飞行器稳定尾翼装置制造方法及图纸

本发明专利技术提供了一种飞行器稳定尾翼，包括中心筒，栅格翼，外环翼，栅格翼分布在中心筒外侧，外环翼环绕栅格翼的外缘从而组成整体式尾翼。栅格翼分为多个纵横交错的横向翼面和纵向翼面，位于中心位置的横向翼面分为左翼面和右翼面，位于中心位置的纵向翼面分为上翼面和下翼面，左翼面的内缘、右翼面的内缘分别与中心筒外壁的左侧、右侧连接，上翼面的内缘、下翼面的内缘分别与中心筒外壁的上侧、下侧连接。本发明专利技术能在发射筒等空间限制条件下为飞行器的稳定飞行提高足够大的稳定力矩和气动力；无运动机构，提高了工作可靠性，并降低了成本采用整体式结构，结构的强度和刚度好，结构效率高；尾翼一体化结构，加工以及飞行器现场安装得到简化。

Aircraft stabilizer

The invention provides a stable tail of an aircraft, which comprises a central tube, a grid wing, an outer ring wing, wherein the grid wing is distributed outside the central tube, and the outer ring wing surrounds the outer edge of the grid wing to form an integral tail. Grid wing is divided into several crisscross transverse and longitudinal wing surfaces. The transverse wing surface in the center is divided into left wing surface and right wing surface. The longitudinal wing surface in the center is divided into upper wing surface and lower wing surface. The inner edge of left wing surface and right wing surface are respectively connected with the left and right sides of the outer wall of the central cylinder. The inner edge of upper wing surface and lower wing surface are respectively connected with the outer wall of the central cylinder The upper side and the lower side are connected. The invention can increase enough stable moment and aerodynamic force for the stable flight of the aircraft under the space restriction conditions such as the launching cylinder; there is no moving mechanism, which improves the working reliability, and reduces the cost by adopting the integral structure, which has good strength and rigidity and high structural efficiency; the tail integrated structure, processing and on-site installation of the aircraft are simplified.

【技术实现步骤摘要】
飞行器稳定尾翼装置
本专利技术涉及飞行器设备
，具体地，涉及一种飞行器稳定尾翼装置。
技术介绍
稳定尾翼是飞行器总体设计和组成不可缺少的部分，尾翼的面积、展长等参数对于保证飞行器的稳定性并提供足够的机动性能至关重要。但是另一方面尾翼的尺寸大小又受到结构和起飞(或发射)环境的限制，对于导弹、火箭弹及筒式发射无人机等飞行器，稳定尾翼的设计就受到发射装置的空间限制。目前，导弹、火箭弹及筒式发射无人机等飞行器的翼面通常采用折叠式设计。在飞行器离开发射装置或发射筒后，通过展开机构驱动尾翼迅速展开，在展开到位后要求并可靠而牢固地锁定。尾翼的展开与锁定通常比较复杂，会导致飞行器重量增加、后心后移等不利因素，且存在可靠性和成本约束。为了保证折叠机构的工作性能和可靠性，尤其是长期贮存后的工作可靠性，通常要付出比较高的成本代价。尤其是对于低成本设计飞行器，复杂的折叠尾翼对飞行器的总成本影响会比较大。另外，在一些微型飞行器上设计可靠的折叠尾翼的技术难度也非常大。因此，一部分导弹、火箭弹及无人机等飞行器，需要一种新型的尾翼装置，能够以简单有限的方式在有限的空间内提供足够大的气动面面积和空气动力，并简化设计和安装，从而提高飞行器稳定和机动性能，并提高可靠性，降低成本。经过对现有技术的检索，申请号为201510043929.7的专利技术专利公开了一种固定翼无人飞行器的尾翼结构，包括机身和位于机身后部的尾翼机构，所述尾翼机构包括尾翼连接部以及与尾翼连接部固定连接的一对尾翼，一对所述尾翼沿尾翼连接部中心线的垂直面对称设置，其中，所述尾翼连接部中部设有与机身后部连接的连接腔，所述连接腔与机身后部为可拆卸式固定连接。该尾翼结构无法在有限的空间内提供足够大的气动面面积和空气动力，无法提高飞行器稳定和机动性能。
技术实现思路
针对现有技术中的缺陷，本专利技术的目的是提供一种飞行器稳定尾翼装置。根据本专利技术提供的一种飞行器稳定尾翼，包括中心筒，栅格翼，外环翼，所述栅格翼分布在中心筒外侧，所述外环翼环绕栅格翼的外缘从而组成整体式尾翼。进一步地，所述栅格翼分为多个纵横交错的横向翼面和纵向翼面，所述横向翼面中，位于中心位置的横向翼面分为左翼面和右翼面，位于中心位置的纵向翼面分为上翼面和下翼面，所述左翼面的内缘与中心筒外壁的左侧连接，所述右翼面的内缘与中心筒外壁的右侧连接，所述上翼面的内缘与中心筒外壁的上侧连接，所述下翼面的内缘与中心筒外壁的下侧连接。进一步地，所述横向翼面的间距尺寸和纵向翼面的间距尺寸要保证栅格翼的层数不小于2层。进一步地，所述栅格翼的前缘后掠角为45°。进一步地，所述外环翼为中空的圆筒结构。进一步地，所述中心筒，栅格翼，外环翼一体成型。进一步地，所述中心筒与飞行器发动机尾喷管段套接。进一步地，所述中心筒的内径与飞行器收缩形尾喷管的外径匹配。进一步地，所述中心筒，栅格翼，外环翼采用PVC或铝合金或钢。进一步地，所述外环翼的径尺寸与飞行器主体结构尺寸匹配。与现有技术相比，本专利技术具有如下的有益效果：1、本专利技术的飞行器稳定尾翼中，栅格翼通过中心筒、外环翼组合成一整体式尾翼，并通过中心筒与弹体部分连接，外环翼使栅格封闭为一整体式结构，并进一步增加了气动面的面积，栅格翼与外环翼为气动力生成装置，可根据巡航速度进行前缘后掠、翼型剖面的优化设计，栅格翼的前缘后掠角可减小飞行阻力和提高飞行稳定性，飞行速度越大，后掠角越大，一般取45度左右。2、本专利技术的飞行器稳定尾翼中，多片翼面交错组合，从而在有限空间内扩大有效气动面面积。3、本专利技术的飞行器稳定尾翼中，栅格连接成一整体封闭式结构，加强栅格翼的强度，为栅格翼提高保护，外环翼本身也可扩大尾翼的气动力面积。4、本专利技术的飞行器稳定尾翼中，发射筒等有效的空间内，不使用折叠机构就可以提高足够大面积的翼面。5、本专利技术的飞行器稳定尾翼中，能在发射筒等空间限制条件下为飞行器的稳定飞行提高足够大的稳定力矩和气动力；无运动机构，提高了工作可靠性，并降低了成本采用整体式结构，结构的强度和刚度好，结构效率高；尾翼一体化结构，加工以及飞行器现场安装得到简化。附图说明通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本专利技术的其它特征、目的和优点将会变得更明显：图1是本专利技术中一种飞行器稳定尾翼前向视图；图2是本专利技术中一种飞行器稳定尾翼侧视图；图3是本专利技术中一种飞行器稳定尾翼的立体图；图4是本采用本专利技术尾翼装置的飞行器示意图。具体实施方式下面结合具体实施例对本专利技术进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本专利技术，但不以任何形式限制本专利技术。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本专利技术构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本专利技术的保护范围。如图1至图3所示，一种飞行器稳定尾翼4，包括中心筒1，栅格翼2，外环翼3，栅格翼2分布在中心筒1外侧，外环翼3环绕栅格翼2的外缘从而组成整体式尾翼，中心筒1，栅格翼2，外环翼3一体成型，外环翼3为中空的圆筒结构。栅格翼2分为多个纵横交错的横向翼面21和纵向翼面22，横向翼面21中，位于中心位置的横向翼面21分为左翼面211和右翼面212，位于中心位置的纵向翼面22分为上翼面221和下翼面222，左翼面211的内缘与中心筒1外壁的左侧连接，右翼面212的内缘与中心筒1外壁的右侧连接，上翼面221的内缘与中心筒1外壁的上侧连接，下翼面222的内缘与中心筒1外壁的下侧连接。横向翼面21的间距尺寸和纵向翼面22的间距尺寸要保证栅格翼2的层数不小于2层。栅格翼2的前缘后掠角为45°。中心筒1的内径与飞行器收缩形尾喷管的外径匹配，外环翼3的径尺寸与飞行器主体结构尺寸匹配。中心筒1，栅格翼2，外环翼3采用PVC或铝合金或钢。如图4所示，一种飞行器5，具有折叠前翼6及本专利技术飞行器稳定尾翼4，在尾翼装置的中心为飞行器5的发动机喷口7。综上所述，本专利技术的飞行器稳定尾翼中，栅格翼通过中心筒、外环翼组合成一整体式尾翼，并通过中心筒与弹体部分连接，外环翼使栅格封闭为一整体式结构，并进一步增加了气动面的面积，栅格翼与外环翼为气动力生成装置，可根据巡航速度进行前缘后掠、翼型剖面的优化设计；本专利技术的飞行器稳定尾翼中，多片翼面交错组合，从而在有限空间内扩大有效气动面面积；本专利技术的飞行器稳定尾翼中，栅格连接成一整体封闭式结构，加强栅格翼的强度，为栅格翼提高保护，外环翼本身也可扩大尾翼的气动力面积；本专利技术的飞行器稳定尾翼，能在发射筒等空间限制条件下为飞行器的稳定飞行提高足够大的稳定力矩和气动力；无运动机构，提高了工作可靠性，并降低了成本采用整体式结构，结构的强度和刚度好，结构效率高；尾翼一体化结构，加工以及飞行器现场安装得到简化。在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种飞行器稳定尾翼，其特征在于，包括中心筒，栅格翼，外环翼，所述栅格翼分布在中心筒外侧，所述外环翼环绕栅格翼的外缘从而组成整体式尾翼。/n

【技术特征摘要】
1.一种飞行器稳定尾翼，其特征在于，包括中心筒，栅格翼，外环翼，所述栅格翼分布在中心筒外侧，所述外环翼环绕栅格翼的外缘从而组成整体式尾翼。


2.根据权利要求1所述的飞行器稳定尾翼，其特征在于，所述栅格翼分为多个纵横交错的横向翼面和纵向翼面，所述横向翼面中，位于中心位置的横向翼面分为左翼面和右翼面，位于中心位置的纵向翼面分为上翼面和下翼面，所述左翼面的内缘与中心筒外壁的左侧连接，所述右翼面的内缘与中心筒外壁的右侧连接，所述上翼面的内缘与中心筒外壁的上侧连接，所述下翼面的内缘与中心筒外壁的下侧连接。


3.根据权利要求2所述的飞行器稳定尾翼，其特征在于，所述横向翼面的间距尺寸和纵向翼面的间距尺寸要保证栅格翼的层数不小于2层。


4.根据权利要求1所述的飞行器稳定尾翼，其特征...

【专利技术属性】
技术研发人员：赵兴隆，张赢，郝波，许萍，刘本慧，黄书平，丁云鹏，惠轶，居闽，颜雯清，刘康，张凤岗，
申请(专利权)人：上海机电工程研究所，
类型：发明
国别省市：上海;31