一种飞机尾翼及升降舵卡阻调节方法

1.本发明涉及航空技术领域，特别是涉及一种飞机尾翼及升降舵卡阻调节方法。


背景技术：

2.随着科技进步，人类社会交通方式的飞速发展，飞机已经成为主流的交通工具之一。尾翼作为安装在飞机尾部，能使飞机保持俯仰稳定性和方向平衡，并使飞机具有俯仰和方向稳定性、操纵性的一种装置。目前飞机尾翼的设计方案有很多，但结构组成上大都包括水平安定面、升降舵、垂直安定面和方向舵。
3.飞行安全问题特别是在民航领域，一直以来备受重视。飞机水平尾翼失效、俯仰安定性下降导致飞机失控的问题也是重要研究课题之一。飞行事故类型分为可控飞行类、失控类、跑道安全类、地面安全类、运行失效类、航空器起火类等。失控类，跑道安全类，可控飞行类以及运行失效类这四种类型的飞行事故属于高风险事故，其中失控类飞行事故导致的死亡人数呈上升趋势，比可控飞行类和跑道安全类高出了10%以上，已成为伤亡人数最多的民航飞行事故类型。尾翼故障是造成飞机失控的常见因素之一，其中升降舵卡阻问题所带来的危害是巨大的。目前，当升降舵出现上行或下行卡阻时，通过飞行员的配平，推杆等操作还可以实现飞机的俯仰操作；当升降舵完全卡阻，按照faa《飞机飞行手册》意味着升降舵的完全失控。那么，油门杆和襟翼的组合操作，还是能够提供比较有限的俯仰控制，这要看每款飞机的设计区别。显然，这种情况是非常具有挑战性的，对飞行员的驾驶水平有很大的要求，而且失败的可能是很大的。
4.因此，亟需从飞机尾翼的设计出发，从根源处为水平尾翼的升降舵卡阻问题提供一种应急措施，有效得减小因升降舵故障引起得飞机失控事故发生的可能性。


技术实现要素：

5.本发明的目的是提供一种飞机尾翼及升降舵卡阻调节方法，以解决上述现有技术存在的问题，能够实现为实现上述目的，本发明提供了如下方案：本发明提供一种飞机尾翼，包括：原水平尾翼，原垂直尾翼和安装在所述原垂直尾翼上的备用水平尾翼；所述备用水平尾翼通过转轴转动安装在所述原垂直尾翼上；所述备用水平翼展开时置于所述原垂直尾翼的顶端，且与所述原垂直尾翼垂直设置。
6.所述原水平尾翼包括原升降舵和原水平安定面；所述原升降舵上偏卡阻角度为30
°
，下偏卡阻角度为15
°
。
7.所述原垂直尾翼包括方向舵和原垂直安定面；所述原垂直安定面两侧壁向内开设有用于安装所述备用水平尾翼的凹槽。
8.所述备用水平尾翼包括备用升降舵和备用水平安定面；所述备用水平安定面和备用升降舵均设置有两块，且分别通过所述转轴转动安装于所述原垂直安定面两所述凹槽内。
9.所述备用升降舵最大上偏角度为30
°
，最大下偏角度为15
°
。
10.一种升降舵卡阻调节方法，包括以下步骤：当原升降舵卡死时，通过转轴连接并贴附在原垂直安定面上的备用水平安定面沿转轴展开90
°
，展开后的备用水平安定面与卡死的原升降舵一起为飞机提供俯仰力矩。
11.本发明公开了以下技术效果：本发明在不影响原尾翼的正常工作，飞机载荷基本不变，但可以有效减少尾翼故障引起飞行事故发生的概率，减少了突发情况下飞行员的负担。
附图说明
12.为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，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性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
13.图1为整体结构示意图；图2为备用水平尾翼展开结构示意图；其中，1、转轴；2、方向舵；3、备用升降舱；4、备用水平安定面；5、原水平安定面；6、原升降舵；7、原垂直安定面。
具体实施方式
14.下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，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。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做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。
15.为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
16.本发明提供一种飞机尾翼，包括：原水平尾翼，原垂直尾翼和安装在原垂直尾翼上的备用水平尾翼；备用水平尾翼通过转轴1转动安装在原垂直尾翼上；备用水平翼展开时置于原垂直尾翼的顶端，且与原垂直尾翼垂直设置。
17.原水平尾翼包括原升降舵6和原水平安定面5；原升降舵6上偏卡阻角度为30
°
，下偏卡阻角度为15
°
。
18.原垂直尾翼包括方向舵2和原垂直安定面7；原垂直安定面7两侧壁向内开设有用于安装备用水平尾翼的凹槽。
19.备用水平尾翼包括备用升降舵3和备用水平安定面4；备用水平安定面4和备用升降舵3均设置有两块，且分别通过转轴1转动安装于原垂直安定面7两凹槽内。
20.备用升降舵3最大上偏角度为30
°
，最大下偏角度为15
°
。
21.一种升降舵卡阻调节方法，包括以下步骤：当原升降舵6卡死时，通过转轴1连接并贴附在原垂直安定面7上的备用水平安定面4沿转轴1展开90
°
，展开后的备用水平安定面4与卡死的原升降舵6一起为飞机提供俯仰力矩。
22.实施例1：
23.以原升降舵6上偏卡死为例，如附图1和2所示，水平尾翼上的升力会急剧减小，造成飞机迎角过大，当飞机迎角超过失速临界迎角时，飞机很可能发生失速。此时需要增大水平尾翼处的升力，从而降低抬头力矩防止飞机迎角不断增大，通过转轴1连接并贴附在原垂直安定面7上的备用水平安定面4沿转轴1展开90
°
，展开后的备用水平安定面4与卡死的原水平尾翼一起为飞机提供俯仰力矩，通过流体计算软件计算得到，随着备用升降舵3向下偏转，尾翼处的升力不断增加，大大降低了飞机失速的可能。
24.实施例2：
25.以原升降舵6下偏卡死为例，水平尾翼上的升力会急剧增大，飞机低头力矩增大，飞机很可能发生失控导致飞机俯冲下降。此时需要减小水平尾翼处的升力，从而增大抬头力矩，防止飞机迎角不断减小。
26.通过转轴1连接并贴附在原垂直安定面7上的备用水平安定面4沿转轴展开90
°
，展开后的备用水平安定面4与卡死的原水平尾翼一起为飞机提供俯仰力矩。通过流体计算软件计算得到，备用升降舵3向上偏转，此时尾翼处的升力不断减小，大大降低了飞机俯冲的可能。
27.进一步的，计算不同工况下升力系数，计算当原水平尾翼升降舵卡阻后，备用尾翼打开后对升力系数的影响，从而分析验证方案的可行性。在计算中运用动网格技术，控制方程选用ale有限体积法描述下可压缩非定常流动的n-s方程，利用icem软件绘制网格，将网格导入到fluent软件中进行升力系数计算，采用的初始工况为迎角5
°
，来流速度为68.9m/s。当原水平尾翼升降舵下偏卡死，计算升力系数随备用水平尾翼升降舵上偏时的变化情况；当原水平尾翼升降舵上偏卡死，计算升力系数随备用水平尾翼升降舵下偏时的变化情况。以目前常见的升降舵为依据，采用升降舵上偏角度最值30
°
和下偏角度最值15
°
的设计。
28.通过升力系数来计算尾翼升力。原水平尾翼弦长为100，包括水平安定面长71.483和升降舵长28.517，展长为120；备用尾翼弦长100，包括水平安定面57.187和升降舵22.813，展长为100。已知升力系数与升力的关系为:；其中为升力，为空气密度，为来流速度，为机翼在轴的投影面积，为升力系数。由于本设计主要探究升力的变化趋势，不在于求解出精确的机翼升力大小，因此本文采用计算相对升力来比较翼型升力的变化趋势:；计算得出当原水平尾翼上偏卡死时，水平尾翼上的升力会急剧减小，造成飞机迎角过大，当飞机迎角超过失速临界迎角时，飞机很可能发生失速，若此时将备用水平尾翼放下，向下偏转升降舵，使得尾翼处升力增大，抬头力矩减小，避免飞机进入失速状态；当原升降舵下偏卡死时，水平尾翼上的升力会急剧增大，造成飞机迎角过大，飞机可能出现俯冲状况，若此时将备用水平尾翼放下，向上偏转升降舵，使得尾翼处升力减小，低头力矩增大，避免飞机陷入危险的俯冲状态。
29.在本发明的描述中，需要理解的是，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
30.以上所述的实施例仅是对本发明的优选方式进行描述，并非对本发明的范围进行限定，在不脱离本发明设计精神的前提下，本领域普通技术人员对本发明的技术方案做出的各种变形和改进，均应落入本发明权利要求书确定的保护范围内。

技术特征：
1.一种飞机尾翼，其特征在于，包括：原水平尾翼，原垂直尾翼和安装在所述原垂直尾翼上的备用水平尾翼；所述备用水平尾翼通过转轴（1）转动安装在所述原垂直尾翼上；所述备用水平尾翼展开时置于所述原垂直尾翼的顶端，且与所述原垂直尾翼垂直设置。2.根据权利要求1所述的一种飞机尾翼，其特征在于：所述原水平尾翼包括原升降舵（6）和原水平安定面（5）；所述原升降舵（6）上偏卡阻角度为30
°
，下偏卡阻角度为15
°
。3.根据权利要求1所述的一种飞机尾翼，其特征在于：所述原垂直尾翼包括方向舵（2）和原垂直安定面（7）；所述原垂直安定面（7）两侧壁向内开设有用于安装所述备用水平尾翼的凹槽。4.根据权利要求3所述的一种飞机尾翼，其特征在于：所述备用水平尾翼包括备用升降舵（3）和备用水平安定面（4）；所述备用水平安定面（4）和备用升降舵（3）均设置有两块，且分别通过所述转轴（1）转动安装于所述原垂直安定面（7）两所述凹槽内。5.根据权利要求4所述的一种飞机尾翼，其特征在于：所述备用升降舵（3）最大上偏角度为30
°
，最大下偏角度为15
°
。6.一种升降舵卡阻调节方法，包括权利要求1-5任一项所述的飞机尾翼，其特征在于，包括以下步骤：当原升降舵（6）卡死时，通过转轴（1）连接并贴附在原垂直安定面（7）上的备用水平安定面（4）沿转轴（1）展开90
°
，展开后的备用水平安定面（4）与卡死的原升降舵（6）一起为飞机提供俯仰力矩。

技术总结
本发明公开一种飞机尾翼及升降舵卡阻调节方法，包括原水平尾翼，原垂直尾翼和安装在所述垂直尾翼上的备用水平尾翼；所述备用水平尾翼通过转轴转动安装在所述原垂直尾翼上；所述备用水平翼展开时置于所述原垂直尾翼的顶端，且与所述原垂直尾翼垂直设置。本发明在不影响原尾翼的正常工作的情况下，飞机载荷基本不变，但可以有效减少尾翼故障引起飞行事故发生的概率，减少了突发情况下飞行员的负担。减少了突发情况下飞行员的负担。减少了突发情况下飞行员的负担。


技术研发人员：叶露 孙培炎 刘爽 周景昊 赵赶超 闫东峰 于欣利 杨程仕 冯勇博 肖艳平
受保护的技术使用者：中国民用航空飞行学院
技术研发日：2023.03.14
技术公布日：2023/4/18