位于飛機(jī)機(jī)身尾部的俯仰控制舵面的制作方法
【專利摘要】位于飛機(jī)機(jī)身尾部的俯仰控制舵面?，F(xiàn)代軍用小展弦比飛機(jī)的重心較為靠后，使平尾或V型尾翼的力臂縮短，對飛機(jī)俯仰控制能力下降，不利于飛機(jī)機(jī)動性的提升。本實(shí)用新型的組成包括:安裝在小展弦比飛機(jī)的機(jī)身尾部的自然過渡的俯仰控制舵面（1），舵面轉(zhuǎn)軸，舵面上下偏轉(zhuǎn)驅(qū)動機(jī)構(gòu)，所述的俯仰控制舵面的外表面是與機(jī)身外形在順氣流方向自然過渡、無逆向臺階的表面，所述的俯仰控制舵面與所述的舵面上下偏轉(zhuǎn)驅(qū)動機(jī)構(gòu)通過舵面轉(zhuǎn)軸連接。本實(shí)用新型用于小展弦比飛機(jī)的俯仰控制。
【專利說明】位于飛機(jī)機(jī)身尾部的俯仰控制舵面
[0001]【技術(shù)領(lǐng)域】:
[0002]本實(shí)用新型涉及一種位于飛機(jī)機(jī)身尾部的俯仰控制舵面。
[0003]【背景技術(shù)】:
[0004]現(xiàn)在戰(zhàn)爭對飛機(jī)的機(jī)動性要求越來越高，這要求飛機(jī)具有高效的俯仰控制能力?，F(xiàn)代飛機(jī)推重比都很高，安裝在機(jī)身后部的大功率發(fā)動機(jī)重量較大，使得飛機(jī)重心越來越靠后，使平尾的力臂越來越小，俯仰控制和配平能力變?nèi)?。同時(shí)現(xiàn)代戰(zhàn)機(jī)為了追求隱身，通常將平尾和垂尾合并為V型尾翼，V型尾翼的俯仰控制能力比常規(guī)平尾更弱。現(xiàn)代軍用小展弦比飛機(jī)的重心較為靠后，使平尾或V型尾翼的力臂縮短，對飛機(jī)俯仰控制能力下降，不利于飛機(jī)機(jī)動性的提升。目前航空強(qiáng)國普遍采用推力矢量技術(shù)解決這個(gè)問題，但這對發(fā)動機(jī)的性能提出很高要求。
[0005]由于空中格斗仍然是未來空戰(zhàn)的重要形式之一，因此現(xiàn)代作戰(zhàn)飛機(jī)布局都非常重視高機(jī)動性和敏捷性。經(jīng)典的空戰(zhàn)是后向攻擊，這種空戰(zhàn)主要利用的是穩(wěn)定盤旋能力。全向攻擊導(dǎo)彈的使用已改變了實(shí)施空戰(zhàn)的傳統(tǒng)打法，利用全向攻擊導(dǎo)彈的空戰(zhàn)是采用指向射擊戰(zhàn)斗概念，采用這種概念必須先敵指向射擊，這是要求飛機(jī)具有高機(jī)動能力。在現(xiàn)代高性能戰(zhàn)斗機(jī)中使用了過失速機(jī)動能力來進(jìn)一步提高機(jī)頭指向能力，即利用更大迎角來提高飛機(jī)的調(diào)頭能力。過失速機(jī)動要求飛機(jī)能迅速地加速和減速、迅速地改變姿態(tài)和轉(zhuǎn)彎，機(jī)動所使用的飛行迎角超過70°。如第三代戰(zhàn)斗機(jī)F — 15的使用迎角只能達(dá)到25°，而作為第四代戰(zhàn)斗機(jī)的代表F — 22的使用迎角則已擴(kuò)大至60°。
[0006]隨著新技術(shù)的運(yùn)用，部分國家推出了一批高性能戰(zhàn)斗機(jī)，這些飛機(jī)不僅有良好的常規(guī)性能，而且都具有較好的大迎角性能以致過失速機(jī)動性能。如Su - 27的“普加切夫眼鏡蛇”機(jī)動。繼后的Su — 35具有更好的超大迎角性能和機(jī)頭指向能力。作為四代機(jī)的代表F — 22具有更加不俗的機(jī)頭指向能力和大迎角性能。F — 22可以在穩(wěn)定狀態(tài)下拉到大迎角過失速狀態(tài)，使飛機(jī)在Is內(nèi)繞速度矢量滾轉(zhuǎn)30°，幾乎使機(jī)頭指向瞬時(shí)改變90°，具有良好的機(jī)頭指向能力和大迎角性能。過失速機(jī)動要求飛機(jī)在大迎角、在沒有推力矢量的情況下，飛機(jī)的操縱性能仍然很好。這就是說未來的作戰(zhàn)方式及適應(yīng)這種作戰(zhàn)方式的高性能戰(zhàn)斗機(jī)的出現(xiàn)為未來戰(zhàn)斗機(jī)提出了不容回避的縱(俯仰)橫向操控能力。
[0007]在常規(guī)機(jī)動能力的基礎(chǔ)上提高機(jī)頭指向能力的途徑有:一是降低飛行速度，這需要有盡可能高的最大升力系數(shù)提供高升力；二是利用過失速飛行的動轉(zhuǎn)彎，使機(jī)頭指向速率為其轉(zhuǎn)彎速率與俯仰速率之和獲得大的機(jī)頭指向能力，這需要飛機(jī)具有過失速機(jī)動能力；三是過失速推力轉(zhuǎn)彎，如要真正實(shí)現(xiàn)利用尾噴推力轉(zhuǎn)彎必須解決尾噴推力轉(zhuǎn)向所帶來的很大的俯仰力矩，當(dāng)然飛機(jī)必須具有良好的過失速機(jī)動能力。
[0008]為了能在更低的飛行速度下提高機(jī)動能力，則要求盡可能提高機(jī)動飛機(jī)的最大升力系數(shù)。另一方面受到大迎角飛行時(shí)操縱性的限制，在嚴(yán)重失速配平區(qū)，由于大迎角時(shí)氣動舵面操縱能力下降，存在較大的危險(xiǎn)性。如果在整個(gè)迎角范圍內(nèi)都能產(chǎn)生足夠的低頭力矩，就能避免以上問題的產(chǎn)生。
[0009]因此實(shí)現(xiàn)飛機(jī)快速的機(jī)頭指向(高機(jī)動)的基礎(chǔ)則是飛機(jī)在使用迎角范圍內(nèi)需具有良好操控性能，特別是高效的俯仰控制能力。但是，現(xiàn)代飛機(jī)推重比都很高，安裝在機(jī)身后部的大功率發(fā)動機(jī)重量較大，使得飛機(jī)重心越來越靠后，使平尾的力臂越來越小，對飛機(jī)的俯仰控制和配平能力大幅下降。同時(shí)現(xiàn)代戰(zhàn)機(jī)為了追求隱身性能，通常將平尾和垂尾合并為V型尾翼，由于V型尾翼兼顧對飛機(jī)的橫航向和縱向的操縱，因此其對飛機(jī)的俯仰控制操縱能力比常規(guī)平尾更弱。當(dāng)然未來先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)可以用推力矢量來增強(qiáng)控制，但作為布局性能(僅依靠飛機(jī)的純氣動措施)應(yīng)是基礎(chǔ)，并且在動力控制有問題時(shí)飛機(jī)的基本性能則是其安全性的根本保證。同樣，高效的俯仰舵面操縱效率亦是實(shí)現(xiàn)大迎角飛行的重要條件。
[0010]實(shí)用新型內(nèi)容:
[0011]本實(shí)用新型的目的是提供一種位于飛機(jī)機(jī)身尾部的俯仰控制舵面。
[0012]上述的目的通過以下的技術(shù)方案實(shí)現(xiàn):
[0013]一種位于飛機(jī)機(jī)身尾部的俯仰控制舵面，其組成包括:安裝在小展弦比飛機(jī)的機(jī)身尾部的自然過渡的俯仰控制舵面，舵面轉(zhuǎn)軸，舵面上下偏轉(zhuǎn)驅(qū)動機(jī)構(gòu)，所述的俯仰控制舵面的外表面是與機(jī)身外形在順氣流方向自然過渡、無逆向臺階的表面，所述的俯仰控制舵面與所述的舵面上下偏轉(zhuǎn)驅(qū)動機(jī)構(gòu)通過舵面轉(zhuǎn)軸連接。
[0014]所述的位于飛機(jī)機(jī)身尾部的俯仰控制舵面，所述的俯仰控制舵面沿機(jī)身縱向?qū)ΨQ面對稱安裝，所述的俯仰控制舵面安裝在小展弦比飛機(jī)的尾部、發(fā)動機(jī)尾噴口的兩側(cè)。
[0015]有益效果:
[0016]1.本實(shí)用新型的舵面上下偏轉(zhuǎn)時(shí)在氣動上能夠產(chǎn)生俯仰控制力矩。此處距飛機(jī)重心較遠(yuǎn)，力臂較長，具有較高的俯仰控制效率。同時(shí)發(fā)動機(jī)工作時(shí)，尾噴口射流對其附近流體的引射作用能進(jìn)一步提高后體升降舵面俯仰控制效率。該舵面的使用不僅限于圖1中所示的正常式布局，也適用于鴨式布局，無尾布局等其他布局形式。舵面形狀不限于圖1中所示矩形，可根據(jù)機(jī)身尾部外形做出調(diào)整。
[0017]2.本實(shí)用新型通過將小展弦比飛機(jī)尾噴口兩側(cè)機(jī)身修型設(shè)計(jì)成可上下偏轉(zhuǎn)的活動舵面，利用舵面偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生俯仰控制力矩，可以增加飛機(jī)的機(jī)動性和配平能力。由于舵面距飛機(jī)重心位置較遠(yuǎn)，力臂較長，具有較高的操縱效率。同時(shí)發(fā)動機(jī)噴口的射流對舵面處流體具有引射作用，能進(jìn)一步提高后體升降舵面的效率。
[0018]3.當(dāng)飛機(jī)飛行中需要提供低頭力矩時(shí)，本實(shí)用新型通過操縱機(jī)構(gòu)將后體升降舵面向下偏轉(zhuǎn)一定角度；當(dāng)飛機(jī)需要提供抬頭力矩時(shí)，將后體升降舵面向上偏轉(zhuǎn)一定角度，偏轉(zhuǎn)角度大小由飛行需要決定。
[0019]【專利附圖】

【附圖說明】:
[0020]附圖1是本實(shí)用新型的安裝位置示意圖。
[0021]附圖2是本實(shí)用新型舵面的外形示意圖。
[0022]【具體實(shí)施方式】:
[0023]實(shí)施例1:
[0024]一種位于飛機(jī)機(jī)身尾部的俯仰控制舵面，其組成包括:安裝在小展弦比飛機(jī)的機(jī)身尾部的自然過渡的俯仰控制舵面1，舵面轉(zhuǎn)軸，舵面上下偏轉(zhuǎn)驅(qū)動機(jī)構(gòu)，所述的俯仰控制舵面的外表面是與機(jī)身外形在順氣流方向自然過渡、無逆向臺階的表面，所述的俯仰控制舵面與所述的舵面上下偏轉(zhuǎn)驅(qū)動機(jī)構(gòu)通過舵面轉(zhuǎn)軸連接。
[0025]實(shí)施例2:[0026]根據(jù)實(shí)施例1所述的位于飛機(jī)機(jī)身尾部的俯仰控制舵面，所述的俯仰控制舵面沿機(jī)身縱向?qū)ΨQ面對稱安裝，所述的俯仰控制舵面安裝在小展弦比飛機(jī)2的尾部、發(fā)動機(jī)尾噴口的兩側(cè)。
[0027]實(shí)施例3:
[0028]所述的位于飛機(jī)機(jī)身尾部的俯仰控制舵面，其組成包括:與小展弦比飛機(jī)的機(jī)身尾部自然過渡的俯仰控制舵面、舵面連接轉(zhuǎn)軸、舵面上下偏轉(zhuǎn)驅(qū)動機(jī)構(gòu)。該舵面位于機(jī)身尾部，同時(shí)該舵面為機(jī)身的自然延伸，與機(jī)身外形在順氣流方向自然過渡、無逆向臺階，該舵面安裝在小展弦比飛機(jī)的尾部、發(fā)動機(jī)尾噴口的兩側(cè)，該舵面為可上下偏轉(zhuǎn)的活動舵面。
【權(quán)利要求】
1.一種位于飛機(jī)機(jī)身尾部的俯仰控制舵面，其組成包括:安裝在小展弦比飛機(jī)的機(jī)身尾部的自然過渡的俯仰控制舵面，舵面轉(zhuǎn)軸，舵面上下偏轉(zhuǎn)驅(qū)動機(jī)構(gòu)，其特征是:所述的俯仰控制舵面的外表面是與機(jī)身外形在順氣流方向自然過渡、無逆向臺階的表面，所述的俯仰控制舵面與所述的舵面上下偏轉(zhuǎn)驅(qū)動機(jī)構(gòu)通過舵面轉(zhuǎn)軸連接。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的位于飛機(jī)機(jī)身尾部的俯仰控制舵面，其特征是:所述的俯仰控制舵面沿機(jī)身縱向?qū)ΨQ面對稱安裝，所述的俯仰控制舵面安裝在小展弦比飛機(jī)的尾部、發(fā)動機(jī)尾噴口的兩側(cè)。
【文檔編號】B64C9/34GK203512023SQ201320663457
【公開日】2014年4月2日 申請日期:2013年10月27日 優(yōu)先權(quán)日:2013年10月27日
【發(fā)明者】蔣增, 楊磊, 劉鐵中, 閆東奇, 李春鵬 申請人:中國航空工業(yè)集團(tuán)公司哈爾濱空氣動力研究所