一种高配平能力的水平尾翼和飞机的制作方法

本实用新型涉及航空飞行器
技术领域：
，尤其涉及一种高配平能力的水平尾翼和飞机。
背景技术：
：水平尾翼简称平尾，以水平状安装在机身后部，是飞机的主要大部件之一，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。平尾的前半部是水平安定面，后半部是升降舵，控制飞机上升下降和配平机身的重量分布。飞机在飞行过程中，纵轴与来流之间的夹角称为攻角，机翼在攻角超过某个临界值后，举力系数会随着攻角的增大而减小，造成失速。当失速时，飞机会产生失控的俯冲颠簸运动，发动机发生振动，驾驶员感到操纵异常，失速是一种非常危险的状态，应尽量避免。然而，目前的水平尾翼阻力比较大，升力不够，就会导致失速攻角比较小，失速的隐患比较大；另外，目前的水平尾翼对机身重量的配平能力不够，不利于维持飞机的平稳飞行。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高配平能力的水平尾翼和飞机，该水平尾翼阻力小、升力高、配平能力强；该飞机失速攻角比较大，不易失速，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：一种高配平能力的水平尾翼，包括水平尾翼主体，所述水平尾翼主体在X轴方向和在Z轴方向上均为轴对称结构；在X轴和Z轴构成的坐标平面内，水平尾翼主体的截面呈梭形；在X轴和Y轴构成的坐标平面内，水平尾翼主体包括依次相连的直线边缘、第一曲线边缘和第二曲线边缘，所述直线边缘沿X轴方向布置，第一曲线边缘和第二曲线边缘相互对称，水平尾翼主体在Y轴方向的尺寸从中间向两端依次递减，第一曲线边缘和第二曲线边缘的连接处形成光滑的圆角过渡；其中，X轴方向为左右方向，Y轴方向为前后方向，Z轴方向为上下方向。水平尾翼主体在X轴方向和在Z轴方向上的轴对称结构的布局，以及第一曲线边缘和第二曲线边缘的连接处形成光滑的圆角过渡，降低了水平尾翼主体的阻力，提高其升力，提高飞机的机动性；水平尾翼主体的圆角过渡提高了水平尾翼的控制效率。进一步的技术方案为：所述水平尾翼主体在X轴方向的最大长度为P，水平尾翼主体在Y轴方向的最大长度为D，D与P在X-Y坐标系内的数值对应关系如表1：表1：X轴方向的长度Y轴方向的长度1/8P0.4D-0.6D2/8P0.65D-0.75D3/8P0.8D-0.9D4/8PD5/8P0.8D-0.9D6/8P0.65D-0.75D7/8P0.4D-0.6DP0第一曲线边缘和第二曲线边缘均按照表1的数值范围设计，将所有坐标点连接成样条曲线即形成第一曲线边缘和第二曲线边缘。优选的技术方案为：所述D的数值按表2选取：表2：进一步的技术方案为：所述水平尾翼主体在X轴方向的最大长度为P，水平尾翼主体在Z轴方向的最大厚度为M，M与P在X-Z坐标系内的数值对应关系如表3：表3：X轴方向的长度Z轴方向的厚度1/8P0.55M-0.7M2/8P0.75M-0.85M3/8P0.85M-0.97M4/8PM5/8P0.85M-0.97M6/8P0.75M-0.85M7/8P0.55M-0.7MP0水平尾翼主体在X轴和Z轴构成的坐标平面上面积最大的截面的厚度按照表3的数值范围设计，将所有坐标点连接成样条曲线即形成该截面的轮廓。优选的技术方案为：所述M的数值按表4选取：表4：水平尾翼主体在X轴、Y轴和Z轴方向上的尺寸符合上述表格的范围时，其结构设计合理，增加平尾的配平能力，减少平尾的阻力，使其阻力小，升力大，有效避免失速现象。进一步的技术方案为：所述水平尾翼主体采用naca0015翼型。naca0015翼型从侧面看形成流线形结构，前缘半径较小，最大厚度位置靠后，能使翼型表面上尽可能保持层流流动，以便减小摩擦阻力。本实用新型解决其技术问题的技术方案还包括：一种飞机，包括上述高配平能力的水平尾翼。本实用新型的有益效果是：1、本实用新型的水平尾翼，在X轴方向和在Z轴方向上的轴对称结构的布局，以及第一曲线边缘和第二曲线边缘的连接处形成光滑的圆角过渡，使气流的流场更稳定，气流沿第一曲线边缘和第二曲线边缘流过，降低了水平尾翼主体的阻力，提高其升力，提高飞机的机动性；水平尾翼主体的圆角过渡提高了水平尾翼的控制效率。2、本实用新型的水平尾翼，通过设计合理的结构参数，使其结构合理，增加平尾的配平能力，减少平尾的阻力，使其阻力小，升力大，有效避免失速现象。3、本实用新型的飞机，采用了本实用新型的水平尾翼之后，控制效率高，阻力小、升力高，该飞机失速攻角比较大，不易失速，配平能力强，利于保持飞机在飞行中的稳定性和控制飞机的飞行姿态。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在X-Y坐标平面的平面结构示意图；图2为本实用新型实施例水平尾翼的侧视图；图3为本实用新型实施例水平尾翼在X-Z坐标平面的最大截面的示意图。图中：1水平尾翼主体，2直线边缘，3第一曲线边缘，4第二曲线边缘。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、图2及图3所示，一种高配平能力的水平尾翼，包括水平尾翼主体1，所述水平尾翼主体1在X轴方向和在Z轴方向上均为轴对称结构；如图3，在X轴和Z轴构成的坐标平面内，水平尾翼主体1的截面呈梭形；如图1，在X轴和Y轴构成的坐标平面内，水平尾翼主体1包括依次相连的直线边缘2、第一曲线边缘3和第二曲线边缘4，所述直线边缘2沿X轴方向布置，第一曲线边缘3和第二曲线边缘4相互对称，水平尾翼主体1在Y轴方向的尺寸从中间向两端依次递减，第一曲线边缘3和第二曲线边缘4的连接处形成光滑的圆角过渡；其中，X轴方向为左右方向，Y轴方向为前后方向，Z轴方向为上下方向。水平尾翼主体1在X轴方向和在Z轴方向上的轴对称结构的布局，以及第一曲线边缘3和第二曲线边缘4的连接处形成光滑的圆角过渡，降低了水平尾翼主体1的阻力，提高其升力，提高飞机的机动性；水平尾翼主体1的圆角过渡提高了水平尾翼的控制效率。所述水平尾翼主体1在X轴方向的最大长度为P，水平尾翼主体1在Y轴方向的最大长度为D，水平尾翼主体在Z轴方向的最大厚度为M，P、D和M在坐标系内的数值对应关系如下表：第一曲线边缘3、第二曲线边缘4及水平尾翼主体1在X轴和Z轴构成的坐标平面上面积最大的截面的厚度均按照上表的数值设计，将所有坐标点连接成样条曲线即形成第一曲线边缘3、第二曲线边缘4和上述截面的轮廓。同时，如图2，所述水平尾翼主体1采用naca0015翼型，以此限定了水平尾翼主体1的侧面形状。naca0015翼型从侧面看形成流线形结构，前缘半径较小，最大厚度位置靠后，能使翼型表面上尽可能保持层流流动，以便减小摩擦阻力。本实施例的飞机，包括本实施例的水平尾翼。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：本实施例中，P、D和M在坐标系内的数值对应关系如下表：X轴方向的长度Y轴方向的长度Z轴方向的厚度1/8P0.575D0.658M2/8P0.728D0.811M3/8P0.865D0.959M4/8PDM5/8P0.865D0.959M6/8P0.728D0.811M7/8P0.575D0.658MP00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：本实施例中，P、D和M在坐标系内的数值对应关系如下表：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。当前第1页1 2 3