飞行条件可为俯冲条件，其中可接近或达到飞机10的最大空速（例 如，0. 89马赫）。可由飞机10的驾驶员或自动飞行系统命令升降舵32的向上偏转以从俯 冲条件中拉出。
[0094] 图10A和图10B中所示的压力分布中的较暗区域46A和46B表示高速流量区域和 因此低压区域。再次，图10A示出低压区域46A位于基准水平尾翼的舷内部分上并且也位 于基准水平尾翼的升降舵前方。如上所述，低压区域46A的舷内位置可至少部分由于垂直 尾翼22对基准水平尾翼以及同样水平尾翼24下方的气流特性的（例如，三维）影响。在 图10A和图10B中，对应于所图示压力分布的值可为如上文定义的压力系数Cp的值。
[0095] 至少部分由于升降舵的向上偏转，低压区域46A和46B可能在图10A和图10B中 比在图9A和图9B中更大，升降舵的向上偏转可能导致水平尾翼下方空气流量的加速。图 10B示出至少部分由于水平尾翼24的形状，低压区域46B可能再次相对于图9A中的区域 46A向前移位（S卩，背离升降舵32)。与区域46A相比，区域46B也可能沿着水平尾翼24的 翼展S更向外散布，所述区域46A可能更集中在基准水平尾翼的舷内区域（例如，根部24A) 中。
[0096] 在各种实施方案中，与传统的水平尾翼设计相比，水平尾翼24下方流量条件的改 变，至少部分由于水平尾翼24的至少一部分中的正弯度，可能导致在某些飞行条件（例如， 俯冲）期间向上偏转升降舵32所需的力较小。例如，较低压区域46A、46B的向外散布以及 低压区域46A、46B的前移可能导致水平尾翼24下方出现的冲击不迀移至升降舵32正下方 位置。在各种实施方案中，即使冲击可能出现在升降舵32下方，仍可能实现移动升降舵32 所需的力的一定程度减小，前提是冲击定位为更靠近升降舵32的前部，而非更靠近升降舵 32的尾部。在各种实施方案中，与传统的对称或负弯度水平尾翼相比，正弯度可导致相对于 水平尾翼24前移这种冲击。
[0097] 图11示出上文特征化的水平尾翼24的根部部分和基准水平尾翼的根部部分的上 侧和下侧上的压力分布的曲线图。图11中绘制的值代表升降舵32可向上偏转达5度以 及同样可能接近或达到飞机10的最大空速的飞行条件。具体地，图11的曲线图示出跨如 图3A中所示的具有正弯度的机翼横截面形状38A和跨也如图3A中所示的基准横截面形状 40A的压力分布。沿着曲线图的纵坐标（即，y轴）的值以反序（S卩，负值向上且正值向下） 表示为如上文由等式1定义的压力系数Cp。沿着曲线图的横坐标（即，X轴）的值表示为 沿着各自翼弦的位置的归一化值（即，相对翼弦长与前缘相距的距离）。安定面30与升降 舵32之间的界面在翼弦长的大约70%处。
[0098] 曲线38A-U代表水平尾翼24的根部部分（例如，机翼横截面形状38A)的上侧上 的压力分布，且曲线38A-L代表水平尾翼24的根部部分的下侧上的压力分布。曲线40A-U 代表基准水平尾翼的根部部分（例如，基准横截面形状40A)的上侧上的压力分布，且曲线 40A-L代表基准水平尾翼的根部部分的下侧上的压力分布。曲线38A-U与曲线38A-L之间 的压力差（即，间隙）以及同样曲线40A-U与曲线40A-L之间的压力差（即，间隙）可用于 通过针对对应水平尾翼的对应表面积对压力求积分而分别确定水平尾翼24和基准水平尾 翼的上表面与下表面之间的力差。图11的曲线图示出沿着水平尾翼的升降舵部分（即，超 出翼弦长的70% )，水平尾翼24的曲线38A-U与38A-L之间的差异可小于基准水平尾翼的 曲线40A-U与40A-L之间的差异。与基准水平尾翼相比，跨水平尾翼24的升降舵32的上 表面和下表面的这个减小的压力差可指示减小的铰链力矩和因此在这个示例性飞行条件 中向上偏转升降舵32所需的减小量的力。
[0099]上文描述仅意在示例性，且相关领域技术人员将了解可对所描述的实施方案进行 变化，而不脱离所公开的本发明的范围。本公开可以其它具体形式体现而不脱离权利要求 的主题。此外，相关领域技术人员将了解虽然本文中所示的装置、组合件和飞机可包括具体 数量的元件/组件，但是装置、组合件和飞机可被修改为包括另外或更少的这些元件/组 件。本公开也旨在覆盖并且涵盖技术的所有适当变化。本领域技术人员依据阅读本公开将 了解落在本发明的范围内的修改，且这些修改旨在落在随附权利要求内。
【主权项】
1. 一种飞机的水平尾翼，所述水平尾翼包括： 安定面，其具有固定形状；以及 升降舵，其可移动地固定至所述安定面，所述升降舵可相对于所述安定面从中立位置 移动，当所述升降舵位于所述中立位置中时，所述安定面和所述升降舵界定具有正弯度的 机翼横截面形状。2. 根据权利要求1所述的水平尾翼，其中所述机翼横截面形状的弯度量沿着所述水平 尾翼的翼展变化。3. 根据权利要求1和2中任一项所述的水平尾翼，其中所述正弯度在所述水平尾翼的 舷内部分中比在所述水平尾翼的舷外部分中大。4. 根据权利要求3所述的水平尾翼，其中所述水平尾翼的所述舷内部分成正弯度并且 所述水平尾翼的所述舷外部分成负弯度。5. 根据权利要求1至4中任一项所述的水平尾翼，其中所述水平尾翼的至少一部分中 的所述正弯度是所述机翼横截面形状的对应翼弦长的至少〇. 25%。6. 根据权利要求1至4中任一项所述的水平尾翼，其中所述机翼横截面形状的最大正 弯度在所述机翼横截面形状的对应翼弦长的〇. 25%与8%之间。7. 根据权利要求1至4中任一项所述的水平尾翼，其中所述机翼横截面形状的最大正 弯度在所述机翼横截面形状的对应翼弦长的〇. 5%与4%之间。8. 根据权利要求6和7中任一项所述的水平尾翼，其中所述机翼横截面形状的所述最 大正弯度位于从所述机翼横截面形状的前缘开始的所述机翼横截面形状的翼弦的30%与 80 %之间。9. 根据权利要求6和7中任一项所述的水平尾翼，其中所述机翼横截面形状的所述最 大正弯度位于从所述机翼横截面形状的前缘开始的所述机翼横截面形状的翼弦的40%与 70 %之间。10. 根据权利要求6至9中任一项所述的水平尾翼，其中所述最大正弯度被安置在所述 水平尾翼的邻近所述飞机的结构的根部部分上。11. 根据权利要求1所述的水平尾翼，其包括被构造为固定至所述飞机的结构的舷内 部分和舷外部分，所述机翼形状的弯度量在所述水平尾翼的所述舷内部分中与在所述水平 尾翼的所述舷外部分中不同。12. 根据权利要求11所述的水平尾翼，其中所述机翼形状的所述正弯度在所述水平尾 翼的舷内部分中比在所述水平尾翼的舷外部分中大。13. -种包括根据权利要求1至12中任一项所述的水平尾翼的飞机。14. 一种飞机的水平尾翼，所述水平尾翼包括： 安定面，其具有固定形状；以及 升降舵，其可移动地固定至所述安定面，所述升降舵可相对于所述安定面从中立位置 移动，当所述升降舵位于所述中立位置中时，所述安定面和所述升降舵界定具有沿着所述 水平尾翼的翼展变化的弯度量的机翼。15. 根据权利要求26所述的水平尾翼，其中所述机翼的至少一部分成正弯度。16. -种包括根据权利要求26和27中任一项所述的水平尾翼的飞机。
【专利摘要】公开飞机(10)的水平尾翼(24)和尾翼(16)。所公开的示例性水平尾翼(24)包括具有固定形状的安定面(30)和可移动地固定至所述安定面(30)的升降舵(32)。所述升降舵(32)可相对于所述安定面(30)从中立位置移动。当所述升降舵(32)处于所述中立位置中时，所述安定面(32)和所述升降舵(32)界定具有正弯度的机翼横截面形状(38)。所述机翼横截面形状(38)的所述正弯度可促进一些飞行条件期间所述升降舵(32)的移动。也公开水平尾翼(24)，其具有沿着所述水平尾翼(24)的翼展变化的弯度分布。
【IPC分类】B64C5/02
【公开号】CN105408205
【申请号】CN201480041705
【发明人】鲁本·昌德拉谢克哈兰, 尼克·亚罗奇, 谢尔迈尼·瓦法, 伊亚德·阿克勒
【申请人】里尔喷射机公司
【公开日】2016年3月16日
【申请日】2014年7月21日
【公告号】CA2918779A1, EP3024721A1, US20160176505, WO2015053838A1