專利名稱：通用飛機多用途腹鰭的制作方法
技術領域：
本實用新型屬于通用飛機設計技術，涉及一種通用飛機多用途腹鰭。
背景技術：
現(xiàn)有飛機采用了一對左右對稱的小腹鰭(圖2，圖3是腹鰭剖視圖)，主要的目的 是從飛機外部對機身進行縱向加強，還能起到一定的橫航向穩(wěn)定性作用，但是，腹鰭的面積 較小，位置靠前，對橫航向安定性影響有限，另外，當飛機抬頭迎角過大而飛機后機身擦地 時，腹鰭的外形及位置對飛機的后機身起不到保護作用。
發(fā)明內(nèi)容本實用新型的目的是提出一種提高飛機橫航向安定性，并當飛機抬頭迎角過大而 飛機后機身擦地時，腹鰭對飛機的后機身起到保護作用的通用飛機多用途腹鰭。本實用新型的技術解決方案是，在機身的后下部裝有一對相對于飛機對稱面左右 對稱的兩塊腹鰭，腹鰭前緣點位于飛機氣動焦點之后500 800mm處，下邊緣為平直的，并 向后延伸到擦地角限制線處，與腹鰭后緣線形成腹鰭的后下角點；兩塊腹鰭間距為650 750mm，兩塊腹鰭沿機身縱向豎直布置，腹鰭的厚度為3. 2 8mm，每塊腹鰭采用雙層蒙皮結 構，增加腹鰭支持剛度，每塊腹鰭的上端連接到后機身蒙皮上或者機身內(nèi)部的縱向結構件 上，腹鰭前緣后掠角為0 45°、后緣前掠角為0 45°。本實用新型具有的優(yōu)點和有益 效果，本實用新型對現(xiàn)有通用飛機腹鰭的改進，通過對其外形參數(shù)，安裝位置、結構形式進 行優(yōu)化，實現(xiàn)腹鰭的多功能化，即腹鰭既能起到機身外部縱向加強作用，還能改善飛機的橫 航向安定性，又可以防止機身后體擦地。本實用新型在改善飛機的橫航向穩(wěn)定性、抑制飛機 大迎角尾旋情況發(fā)生的同時，又不破壞現(xiàn)有飛機的縱向傳力路線，還擴大了縱向結構加強 的范圍，還能防止飛機過迎角起飛或著陸后，后機身擦地破壞，可有效降低飛機損傷程度。

圖1是本實用新型的結構示意圖；圖2是本實用新型現(xiàn)有技術的結構示意圖；圖3是圖2的A-A剖視圖。
具體實施方式
以下結合附圖對本實用新型作詳細說明。在機身1的后下部裝有一對相對于飛機對稱面左右對稱的兩塊腹鰭2，腹鰭2前 緣點位于飛機氣動焦點之后500 800mm處，下邊緣為平直的，并向后延伸到擦地角限制線 4處，與腹鰭2的后緣線形成腹鰭的后下角點；兩塊腹鰭2間距為650 750mm，兩塊腹鰭2 沿機身縱向豎直布置，腹鰭2的厚度為3. 2 8mm，每塊腹鰭2采用雙層蒙皮結構，每塊腹 鰭2的上端連接到后機身蒙皮上或者機身內(nèi)部的縱向結構件上，腹鰭2前緣后掠角為0 45°、后緣前掠角為0 45°。 本實用新型的腹鰭2前緣點位置與現(xiàn)有的飛機腹鰭位置相同，通過改進腹鰭的長 度以增加縱向結構加強范圍，將現(xiàn)有飛機的單層蒙皮結構改成雙層蒙皮結構，增加腹鰭的 支持剛度，提高腹鰭觸地后的保護效果，在改進現(xiàn)有腹鰭后，腹鰭的面積增加了 50%，向后 延伸了 300mm，對于改善飛機的橫航向穩(wěn)定性有利，可以抑制飛機大迎角尾旋情況發(fā)生，同 時又不破壞現(xiàn)有飛機的縱向傳力路線，還擴大了縱向結構加強的范圍，本發(fā)明改進后，當飛 機起飛或著陸意外迎角超過飛機擦地角a3時，腹鰭首先擦地，后緣下交點著地變形，起到 緩沖作用，對飛機后機身起到保護，可有效防止后機身因擦地而破壞，降低飛機損傷程度。
權利要求一種通用飛機多用途腹鰭，其特征在于，在機身[1]的后下部裝有一對相對于飛機對稱面左右對稱的兩塊腹鰭[2]，腹鰭[2]前緣點位于飛機氣動焦點之后500～800mm處，下邊緣為平直的，并向后延伸到擦地角限制線[4]處，與腹鰭[2]的后緣線形成腹鰭的后下角點；兩塊腹鰭[2]間距為650～750mm，兩塊腹鰭[2]沿機身縱向豎直布置，腹鰭[2]的厚度為3.2～8mm，每塊腹鰭[2]采用雙層蒙皮結構，每塊腹鰭[2]的上端連接到后機身蒙皮上或者機身內(nèi)部的縱向結構件上，腹鰭[2]前緣后掠角為0～45°、后緣前掠角為0～45°。
專利摘要本實用新型屬于通用飛機設計技術，涉及一種通用飛機多用途腹鰭。在機身的后下部裝有一對相對于飛機對稱面左右對稱的兩塊腹鰭，腹鰭前緣點位于飛機氣動焦點之后500～800mm處，下邊緣為平直的，并向后延伸到擦地角限制線處，在與限制線相交處和腹鰭后緣線形成腹鰭的后下角點；兩塊腹鰭間距為650～750mm，腹鰭的厚度為3.2～8mm，每塊腹鰭的上端連接到后機身蒙皮上，腹鰭前緣后掠角和后緣前掠角均為0～45°。本實用新型在改善飛機的橫航向穩(wěn)定性、抑制飛機大迎角尾旋情況發(fā)生的同時，又不破壞現(xiàn)有飛機的縱向傳力路線，還擴大了縱向結構加強的范圍，還能防止飛機過迎角起飛或著陸后，使后機身擦地而破壞。
文檔編號B64C17/00GK201694385SQ20102023815
公開日2011年1月5日 申請日期2010年6月28日 優(yōu)先權日2010年6月28日
發(fā)明者王勇, 龍文剛 申請人:中國航空工業(yè)集團公司西安飛機設計研究所