CN1169935A - 分动式翼型双平尾 - Google Patents

Abstract

“分动式翼型双平尾”具有与“分动式翼型双垂尾”相似的许多特性,从诸如结构、类型、双肢间距,舵动惯性力对机头颤振的影响,舵动响应,降低形阻延缓波阻的举措、舵动方式改变引起课题和研究领域的变化以及通过现机改装提高其纵横向机动的性能,并预言“改装”将作为一门新兴的独立的技术学科面世等方面作了阐述。接着又谈了两项改造的两款区别,呼吁对现机传统结构作有别于传统方式的研究。以便使传统的结构和性能也要有所突破和创新。

Description

分动式翼型双平尾

本申请以本人在1990年5月31日提出的前一申请“分动式翼型双垂尾”(申请号：90104040.1)为基础。两申请均属于“空间技术”领域中的“现代飞行器设计”。两申请在技术特征上有一系列共同点和优于现机的结构、性能之处需要明确，而作为一代新型尾翼系统，也需要作出统一的与现机对比的含盖型描述，以便于进一步取长补短，使改进方案更趋完善，更具有生命力。兹初步分述如下：

一、两申请均以关于沿来流某中心平面为对称的二可动板状刚体分别作为翼和舵。同时只准其一离开具有最大展长的对称零位，沿对称面作有限范围的平面运动。动者名之为“舵”且互为“翼”、“舵”。又零位翼、舵沿来流并垂直对称面的同一截面具有全等的标准机翼翼型或近似翼型，下翼面相对，迎角一般大于零并可变。舵动引发继续处于原对称零位不动、起水平或垂直安定面作用的定肢——翼失去与之抵消并垂直对称面的固有升力分量，开始对飞行器重心产生一附加力矩。该力矩使该重心另一侧的机头为之偏航，从而达到纵横向操纵飞行器的目的。因此，舵动只为飞行器纵横向机动提供发挥定肢——翼操稳作用的契机，而并非由舵直接参予这种操稳作用。与此同时，再人为地避开两种气动力干扰，即一让翼、舵在舵动过程中，二者在对称面上投影的重合部份继续保持对称关系。二让翼、舵上述投影的非重合部份，即部份舵隐匿于机身尾锥体内；或通过缩小多节承插式舵的展向尺寸(见前一申请的附图3)或使舵的翼型外廓变形(见前一申请的附图4)，从而使该部分舵失去气动力。若欲恢复笔直或水平飞行或停止变更航向，或使升降更迭，须令舵停动并沿原路退回到与翼对称的零位。然后或双肢均停动，或翼、舵、互易，开始一个旧舵停动、新舵重复以上动作的周而复始的过程*。这就是此二申请所主张的飞行

*但也可能出现旧舵再次离开对称零位、旧翼再次停动一个或几个舵动周期的情况——笔者。器纵横向操纵的要义。这种考虑与目前的垂、平尾动作，即安定面与舵面由统一的“整体”转变为舵面绕安定面弦截面内的某一定轴转动，依靠舵面相对于来流迎角变化所产生的升力大到一定值后影响整机飞行姿态的作法明显不同。其本质的不同在于，前者是板状刚体，以板厚作迎风面运动。由于形阻较小，加之具备中、低速不必改变的最佳迎角，升力较大。此升力还与外露非对称翼面积有关。该面积越大，升力越大，对改变飞行器飞行姿态所起的作用也越大。以板厚作迎风面运动、翼型截面、最佳迎角与外露非对称翼面积的组合，便形成了飞行器纵横向操纵的气动力。因此，舵的行程不必很大，其效果即可与目前的结构相匹敌。特别后者，即目前的结构，虽也是板状刚体，却以板面(或其一部分)作迎风面运动。形阻显然较大。此外，随着舵面转角的逐渐增大，不仅转舵越来越困难，而且升力也很快因迎角超过极限值而变成阻力，使得消耗于操控的功率越来越大。特别是，在结构上还需要增加某些重量补偿、气动力补偿的机构和调整片等以消除惯性或解决灵敏度等问题。因此，在简化结构和操纵环节方面，后者不大如前者。由此扩而言之，凡儒氏定理所及的翼型舵面均可照此办理，因而除了“分动式翼型双垂尾”和“分动式翼型双平尾”外，远景还可以比照设计“分动式双翼机”乃至“双分动翼型飞行器”。

二、在结构上，两项改进都有变掠型与变幅型之分。

就变掠型而言，无论是“分动式翼型双垂尾”还是“分动式翼型双平尾”，既然以翼、舵非对称升力对飞行器重心产生的附加力矩作为其纵横向操纵的气动力，那么翼、舵沿来流并与二者对称面垂直的截面(以下简称“沿来流截面”)应当具备选定机翼翼型的标准形状。但如附图1所示，后掠舵须绕与翼、舵对称面垂直的定轴O回转。这样一来，为保持在舵掠转过程中，其非隐匿于机身尾锥体的外露部份与定肢——翼的随处对称，以便消除此部份的气动力干扰，则翼，舵径向含轴截面也必须处处形状相同。但由于动肢—舵相对于来流的运动方式既有平动又有转动，所以无法使上述两种截面都具备选定翼型哪怕近似翼型，而必须有所取舍。若仅令后掠舵的径向含轴截面具备翼型或近似翼型，必然造成其“沿来流截面”的非翼型，当然也就无飞行器纵横向操纵的气动力——驱动力可言。但若相反，让“沿来流截面”具备翼型或近似翼型，而让翼、舵径向含轴截面为非翼型便无所谓。这是因为对称双肢只要相对飞行器动作，便只有转动一种形式。在转动过程中，径向与来流呈各种角度；这样非抵消残余气动力有之甚微，所以我们宁肯舍弃翼、舵径向含轴截面的翼型或近似翼型，也要确保其“沿来流截面”的翼型或近似翼型。据此，我们按附图1阐述如下的作图法：设垂、平尾翼、舵对称零位的外廓为OABC。O为与翼、舵对称面垂直的定轴。令后掠舵绕定轴O旋转到OA′B′C′，并设∠AOA′为其最大转角。过OA′B′C′的最高点A′作“沿来流截面”交定肢——翼前缘OA于D，交后缘

于E，则DE为完整非对称翼的最大弦长在翼、舵对称面上的投影(图面即为翼、舵的对称面)。令DE截面具有选定机翼翼型的标准形状，如附图1上的移出剖面阴影线所示。又，将线段DE分成若干等分，比如分成10等份。如是，则我们知道，除该线段两端点D和E均为二重投影点外，该线段中间各分点均为四重投影点。设观图者俯视该图，则各四重点的位置将分别在上翼上翼面、上翼下翼面、下翼下翼面和下翼上翼面。被四重点分割成三条线段中的两端两条分别表达了上、下翼各两个翼面的间距，或说表达了翼、舵的当地肢厚并且对应相等。取OG‖DE。G与E同在园弧后缘

上。OG既代表了翼、舵的最大旋转半径，又代表了翼、舵径向含轴截面。我们来求OG截面。现以O为轴、以D、E及以该二点为端点的线段上各分点到O轴的距离为半径规弧，则D落于OG上的F点、E沿翼、舵园弧后缘轮廓落于G点，于是FG也被分割成10等份。不过，由于DEGF构成以O为心的同心园环的一部份，且只有GF延长才可唯一通过园心O，所以FG代表了该园环的宽度。显然此线段在所有被该园环内外园所截的线段中是最短的，即应有FG＜DE°。因此，FG上的各等分间隔亦必小于DE上的各等分间隔。这样一来，按顺序把DE上各分点的第三坐标在FG上各分点量取的结果，便得出FG段的翼、舵截面形状。显然，FG截面已非DE截面；或者说所得FG截面为非翼型。由此我们得出结论：只有由翼、舵径向含轴截面如此得到的非翼型才能确保其“沿来流截面”具备翼型或近似翼型。这里“近似翼型”是指，通过令OG绕O的旋转，并且假定其上各轨迹点全部保留下来所得出的DE以上部份翼、舵的“沿来流截面”形状，至此，DE及其以上部份翼、舵之径向含轴截面便已全部作出。翼、舵径向含轴截面OG除去已作出的FG段截面外，尚有OF段的截面形状未作出。关于OF段截面的作图法有二。其一是把OG也分成10等份。因OG＞DE，故以OG/DE作为OG截面厚度的放大比例，则OF段通过取拥有分点第三坐标并保持轮廓封闭单连通而顺次连线，即可作出与DE相似的具有机翼翼型的径向含轴截面。显然，所得有勃于以上得出的结论。只有依DE→FG法把“沿来流截面”为翼型或近似翼型换来的翼、舵径向含轴截面的非翼型方为所求。因此，有所改进的二法，要求在DE与OG之间，沿来流选一中截面，并按其图面长度与DE的比例把DE截面放大到该截面。显然该中截面为与DE截面相似的选定机翼翼型，并按上述DE→FG法把该中截面落于OG上；再舍去FG段，便得出OF间和F点之前的一段翼、舵径向含轴截面形状。进而通过OG绕O的回转，所选中截面以上至DE之间，其所有“沿来流截面”皆为近似翼型，并且表明该部份的翼、舵径向含轴截面已全部作出。此后，在已选中截面与OG之间再选沿来流的第二中截面，按二法使翼、舵径向含轴截面作出的形状再向O点推进一步。如此当选过3-4个中截面后，以OG为代表的翼、舵径向含轴截面即可基本上全部作出。因此，二法可称作“逐次逼近作图法”。显然，满足翼、舵“沿来流截面”为翼型或近似翼型的径向含轴截面由多种形状组合而成。其中每一种形状都是按DE→FG法和二法作出的，而依所选不同的中截面相区别。关于由相邻两次作图所得到的两种形状如何衔接的问题，笔者认为，应本着“保持单连通轮廓和园滑过渡”的原则，具体来说就是，使各次作图所得相对厚度最大的轮廓上、下两点分别顺次园滑连线予以解决。*

关于变幅型，“分动式翼型双垂尾”指出，按每节外露最大的一段机翼。由多节机翼承插成台阶式可伸缩双肢对称垂尾。每肢在空腹中有一撑杆与最上面的一节垂尾相连。撑杆升降，即可带动单肢垂尾完成变幅动作。现将此用于平尾仍有其特殊的意义。原因有二：一是把高平尾改成“双分动翼型”。受现机垂直安定面尺寸的限制，两侧平尾动舵无法收进垂直安定面。甚至如我们后面将谈到的“收放卷廉式翼型双分动平尾”在高平尾上也行不通。但“多节承插式翼型双分动平尾”则例外，原因是，在这种情况下后者可不设撑杆，而改设拉舵锁链，让具有最大展长的零位*翼舵表面由“逐次逼近作图法”求出的径向含轴截面绕翼、舵掠转轴回转而成——笔者。平尾最外节隔着压簧与垂直安定面内的拉舵锁链相连，从而实现“零稳”状态。一旦需要飞行器完成纵向机动，只要拉动锁链即克服压簧的恢复力，位于垂直安定面两侧的受令平尾舵便会立即收缩。欲令收缩舵“归零”，只须放松锁链，由压簧的恢复力自行解决。但若垂、平尾都作“翼型双分动”的改进时，则由于垂直安定已不复存在，高位双肢翼型平尾便无处安身。若将其固定在“变掠型翼型双分动垂尾”或“变幅型(即多节承插式)翼型双分动垂尾”上，则因按分动要求，只单侧平尾随同垂尾舵动作，必然破坏左、右平尾翼、舵关于飞行器对称面的对称性，从而失去其纵向操纵功能。因此，“多节承插式”用于高平尾的平尾改进虽免强可用，但毕竟不适合垂、平尾全部为翼型双分动改进的情形。“高平尾”原本是针对喷气发动机尾喷管位于机身两侧所实现的结构改进，不过也不是唯一的。如米格一25、米格-29、米格-31以及F-115C、YF-22、YF-23等，它们的平尾在并列双发尾喷管的外侧相当于“中单翼”的位置。笔者认为，只要在双发尾喷管的外侧和它们的中间再稍稍给出一点空间，“翼型双分动”尾翼系统即可全面实现。实际上，现代跨、超音速飞机均以增加尾翼展弦比达到减少尾翼在滞止气流尾迹中面积份额的目的，从而使尾翼效率有所提高。我们的这两项改进不仅不与该举措相抵触，而且会使该举措获得意外的成功。由于滞止气流尾迹通过的地方恰恰是平尾翼、舵在它们对称面上投影的重合区，而除掉隐匿于机身尾锥体内的部份舵与该滞止气流尾迹无关之外，便只剩下上述投影重合区外的非对称定肢——翼。它才是产生飞行器纵向操纵力矩的执行元件，而且位于滞止气流尾迹之外。特别是，当单平尾或“翼型双分动平尾”位于双发尾喷管的外侧。这里，即使有气流尾迹通过，也只是有之甚微或者根本不接触。这是无须增加尾翼展弦比又可达到减少尾翼在滞止气流尾迹中面积份额的贡献，因而在确保外伸刚度的前提下，无须担心翼、舵弹性变形对其操纵性能的不利影响，也无须担心由此会恶化翼、舵的颤振性能。二是针对机身尾锥为单发尾喷管的情况。L-1011三星式宽体客机可视为典型。它总共拥有三台涡扇发动机。其中两台翼吊，另一台呈“”形置于机身尾部。尾部发动机进气口在机身以上垂尾之前。其尾喷管在垂尾之下正值机身尾锥之位。该机平尾固于机身两侧，尾部发动机尾喷管下前方机身尾锥渐扩之处，无疑是本项改进的理想安装位置。宽大的机身尾锥甚至可使“分动式翼型双平尾”收舵不卷，真正是大块板状刚状体直收直放，而不会出现“一垂两平”因同时收舵而发生互争“地盘”以致互有碰伤的现象。但对一般机身尾锥体来说，可以采用“收放卷廉式翼型双分动平尾。”较详细介绍见本说明书第11-12页。

三、两项改进的翼、舵间距不宜过大，但也不应过小。原因之一是，各安定面尤其是垂直安定面，只有位于飞行器对称面及其附近，才能对整机偏离航向起复位作用。尽管有些机种把双垂尾的间距拉得较大，尽管它们关于整机对称面仍不失为具有对称性，但发动机尾流，特别在大迎角飞行时，由机身头部分离出来的旋涡并非沿整机对称面笔直通过双垂尾中间，而均匀作用在各垂尾表面的。很有可能是，一侧垂尾受此旋涡作用，而另一侧垂尾在同一时间未受此旋涡作用，从而破坏了双肢受力的对称性，亦即破坏了航向的稳定性。显然，小间距双垂尾受此干扰的不均匀性要小。原因之二是，只有翼、舵靠近才便于集中控制，特别对于机械传动，非靠近不能精确动作。但翼、舵间距何者为佳？笔者在答复专利局关于“分动式翼型双垂尾”双肢间距质询时曾经指出，任何悬臂梁都是按等强度的原则设计的。飞机翼、舵皆可看作依此原则设计的悬臂梁。其特点是，根部弯距恒大于梢部。与此相应的，根部截面积也必大于梢部。若以不大于单肢梢部厚度确定翼、舵间距，则二者根部必然相贯：以致于造成翼、舵均不为完整翼型或其他完整形状。这样一来，设置对称双肢就有其名而无其实了。因此，如笔者所主张的“翼、舵间距不大于单肢肢厚”应理解为该间距不大于单肢根部肢厚。这对翼、舵有固定根部的情形具有普遍的意义。但对于后掠舵，由于翼、舵前缘与机身铰接，无弯矩可言，理应另当别论。特别因为翼、舵有对称正迎角，二者前缘之间敞口，后缘接近，其间距实际上取决于各单肢均为最大迎角时，舵动不致使翼、舵后缘相撞为基本准则。此结论对单侧双平尾以及单侧双机翼也都是适用的。

四、如在本方案第一项中所述，舵动的气动阻力是小的，因而其动作必然快捷但也会由此产生惯性力。该力同样会对整机重心产生力矩。该力矩通过机身使其另一端的机头发生在整机对称面内的颤振。特别是后掠垂尾舵，其离开零位的动作大致沿重力加速度方向，因而有明显的惯性力。该力使机头发生颤振，颤振是有一定规律的。一般地，若垂尾舵离开翼，舵对称零位下落，则位于整机重心另一端的机头必将先有一起，然后因舵到位停动和惯性力消失而回落。又当该舵返回对称零位的动作一出现，因为舵重心升高，其方向虽与重力加速度相反，却仍有一定的加速度值，因而有较前为小的惯性力，引起机头先落后起的新一轮颤振。但终因垂尾舵与整机质量相比仍然是个小数，所以不会使机头出现大的振荡，而且会很快衰减和消失。平尾舵的收入动作和放开动作也会使机头发生与上述方向相同的颤振。一般地，当其水平投影有后掠且作变掠动作或变幅动作时，由于舵重心在飞行器对称面上投影的快速前后移动，形成对飞行器重心变动的惯性力矩，使机头在该对称面内发生颤振。一般地，若该投影向前动，既表示收舵又表示相对于整机重心的力臂缩短，则机头为之一落一起，若该投影向后移动，既表示平尾舵放开即退回至具有最大展长的对称零位，又表示舵重心相对于整机重心力臂的加长，则机头为之一起一落。但平尾舵对整机重心惯性力矩的重力加速度方向分量还不能与垂尾舵相比，所以一旦垂、平尾舵同时收进或同时放开时，机头所受三惯性力矩的合成作用所引起的颤振主要来自垂尾舵，且其规律性也较单一作用复杂。

五、无论“分动式翼型双垂尾”还是“分动式翼型双平尾”从发出操控信号开始到整机飞行姿态改变的过渡过程是短暂的。这表明发挥作用迅速。原因是很明显的。既然由翼型的对称双肢创造一种气动力消失的均势，那么这种均势就是不稳定的。只要对称双肢之一稍稍受到干扰，不平衡气动力就会立即对飞行器的飞行姿态起作用。受干扰肢瞬间变动越大，或双肢均受干扰，而瞬间干扰差值越大，则飞行器飞行姿态的变化也越大。然而目前的情形是，舵面升力随舵面转动从零开始，并经过一段对飞行器的飞行姿态还起不到干扰作用的时间。以目前的方向舵与升降舵相比，方向舵的作用速度慢于升降舵，这是垂尾系对称翼型剖面而平尾则是升力翼型剖面所决定的。不过，当舵面转角大到超过临界值之后，它们的舵面升力都将变成阻力。届时只好以几倍于地面的操控功率强迫舵面继续偏转；若再不行，就加大舵面面积；或者干脆，令舵面回转到临界值之前便停止不动了，用延长操控时间解决操控未了的问题，因此，以目前的舵转方式而论，其操控有效性与本项改进相比是不足道的。

六、在现代跨、超音速飞行条件下，临界马赫值的到来使得飞行器不但要克服形阻，而且要克服波阻；否则便无法通过“音障”。目前只有降低形阻以延迟马赫值的到来，即延迟波阻的产生又能实现跨、超音速的办法。我们的两项改进也要服从于这个大局。为此，一直采用薄翼型。即使两种以板厚作迎风面运动的板状刚体，它们的形阻也可能是不一样的，它们中的较厚者，形阻一般较大。特别当价值观念普遍有了追求的今天，为了不致使发动机的功率出现与经济要求不相匹配的浪费，强调降低形阻也是非常必要的。实际  上，现代超音速飞机已经把尾翼相对厚度由普通飞机的10-12％减小到3-5％。两种尾翼的减薄，平尾较垂尾意义更大，这是因为平尾重心远离含整机重心的整机对称面，因而很难给出合理设计。固定平尾对这一点的看重尚且如此，又何况是，按本方案成双成对沿单侧翼、舵对称面，一般还要保持关于整机对称面为对称且作平面运动的平尾舵。因此，无论对“分动式翼型双平尾”各肢还是机身骨架，尤其是对机身尾锥部份骨架的强度和刚度，实际上提出新的和更高的要求。对于外伸悬臂较平尾长许多的“双分动”机翼，其设计难度还要登上一个大台阶。说不定由此将引发材料科研的一场新的革命也未可知。因此，从结构设计角度上看，零部件的减轻减薄总是有利于无害的。当然，“双分动平尾”与“双分动机翼”以及机身骨架的设计需要统筹考虑。二应使机翼、尾翼采用近零安装迎角和加大各翼、舵的前缘后掠角以及增加边条翼。为使机翼“亚音速前缘”处于来流扰动锥内，垂、平尾翼，舵前缘后掠角比机翼大出3°-5°是必要的。而增加边条翼可借以减小大迎角飞行时的诱阻和延迟在跨音速飞行条件下波阻的增长。但须注意，如果把边条翼作为后掠舵的一部份，那么边条翼前端应是后掠舵的转轴，即该转轴明显前移，并且边条翼也应按前述作图法与后掠舵一起求出径向含轴截面形状。若为变幅舵，或虽用于变掠舵，但边条翼不跟随掠转，则转轴不必前移，此外，边条翼还可固定在机身之上，不过应把接缝处理好。

七、两项改进的实质是舵动方式的改变。这是一个全新的课题、全新的领域。其丰富的内涵寄希望于本世纪末和21世纪的仁人志士作更深层次和大面积的开发。在这里，笔者仅就与操纵和特技飞行有关的问题提出几点肤浅的看法供各位专家参考。首先，由于取消付翼和垂直安定面以及方向舵，代之以“分动式翼型双垂尾”；由于取消水平安定面以及升降舵并代之以“分动式翼型双平尾”，特别是把机翼也改成“双分动”，使得现代飞行器能通过机身两侧具有正、负升力的机翼舵和平尾舵的差动伸缩动作以取代目前的“与扰流片和差动平尾自动交连的方向舵”*，而且会使纵横向操纵作用变得更显著，其响应更快捷，这样一来，由于改变过载ny却又不必改变平尾偏度，即机翼焦点和飞行器重心的距离不会拉大，因而不会出现“配平损失”。其次，舵动方式的改变，还可以从根本上消除“气动惯性旋转”。现代飞机在跨、超音速飞行并且当侧向过载nz出现峰值时，方向舵将因产生铰链力矩而自动偏转，由而加大了飞机的不安定性，随即陷入“气动惯性旋转”。每当这种现象一发生，飞行员要用很大的气力蹬住方向舵不放松，并努力使其恢复到中立位置。然而按本方案，因为双垂尾并无偏离整机对称面的自由度，所以即使作侧滑飞行，也不会产生如方向舵那样的自动偏转。同样道理也可预知，具有本改进性能的飞行器在作纵向机动飞行时，不必担心平尾会出现与“气动惯性旋转”相类似的现象。第三，由于舵动方式的改变，特别是把机翼也改成“双分动”还可对“聂斯切洛夫斗”以及“半滚倒转”和急跃升“等特技飞行赋予全新的内容。与现行概念相比较，一个最显著的特点是，在“斗”顶部飞行器不必倒飞了，但在机头向上和机头向下的瞬间，应不失时机地操纵机身两侧的机翼舵和平尾舵差动伸缩并保持同侧同层舵动作的同步，从而使飞行器横滚180°，此外就是可以实现“小半径、无侧滑、无过”载转向的横侧机动了。这已在前一申请中作过较详细的说明，不拟赘述。

八、两种改进均可通过现机改装达到显著改善纵横向操纵机动性的目的。尽管

*见由[苏]H、M雷先柯主偏的“机动飞机实用空气动力学”中译本。北京1979年版第488页——笔者。改装在原有结构的取舍上有相当的难度，但应充分估计到改造后可能带来的巨大经济效益，从而在花费一定代价的前提下，能够一个型号一个型号地试改成功。然后承揽改装或将改装技术推广给其他国家，使世界同型号现机都得到实惠，无疑是有利国家、造福人类的事。这样，通过把现机的固定式对称翼型单垂尾或双垂尾改装成“分动式翼型双垂尾”，可以大大改善飞机横侧操纵的机动性。这是通过“小半径、无侧滑、无过载”转向实现的；即使处于敌人地面炮火包围之下，也不易被击中，从而大大提高升阻比(提高幅度不低于20个百分点)，缩短起降滑跑距离，进而减小机场规模，腾出大量土地为国民经济创造财富，又可节约机场建设投资。此外，还可使改装后的飞机在飞行中消除“气动惯性旋转”，改善飞行员的驾驶条件。通过把现机的固定式平尾改装成“分动式翼型双平尾”，从而取消水平安定面和目前形式的升降舵，以改善现机纵向操纵的机动性。特别是如前所述，“配平损失”既能消除，特技飞行的内容也可能被刷新。可以想象，如能把全世界60多万架服现役的飞机都加以改装，将比重新制造这60多万架省去多少花费？又何况改装仅仅是整架飞机局部的结构变动，光台架时间与整架飞机相比就是一个巨大的节约！由于改装在设计、制造技术上不亚于甚至超过现代飞机，所以“改装”也将自立门户、自成体系并作为一门独立的新兴科学技术出现在世界航空界。

“分动式翼型双平尾”还有一些不为“分动式翼型双垂尾”，共具的特点。这首先是两者的组数不同，对称度也不同。为了起降安全的需要，垂尾一般只在机身以上布置，故“分动式翼型双垂尾”只有一组翼、舵。此外，该组翼、舵只有唯一的对称面，即只有飞行器对称面一个对称度。平尾和机翼一般在机身两侧布置。每一侧至少设一组翼、舵。这样，“分动式翼型双平尾”和“分动式双翼机”各具备两组翼、舵，而且因为异侧翼、舵对称面还要关于整机对称面为对称，所以它们的对称度为2。对称度为2的翼、舵由于互为背鳍扣腹鳍，使得比对称度为1即缺乏腹鳍的舵动效率为高。此即纵向机动性的改进效果好于横向机动性的改进效果，或说：“分动式翼型双平尾”有比“分动式翼型双垂尾”更佳的促机动性性能。不过“分动式翼型双平尾”和“分动式双翼机”的对称度2也不是永久性的。当需要为特技飞行提供横滚力矩MI1时，它们的同层异侧舵(机身两侧的机翼舵和平尾舵同为上层舵或同为下层舵)应能实现“差动”与此同时，同层同侧舵(机身一侧的机翼舵和平尾舵)应能保持“同步”。

其次，尽管“分动式翼型双垂尾”的特点之一是消除了现机垂、平尾之间的气动力遮蔽，使得二者在机身尾锥上的布置不必前后错开了，但这实际上仅指垂尾作双分动翼型改进而平尾依然如故的情形。现在轮到“分动式翼型双垂尾”与“分动式翼型双平尾”同事一机了，如我们在对“高平尾”作评价时的那样，难以同时容纳收进机身尾锥和高平尾内的垂、平尾舵，除非有像L-1011三星式宽体客机那样宽大的机身尾锥体。对于一般的机身尾锥体，而且无尾喷管占有该位置的，我们提议，保持垂尾的构造和垂尾舵收进尾锥体的空间不变，只把二平尾舵的收进部分“挠性化”；像金属手表带那样，一进入机身尾锥体的内部空间便绕某一定轴卷成一团。而当“回程”之舵又重新平展在机身尾锥体外后，又能变得挺阔、硬朗，几与板状刚体无异。我们称具备这种构造的平尾为“收放卷廉式翼型双分动平尾”。其大致形状如附图2所示。“收放卷廉式翼型双分动平尾”可以看作“变掠型翼型双分动平尾”和“变幅型翼型双分动平尾”的变型。实际上，“变掠型翼型双分动平尾”收入机身尾锥的部份在整机投影面上的投影乃是不完整扇形。因此不难想像，应按等园心角把该扇形分成若干小扇形，顺次以铰链相连接，使之“挠性化”。为使在机身尾锥体外的这部份平尾像刚体一样，经得起气动载荷的冲击而不变形，包括升力合力作用线在内的沿弦长前1/3不分瓣；而后缘设导轨槽。当平尾无收进动作时，导轨槽与小扇形体吻合得很好；而当平尾舵开始掠转的同时，导轨槽与各小扇形体脱离接触，绕自己的定轴回转并入机身尾锥体。而各小扇形开始缠绕机身尾锥体内垂尾舵所占空间的两侧各有一指向变掠平尾舵掠转轴的园台形定轴。对于“变幅型翼型双分动平尾”即“多节承插式翼型双分动平尾”，“收放卷廉式翼型双分动平尾”的特点是，非收进机身尾锥体的部份(占整肢一半或大部份)可以“刚性化”，不必分瓣和铰链连接。此外，以园柱形定轴的正、反向回转驱动平尾舵收进机身尾锥体的挠性部份缠绕其表面而始终不分离，当然，园柱形定轴有二，且位于垂尾舵两侧。而平尾舵的挠性部份还要依赖前、后缘导轨槽的支撑，其动作如上所述。第三，以链状胴体加导轨槽代替多节机翼承插，第四，以具有园柱形或园台形表面的定轴回转作主驱动代替以拉舵锁链的直线运动作为主驱动。但两者均属“变幅型翼型双分动平尾”，与“变幅型翼型双分动垂尾”则大不相同。

通过对上述把机、尾翼改成“翼型双分动”的初步研究，便已经得到一些可贵的品质。这说明传统的结构并不是不可逆转的。只要不迷信传统，善于发现传统在应用上的不尽人意之处，并不失时机地作出有别于传统方式的研究，定会有所发现有所创造，甚至会出人意料地填补某些空白；或使航空科研扭转徘徊而出现勃勃生机，都是振兴祖国航空事业之必需。可以预料，一个不单纯追求飞行速度超记录而只对传统结构施行大刀阔斧的改革的时代必将迅猛席卷来！

Claims (10)

1、独立权利要求：由“分动式翼型双平尾”与“分动式翼型双垂尾”共同组成的新一代尾翼系统，其特点是，由关于沿来流某一中心平面为对称、具有翼型截面和正迎角、下翼面相对、同时只准其一(谓之“舵”)沿对称面作有限范围平面运动的一对(“翼”、“舵”板状刚体所组成。

2、根据1，“分动式翼型双平尾”与“分动式翼型双垂尾”均有“变掠型”与“变幅型”结构之分。对于“变掠型”，翼、舵表面均按“逐次逼近作图法”求出径向含轴截面形状，并由该截面绕翼、舵掠转轴回转而成。对于“变幅型”“分动式翼型双平尾”又有“拉舵锁链多节承插式”与“分动式翼型双垂尾”的“内撑捍多节承插式”相区别。

3、根据1，“分动式翼型双平尾”与“分动式翼型双垂尾”的翼、舵间距以双肢根部不相贯、稍部在舵动过程中翼舵不摩擦为限。

4、根据1，“分动式翼型双平尾”与“分动式翼型双垂尾”将因舵动快捷而引起惯性力，并引起机头在整机对称面内的轻微颤振。

5、根据1，”分动式翼型双平尾”与“分动试翼型双垂尾”舵动响应快于现机，即纵横向机动性高于现机。

6、根据1，“分动式翼型双平尾”与“分动式翼型双垂尾”通过采用薄翼型、近零安装迎角边条翼以及加大前缘后掠角，最大限度地降低形阻，延迟产生波阻。

7、根据1，“分动式翼型双平尾”与“分动式翼型双垂尾”相对现机的实质性改进在于舵动方式的改变，这将成为全新的课题、全新的领域，有待于全面和更深层次地开发。其中不乏“配平损失”和“气动惯性旋转”的消除，以及当机翼也作同样改进后，全面刷新特技飞行的内容。

8、根据1，“分动式翼型双平尾”与“分动式翼型双垂尾”可由现机改装而成。因为改装技术要求高，工艺复杂，必将在积累经验的基础上自立门户自成体系，而发展成为一门独立的新兴科学技术。

9、根据1，“分动式翼型双平尾”与“分动式翼型双垂尾”不同。前者有两组翼舵，对称度各为2，机动性高于后者，而且异侧同层舵必要时可实现差动。与此同时，分别属于机翼和平尾的同侧同层舵应保持同步。后者只有对称度为1的一组翼、舵。

10、根据1，“分动式翼型双平尾”与“分动式翼型双垂尾”不同。前者为解决机身尾锥体难以同时实现“一垂两平”  三舵的互容问题，对单肢平尾采用部份“挠性化”并谓之“收放卷廉式翼型双分动平尾”。后者则不具备。

Images