用于提高飞行器的垂直尾翼的空气动力学效率的方法技术

本发明专利技术涉及一种用于提高飞行器的垂直尾翼的空气动力学效率的方法。根据本发明专利技术，方向舵(9)的后缘(4)的厚度(EP1)作为垂直尾翼(2)的翼展(E)的函数变化，以使施加至垂直尾翼(2)的侧向升力系数的局部值与最大允许值匹配。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种用于提高飞行器一特别是运输机——的垂直尾翼的空气动力学效率的方法，和一种具有提高的效率的垂直尾翼，以及一种包括此类垂直尾翼的飞行器。 本专利技术适合于设置有垂直尾翼的任何类型的飞行器，且特别适合于由机翼承载它们的发动机的飞机。
技术介绍
公知飞行器的垂直尾翼能够由于其表面而产生侧向升力和空气动力学阻力，并且应该针对所有飞行条件确保所述飞行器的稳定性、机动性和平衡。垂直尾翼的表面尺寸定制成以便能够补偿作为飞行器的发动机之一发生故障的结果而形成的偏航效应，从而允许确保飞行器在发动机失效的情况下具有足够低的最低控制速度，以便满足飞行器的起飞和着陆性能。对于相对于垂直尾翼的偏航舵(drift)具有最大角位置的方向舵而言，在飞行器的低滑翔状态下计算该垂直尾翼的尺寸。
技术实现思路
本专利技术旨在增加垂直尾翼的侧向升力或者在减小垂直尾翼的表面的同时维持相同的侧向升力。为此，本专利技术提供一种方法，该方法允许在垂直尾翼的全部高度上提高垂直尾翼的局部空气动力学效率，也就是说使侧向升力系数的局部值更接近侧向升力系数的最大允许值，超过该最大允许值值空气层与垂直尾翼的表面分离。为此，根据本专利技术，用于提高包括能够相对于所述偏航舵枢转的方向舵的飞行器的垂直尾翼的空气动力学效率的方法的特征在于方向舵的后缘的厚度作为垂直尾翼的翼展的函数变化，以便使施加至垂直尾翼的侧向升力系数的局部值更接近最大允许值。有利的是，侧向升力系数的最大允许值是这样的值，S卩，对于方向舵与偏航舵之间的给定角度，在垂直尾翼的表面上观察到空气动力学流的分离。此外，从方向舵的后缘作为通过方向舵相对于偏航舵的角度计算出的侧向升力系数的局部值的函数确定可变厚度，对于该角度，在垂直尾翼的表面上观察到空气动力学流的分离。借助于本专利技术，并且如下文陈述，提高了轮廓的固有效率，增大了方向舵的后缘在垂直尾翼的内部上的厚度，并且减小了在其外部上的厚度，以便获得希望的负载规则(loadlaw)。在根据本专利技术的方法的第一简化实施例中，方向舵的后缘的厚度根据厚度变化线性规则作为垂直尾翼的翼展的函数变化，其中厚度从垂直尾翼的内端至其外端减小。另外，在根据本专利技术的方法的第二优化和优选实施例中，方向舵的后缘的厚度作为垂直尾翼的翼展的函数变化，其中厚度根据优化的厚度变化规则从垂直尾翼的内端至其外端减小，从而允许使侧向升力系数的所述局部值(基本上)对应于所述最大允许值。本专利技术还涉及一种飞行器的垂直尾翼，该垂直尾翼包括偏航舵和能够使所述偏航舵枢转的方向舵。根据本专利技术，所述垂直尾翼的特征在于所述方向舵具有从后缘随垂直尾翼的翼展的可变厚度，从而使施加至垂直尾翼的侧向升力系数的局部值更接近最大允许值。在第一简化实施例中，方向舵的后缘的厚度根据厚度变化线性规则作为垂直尾翼的翼展的函数变化，其中厚度从垂直尾翼的内端至其外端减小。另外，在第二优化和优选实施例中，方向舵的后缘的厚度作为垂直尾翼的翼展的函数变化，其中厚度根据优化的厚度变化规则从垂直尾翼的内端至其外端减小，从而允许侧向升力系数的所述局部值(基本上)对应于所述最大允许值。本专利技术还涉及一种飞行器，特别是运输机，其设置有例如上述提到的垂直尾翼。 附图说明附图中的各图将更好地说明可如何实现本专利技术。在这些图中，相似的参考标号涉及相似的构件。图I示意性地示出了具有根据现有技术的垂直尾翼的飞行器的机身的尾翼。图2是图I的常规垂直尾翼的后视图。图3示出标绘了侧向升力系数Ky的局部值与针对作为图I的垂直尾翼的相对于翼展的高度的函数的最低控制速度计算出的侧向升力系数Cy的恒定值之间的比率Al的演变的图。图4示出了根据本专利技术的垂直尾翼的第一实施例。图5和6示出分别标绘了图4的垂直尾翼的后缘的厚度和比率Al作为相对于翼展的高度的函数演变的图。图7示出了根据本专利技术的垂直尾翼的第二实施例。图8和9示出分别标绘了图7的垂直尾翼的后缘的厚度和比率Al作为相对于翼展的高度的函数演变的图。具体实施例方式图I上所示的飞行器机身的尾翼I带有大致梯形的垂直尾翼2和水平尾翼3。垂直尾翼2由后缘4、前缘5、上端或末梢6 (相对于机身在外部)和下端或附接点7 (相对于机身在内部)界定。垂直尾翼2包括偏航舵8和通过在偏航舵8的后端边缘11略前方的铰接轴线10铰接在偏航舵8上并且设置有后缘4的方向舵9。垂直尾翼2 (或方向舵9)在末梢6与附接点7之间的翼展称为E。在如图I至3上所示的现有技术中，方向舵9的后缘4的厚度EPO (也就是从后面看去该后缘4的水平宽度)不论高度h如何都是恒定的，如图2上更具体地示出的那样。在图3的图中，针对方向舵9相对于偏航舵8的三个不同角度示出了三根铃形的曲线Cl、C2和C3，其均对应于上文定义的作为相对于翼展E的高度h的函数Al的演变。水平直线C4对应于最大比率Al，超过该比率则观察到垂直尾翼2上空气流的分离12。如可见的那样，对于每根曲线Cl、C2和C3，比率Al增大至极限高度，且此后减小直到在翼展E处变成零。极限高度定位成与附接点7相比更接近末梢6，因为空气流在垂直尾翼2的该部分上承受较多的空气动力学干扰。方向舵9相对于偏航舵8的角度对于曲线Cl、C2和C3分别为10°、20°、45°。三根曲线Cl、C2和C3的比率Al与方向舵9的角度成比例。因此，不管相对于翼展E的高度h如何，曲线C3都在曲线C2上方，曲线C2本身在曲线Cl上方。对于区间内所包括的任何高度h，两根曲线Cl和C2在直线C4下方的位置说明，对于角度10°和20°，垂直尾翼2的局部侧向升力低于在空气层不分离的情况下的最大允许侧向升力，不管高度h如何。曲线C3对于范围和[h2，E]内所包括的高度h在直线C4下方，而对于范围[hl，h2]内所包括的高度h在直线C4上方。换言之，对于45°的角度,垂直尾翼2的局部侧向升力-对于范围和[h2, E]内所包括的高度h低于最大侧向升力；且·-对于范围[hl，h2]内所包括的高度h高于最大侧向升力。垂直尾翼2的局部侧向升力与最大侧向升力之间的偏差表明，在现有技术中，不管高度h如何，方向舵9的后缘4的恒定厚度EPO (图5和8)没有适配。另外，如图5和8所示，作为翼展偏移弦长的缩小演变的结果，后缘4的相对厚度EprelO沿外端6的方向增大，后缘的相对厚度对应于后缘的厚度与弦长之间的比率。本专利技术在于改变厚度EP以使从现在起称为C’ I、C’ 2和C’ 3的曲线Cl、C2和C3的比率Al更接近直线C4的最大比率Al。可变厚度EP作为对方向舵9相对于偏航舵8的角度计算出的比率Al的函数确定，从而生成对应于图6和9的曲线C’ 3的分离12。例如，该角度为45°。借助于本专利技术，并且如下文陈述的，提高了轮廓的固有效率，增大了方向舵9的后缘4在垂直尾翼2的内部7上的厚度，并且减小了在其外部6上的厚度，以便获得希望的负载规则。根据本专利技术的垂直尾翼2的第一实施例，且更具体而言，标绘了相对于翼展E作为高度h的函数的曲线C’ 3的比率Al的演变的图，分别在图4至6中示出。 在该第一实施例中，方向舵9的后缘4的厚度EP根据厚度变化线性规则EPl相对于垂直尾翼2的翼展E作为高度h的函数变化，其中厚度从垂直尾翼2的内端7(h = 0)至其外端6(h = E)减小。后缘4必须易于制造，本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于提高飞行器垂直尾翼(2)的空气动力学效率的方法，所述垂直尾翼(2)包括偏航舵(8)和能够相对于所述偏航舵(8)枢转的方向舵(9)，其特征在于，所述方向舵(9)的后缘(4)的厚度作为所述垂直尾翼(2)的翼展的函数变化，以使施加至所述垂直尾翼(2)的侧向升力系数的局部值更接近最大允许值。

【技术特征摘要】
2011.04.06 FR 11/529801.一种用于提高飞行器垂直尾翼(2)的空气动力学效率的方法，所述垂直尾翼(2)包括偏航舵(8)和能够相对于所述偏航舵(8)枢转的方向舵(9)， 其特征在于，所述方向舵(9)的后缘(4)的厚度作为所述垂直尾翼(2)的翼展的函数变化，以使施加至所述垂直尾翼(2)的侧向升力系数的局部值更接近最大允许值。2.根据权利要求I的所述的方法， 其特征在于，所述侧向升力系数的允许最大值是这样的值，即，对于所述方向舵(9)与所述偏航舵(8)之间的给定角度，超过该值即在所述垂直尾翼(2)的表面上观察到空气动力学流的分离(12)。3.根据权利要求I和2中任一项所述的方法， 其特征在于，作为利用所述方向舵(9)相对于所述偏航舵(8)的角度计算出的所述侧向升力系数的局部值的函数，确定所述方向舵(9)的所述后缘的可变厚度，对于所述角度，在所述垂直尾翼(2)的表面上观察到所述空气动力学流的分离。4.根据权利要求I至3中任一项所述的方法， 其特征在于，所述方向舵(9)的所述后缘的厚度根据厚度变化线性规则(EPl)作为所述垂直尾翼(2)的翼展的函数变化，其中厚度从所述垂直尾翼(2)的内端(7)至其外端(6)减小。5.根据权...

【专利技术属性】
技术研发人员：A·唐吉，
申请(专利权)人：空中客车运营简化股份公司，
类型：发明
国别省市：