b产生从表面18b指向面部17b的升力G2。

升力G1和G2的合力是平行于轴线E的力G，并在推力换向式飞机1上产生围绕轴线F的偏航力矩，该偏航力矩减小侧滑角β并使推力换向式飞机1、1'、1”返回到侧滑角β基本为零的未受干扰的飞行状况。

参照图4和图5，根据本发明的第二实施方式示出了推力换向式飞机1'的尾部14的功能。

根据该实施方式，小翼19a和19b仅包括相应的区段21a和21b。

更具体地，参照图4，在扰动导致推力换向式飞机1'的迎角α增加的情况下，即，在推力换向式飞机1'的机头12相对于尾部14升高的情况下，面部27a和27b受到高压，而面部28a和28b受到低压。

因此，在作用于表面15a和15b以及作用于小翼19a和19b的区段21a和21b上的高压区域和低压区域之间产生的相长干涉。

这些高压和低压源于小翼19a和19b的俯仰角的增加，从而源于推力换向式飞机1'的迎角α的增加。

因此，除了由表面15a和15b产生的力N1和N2(图2)之外，尾部14还产生由小翼19a和19b产生的力L1和L2。这些力L1和L2具有基本上平行于轴线F的合力L，该合力指向与力N1和N2的合力N相同的方向并且与力N1和N2的合力N相加。施加到尾部14的合力N+L的这种增加增加了围绕俯仰轴线E的校正力矩，该校正力矩使推力换向式飞机1'返回到水平飞行转状态。

换言之，小翼19a和19b的存在增加了推力换向式飞机1'的纵向稳定性水平。

参照图5，在扰动导致推力换向式飞机的侧滑角β增加的情况下，这导致表面15a和15b以及小翼19a和19b的俯仰角的变化。

除了图3所示的内容之外，该变化还导致：

-就小翼19a而言，面部27a上的高压和面部28a上的低压；以及

-就小翼19b而言，面部28b上的高压和面部27b上的低压。

由此得出，小翼19a产生从表面27a指向表面28a的升力M1，并且小翼19b产生从表面28b指向表面27b的升力M2。

因此，在作用于表面15a和15b以及作用于小翼19a和19b的区段21a和21b上的高压区域和低压区域之间产生相消干涉。这导致力G1和G2相对于图2中的状况被减小。

升力M1和M2的合力是平行于轴线E的力M，该力与减小的力G1和G2的合力G相加，并在推力换向式飞机1'上产生围绕轴线F的偏航力矩，该偏航力矩减小侧滑角β并使推力换向式飞机1'返回到侧滑角β基本为零的不受干扰的飞行状态。

由于上述的相消干涉造成力G1和G2相对于图2中的状况被减小，因此小翼19a和19b的存在基本上不改变推力换向式飞机1'的横向稳定性水平。

换言之，图5中的构造中的合力G+M基本上等于图3中的构造中的合力G。

参照图6和图7，根据本发明的第三实施方式示出了推力换向式飞机1”的尾部14的功能。

根据该实施方式，小翼19a和19b仅包括相应的区段20a和20b。

更具体地，参照图6，在扰动导致推力换向式飞机1”的迎角α增加的情况下，即，在推力换向式飞机1”的机头12相对于尾部14升高的情况下，面部25a和25b受到高压，而面部26a和26b受到低压。

这些高压和低压源于翼梢小翼19a和19b的俯仰角的增加，从而源于推力换向式飞机1”的迎角α的增加

因此，在作用于表面15a和15b以及作用于小翼19a和19b的区段20a和20b上的高压区域和低压区域之间产生相消干涉。这导致力N1和N2相对于图2中的状况被减小。

此外，除了由表面15a和15b产生的力N1和N2(图2)之外，尾部14还产生由小翼19a和19b产生的力H1和H2。这些力H1和H2具有基本上平行于轴线F的合力H，该合力H与减小的力N1和N2的合力N相加。施加到尾部14的合力的这种增加增加了围绕俯仰轴线E的校正力矩，该校正力矩使推力换向式飞机1”返回到水平飞行状态。

由于上述相消干涉造成力N1和N2相对于图2中的状况被减小，因此小翼19a和19b的存在基本上不改变推力换向式飞机1”的纵向稳定性水平。

换言之，图6中的构造中的合力N+H基本上等于图2中的构造中的合力N。

参照图7，在扰动导致推力换向式飞机的侧滑角β增加的情况下，这导致表面15a和15b以及小翼19a和19b的俯仰角的变化。

除了图3所示的内容之外，该变化还导致：

-就小翼19a而言，面部25a上的高压和面部26a上的低压；以及

-就小翼19b而言，面部26b上的高压和面部25b上的低压。

由此得出，小翼19a产生从表面25a指向表面26a的升力I1，并且小翼19b产生从表面26b指向表面25b的升力I2。

升力I1和I2的合力是平行于轴线E的力I。该合力I是平行于轴线的力，该力与力G1和G2的合力G相加并在推力换向式飞机1”上产生围绕轴线F的偏航力矩，该偏航力矩减小了侧滑角β并使推力换向式飞机1”返回到侧滑角β基本为零的不受干扰的飞行状态。

换言之，小翼19a和19b的存在增加了推力换向式飞机1”的横向稳定性水平。

参照图8和图9，根据本发明的第一实施方式示出了推力换向式飞机1”的尾部14的功能。

根据该实施方式，小翼19a和19b包括相应的区段20a和20b以及相应的区段21a和21b。

更具体地，参照图8，在扰动导致推力换向式飞机1的迎角α增加的情况下，即，在推力换向式飞机1的机头12相对于尾部14升高的情况下，除了力N1和N2外，在与N1和N2相同的方向上产生了前述的力H1、H2、L1和L2。

因此，平行于轴线F产生整体的合力N+H+L，结果是进一步增加了围绕俯仰轴线E的稳定的校正力矩，该校正力矩使推力换向式飞机1返回到水平飞行状态。

参照图9，在扰动导致推力换向式飞机的侧滑角β增加的情况下，除了力G1和G2之外，还产生前述的力I1、I2、M1和M2。

因此，平行于轴线E产生总合力G+I+M，结果是进一步增加了推力换向式飞机1上围绕轴线F的稳定的偏航力矩，该偏航力矩减小了侧滑角β并使稳定偏航力矩1返回到侧滑角β基本为零的不受干扰的飞行状态。

根据对根据本发明的推力换向式飞机1、1'、1”和方法的检查，由此可以获得的优点是显而易见的。

特别地，应用在尾部14的表面15a和15b上的小翼19a和19b能够增加推力换向式飞机1的纵向稳定性和横向稳定性。

换言之，小翼19a和19b能够在导致推力换向式飞机1的迎角α和侧滑角β变化的扰动(例如由于一阵风)的情况下自主且稳定地使推力换向式飞机1、1'、1”返回其原始姿态。

这种纵向和横向稳定性的增加以可以根据需要进行调节的方式发生，即，可以通过相互独立并且可以根据需要进行变化的量获得纵向和横向稳定性水平的增量。

重要的是强调，纵向和横向稳定性的增加与以已知的方式通过将小翼应用到相应的机翼的末梢部分上获得的引发阻力的减小无关。

此外，小翼19a和19b能够独立于尾部14的二面角和表面15a和15b的延伸而改变纵向和横向稳定性的值。

因此，可以在初步设计阶段利用初步的纵向和横向稳定性值来确定表面15a和15b的尺寸，并且在需要改变该值的情况下仅在后面阶段确定小翼19a和19b的尺寸。

最后，由于小翼19a和19b分别平行于与它们相对的表面15b和15a，因此减小了这些小翼19a和19b和表面15b和15a之间的不利的气动干扰的影响。这能够提高由小翼19a和19b产生的力L1、L2；M1、M2；H1、H2；I1、I2的整体值，从而在推力换向式飞机1、1'、1”的纵向和横向稳定性方面有明显的改进。

当每个小翼19a或19b与相关联的表面15a或15b之间的角度等于或接近九十度时，上述优点被进一步加强。

最后，很明显，在不脱离权利要求中限定的范围的情况下，可以对在本文阐述的推力换向式飞机1、1'、1”以及相关的制造方法进行修改和变型。

特别地，飞行器可以是直升机、飞机或旋翼式螺旋桨飞机，而不是推力换向式飞机。

Claims (6)

1.一种飞行器(1、1'、1”)，其包括：

-具有纵向延伸的轴线(A)的机身(2)；以及

-布置在所述机身(2)的尾端部(13)处的尾部(14)；

所述尾部(14)包括布置成V形、相对于彼此倾斜并相对于所述第一轴线(A)对称的两个表面(15a、15b)；

每个所述表面(15a、15b)包括相关联的小翼(19a、19b)，所述小翼相对于相关联的所述表面(15a、15b)横向布置并相对于相关联的所述表面(15a、15b)固定；

所述第一和第二表面(15a、15b)包括：

-彼此面对的相应的第一面部(17a、17b)；

-与相应的第一面部(17a、17b)相反的相应的第二面部(18a、18b)；以及

-与所述机身(2)相反的相应的端部边缘(16a、16b)，相关联的所述小翼(19a、19b)从相应的所述端部边缘(16a、16b)延伸；

每个所述小翼(19a、19b)包括：

-相应的第一部分(20a、20b)，所述第一部分(20a、20b)在相应的所述第一面部(17a、17b)侧从相关联的端部边缘(16a、16b)以悬臂的方式延伸；

从相关联的所述端部边缘(16a、16b)开始，所述第一部分(20a、20b)彼此会聚；

其特征在于，每个所述小翼(19a、19b)还包括在所述相应的所述第二面部(18a、18b)侧从相关联的端部边缘(16a、16b)以悬臂的方式延伸的相应的第二部分(21a、21b)；

从相关联的所述端部边缘(16a、16b)开始，所述第一部分(20a、20b)彼此岔开。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述小翼(19a、19b)相对于所述机身(2)的中间平面对称地延伸。

3.根据权利要求1或2中任一项所述的飞行器，其特征在于，每个所述小翼(19a、19b)在相应的所述端部边缘(16a、16b)处与相应的所述表面(15a、15b)限定范围在80度和100度之间的角度，优选90度。

4.根据前述任一项权利要求所述的飞行器，其特征在于，每个所述小翼(19a、19b)的中间平面平行于所述表面(15b、15a)的中间平面，另一个所述小翼(19b、19a)从所述表面(15b、15a)的中间平面延伸。

5.根据前述任一项权利要求所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器是推力换向式飞机。

6.一种制造飞行器(1)的方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：

i)制造具有纵向延伸的轴线(A)的机身(2)；

ii)相对于所述轴线(A)对称地布置相互倾斜的两个表面(15a、15b)，以在所述机身(2)的尾端部(13)形成V形；以及

iii)在所述表面(15a、15b)之间形成角度，以赋予所述飞行器(1)纵向静态稳定性和横向稳定性的初步值；

所述表面(15a、15b)包括与所述机身(2)相反的相应的端部边缘(16a、16b)；

所述第一和第二所述表面(15a、15b)包括：

-彼此面对的相应的第一面部(17a、17b)；

-与相应的第一面部(17a、17b)相反的相应的第二面部(18a、18b)；以及

-与所述机身(2)相反的相应的端部边缘(16a、16b)，相关联的所述小翼(19a、19b)从相应的所述端部边缘(16a、16b)延伸；

每个所述小翼(19a、19b)包括：

-相应的第一悬臂部分(20a、20b)，所述第一悬臂部分在相应的所述第一面部(17a、17b)侧从相关联的端部边缘(16a、16b)延伸；

从相关联的所述端部边缘(16a、16b)开始，所述第一部分(20a、20b)彼此会聚；

其特征在于，所述方法包括以下步骤：

iv)制造两个小翼(19a、19b)，它们横向于相应的所述表面(15a、15b)布置，相对于相应的所述表面(15a、15b)固定并且从相应的所述表面(15a、15b)的相应的端部边缘(16a、16b)延伸；以及

v)基于所述纵向静态稳定性和横向稳定性的校正值，确定所述小翼(19a、19b)的面积和所述小翼(19a、19b)相对于相应的所述表面(15a、15b)的倾斜度；

所述步骤iv)和v)在所述步骤i)、ii)和iii)之后进行；

每个所述小翼(19a、19b)还包括在所述相应的所述第二面部(18a、18b)侧从相关联的端部边缘(16a、16b)以悬臂的方式延伸的相应的第二部分(21a、21b)；

从相关联的所述端部边缘(16a、16b)开始，所述第二部分(21a、21b)彼此岔开。

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