一种具有自动平衡尾翼的水陆两栖飞机的制作方法

本发明涉及水陆两栖飞机技术领域，尤其涉及一种具有自动平衡尾翼的水陆两栖飞机。

背景技术：

水陆两栖飞机既能陆地道路上起飞和降落，同时也能在水上起飞和降落。相对于发动机推力线高于飞机重心的水陆两栖飞机而言，在发动机推力增加或者减小时，这样引起水陆两栖飞机的低头或抬头的趋势。如果水陆两栖飞机正处于起飞离地的临界速度时，此时飞机发动机突然熄火，则会导致水陆两栖飞机产生比较强烈的抬头行为，这是因为发动机熄火导致本来因推力产生的低头力矩突然消失所导致的。一般而言，只有极具驾驶经验和对飞机性能十分熟悉的驾驶员才可能及时、准确地操纵飞机在突然产生抬头行为的情况下保持恰当的俯仰姿态，而对于一些驾驶经验不足或者对飞机性能不是十分熟悉的驾驶员而言，飞机突然抬头的行为往往容易导致飞机出现失速而侧翻或者坠落。

为此，申请人进行了有益的探索和尝试，找到了解决上述问题的办法，下面将要介绍的技术方案便是在这种背景下产生的。

技术实现要素：

本发明所要解决的技术问题：针对现有技术的不足而提供一种保证驾驶员的飞行安全的具有自动平衡尾翼的水陆两栖飞机。

本发明所解决的技术问题可以采用以下技术方案来实现：

一种具有自动平衡尾翼的水陆两栖飞机，包括机身以及安装在机身上的发动机，所述发动机的输出轴连接有一空气螺旋桨，所述空气螺旋桨位于所述机身后部上侧，其特征在于，所述机身的后部上侧位于所述空气螺旋桨产生的滑流内设置有一水平尾翼，所述水平尾翼一方面在起飞阶段时其攻角调整至抵消所述发动机的低头力矩的角度，另一方面在飞行过程中作为飞机俯仰平衡的调整片。

在本发明的一个优选实施例中，所述水平尾翼的水平投影面积S由以下公式确定：

S＝(2F*△H)/(CL*P*L*(VL²–VT²))

其中，F为发动机的推力；△H为发动机推力线高度与飞机重心之间的高度差；CL为水平尾翼的升力系数，0﹤CL≤3；P为当时空气密度；L为水平尾翼的重心与飞机重心之间的距离；VL为空气螺旋桨产生的滑流接近水平尾翼时的气流平均速度；VT为飞机起飞离地速度。

在本发明的一个优选实施例中，所述水平尾翼在起飞阶段时其攻角调整至抵消所述发动机的低头力矩的角度是指：所述水平尾翼在接近起飞速度时受到的气动力相对于飞机重心形成的力矩与所述发动机所产生的推力相对于飞机重心形成的力矩之间达到平衡。

在本发明的一个优选实施例中，所述机身的后部位于所述空气螺旋桨的后方设置有一尾翼，所述水平尾翼安装在所述尾翼上。

在本发明的一个优选实施例中，所述尾翼为V型尾翼、H型尾翼或者十字型尾翼中的一种。

在本发明的一个优选实施例中，所述机身的驾驶舱内设置有用于调节所述水平尾翼的攻角角度的调节机构。

在本发明的一个优选实施例中，所述调节机构采用自动调节方式或手动调节方式对所述水平尾翼的攻角角度进行调节。

由于采用了如上的技术方案，本发明的有益效果在于：通过在机身的后部上侧位于空气螺旋桨产生的滑流内设置有一水平尾翼，起飞阶段时，水平尾翼的攻角调整至抵消发动机的低头力矩的角度，这样即使飞机达到临界起飞速度时，发动机突然熄火，飞机的俯仰姿态也不会变化，从而保证了驾驶员的飞行安全。而当飞机在空中正常飞行过程中，水平尾翼调整至合适的角度，作为飞机俯仰平衡的调整片，起到姿态配平的功能，保证飞机的飞行稳定性。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明的三维结构示意图。

图2是本发明的俯视图。

具体实施方式

为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体图示，进一步阐述本发明。

参见图1，图中给出的是一种具有自动平衡尾翼的水陆两栖飞机，包括机身100以及安装在机身100上的发动机200，在本实施例中，发动机200设置在机身100的后部上侧。发动机200的输出轴210连接有一空气螺旋桨(图中未示出)，空气螺旋桨也位于机身100的后部上侧。机身100的后部上侧位于空气螺旋桨产生的滑流内设置有一水平尾翼120。

此外，在机身100的后部位于空气螺旋桨的后方设置有一尾翼，在本实施例中，尾翼110选用V型尾翼110，V型尾翼110具有相对设置的第一内侧面111和第二内侧面112。水平尾翼120的一端121与V型尾翼110的第一内侧面111连接，其另一端122与V型尾翼110的第二内侧面112连接。当然，尾翼并不局限于本实施例中的V型尾翼结构，还可以选择H型尾翼、十字型尾翼或者其他构型的尾翼。另外，水平尾翼120可以安装在尾翼上，也可以通过单独的安装结构直接设置在机身的后部上侧，只要使得水平尾翼120水平设置在空气螺旋桨产生的滑流内即可。

机身100的驾驶舱内设置有用于调节水平尾翼120的攻角角度的调节机构。在起飞阶段时，调节机构通过手动方式或自动方式将水平尾翼120的攻角调整至抵消发动机200的低头力矩的角度，即水平尾翼120在接近起飞速度时受到的气动力相对于飞机重心形成的力矩与发动机200所产生的推力相对于飞机重心形成的力矩之间达到平衡，这样即使飞机达到临界起飞速度时，发动机突然熄火，飞机的俯仰姿态也不会变化，从而保证了驾驶员的飞行安全。当飞机进入空中正常飞行时，调节机构通过手动方式或自动方式调整水平尾翼120至合适的攻角角度，起到姿态配平的功能，保证了飞机的飞行稳定性。

本发明的水陆两栖飞机的水平尾翼120的水平投影面积S即投影在水平面上的面积可以通过计算确定，这样能够确保水平尾翼120的准确性和安全性。其中水平尾翼120的水平投影面积S由以下公式(1)确定：

S＝(2F*△H)/(CL*P*L*(VL²–VT²)) (1)

其中，F为发动机的推力；

△H为发动机推力线高度与飞机重心之间的高度差；

CL为水平尾翼的升力系数，0﹤CL≤3，水平尾翼的升力系数CL的值和水平尾翼相对气流的攻角成正比，本领域技术人员可以通过翼型数据手册进行确定，同时也可以参考其他一些因素来决定；

P为当时空气密度；

L为水平尾翼的重心与飞机重心之间的距离；

VL为空气螺旋桨产生的滑流接近水平尾翼时的气流平均速度；

VT为飞机起飞离地速度。

以上显示和描述了本发明的基本原理和主要特征和本发明的优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。