位于飞机机身尾部的俯仰控制舵面的制作方法
【专利摘要】位于飞机机身尾部的俯仰控制舵面。现代军用小展弦比飞机的重心较为靠后，使平尾或V型尾翼的力臂缩短，对飞机俯仰控制能力下降，不利于飞机机动性的提升。本实用新型的组成包括:安装在小展弦比飞机的机身尾部的自然过渡的俯仰控制舵面（1），舵面转轴，舵面上下偏转驱动机构，所述的俯仰控制舵面的外表面是与机身外形在顺气流方向自然过渡、无逆向台阶的表面，所述的俯仰控制舵面与所述的舵面上下偏转驱动机构通过舵面转轴连接。本实用新型用于小展弦比飞机的俯仰控制。
【专利说明】位于飞机机身尾部的俯仰控制舵面
[0001]【技术领域】:
[0002]本实用新型涉及一种位于飞机机身尾部的俯仰控制舵面。
[0003]【背景技术】:
[0004]现在战争对飞机的机动性要求越来越高，这要求飞机具有高效的俯仰控制能力。现代飞机推重比都很高，安装在机身后部的大功率发动机重量较大，使得飞机重心越来越靠后，使平尾的力臂越来越小，俯仰控制和配平能力变弱。同时现代战机为了追求隐身，通常将平尾和垂尾合并为V型尾翼，V型尾翼的俯仰控制能力比常规平尾更弱。现代军用小展弦比飞机的重心较为靠后，使平尾或V型尾翼的力臂缩短，对飞机俯仰控制能力下降，不利于飞机机动性的提升。目前航空强国普遍采用推力矢量技术解决这个问题，但这对发动机的性能提出很高要求。
[0005]由于空中格斗仍然是未来空战的重要形式之一，因此现代作战飞机布局都非常重视高机动性和敏捷性。经典的空战是后向攻击，这种空战主要利用的是稳定盘旋能力。全向攻击导弹的使用已改变了实施空战的传统打法，利用全向攻击导弹的空战是采用指向射击战斗概念，采用这种概念必须先敌指向射击，这是要求飞机具有高机动能力。在现代高性能战斗机中使用了过失速机动能力来进一步提高机头指向能力，即利用更大迎角来提高飞机的调头能力。过失速机动要求飞机能迅速地加速和减速、迅速地改变姿态和转弯，机动所使用的飞行迎角超过70°。如第三代战斗机F — 15的使用迎角只能达到25°，而作为第四代战斗机的代表F — 22的使用迎角则已扩大至60°。
[0006]随着新技术的运用，部分国家推出了一批高性能战斗机，这些飞机不仅有良好的常规性能，而且都具有较好的大迎角性能以致过失速机动性能。如Su - 27的“普加切夫眼镜蛇”机动。继后的Su — 35具有更好的超大迎角性能和机头指向能力。作为四代机的代表F — 22具有更加不俗的机头指向能力和大迎角性能。F — 22可以在稳定状态下拉到大迎角过失速状态，使飞机在Is内绕速度矢量滚转30°，几乎使机头指向瞬时改变90°，具有良好的机头指向能力和大迎角性能。过失速机动要求飞机在大迎角、在没有推力矢量的情况下，飞机的操纵性能仍然很好。这就是说未来的作战方式及适应这种作战方式的高性能战斗机的出现为未来战斗机提出了不容回避的纵(俯仰)横向操控能力。
[0007]在常规机动能力的基础上提高机头指向能力的途径有:一是降低飞行速度，这需要有尽可能高的最大升力系数提供高升力；二是利用过失速飞行的动转弯，使机头指向速率为其转弯速率与俯仰速率之和获得大的机头指向能力，这需要飞机具有过失速机动能力；三是过失速推力转弯，如要真正实现利用尾喷推力转弯必须解决尾喷推力转向所带来的很大的俯仰力矩，当然飞机必须具有良好的过失速机动能力。
[0008]为了能在更低的飞行速度下提高机动能力，则要求尽可能提高机动飞机的最大升力系数。另一方面受到大迎角飞行时操纵性的限制，在严重失速配平区，由于大迎角时气动舵面操纵能力下降，存在较大的危险性。如果在整个迎角范围内都能产生足够的低头力矩，就能避免以上问题的产生。
[0009]因此实现飞机快速的机头指向(高机动)的基础则是飞机在使用迎角范围内需具有良好操控性能，特别是高效的俯仰控制能力。但是，现代飞机推重比都很高，安装在机身后部的大功率发动机重量较大，使得飞机重心越来越靠后，使平尾的力臂越来越小，对飞机的俯仰控制和配平能力大幅下降。同时现代战机为了追求隐身性能，通常将平尾和垂尾合并为V型尾翼，由于V型尾翼兼顾对飞机的横航向和纵向的操纵，因此其对飞机的俯仰控制操纵能力比常规平尾更弱。当然未来先进战斗机可以用推力矢量来增强控制，但作为布局性能(仅依靠飞机的纯气动措施)应是基础，并且在动力控制有问题时飞机的基本性能则是其安全性的根本保证。同样，高效的俯仰舵面操纵效率亦是实现大迎角飞行的重要条件。
[0010]实用新型内容:
[0011]本实用新型的目的是提供一种位于飞机机身尾部的俯仰控制舵面。
[0012]上述的目的通过以下的技术方案实现:
[0013]一种位于飞机机身尾部的俯仰控制舵面，其组成包括:安装在小展弦比飞机的机身尾部的自然过渡的俯仰控制舵面，舵面转轴，舵面上下偏转驱动机构，所述的俯仰控制舵面的外表面是与机身外形在顺气流方向自然过渡、无逆向台阶的表面，所述的俯仰控制舵面与所述的舵面上下偏转驱动机构通过舵面转轴连接。
[0014]所述的位于飞机机身尾部的俯仰控制舵面，所述的俯仰控制舵面沿机身纵向对称面对称安装，所述的俯仰控制舵面安装在小展弦比飞机的尾部、发动机尾喷口的两侧。
[0015]有益效果:
[0016]1.本实用新型的舵面上下偏转时在气动上能够产生俯仰控制力矩。此处距飞机重心较远，力臂较长，具有较高的俯仰控制效率。同时发动机工作时，尾喷口射流对其附近流体的引射作用能进一步提高后体升降舵面俯仰控制效率。该舵面的使用不仅限于图1中所示的正常式布局，也适用于鸭式布局，无尾布局等其他布局形式。舵面形状不限于图1中所示矩形，可根据机身尾部外形做出调整。
[0017]2.本实用新型通过将小展弦比飞机尾喷口两侧机身修型设计成可上下偏转的活动舵面，利用舵面偏转产生俯仰控制力矩，可以增加飞机的机动性和配平能力。由于舵面距飞机重心位置较远，力臂较长，具有较高的操纵效率。同时发动机喷口的射流对舵面处流体具有引射作用，能进一步提高后体升降舵面的效率。
[0018]3.当飞机飞行中需要提供低头力矩时，本实用新型通过操纵机构将后体升降舵面向下偏转一定角度；当飞机需要提供抬头力矩时，将后体升降舵面向上偏转一定角度，偏转角度大小由飞行需要决定。
[0019]【专利附图】
【附图说明】:
[0020]附图1是本实用新型的安装位置示意图。
[0021]附图2是本实用新型舵面的外形示意图。
[0022]【具体实施方式】:
[0023]实施例1:
[0024]一种位于飞机机身尾部的俯仰控制舵面，其组成包括:安装在小展弦比飞机的机身尾部的自然过渡的俯仰控制舵面1，舵面转轴，舵面上下偏转驱动机构，所述的俯仰控制舵面的外表面是与机身外形在顺气流方向自然过渡、无逆向台阶的表面，所述的俯仰控制舵面与所述的舵面上下偏转驱动机构通过舵面转轴连接。
[0025]实施例2:[0026]根据实施例1所述的位于飞机机身尾部的俯仰控制舵面，所述的俯仰控制舵面沿机身纵向对称面对称安装，所述的俯仰控制舵面安装在小展弦比飞机2的尾部、发动机尾喷口的两侧。
[0027]实施例3:
[0028]所述的位于飞机机身尾部的俯仰控制舵面，其组成包括:与小展弦比飞机的机身尾部自然过渡的俯仰控制舵面、舵面连接转轴、舵面上下偏转驱动机构。该舵面位于机身尾部，同时该舵面为机身的自然延伸，与机身外形在顺气流方向自然过渡、无逆向台阶，该舵面安装在小展弦比飞机的尾部、发动机尾喷口的两侧，该舵面为可上下偏转的活动舵面。
【权利要求】
1.一种位于飞机机身尾部的俯仰控制舵面，其组成包括:安装在小展弦比飞机的机身尾部的自然过渡的俯仰控制舵面，舵面转轴，舵面上下偏转驱动机构，其特征是:所述的俯仰控制舵面的外表面是与机身外形在顺气流方向自然过渡、无逆向台阶的表面，所述的俯仰控制舵面与所述的舵面上下偏转驱动机构通过舵面转轴连接。
2.根据权利要求1所述的位于飞机机身尾部的俯仰控制舵面，其特征是:所述的俯仰控制舵面沿机身纵向对称面对称安装，所述的俯仰控制舵面安装在小展弦比飞机的尾部、发动机尾喷口的两侧。
【文档编号】B64C9/34GK203512023SQ201320663457
【公开日】2014年4月2日 申请日期:2013年10月27日 优先权日:2013年10月27日
【发明者】蒋增, 杨磊, 刘铁中, 闫东奇, 李春鹏 申请人:中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所