本發(fā)明涉及飛行器尾翼表面，并且更具體地涉及具有單個突出部的飛行器尾翼表面的構(gòu)型，該突出部用于在沒有阻力損失或阻力損失可忽略的情況下改善氣流控制。

背景技術(shù)：

1、飛行器尾翼表面、比如水平尾翼平面和豎向尾翼平面的性能是全球飛行器設(shè)計中的重要問題，因為所述表面用于控制飛行器并且必須在一系列具有挑戰(zhàn)性的飛行條件和環(huán)境條件下提供穩(wěn)定力。

2、影響尾翼表面的空氣動力學(xué)的已知構(gòu)型是渦流發(fā)生器。渦流發(fā)生器通常是橫跨氣流的小的突出部，通常放置在尾翼表面的翼型件的低壓側(cè)。一些渦流發(fā)生器被稱為“犬齒狀件”和“凹口”，并且布置在尾翼表面的前緣上。

3、渦流發(fā)生器通常表示產(chǎn)生渦流的不連續(xù)性。這些渦流發(fā)生器的目的是以受控和可預(yù)測的方式產(chǎn)生渦流。渦流通常是不期望的，因為它們產(chǎn)生阻力，但是這些裝置產(chǎn)生的渦流是有益的，因為它們延遲機翼失速。當(dāng)機翼達到足夠高的迎角使得氣流與其表面分離時，發(fā)生失速。這種流動分離導(dǎo)致升力的快速損失，并且飛行器可能變得不可控制。這些渦流有助于保持附著至機翼的流動空氣的邊界層。

4、犬齒狀件和帶凹口的前緣以類似的方式工作以增加機翼的一部分上方的流動速度并延遲失速。這些裝置之間的差異在于每個裝置產(chǎn)生的渦流的強度、渦流形成的條件以及機翼的受該渦流影響的區(qū)域。渦流發(fā)生器通常串聯(lián)使用以在機翼的大部分上方產(chǎn)生多個小的渦流。犬齒狀件也會產(chǎn)生單個強渦流，并且凹口通常產(chǎn)生一對強渦流，凹口的每個邊緣各產(chǎn)生一個強渦流。

5、已知的構(gòu)型的另一示例是柵欄和渦流器。柵欄最常在掃掠式機翼上用作控制翼展流動的裝置。當(dāng)在后掠機翼上方流動的空氣在其沿著機翼行進時朝向翼尖向外移動時，發(fā)生這種類型的流動。這種運動是不期望的，因為這種運動通常會導(dǎo)致在機翼外表面上發(fā)生流動分離，從而導(dǎo)致副翼控制有效性的損失。柵欄的目的是將流向后朝向后緣重新定向。柵欄的另一益處是它可以用于產(chǎn)生渦流以局部地增加流動的速度并延遲分離。

6、渦流器在機翼的下表面上起到相同的作用，并且由于該原因，該裝置通常被稱為翼下柵欄。與傳統(tǒng)的邊界層?xùn)艡谝粯?，渦流器也可以用于在低迎角下在機翼的下側(cè)部上產(chǎn)生渦流。然而，當(dāng)?shù)诙u流圍繞前緣并且在機翼的上表面的上方行進時，渦流器在大角度下更加有用。該渦流有助于延遲上表面上方的分離。

7、上述大多數(shù)構(gòu)型通常在軍用飛行器上、特別是在高性能戰(zhàn)斗機上看到。前緣延伸部、犬齒狀件和柵欄在這些飛機上特別常見，因為這些裝置增加了失速迎角并改善了機動性。這些修改在不需要優(yōu)異機動性的商用客機上很少見到。然而，常規(guī)的渦流發(fā)生器在客機上非常普遍，以在起飛和著陸期間增加襟翼和其他控制表面的有效性。在任何情況下，由于局部流動分離，所有這些渦流發(fā)生構(gòu)型在巡航中提供高阻力成本。

8、因此，近年來已經(jīng)設(shè)計了不同的構(gòu)型以改善飛行器尾翼表面的性能。本發(fā)明提供了一種用于飛行器尾翼表面的新的和改進的構(gòu)型，該構(gòu)型優(yōu)化了其安全性、性能和維護，并且提供了進一步的相關(guān)優(yōu)點。

技術(shù)實現(xiàn)思路

1、本發(fā)明提供了一種根據(jù)一個方面的飛行器尾翼表面，以及一種根據(jù)另一方面的飛行器。在本發(fā)明的其他方面中，限定了本發(fā)明的實施方式。

2、在第一發(fā)明方面中，本發(fā)明提供了一種飛行器尾翼表面，該飛行器尾翼表面包括前緣、后緣、梢部和根部，其中，飛行器尾翼表面還包括從前緣突出的單個突出部，其中，突出部：

3、僅在與后緣相反的方向上從前緣突出，并且突出部定位成與靠近根部相比更靠近梢部；并且

4、包括第一側(cè)向側(cè)部和第二側(cè)向側(cè)部，第一側(cè)向側(cè)部和第二側(cè)向側(cè)部源自前緣沿著尾翼翼展的不同點，所述點與梢部或根部不重合；其中，第一側(cè)向側(cè)部比第二側(cè)向側(cè)部更靠近梢部；

5、并且其中，突出部完全位于前緣的包括在距根部的尾翼翼展的50％與95％之間的部段中。

6、本發(fā)明基于從尾翼表面的前緣突出的單個突出部提供了對尾翼表面的修改。也就是說，本發(fā)明提出了僅放置一個突出部作為流動控制裝置，該突出部從飛行器尾翼表面中的前緣突出，以用于增強飛行器尾翼表面上的氣流控制。

7、具體地，該突出部布置成僅在與后緣相反的方向上從前緣突出。另外，該突出部與靠近根部相比更靠近梢部。

8、單個突出部包括兩個側(cè)向側(cè)部、即第一側(cè)向側(cè)部和第二側(cè)向側(cè)部。這些側(cè)向側(cè)部源自前緣沿著尾翼翼展的不同點。側(cè)向側(cè)部所源自的所述點與飛行器尾翼表面的梢部或根部不重合。此外，第一側(cè)向側(cè)部比第二側(cè)向側(cè)部更靠近梢部。

9、此外，突出部完全位于前緣的包括在距根部的尾翼翼展的50％與95％之間的部段中。尾翼翼展的這些百分比對應(yīng)于突出部的每個側(cè)向側(cè)部與前緣之間的相應(yīng)交點。也就是說，突出部的側(cè)向側(cè)部所源自前緣的點包括在距根部的所述翼展范圍(50％至95％)中，其中，位置0％對應(yīng)于根部。換句話說，包括突出部側(cè)向側(cè)部與前緣的交點的整個突出部落入所述翼展范圍內(nèi)。

10、在實施方式中，突出部完全位于前緣的距根部的尾翼翼展的60％與80％之間的部段中。在實施方式中，第二側(cè)向側(cè)部所源自前緣的點位于以下位置中的一者處：距根部的尾翼翼展的66.6％和75％。

11、與諸如沒有突出部或具有多個突出部的尾翼表面之類的現(xiàn)有技術(shù)解決方案相比，在該翼展部段中包括單個突出部的本飛行器尾翼表面在諸如側(cè)向力和阻力與側(cè)滑角之類的一系列飛行器尾翼度量方面提供了更好的性能。有利地，設(shè)置在尾翼表面中的該突出部改善了尾翼表面的氣流控制并且實現(xiàn)了更大的表面控制力，這允許減小飛行器尾翼重量和尺寸，從而導(dǎo)致增強的燃料效率、材料節(jié)省和碳排放的減少。

12、更具體地，在飛行器尾翼表面上設(shè)置這種突出部在側(cè)滑角范圍內(nèi)提供了更大的側(cè)向力系數(shù)，同時對阻力系數(shù)的不利影響最小。相對于沒有突出部的相同飛行器尾翼表面，側(cè)向力系數(shù)中的性能改進水平約為5％。

13、在實施方式中，突出部的第一側(cè)向側(cè)部和第二側(cè)向側(cè)部會聚于突出部梢部。突出部梢部是突出部距前緣最遠的部分。

14、在實施方式中，飛行器尾翼表面是后掠表面或前掠表面。在實施方式中，突出部的第一側(cè)向側(cè)部比突出部的第二側(cè)向側(cè)部更長，或者突出部的第二側(cè)向側(cè)部比突出部的第一側(cè)向側(cè)部更長，或者突出部的第一側(cè)向側(cè)部和第二側(cè)向側(cè)部兩者具有相同的長度。具體地，對于后掠表面，第一側(cè)向側(cè)部、即突出部靠近梢部的側(cè)向側(cè)部比第二側(cè)向側(cè)部、即靠近根部的側(cè)向側(cè)部更長。然而，對于前掠表面，第二側(cè)向側(cè)部比第一側(cè)向側(cè)部更長。

15、在實施方式中，突出部的第一側(cè)向側(cè)部和/或第二側(cè)向側(cè)部是彎曲的。

16、在實施方式中，第一側(cè)向側(cè)部和/或第二側(cè)向側(cè)部包括凸形形狀。

17、在實施方式中，突出部包括正弦形狀。在另一實施方式中，突出部包括鋸齒形狀。換句話說，突出部的側(cè)向側(cè)部和突出部梢部的組合具有正弦形狀或鋸齒形狀。

18、在實施方式中，突出部的第一側(cè)向側(cè)部和第二側(cè)向側(cè)部在幾何構(gòu)型方面通過平滑曲線擬合而融合到尾翼表面的前緣中。這種構(gòu)型改善了飛行器尾翼表面上的空氣動力學(xué)。

19、在實施方式中，突出部從前緣突出的距離包括在飛行器尾翼表面的平均空氣動力學(xué)弦的4％與12％之間。

20、在實施方式中，突出部沿著尾翼翼展在尾翼翼展的4％與12％之間、在梢部與根部之間延伸，并且優(yōu)選地在尾翼翼展的6％與9％之間延伸。突出部沿著尾翼翼展的a％的延伸將被理解為突出部或突出部的側(cè)向側(cè)部所源自前緣的對應(yīng)點之間的長度。因此，該實施方式的突出部相對于尾翼表面的尾翼翼展非常小，并且因此，突出部在側(cè)滑角范圍內(nèi)提供了更大的側(cè)向力系數(shù)，同時對阻力系數(shù)的不利影響最小，從而允許飛行器尾翼表面尺寸的可能減小，并且這可以導(dǎo)致重量減輕。這些優(yōu)點有助于在不犧牲飛行器性能的情況下改善燃料消耗。

21、在實施方式中，飛行器尾翼表面是水平尾翼表面。在另一實施方式中，飛行器尾翼表面是豎向尾翼表面。

22、在實施方式中，突出部的長寬比包括在0.8與1.2之間，并且優(yōu)選地突出部的長寬比為1。換句話說，突出部的長度與寬度之間的比包括在0.8與1.2之間，并且優(yōu)選地該比為1。突出部的長度由突出部從尾翼表面的前緣朝向突出部梢部突出的距離確定。突出部的寬度由突出部的第一側(cè)向側(cè)部與第二側(cè)向側(cè)部之間的最大距離確定。

23、在第二發(fā)明方面中，本發(fā)明提供了一種飛行器，該飛行器包括至少一個根據(jù)第一發(fā)明方面的飛行器尾翼表面。