专利名称：分动式翼型双垂尾的制作方法
技术领域：
本发明谓之“分动式翼型双垂尾”，属于“空间技术”领域中的“机动飞行器设计”。它的应用范围可以遍及现代飞机、火箭、导弹、航天飞机等有翼机动飞行器。用以实现在大气层飞行中的快速转向。
进入九十年代以来，世界各国在空间技术领域的实力竞争更加激烈，各种飞行器如雨后春笋般地不断涌现。就拿机动飞机来说吧，什么高超音速型、超重型、隐身型、螺桨风扇/无涵道风扇型等异彩纷呈，唯独以显著改善机动能力为其特色的尚不多见。
然而论及现代军用飞机的战术技术，除了纵向与横侧方向有严格的安定性和操纵性要求以外，特殊强调，必须有足够的机动能力。所谓“机动能力”，是指在人的干预下，飞机在很短的时间内改变自己飞行状态的能力。几十年来，世界航空科研的主攻方向一直是“大推力、高速度”，却很少致力于飞机结构的改进，以为结构的改进无助于机动能力的提高。例如，当飞机表速为1000公里/小时(这已是近乎音速的高飞行速度了)时，其盘旋(转弯)半径达1250米。设须把航向转90°角，则不难算出，必须花7秒多的时间才能完成这一机动。然而这已够现代地面炮火跟踪、瞄准和射击的时间了。因此，为了提高作战飞机处于敌人炮火包围下的生存能力，单纯用高飞行速度提高盘旋(转弯)机动能力的做法并不十分有效，特别是高速度、大半径盘旋(转弯)还有如下一些癖端1、我们知道，若把飞机当成质点，则该质点在空间作曲线运动的轨迹半径
显然rαV2，即轨迹半径与飞行速度的平方成正比。提高飞行速度本是为提高机动能力而采取的措施，然而盘旋(转弯)的半径大了，盘旋(转弯)的路程也长了。而完成机动的时间t＝ (2πr(米))/(V(米/秒)) 即tα 1/(V) 只是在相等路程前提下，V↓，t↓。不然，路程长了，或许t较前还有所增加，显然不符合上述“机动能力”的定义，即令r↓、t↓才是一个带根本性的科研课题。
这里，我们取用了与翼弦固联的坐标轴系OX1y1z1。坐标原点O取在飞机重心。Ox1轴与翼弦平行，指向飞行方向，谓之“飞机的纵轴”。Oz1轴在飞机投影面内，并与OX1轴垂直。若目视与飞行方向相同，则Oz1轴指向左翼展，并称之为“飞机的横轴”。Oy1轴在飞机对称面内，按右手定则的姆指方向垂直x1Oy1平面，并谓之“飞机的法向轴”。上述公式中，除了一些已知常数不作说明外，ny-法向过载。它等于升力Y与飞机重量G之比。
2、飞机以高飞行速度作盘旋(转弯)机动，将使其向心力(升力)大大增加，由而大大增加过载。但当ny＞8后，超过强度上的最大过载
ymax的限制，将不可避免地引起飞机承力构件的永久变形，并且将给飞行员带来致命的伤害，使飞机失控。这充分说明，按现代飞机的结构其机动性是有限的。
3、现代飞机的盘旋(转弯)，主要是依靠一侧机翼上的付翼下偏，使该侧机翼因升力增加而抬起，但迎面阻力也增加。与此同时，使另一侧机翼上的付翼上扬，使该侧机翼因升力下降而下沉，但迎面阻力减小。上述阻力之差形成偏转力矩My使飞机向付翼下沉一侧的机翼转弯，使付翼上扬一侧的机翼产生侧滑。为防止因侧滑角过大引起机翼气流提前分离，从而使飞机失速，辅以操纵方向舵，使航迹始终靠近OX1轴，从而限制了侧滑角。值得一提的是，方向舵所以能左右飞机的航迹，是因为它与垂直安定面共同组成目前飞机的垂尾。但后者固于机身尾锥的顶部，而前者可绕后者上沿Oy1方向的定轴回转。当二者翼弦平面合一即与飞机对称面重合(显然后者固定于飞机对称面内)的时候，共同稳定飞机的航向;而当前者偏转时，原为对称的翼型剖面随翼弦平面的弯曲而对气流产生了扰动，并按儒可夫斯基定理产生的侧向升力对飞机重心取矩，从而使重心另一侧的机头偏离原来的航向。由于方向舵只对处于侧滑盘旋(转弯)中的飞机起限制侧滑角、防止飞机失速的作用，所以其偏转角度不宜过大。与此相反，差转付翼只有当其偏转角度较大的时候，才能以较小的轨迹半径和较短的时间完成盘旋(转弯)的机动。但在大迎角飞行时，付翼达不到应有的偏度，蹬方向舵也难以造成有利的侧滑。原因是，只要偏转付翼，便使机翼产生附加的升力增量△Yз它与机翼刚心错开一个距离，除产生滚转力矩MX外，还对刚心产生一扭矩△MXP。付翼下偏一侧的△MXP使机翼迎角减小，付翼上扬一侧的△MXP使机翼迎角增加，从而使左右机翼达不到正常偏转付翼应达到的效果。特别是机翼的弹性变形更使付翼效率下降。此外，机翼出现局部超音速区的高速飞行也使偏转付翼产生的气流扰动受到阻滞，付翼效率也下降。总之，付翼是阻碍飞机机动能力提高的大敌。
4、付翼所在的位置恰是机翼增升机构-襟翼的位置。由于付翼的存在便限制了襟翼的扩大，以致减小了用沿整个机翼翼展的襟翼所能得到的升力系数增量的最大值△Cymax，既使机翼及其操纵机构变得复杂，又无法改善飞机的起降性能。
5、目前飞机作机动，基本上依靠偏转舵面，造成气流扰动。为使这一操纵更富有成效，只有加大舵的工作面积。然而该面积越大、癖病越多。首先，由于气流阻力很大而显著增加操舵力。即使采取措施满足了操舵力，也还要考虑人的操纵是否方便，以及能否实现自动驾驶等等，徒然增加许多零部件。大舵面需要把铰链之间的距离拉开或增设铰链，不仅增加了安装的难度，使铰链力矩变大，而且铰链间还要产生附加力矩。此外，由于垂直空气气流引起的升力改变和付翼的急剧张开而使机翼发生颤振，以及从机翼、发动机短舱等处分离出来的涡流落在尾面上发生尾颤，从而使付翼、方向舵等增加诸如轴式、角式之类的空气动力补偿和重量补偿。显然，操舵机构已经变得十分复杂。
本发明的目的，在于在对传统的飞机结构不作大的改动的前提下，创造一种比原有横侧操纵系统更为简化的结构，使作盘旋(转弯)机动的飞机轨迹半径显著变小而无大的过载。在此基础上，取消付翼，简化机翼结构，从而实现全翼展襟翼，改善飞机起降特性。
为此，我们把飞机的横侧操纵由以差转付翼为主偏转方向舵为辅，改为全部由垂尾承担。该垂尾由相距最大不过肢厚、下翼面相对、关于飞机对称面为对称以及同时只允许其一变掠，或变幅，或失去翼型的两个并列全等翼型板块，或虽不为板块但无折迭动作的两个整体所组成。这就是对本发明主题词“分动式翼型双垂尾”的解释。
在继续介绍本发明的具体结构之前，需要先了解一下现代飞机的垂尾。
图1所示即为现代飞机单垂尾系鸟瞰。其中1为垂直安定面，2为方向舵，3为操纵调整片，4为左右平尾。靠下面的是其局部俯视图，可以看到方向舵偏转不大的情景。
“分动式翼型双垂尾”用以取代目前的“对称翼型单垂尾”，而且其安装位置也与单垂尾基本相同;虽以“双”代“单”，但因取消了付翼及其他机构，仍不失为对目前横侧操纵系统实施简化的手段。
本发明总共提出三种结构方案。图2为基本型，图3和图4为两个改进型。
图2中的OABC表示“分动式翼型双垂尾”的侧向轮廓。O为机身上的定铰。单肢垂尾OABC可绕定铰O作与飞机对称面相平行的变掠旋转。本方案要求，OABC是双垂尾的零位。依据儒可夫斯基定理，作用于各垂尾压力中心上的空气动力合力因它们的侧向投影处处重合而互相抵消。这是飞机直线飞行所必需的垂尾状态。只有当需要变更航向时，才允许双垂尾中的某单肢离开零位做变掠动作，而另一肢继续维持零位不动，或者反过来。总之，任何时刻只允许单肢离开零位和至少有一肢垂尾处于零位不动。由于单肢离开零位变掠，故而破坏了上述的“抵消”格局，使双垂尾侧向投影的非重合部份，或说失去抵消部份的空气动力合力对飞机重心产生偏转力矩My。该力矩促使机头偏离既定航向。又因飞机原处于高于起飞速度甚至继续加速的飞行状态，所以飞机的转向实际上是直飞和转向的复合运动。
根据关于“分动式翼型双垂尾”主题词的上述解释，当需要飞机变为向左飞行时，飞行员可打开左垂尾液压助力器油缸的前出口(即图2箭头指向上的油缸排油口)回油卸压。左垂尾OABC离开零位变掠，并到OA′B′C′处停住(此位置不固定，视转向快慢的需要而定)。连杆CK变成了C′K′，活塞由虚线位置到达实线位置。由于仍处于零位的右垂尾中有OABB′A′O失去与之抵消的空气动力，并以力矩My作用于Oy1轴，从而使机头左转。当机头左转即将结束时，再度升起OA′B′C′K′，并使其重新回归至零位。若要求飞机随即右转，可如上述，让右垂尾离开零位，绕定铰O回转下落，……。值得一提的是，OABB′A′O压力中心的坐标高于飞机重心，因而在产生偏转力矩My的的同时还有滚转力矩MX形成。一般情况下，其值不大。必要时可通过操纵异侧机翼增升机构扼制MX的增大加以解决。
还应注意，图2上的翼型剖面并非沿来流方向。这是因为单肢垂尾并非沿来流作直线运动，即使沿来流为翼型剖面，但经过变掠，不仅OABB′A′O失去气动力的抵消，而且双垂尾其余动定肢的重合部份也无法保持气动力的平衡，造成飞机转向失控。为防止这一现象发生，本方案要求，过定铰O并与飞机对称面相垂直的垂尾剖面为翼型剖面。这样，沿来流虽只近似为翼型剖面，升阻比并非最佳，但毕竟存在升力。有升力即可实现由双翼型垂尾控制的飞机转向。
为使除OABB′A′O外的双垂尾部份继续处处保持关于飞机对称面的对称，本方案还要求垂尾各肢后缘的侧向投影为距定铰O处处相等的圆弧。在操稳条件允许的情况下，如果能让A与B重合，即A′与B′重合，则垂尾不平衡侧向力的计算将更加简化。
双垂尾前缘笔直后掠。这与对机翼的要求没有什么两样。至于因单肢垂尾的变掠动作会引起整机气动力之重新分布，由于垂尾尺寸远小于机翼，又只是单侧垂尾动作，故而与变后掠机翼相比要轻微得多。
本方案还有如下一些特点1、只要飞机处于飞行，翼型垂尾的侧向空气动力便随时存在。一旦关于飞机对称面的对称抵消格局被破坏，飞机立即进入小半径无侧滑盘旋(转弯)状态。操稳相比，稳不如操。这是机动性高的最主要的原因。其次，飞行速度越高，侧向空气动力越大，盘旋(转弯)轨迹半径越小，机动品质越高。2、以变掠动作代替舵面偏转，不仅对整机气动力干扰小，而且不需要很大的操舵力。由图2可知，单肢垂尾变掠可藉助于本身的重量。而恢复零位，也只需克服其自重。3、由于同一翼型都有一个升力系数较大的最佳迎角，而且该迎角不为0，所以尽管双垂尾沿来流并垂直于飞机对称面的剖面不为标准翼型，但可按最佳迎角安装垂尾各肢，从而使单肢变掠产生较大的侧向力，飞机转向将更加灵敏;也可以把垂尾各肢迎角做成可调的(当然需要差转并处处保持对称)，经试验取得调值。4、由于飞机侧向空气动力焦点从与飞机重心相近的付翼移向垂尾，使偏转力矩My有一个较前延长数倍的力臂。因此，新方案的转向操纵有显著的灵敏性。此外，还可以减小OABB′A′O的面积，使动肢的行程变小。其经济价值在于因动肢的惯性小，可望实现动肢的频繁升举，相应地可降低驱动功率，减小油缸等零件的尺寸。5、无论方向舵、付翼、升降舵抑或是襟、缝翼等，目前的结构均为绕舵面内或与舵面平行的枢轴回转。舵面有多长，铰链区就有多长，或者增加超静定铰链的数目，给安装增加困难。现在不同了。单肢“全动板块式”垂尾绕与舵(翼)面相垂直的枢轴回转;铰链长不过舵面的厚度，大大减小了铰链区的尺寸，也大大降低了铰链力矩，可望不设空气动力补偿或重量补偿。不仅如此，由于迎风面积小，使得动作阻力小，既简化了垂尾结构，又可以降低飞机的燃料油耗。6、前已述及，由于飞机侧向空气动力焦点从付翼移向垂尾，使得由翼型垂尾产生的侧向儒可夫斯基升力对飞机重心取矩，造成飞机作直飞和转向的复合运动。但当飞机处于惯性滑翔直飞时，该复合运动将使飞行速度进一步降低，并出现“退飞”和“掉高度”的现象。本方案主张，在喷气发动机投入加力燃烧的情况下，方可操纵“分动式翼型双垂尾”，实现飞机的快速转向。尽管这样做的结果仍有几米的盘旋(转弯)轨迹半径，但把该数值由上升米降至几米仍不失为一大飞跃。7、取消付翼，代之以全翼展襟翼，不仅著简化机翼的结构，而且将使机翼升力系数成倍提高。由此可大大增加商载，降低起降速度，为缩短起降滑跑距离，减少机场工程投资闯出一条新路。8、由于侧向空气动力焦点后移，侧向力变小，该焦点高于飞机重心的距离将随着重新设计的“翼型双垂尾”而变小，故滚转力矩MX也将变小;甚至不必动用机翼增升装置即可实现无侧滑转向。严格的无侧滑转向ny＝0，可使飞行员免遭过载之苦。9、“分动式翼型双垂尾”由于其单肢沿飞机对称面做变掠动作，与左右升降舵的转向相同，故即使全部尾系集中配置，也不会出现彼此的运动干涉，造成大家都不能动转的现象。因此，按照本方案作尾系布局最为简单，并无削角或前后错开等特殊要求。10、“分动式翼型双垂尾”将给直升飞机带来活力。若以“分动式翼型双垂尾”代替直升机的尾桨，那么动肢与定肢双双处于零位者，直升机可在悬停中原地转向，即转弯的轨迹半径为0。若动肢动作，则或加速直升机的转向，或由于动定肢侧向非遮蔽部份的升力而稳定直升机的航向，实现水平直飞。11、由于在机翼上取消了付翼，因而减轻了机翼发生颤振的可能性。至于尾颤，由于垂平尾既无运动干涉，也无气动力干涉，气流通过顺畅，所以即使有余颤，也必然是很轻微的，对飞行姿态的稳定性影响不大。12、取消付翼，等于基本上取消了滚转，从而消除了侧滑的可能性。侧滑可能导致气流提前分离并向单发停车一侧机翼猛烈失速。此外，侧滑可能使发动机进气道出现喘振进而使工作发动机停车。
本方案的第一个改进型谓之“伸缩分动式翼型双垂尾”，其侧向投影形状如图3所示。特点是动肢变幅而不变掠。它还有以下一些优点，即一可保证沿来流并与飞机对称面垂直的剖面具有翼型轮廓。二、升举惯性小，易实现频繁升举。三、外廓只变形不移动也不转动，对整机气动力重新分布的影响更小。四是自下而上多节承插，各节磨损均匀，寿命长，是一种很有前途的“翼型双垂尾”结构。
本方案的第二个改进型谓之“轮换充气式翼型双垂尾”。特点是，无整体运动，只通过充放气获得翼型或失去翼型，见图4。图示为俯瞰向。设靠上面的为右气室，靠下面的为左气室，中间为龙骨。轮廓表面为耐压不漏气软薄膜。左、右气室均涨满压缩空气时，共同形成对称翼型剖面，适合飞机的直飞状态。若使飞机向左转，可先启动真空泵D，使得抽掉备用气室A里的空气。然后打开阀C，使左气室的压缩空气流向A，最后与A均压，失去翼型剖面，让右气室对飞机重心产生偏转力矩My，促使机头左转。若欲在左转中改为直飞，在阀B一直关闭的条件下保持C打开，同时给A和左气室增压(图中未画出)，使左气室恢复翼型轮廓。值得一提的是，左、右气室中间的龙骨为二全等对称翼型剖面的公共下翼面;受结构限制，只采用平面作下翼面，翼型不完整。若继续使机头右转，可同样先抽净A的空气，打开阀B而关闭C，使右气室与A均压，让左气室产生的侧向空气动力对飞机重心取矩My，从而使机头右转。右转结束后，再给右气室及A增压，恢复右气室的翼型剖面。此种“翼型双垂尾”虽不像基本型即图2那样地大起大落，但一，翼型不完整，侧向升力小，转向机动性不可能太高。二是翼面外形轮廓难以保持。尤其当飞行速度接近音速的时候，速压高于空气压力，虽气囊不漏气，也将因失去翼型而使升力下降，转向效率降低;三是高空增压困难，更使翼型不易保持;四是处于高空低气压下，阀频繁动作的可靠性下降。这种方案还有待进一步完善。
总之，“分动式翼型双垂尾”是把儒可夫斯基定理搬上垂尾的又一新的尝试。它的出台，表明传统结构应用儒氏定理仍有不尽完善之处，理应给予足够的重视。
权利要求
1.“分动式翼型双垂尾”作为新的横侧操稳机构，取代目前的差转付翼和偏转对称翼型单垂尾的后部--方向舵的组合。其特征是，以最大间距不过翼型厚度的关于飞机对称面为对称而下翼面相对的并列全等翼型双垂尾稳定航向，以其单肢的位置变动或变形造成不平衡侧向升力解决横侧操纵问题。
2.如权利要求1所述，“分动式翼型双垂尾”其特征在于，当控制信号加给横侧操纵系统时，双垂尾中的单肢变掠;随着横侧操纵信号的解除，变掠单肢回归至起始动作前的位置。
3.如权利要求1所述，“分动式翼型双垂尾”其特征在于，每个单肢自下而上为多节承插式。横侧操纵信号将变成有关单肢的变幅动作。该信号一解除，变幅单肢回归至起始动作前的位置。
4.如权利要求1所述，“分动式翼型双垂尾”其特征在于，双垂尾是被平直龙骨分隔成充满压缩空气、具有翼型上翼面外轮廓的两个并列全等气室。横侧操纵信号将变成有关气室放气卸压，失去翼型，从而使保持翼型一侧的侧向升力对飞机重心产生偏转力矩。该信号一解除，失去翼型的气室将因再次充满压缩空气而重新获得翼型，使双垂尾合成具有对称翼型剖面的垂直安定面，从而稳定航向，使飞机直飞。
5.如权利要求1及2所述，“分动式翼型双垂尾”为过定铰0并与飞机对称面垂直的剖面为翼型平面。此外，其后缘应为距0处处相等的圆弧。在操稳不受影响的前提下，双垂尾翼梢前、后缘重合为一点。
6.如权利要求2及3所述，“分动式翼型双垂尾”允许每肢有最佳的安装迎角，或其迎角为可调;但双肢迎角应时时处处关于飞机对称面保持对称。
全文摘要
“分动式翼型双垂尾”是针对在以差转副翼为主、偏转方向舵为辅完成的盘旋(转弯)机动中轨迹半径过大、机动时间过长及因机翼弹性变形、大迎角飞行、超音速飞行而使副翼效率剧降等缺点提出来的。它根据儒氏定理，把对称翼型局偏垂尾改为同时只准单肢全动变掠(或变幅，或变翼型)的对称全等并列翼型双垂尾。缘于该动作，双垂尾中失去对称抵消部份的侧向升力对飞机重心产生偏转力矩，使飞机作瞬间无侧滑转向。因此，可望取消副翼，把轨迹半径由近千米降到几米甚至降到零。
文档编号B64C5/06GK1052084SQ90104040
公开日1991年6月12日 申请日期1990年5月31日 优先权日1990年5月31日
发明者邢麟祥 申请人:邢麟祥