一种飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器技术领域，尤其涉及飞行器气动布局技术领域，具体涉及一种飞行器。

背景技术

常规布局的飞行器通常在机身尾部设计垂尾，垂尾主要起到增加飞行器航向稳定性的作用。无垂尾的飞翼布局是一种先进的飞行器外形布局设计，具有气动效率高、隐身性能好、装载能力强等特点，已经在军用飞行器上得到应用，同时也是民用飞行器的重要研究方向。但是，飞翼布局飞行器取消了垂尾，导致飞行器存在航向不稳定现象，增加了飞行控制的难度，特别是在飞行器起降阶段。在飞行器起降阶段，由于飞行速度较低、低空气流复杂，此时舵面操纵效率低，无垂尾飞翼布局飞行器存在较高的航向稳定控制风险。美国B-2飞翼布局轰炸机就曾在起飞阶段出现失控，导致飞行器坠毁。因此，飞翼布局飞行器需要采用相应技术应对起降阶段的航向稳定性问题。

发明内容

有鉴于此，本发明提出为飞行器设置的可探出可收回的垂尾，能够增加飞行器的航向稳定性，可以部分解决飞翼布局飞行器起降段航向稳定性较差、控制风险较高的问题，同时维持飞翼布局的高效气动构型。

为了达到上述技术效果，本发明所采用的具体技术方案为：

一种飞行器，所述飞行器上设置有可收回和探出的垂尾；所述垂尾用于在探出状态下增强所述飞行器的航行稳定性。

进一步的，所述飞行器的蒙皮上设置有收回槽；所述收回槽用于容纳收回状态的所述垂尾。

进一步的，所述垂尾处于收回状态时，贴合在所述飞行器的蒙皮上。

进一步的，所述垂尾处于收回状态时，处于飞行器外表面的部分适用于所述飞行器的蒙皮的气动外形。

进一步的，所述飞行器还包括固定在其上的安装座，所述垂尾与所述安装座可转动连接；所述垂尾的收回和探出通过所述垂尾绕其在安装座上的安装点的转动实现。

进一步的，所述垂尾绕处于所述安装座上的点的转动通过动作装置实现；

所述安装座为安装耳片，所述垂尾通过转轴安装在所述安装耳片上；

所述动作装置包括作动基座、作动器和作动耳片；所述作动基座固定于所述飞行器；所述作动器为伸缩动作装置，主体通过转轴与所述作动基座连接，伸缩部通过转轴与所述作动耳片连接；所述作动耳片与所述垂尾固定设置。

进一步的，所述安装耳片为两组或两组以上，均通过转轴连接所述垂尾。

进一步的，任意状态下，所述安装座和所述动作装置均设置在所述飞行器的蒙皮内部。

进一步的，所述垂尾包括左垂尾和右垂尾，所述左垂尾和所述右垂尾的收回方向均朝向所述飞行器的中轴或均远离所述飞行器的中轴。

进一步的，所述垂尾的探出极限为飞机平行于水平面航行时，所述垂尾垂直于水平面。

采用上述技术方案，本发明能够带来以下有益效果：

本发明的垂尾功能和常规飞行器类似，能够起到增加飞行器航向稳定性的作用。竖起状态的垂尾适用于飞行器的起飞、降落等航向控制风险较高的阶段，提高了飞翼布局飞行器的安全性，在收起垂尾后又不会使飞翼布局飞行器失去原有优势。

本发明的垂尾在收起后，垂尾的表面和飞行器蒙皮圆滑过度，保证了飞行器蒙皮的流线气动外形。由于飞行器阻力与飞行器的正向截面积相关，收起垂尾后相对于常规布局的飞行器，可以减少截面积，避免垂尾带来的飞行阻力。

飞行器雷达波隐身能力与飞行器的正向、侧向反射面积相关，本发明的飞行器在收起垂尾后可以减少常规布局飞行器的正面、侧面雷达波反射面积，提高飞行器的雷达波隐身性能。

本发明的可收放垂尾可以在飞行器地面起飞前预先竖起到设定角度，在飞行过程中收起；也可以在飞行过程中竖起或收起。

本发明可以根据飞行器的需要，将可收放垂尾设置为单垂尾或双垂尾。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。

图1为本发明具体实施方式中垂尾探出状态示意图；

图2为本发明具体实施方式中垂尾收回状态示意图；

图3为本发明具体实施方式中垂尾的结构示意图；

图4为本发明具体实施方式中动作装置与垂尾的配合状态下垂尾探出的示意图；

图5为本发明具体实施方式中动作装置与垂尾的配合状态下垂尾收回的示意图；

其中：1、机体；2、垂尾；3、收回槽；4、安装座；5、作动基座；6、作动器；7、作动耳片。

具体实施方式

下面结合附图对本发明实施例进行详细描述。

以下通过特定的具体实例说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点与功效。显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。本发明还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本发明的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

要说明的是，下文描述在所附权利要求书的范围内的实施例的各种方面。应显而易见，本文中所描述的方面可体现于广泛多种形式中，且本文中所描述的任何特定结构及/或功能仅为说明性的。基于本发明，所属领域的技术人员应了解，本文中所描述的一个方面可与任何其它方面独立地实施，且可以各种方式组合这些方面中的两者或两者以上。举例来说，可使用本文中所阐述的任何数目个方面来实施设备及/或实践方法。另外，可使用除了本文中所阐述的方面中的一或多者之外的其它结构及/或功能性实施此设备及/或实践此方法。

还需要说明的是，以下实施例中所提供的图示仅以示意方式说明本发明的基本构想，图式中仅显示与本发明中有关的组件而非按照实际实施时的组件数目、形状及尺寸绘制，其实际实施时各组件的型态、数量及比例可为一种随意的改变，且其组件布局型态也可能更为复杂。

另外，在以下描述中，提供具体细节是为了便于透彻理解实例。然而，所属领域的技术人员将理解，可在没有这些特定细节的情况下实践所述方面。

本发明实施例提供一种飞行器，飞行器上设置有可收回和探出的垂尾2；垂尾2用于在探出状态下增强飞行器的航行稳定性。在本实施例中，垂尾2为可探出结构，以飞翼布局的飞行器为例，在起落状态、对流层上升状态、遭遇恶劣气候时或预进行高机动航行动作前下将垂尾2探出(如图1所示)，避免在低空时气流不稳定影响飞行器的正常航行，或机身稳定性不足以支撑飞行器作出预实现的高机动动作。当飞行器处于平流层、不需要作出高机动航行动作、处于平缓气流时，将垂尾2收回(如图2所示)，以降低垂尾2带来的阻力和雷达扫描面积，并提升飞行器的气动效率。飞行器阻力与飞行器的正向截面积相关，收起垂尾2可以减少截面积、避免垂尾2带来的飞行阻力。飞行器雷达波隐身能力与飞行器的正向、侧向反射面积相关，收回垂尾2可以减少飞行器的正面、侧面雷达波反射面积，提高飞行器的雷达波隐身性能。

在本实施例中，垂尾2可以设置转向舵，以使其能够应用在更多的航行状况下。

在本实施例中，垂尾2收回状态下，垂尾2可收缩回飞行器的机体1内部，或折叠收回贴合在飞行器的机体1的外表面，其材质与普通垂尾2无异，表面涂层与飞行器蒙皮的表面涂层相同，以避免影响飞行器的隐身性等各项指标。在本实施例中，垂尾2的具体结构可设置为可折叠的可以在收回状态下缩小其表面积的结构。

在一个实施例中，如图1所示，飞行器的蒙皮上设置有收回槽3；收回槽3用于容纳收回状态的垂尾2。在本实施例中，如垂尾2选择贴合在蒙皮上完成收回这种实施方式，则收回槽3就为开设在蒙皮上的凹面；如垂尾2选择收回机身完成收回这种实施方式，则收回槽3为条形槽以供垂尾2收回。

在一个实施例中，为了节省机身内部空间的损失，如图2所示，垂尾2处于收回状态时，贴合在飞行器的蒙皮上，垂尾2与蒙皮之间进行圆滑过渡，避免影响飞行器的气动布局，同时将垂尾2的外表面设置为能够适用于飞行器蒙皮的气动外形，不影响飞行器的整体气动布局。

在一个实施例中，当垂尾2采用收缩回机身的实施方式时，垂尾2的顶部设置能够适用于飞行器蒙皮的气动外形的弧形，以便不影响飞行器的整体气动布局。

在一个实施例中，以垂尾2收回为贴合在机体1的外表面为例，如图4或图5所示，飞行器还包括固定在其上的安装座4，垂尾2与安装座4可转动连接；垂尾2的收回和探出通过垂尾2绕其在安装座4上的安装点的转动实现。

在本实施例中，垂尾2绕处于安装座4上的点的转动通过动作装置实现；

安装座4为安装耳片，垂尾2通过转轴安装在安装耳片上；

动作装置包括作动基座5、作动器6和作动耳片7；作动基座5固定于飞行器；作动器6为伸缩动作装置，主体通过转轴与作动基座5连接，伸缩部通过转轴与作动耳片7连接；作动耳片7与垂尾2固定设置。

在本实施例中，安装耳片为两组或两组以上，均通过转轴连接垂尾2。

在一个实施例中，任意状态下，安装座4和动作装置均设置在飞行器的蒙皮内部。

在本实施例中，垂尾2可以竖起，高出机体1，起到航向增稳的作用。取垂尾2顶部端面的前缘顶点、后缘顶点和垂尾2底部端面的前缘顶点，形成一个平面代表垂尾2位置。角度α为该垂尾2平面和水平面的夹角，角度α在α’～90°范围内。α＝α’时，垂尾2处于收起状态，α’的具体数值根据机体1上预留的收回槽3确定。

垂尾2的底部设有作动耳片7，靠近垂尾2底部位置固定设有铰接耳片。铰接耳片与安装座4通过转轴相连，使得垂尾2可绕安装座4上的转轴旋转。作动耳片7使垂尾2和作动器6的作动杆即伸缩杆通过转轴相连，使作动器6能够推动垂尾2运动。

需要将垂尾2探出时，作动器6的作动杆与作动耳片7通过转轴连接。作动器6推动垂尾2竖起、收起或到设定位置。当作动器6保持在一个固定工作状态时，垂尾2可以维持在固定位置，由飞行器本身提供作动器6的工作能源。

机体1内部设置作动基座5，作动器6的铰接耳片与作动基座5通过转轴连接。作动基座5的作用是为作动器6的作动提供支撑。

在本实施例中，如图5所示，作动器6的作动杆处于初始位置，此时垂尾2被收起到机体1上的收回槽3内。

在本实施例中，如图4所示，作动器6伸出作动杆，通过作动耳片7推动垂尾2绕安装座4的转轴旋转，使垂尾2竖起。竖起状态下，垂尾2的位置角度可以达到α＝90°。

在一个实施例中，如图2所示，为了进一步避免影响飞行器的整体气动布局，垂尾2包括左垂尾2和右垂尾2，左垂尾2和右垂尾2的收回方向均朝向飞行器的中轴或均远离飞行器的中轴。

在一个实施例中，垂尾2的探出极限为飞机平行于水平面航行时，垂尾2垂直于水平面。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以权利要求的保护范围为准。