一种抬头力矩的飞机的制作方法

本实用新型涉及航空飞行器技术领域，尤其涉及一种抬头力矩的飞机。

背景技术：

水平尾翼简称平尾，安装在机身后部，主要用于保持飞机在飞行中的稳定性和控制飞机的飞行姿态。然而，在实际的应用中，水平尾翼在设计时没有考虑机身的影响，使其作用效果大打折扣。一般情况下，水平尾翼安装在机身的尾部，受机身流场的影响，往往会减弱水平尾翼产生的升力，产生与预期中不同的作用，导致飞机起飞慢、爬升能力弱，飞机飞行过程中抗干扰能力差，不利于控制飞机的飞行姿态和提高飞行的稳定性。

技术实现要素：

为了解决上述技术问题，本实用新型的目的在于提供一种抬头力矩的飞机，该飞机的水平尾翼产生一个向下的力，从而对机身产生一个抬头力矩，利于保持飞机在飞行中的稳定性和控制飞机的飞行姿态。

为了实现上述目的，本实用新型解决其技术问题的技术方案包括：

一种抬头力矩的飞机，包括机身和尾翼，所述尾翼包括垂直尾翼和水平尾翼，垂直尾翼安装在所述机身的后部，水平尾翼安装在垂直尾翼的顶端，形成T型尾翼，在机身前部的顶面上设置一凸起部，所述凸起部与机身后部之间平滑过渡使机身的顶面形成流线型面。

机身顶面凸起形成流线型面，使得流场发生了偏转。水平尾翼的上下表面的流场不再对称，此时下表面的流速高于上表面，因此水平尾翼产生了向下的升力F，对机身而言，这就是抬头力矩。

进一步的技术方案为：机身顶面的最高点与最低点之间的高度差为D，水平尾翼上表面与机身顶面的最低点之间的高度差为H，2H＞D＞0.3H。

本实用新型的技术方案中，凸起部指的是设置在机身顶面上的整个鼓起的部分，机身顶面的最高点是指的凸起部的顶部最高的一个点。

经研究和实验发现，只有在D＞0.3H时，水平尾翼向下的升力F才会比较显著，并且随着D的增大，F也会逐渐增大。同时，对T型尾翼来讲，如果D>2H,那么机身后缘会发生湍流分离，导致平尾的气动性能骤降，进而失效。因此，设定为2H＞D＞0.3H，对保持飞机在飞行中的平稳性和控制飞机的飞行姿态最为有利。

一种优选的技术方案为：机身顶面的最高点与最低点之间的高度差为D，水平尾翼上表面与机身顶面的最低点之间的高度差为H，D＝0.6H。

另一种优选的技术方案为：机身顶面的最高点与最低点之间的高度差为D，水平尾翼上表面与机身顶面的最低点之间的高度差为H，D＝1.0H。

另一种优选的技术方案为：机身顶面的最高点与最低点之间的高度差为D，水平尾翼上表面与机身顶面的最低点之间的高度差为H，D＝1.3H。

机身顶面的最高点与最低点之间的高度差D的值在0.6H、1.0H或者1.3H时，产生的抬头力矩在最合适的范围，飞机飞行的稳定性较好。

进一步的技术方案为：机身顶面的最低点位于机身的尾端。机身顶面的最低点位于机身的最后端，使空气在飞机表面的流动为层流，避免产生湍流，飞机在飞行过程中所受阻力最小，飞机飞行稳定性最好。

进一步的技术方案为：所述的水平尾翼为对称翼型。对称翼型的水平尾翼上下弧线对称，便于对升力F的计算和控制，获得最佳的操纵效果，此外，对称翼型在所有翼型中的阻力是最小的。

本实用新型的有益效果是：

1、机身顶面凸起形成流线型面，使得流场发生了偏转，水平尾翼的上下表面的流场不再对称，此时下表面的流速高于上表面，因此水平尾翼产生了向下的升力F，对机身而言，产生了抬头力矩，适当的抬头力矩可以使飞机达到俯仰平衡，保证飞机的正常飞行，增强飞机的抗干扰能力。

2、机身顶面的最高点与最低点之间的高度差为D，水平尾翼上表面与机身顶面的最低点之间的高度差为H，2H＞D＞0.3H，使得水平尾翼向下的升力F比较显著，飞机起飞和爬坡的操纵性和稳定性更好。

本实用新型包括以上有益效果，但是，实施本实用新型的任一产品并不一定需要同时达到以上所述的所有有益效果。

附图说明

图1为本实用新型实施例水平尾翼和机身的结构布局图；

图2为本实用新型实施例水平尾翼和机身的参数布局图。

图中：1水平尾翼，2机身。

具体实施方式

为了更好的了解本实用新型的技术方案，下面结合说明书附图和具体实施例对本实用新型作进一步说明。

实施例一：

如图1所示，一种抬头力矩的飞机，包括机身2和尾翼，所述尾翼包括垂直尾翼和水平尾翼1，垂直尾翼安装在所述机身2的后部，水平尾翼1安装在垂直尾翼的顶端，形成T型尾翼，在机身2前部的顶面上设置一凸起部，所述凸起部与机身2后部之间平滑过渡使机身2的顶面形成流线型面。

所述的水平尾翼1为对称翼型，机身2顶面的最低点位于机身2的尾端。机身2顶面的最低点位于机身2的最后端，使空气在飞机表面的流动为层流，避免产生湍流，飞机在飞行过程中所受阻力最小，飞机飞行稳定性最好。

机身2顶面凸起形成流线型面，使得流场发生了偏转。图1中箭头代表了机身2上部的流场，流场发生偏转后，对称翼型的水平尾翼1的上下表面的流场不再对称，此时下表面的流速高于上表面，因此水平尾翼1产生了向下的升力F，对机身2而言，这就是抬头力矩。

对称翼型的水平尾翼1上下弧线对称，便于对升力F的计算和控制，获得最佳的操纵效果，此外，对称翼型在所有翼型中的阻力是最小的。

如图2所示，机身2顶面的最高点与最低点之间的高度差为D，水平尾翼1上表面与机身2顶面的最低点之间的高度差为H，D＝0.6H。

经研究和实验发现，只有在D＞0.3H时，水平尾翼向下的升力F才会比较显著，并且随着D的增大，F也会逐渐增大。同时，D应小于2H，对T型尾翼来讲，如果D>2H,那么机身后缘会发生湍流分离，导致平尾的气动性能骤降，进而失效。

实施例二：

本实施例与实施例一相同的特征不再赘述，本实施例与实施例一不同的特征在于：机身2顶面的最高点与最低点之间的高度差为D，水平尾翼1上表面与机身2顶面的最低点之间的高度差为H，D＝1.0H。

实施例三：

本实施例与实施例一相同的特征不再赘述，本实施例与实施例一不同的特征在于：机身2顶面的最高点与最低点之间的高度差为D，水平尾翼1上表面与机身2顶面的最低点之间的高度差为H，D＝1.3H。

本实用新型中，机身2顶面的最高点与最低点之间的高度差D和水平尾翼1上表面与机身2顶面的最低点之间的高度差H之间的关系不限于实施例所述的几个值，D还可以取大于0.3H小于2H的其他的值。

以上描述仅为本申请的较佳实施例以及对所运用技术原理的说明。本领域技术人员应当理解，本申请中所涉及的实用新型范围，并不限于上述技术特征的特定组合而成的技术方案，同时也应涵盖在不脱离所述实用新型构思的情况下，由上述技术特征或其等同特征进行任意组合而形成的其它技术方案。例如上述特征与本申请中公开的(但不限于)具有类似功能的技术特征进行互相替换而形成的技术方案。