一种具有T形微结构的飞机升降舵和飞机水平尾翼

技术领域

本发明属于飞机设计领域，特别是一种具有T形微结构的飞机升降舵和飞机水平尾翼。

背景技术

现代亚音速飞机的水平尾翼、垂直尾翼、副翼均采用了安定面+舵面的结构形式，典型亚音速飞机的外形和主要部件示意图见图1。安定面与飞机主体固定连接，而舵面一般通过相应的安装和驱动机构连接至安定面并可以转动一定角度，以升降舵和水平尾翼为例示意图见图2。这种结构形式为飞机同时提供了稳定性和操纵性。

现有的安定面+舵面结构形式其气动效率主要由其形状和尺寸决定，在传统的安定面/舵面外形条件下，每偏转1°舵偏角产生的操纵力是固定的，为了获得更大的操纵力只能同时增大安定面和舵面的面积，加大了整个尾翼的面积，使得飞机结构重量增加，导致阻力增加，飞行性能下降，飞机的制造成本也随之上升。

发明内容

本发明的目的在于提供一种具有T形微结构的飞机升降舵和飞机水平尾翼，在不增大安定面/舵面外形尺寸的基础上提升操纵能力。

实现本发明目的的技术解决方案为：

一种具有T形微结构的飞机升降舵，包括舵面和连接在舵面后缘用于在舵面后缘产生局部涡流的T形微结构。

进一步的，所述T形微结构包括上垂板、下垂板、连接板、上加强倒角、下加强倒角；所述上垂板的下端、所述下垂板的上端分别与所述连接板的一端连接，所述连接板与舵面上下蒙皮采用胶粘连接；所述上垂板和下垂板分别凸出所述舵面的后缘上、下侧；所述上垂板与连接板之间设有上加强倒角；所述下垂板与连接板之间设有下加强倒角。

进一步的，所述上垂板和下垂板高度相同。

进一步的，所述上垂板和下垂板高度均为翼面总长的0.5％-1.5％。

进一步的，所述上加强倒角、下加强倒角通过焊接方式连接至T形微结构。

进一步的，所述T形微结构材料为航空铝材。

进一步的，所述舵面的蒙皮为碳纤维复合材料。

一种飞机水平尾翼，包括具有T形微结构的飞机升降舵。

本发明与现有技术相比，其显著优点是：

本发明通过在舵面后缘安装一个尺度为尾翼剖面总长1％的T形微结构，产生局部气流分离涡，使得翼面绕流特性的等效长度增加，改变了翼面压力分布，明显提升舵面操纵效率。

附图说明

图1为背景技术飞机主要部件示意图。

图2为背景技术升降舵相对水平尾翼安定面偏转的示意图。

图3实施例中具有T形微结构的舵面侧面图。

图4为T形微结构结构示意图。

图5(a-b)分别为T形微结构和常规尾翼对局部气流流场图。

图6(a-b)分别为T形微结构和常规尾翼对局部空间压力特性的影响仿真图。

图7为T形微结构对舵面法向力的影响曲线图。

具体实施方式

下面结合附图及具体实施例对本发明做进一步的介绍。

结合图3，本实施例中的一种具有T形微结构的飞机升降舵，包括舵面和连接在舵面后缘，用于在舵面后缘产生局部涡流的T形微结构。

本发明在传统舵面1的后缘安装了T形微结构2，外形见图3。

结合图4，所述T形微结构2主要组成部件为上垂板21、下垂板22和连接板23、上加强倒角、下加强倒角。上垂板21的下端、下垂板22的上端分别与连接板23的一端连接，垂板和下垂板分别凸出舵面的后缘上、下侧；连接板23主要用于将上垂板21、下垂板22连接至舵面1，连接板23伸入舵面1内，连接板与舵面上下蒙皮采用胶粘连接，T形微结构材料为航空铝材，采用焊接方法形成T形微结构；上垂板与连接板之间设有上加强倒角，下垂板与连接板之间设有下加强倒角，上加强倒角、下加强倒角通过焊接方式连接至T形微结构。舵面蒙皮为碳纤维复合材料，通过胶结方式与连接板连接。

上垂板21、下垂板22高度相同，均为翼面总长的约1％，用于在舵面1后缘产生局部涡流。数值仿真表明上、下垂板高度在翼面总长0.5％-1.5％范围内也能产生相似的气动效果，但高度小于1％后气动效率随之降低，高度大于1％后产生的阻力代价增大，高度在1％时综合效能最佳。

根据上述的具有T形微结构的飞机升降舵，本发明还提出了一种飞机水平尾翼，包括采用上述结构的具有T形微结构的飞机升降舵。

采用数值计算方法获得了安装了T形微结构后尾翼和常规尾翼的舵面后缘区域局部气流流场和空间压力分布，见图5(a-b)和图6(a-b)。图6(a)中A区域及附近区域产生了正压，B区域负压绝对值增加，区域扩大。从流场特性对比可见，T形微结构使局部气流不能顺利流过，在其临近区域特别是后方产生了局部分离区。气流局部分离区以外的气流方向发生了变化，近似等效于流过了一个长度增加的舵面。从压力分布可见舵面偏转后，T形微结构在迎风一侧阻挡了气流，产生了正压力并传递至附近区域；同时由于增加了舵面等效弯度，在背风一侧舵面前缘的负压绝对值增加，区域扩大。总的结果是舵面两侧的压力差扩大，产生了更大的操纵力。

采用数值计算方法获得的微结构尾翼和常规尾翼对舵面法向力的影响见图7。结合图6(a)可知由于微结构使舵面两侧的压力差增大，使得在不同的迎角α时操纵力(法向力)均得到增加，在常用的尾翼迎角α＝0°时增加了24％。按此换算水平尾翼面积可缩小24％，降低了尾翼的重量，使得飞机制造成本降低，飞行性能提高。