一种旋翼机尾翼结构的制作方法

本实用新型涉及飞机制造技术领域，特别是涉及一种旋翼机尾翼结构。

背景技术：

目前，现有的飞行器大多采用单垂尾结构，也有少量采用双垂尾结构，而且垂直安定面和方向舵的数量是相同的。通过控制方向舵偏转，产生空气动力使飞行器转向。

现有的飞行器为避免机身型阻，大多飞行器垂尾离机身很远、或者很高，来保证航向稳定和转向操纵性；并且现有飞行器方向舵舵面直接裸露在机身最外部，受风向的干扰。

技术实现要素：

本实用新型的目的在于针对现有技术的缺陷和不足，提供一种方向操纵性好以及结构稳定性好的旋翼机尾翼结构。

为实现上述目的，本实用新型提供了如下方案：本实用新型提供一种旋翼机尾翼结构，包括水平尾翼以及设置在所述水平尾翼上的垂直尾翼，所述垂直尾翼包括中间垂尾以及位于所述中间垂尾两侧的侧垂尾，所述侧垂尾对称设置在所述中间垂尾的两侧，所述中间垂尾包括设置在所述水平尾翼上的中间固定垂尾，所述中间垂尾上设置有中间方向舵，所述中间方向舵绕着沿竖直方向设置在所述中间固定垂尾上的旋转轴转动，两所述侧垂尾的翼型剖面为非对称翼型，所述中间垂尾的翼型剖面为对称翼型，所述水平尾翼为对称翼型。

优选的，两所述侧垂尾的中弧线向机身内侧弯曲。

优选的，所述水平尾翼和所述垂直尾翼的翼型剖面均为NACA（美国国家航空咨询委员会）翼型。

优选的，所述侧垂尾与飞机飞行方向相反侧的边缘长度等于所述中间垂尾的边缘长度。

优选的，所述侧垂尾与飞机飞行方向相同侧的边缘长度小于所述中间垂尾的边缘长度。

优选的，所述侧垂尾的跨度大于飞机机身的宽度。

优选的，所述侧垂尾与所述水平尾翼之间的夹角范围为90°~120°。

本实用新型相对于现有技术取得了以下有益效果：

本实用新型提供的旋翼机尾翼结构中采用在中间垂尾两侧均设置有侧垂尾的方式，不仅能够防止侧向气流干扰设置在中间垂尾上中间方向舵带动中间转动垂尾沿竖直方向的转动，使方向操纵更为容易，增加飞行稳定性，还使得侧向气流作用于侧垂尾产生的弯矩，水平尾翼的负升力和自重的合力产生的弯矩，二者方向相反，使结构受弯区域应力减小，增加了结构强度和使用寿命。

1、本实用新型提供的旋翼机尾翼结构中两侧垂尾之间的距离大于机身的宽度，使得侧垂尾不会受到机身遮挡，充分利用航向气流作用，使飞行器转向，使飞行器有更好的操纵性。

2、本实用新型提供的旋翼机尾翼结构中中间方向舵位于中间位置，通过两侧垂尾防止侧向扰流，使得其主要受到螺旋桨产生气流的作用力，当中间方向舵偏转时，中间方向舵两边的气流速度变化很大，使转向效果十分明显。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例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实用新型的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本实用新型旋翼机尾翼结构的整体结构示意图；

图2至图6均为图1各部分的受力分析示意图；

其中，1-水平尾翼、2-侧垂尾、3-中间固定垂尾、4-中间方向舵。

具体实施方式

下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。

本实用新型的目的在于针对现有技术的缺陷和不足，提供一种方向操纵性好以及结构稳定性好的旋翼机尾翼结构。

为使本实用新型的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本实用新型作进一步详细的说明。

如图1-6所示，本实用新型提供一种旋翼机尾翼结构，本实用新型提供一种旋翼机尾翼结构，包括水平尾翼1以及设置在水平尾翼1上的垂直尾翼，垂直尾翼包括中间垂尾以及位于中间垂尾两侧的侧垂尾2，侧垂尾2对称设置在中间垂尾的两侧，所述中间垂尾包括设置在所述水平尾翼上的中间固定垂尾，所述中间垂尾上设置有中间方向舵，所述中间方向舵绕着沿竖直方向设置在所述中间固定垂尾上的旋转轴转动，两侧垂尾2的翼型剖面为非对称翼型（如图2所示），中间垂尾的翼型剖面为对称翼型（如图2所示），水平尾翼1为对称翼型（图中未示出）。

其中，由于侧垂尾2的翼型面两侧的空气流速不同，侧垂尾2会产生如图3所示方向的气动力，侧向气动力产生的弯矩和水平尾翼1负升力及其自重产生的弯矩方向相反，使结构受弯区域应力减小，增加结构使用寿命；如图4所示，侧向风（阵风）受到侧垂尾2的遮挡，不会影响到方向舵，从而增加了飞行的稳定性；如图5所示，当飞行器进行航向转弯时，方向舵向一侧偏转，使中间垂尾两侧气流速度发生变化，即两端压强发生改变，飞行器发生航向转弯，两端侧垂尾2阻止外侧气体流动，增加方向舵的转向效果；如图6所示，侧垂尾2跨度大于机身的宽度，避免机身型阻和动力桨的影响，即如图6所示W>w，当飞行器受突风发生转向时，飞行方向会因为惯性得以保持，机头发生偏转，此时，侧垂尾2受到气动力，气动力的方向与侧风方向相反，使飞行器快速恢复航行稳定状态，侧向垂尾保障了飞行器飞行的稳定性。

本实用新型中两侧垂尾2的中弧线向机身内侧弯曲。

本实用新型中水平尾翼1和垂直尾翼的翼型剖面均为NACA（美国国家航空咨询委员会）翼型。

为了保证侧垂尾2能够阻挡侧面气流，本实用新型中侧垂尾2与飞机飞行方向相反侧的边缘长度等于中间垂尾的边缘长度；同时侧垂尾2与飞机飞行方向相同侧的边缘长度小于中间垂尾的边缘长度。

本实用新型中侧垂尾2的跨度大于飞机机身的宽度，即两侧垂尾2距离大于机身的宽度，不会受到机身遮挡，充分利用航向气流作用，使飞行器转向，使飞行器有更好的操纵性。

本实用新型中侧垂尾2与水平尾翼1之间的夹角范围为90°-120°。

本实用新型中应用了具体个例对本实用新型的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本实用新型的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本实用新型的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本实用新型的限制。