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1、(10)申请公布号 CN 102730184 A (43)申请公布日 2012.10.17 CN 102730184 A *CN102730184A* (21)申请号 201210109299.5 (22)申请日 2012.04.06 11/52980 2011.04.06 FR B64C 5/06(2006.01) B64C 9/00(2006.01) (71)申请人 空中客车运营简化股份公司 地址 法国图卢兹 (72)发明人 A唐吉 (74)专利代理机构 中国专利代理(香港)有限公 司 72001 代理人 严志军 杨楷 (54) 发明名称 用于提高飞行器的垂直尾翼的空气动力学效 率的方法 。
2、(57) 摘要 本发明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， 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。 (30)优先权数据 (51)Int.Cl. 权利要求书 1 页 说明书 4 页 附图 4 页 (19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 权利要求书 1 页 说明书 4 页 附图 4 页 1/1 页 2 1. 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。
3、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 1 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 1 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) 。
4、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 1 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 (EP1) 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. 根据权利要求 1 至 3 中任一项所述的方法， 其特征在于， 所述方向舵 (9) 的所述后缘的厚度作为所述垂直尾翼 (2) 的翼展的函数 变化， 其中厚度根据优化的厚度变。
5、化规则 (EP2) 从所述垂直尾翼 (2) 的内端 (7) 至其外端 (6) 减小， 从而使得能够匹配所述侧向升力系数的所述局部值和所述最大允许值。 6. 一种飞行器垂直尾翼， 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) 具有从所述后缘沿所述垂直尾翼的翼展的可变厚度， 从 而能够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。 7. 根据权利要求 6 所述的垂直尾翼， 其特征在于， 所述方向舵 (9) 的所述后缘 (4) 的厚度根据厚度变化线性规则 (EP1) 作 为所述垂直尾翼 (2) 的翼展的函数变化，。
6、 其中厚度从所述垂直尾翼 (2) 的内端 (7) 至其外 端 (6) 减小。 8. 根据权利要求 6 所述的垂直尾翼， 其特征在于， 所述方向舵 (9) 的所述后缘的厚度根据优化的厚度变化规则 (EP2) 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， 从而使得能够匹配所述侧向升力系数的所述局部值和所述最大允许值。 9. 一种飞行器， 其特征在于， 所述飞行器包括如权利要求 6 至 8 中任一项中所述的垂直尾翼 (2)。 权 利 要 求 书 CN 102730184 A 2 1/4 页 3 用于提高飞行器的垂直尾翼的空气。
7、动力学效率的方法 技术领域 0001 本发明涉及一种用于提高飞行器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。 0002 本发明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。 背景技术 0003 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。 0004 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。
8、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。 发明内容 0005 本发明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， 本发明提供一种方法， 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。 0006 为此， 根据本发明， 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。
9、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。 0007 有利的是， 侧向升力系数的最大允许值是这样的值， 即， 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。 0008 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。 0009 借助于本发明， 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。
10、厚度， 以便获得希望的负载规则 (load law)。 0010 在根据本发明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。 0011 另外， 在根据本发明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。 0012 本发明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 说 明 书 CN 102730184 A 。
11、3 2/4 页 4 舵枢转的方向舵。 0013 根据本发明， 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。 0014 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。 0015 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。 0016 本发明还涉及。
12、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 0017 附图中的各图将更好地说明可如何实现本发明。在这些图中， 相似的参考标号涉 及相似的构件。 0018 图 1 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。 0019 图 2 是图 1 的常规垂直尾翼的后视图。 0020 图 3 示出标绘了侧向升力系数 Ky 的局部值与针对作为图 1 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A1的演 变的图。 0021 图 4 示出了根据本发明的垂直尾翼的第一实施例。 0022 图 5 和 6 示出分别标绘了图 。
13、4 的垂直尾翼的后缘的厚度和比率 A1 作为相对于翼 展的高度的函数演变的图。 0023 图 7 示出了根据本发明的垂直尾翼的第二实施例。 0024 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 A1 作为相对于翼 展的高度的函数演变的图。 具体实施方式 0025 图 1 上所示的飞行器机身的尾翼 1 带有大致梯形的垂直尾翼 2 和水平尾翼 3。 0026 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 1。
14、0 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。 0027 在如图 1 至 3 上所示的现有技术中， 方向舵 9 的后缘 4 的厚度 EP0( 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。 0028 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 C1、 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 A1 的演变。水 平直线 C4 对应于最大比率 A1， 超过该比率。
15、则观察到垂直尾翼 2 上空气流的分离 12。 0029 如可见的那样， 对于每根曲线 C1、 C2 和 C3， 比率 A1 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。 说 明 书 CN 102730184 A 4 3/4 页 5 0030 方向舵 9 相对于偏航舵 8 的角度对于曲线 C1、 C2 和 C3 分别为 10、 20、 45。 三根曲线 C1、 C2 和 C3 的比率 A1 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 。
16、都在曲线 C2 上方， 曲线 C2 本身在曲线 C1 上方。 0031 对于区间 0， E 内所包括的任何高度 h， 两根曲线 C1 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。 0032 曲线 C3 对于范围 0， h1 和 h2， E 内所包括的高度 h 在直线 C4 下方， 而对于范 围 h1， h2 内所包括的高度 h 在直线 C4 上方。 0033 换言之， 对于 45的角度， 垂直尾翼 2 的局部侧向升力 ： 0034 - 对于范围 0， h1 和 h2， E。
17、 内所包括的高度 h 低于最大侧向升力 ； 且 0035 - 对于范围 h1， h2 内所包括的高度 h 高于最大侧向升力。 0036 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 EP0( 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 Eprel0 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。 0037 本发明在于改变厚度 EP 以使从现在起称为 C 1、 C 2 和 C 3 的曲线 C1、 C2 。
18、和 C3 的比率 A1 更接近直线 C4 的最大比率 A1。 0038 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A1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。 0039 借助于本发明， 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。 0040 根据本发明的垂直尾翼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 A1 的演变的图， 分别在图 4。
19、 至 6 中示出。 0041 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 EP1 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， 从而限制了其最低厚度。此外， 这种情况下， 后缘 4 的相对厚度 Eprel1 沿外端 6 的方向以线性方式略微减小。 0042 因此， C 3(h)-A1最大值之差的绝对值低于对描述垂直尾翼 2 的高度 h 的范围 0， E 的高度 h 积分的 C3(h)-A1最大值之差的绝对值。因此， 使曲线 C 3 的侧向升。
20、力系数 Ky 的局 部值 ( 平均 ) 更接近直线 C4 的最大侧向升力系数 Ky 的值， 并且更具体而言， 对于大部分高 度 h( 特别是当处于最大偏离值附近时 )， 侧向升力系数 Cy 的值为常数。 0043 根据本发明的垂直尾翼2的第二实施例， 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 A1 的演变的图， 分别在图 7 至 9 中示出。 0044 在该第二实施例中， 方向舵 9 的后缘 4 的厚度 EP 作为相对于垂直尾翼 2 的翼展 E 的高度 h 的函数变化， 其中厚度根据优化的厚度变化规则 EP2 从垂直尾翼 2 的内端 7(h 0)至其外端6。
21、(hE)减小， 从而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。这种情况下， 后缘 4 的相对厚度 Eprel2 沿外端 6 的方向略微减小。 0045 针对 10和 20的角度计算出的曲线 C 1 和 C 2 的值 A1 对于范围 0， hi 内所 说 明 书 CN 102730184 A 5 4/4 页 6 包括的高度 h 是低于最大比率 A1 的两个常数， 并且对于范围 hi， E 内所包括的高度 h 减 小。 0046 对于三根曲线 C 1、 C 2 和 C 3 中的每一根， 对描述范围 0， E 的高度 h 积分的 C 3(h)-A1最大值之差的绝对值低于对描述范围 。
22、0， E 的高度 h 积分的 C3(h)-A1最大值之差的 绝对值。因此， 使曲线 C 1、 C 2 和 C 3 的侧向升力系数 Ky 的局部值 ( 平均 ) 更接近直线 C4 的侧偏移系数 Ky 的最大值， 侧偏移系数 Cy 的值为常数。 0047 与第一实施例相比， 第二实施例的有利之处在于它优化了侧向升力系数的局部值 与最大允许值之间的接近。 0048 因此， 两个前述实施例使得侧向升力系数的局部值能够更接近侧向升力系数的最 大允许值。它们允许减小垂直尾翼的尺寸并由此改善阻力。此外， 有利的是， 它们允许使得 由于方向舵9相对于偏航舵8的角位置的弯曲效果比现有技术垂直尾翼引起的弯曲效果更 弱， 因为施加至垂直尾翼的侧向升力与分配到末梢 6 相比更多地分配到附接点 7。结果， 实 现了用于产生飞行器的垂直尾翼 2 的高体积增益 (bulk gain)。 说 明 书 CN 102730184 A 6 1/4 页 7 图 1 图 2 说 明 书 附 图 CN 102730184 A 7 2/4 页 8 图 3 图 4 说 明 书 附 图 CN 102730184 A 8 3/4 页 9 图 5 图 6 说 明 书 附 图 CN 102730184 A 9 4/4 页 10 图 7 图 8 图 9 说 明 书 附 图 CN 102730184 A 10 。