一种改善高速直升机尾翼气动性能的尾翼

一种改善高速直升机尾翼气动性能的尾翼

本发明涉及直升机尾翼，特别是涉及一种改善高速直升机尾翼气动性能的尾翼。

背景技术

1. 尾翼是直升机的主要部件，主要作用是改善直升机的迎角稳定性，从而改善纵向操纵性和稳定性。

2. 现有的尾翼设计方案中，尾翼的主要作用是提高高速直升机操纵稳定性，其设计并未有针对尾翼的专门优化。在高速前飞与机动时，尾翼将面临100m/s以上的轴流，同时可能存在较小的(10m/s以下)侧向或垂向的气流相对速度，工作环境恶劣。然而，尾翼处于尾翼前方，通过尾翼设计对尾翼将面临的气流整流，将对尾翼的工作环境、气动性能产生重要影响。

3. 当直升机在高速飞行时进行爬升、下降、转弯等机动动作时，相应垂向、侧向的气流将使尾翼分为高推力区、低推力区两侧。推力的偏置不但使尾翼的总推力不断波动，还将对机身产生一个额外力矩，提高了高速直升机整体气动力的耦合度，增加了直升机的操纵、控制难度，高速直升机机动动作的安全性也将收到影响。

4. 目前的尾推设计方案中，为避免出现“失速”，一般通过增大翼型面的安装角以抵消被轴流增大的相对气流迎角。图中可见，当轴流速度与切向速度形成的相对气流迎角越大，翼型所需的安装角越大。因此，尾推桨叶从尖部到根部所需的安装角变化趋势非常陡峭，对桨叶工作时的扭矩强度、疲劳寿命都产生了不利影响。

5. 为了解决上述问题，本发明提供一种改善高速直升机尾翼气动性能的尾翼，来解决以往的直升机尾翼气动性能不佳的问题。

技术实现思路

1. 本发明的目的是提供一种改善高速直升机尾翼气动性能的尾翼，达到提高直升机尾翼气动性能的目的。

2. 为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

3. 一种改善高速直升机尾翼气动性能的尾翼，包括锥形的环状整流尾翼、平尾翼以及垂尾翼，所述平尾翼和垂尾翼的两端均分别与整流尾翼和机身尾部连接，所述整流尾翼的内壁远离所述机身尾部并开设有多组射流出口组，所述整流尾翼的外壁靠近机身的且与所述射流出口组对应的区域上开设有射流入口，每组所述射流出口组与所述射流入口连通。

4. 优选地，所述机身尾部位于所述整流尾翼截面的圆心位置，所述平尾翼设置两条且两条所述平尾翼的连线重合，所述垂尾翼设置两条且两条所述垂尾翼的连线重合。

5. 优选地，所述射流出口组设置在相邻所述平尾翼和垂尾翼之间的所述整流尾翼上。

6. 优选地，相邻所述平尾翼和所述垂尾翼之间的所述整流尾翼上至少设置两组沿所述整流尾翼的周向均匀间隔布置的射流出口组，每组射流出口组包括至少三个射流出口。

7. 优选地，所述射流出口沿所述整流尾翼的周向均匀间隔布置。

8. 优选地，所述射流入口通过连接通道与每组的所述射流出口均连通。

9. 优选地，每个所述射流入口上均设置有用于调整所述射流入口大小的滑片。

10. 优选地，所述射流入口的面积大于所述射流出口的面积。

11. 本发明相对于现有技术取得了以下技术效果：

12. 1. 本发明通过将整流尾翼设置成锥形的环状结构，整流尾翼面对轴向来流时，整体表现为一个“窄-宽”的通道，随着通道截面面积的增大，气动流速将会减缓，在前飞时，前飞来流通过射流入口进入通道，由于整流尾翼本身的锥形环状结构使得从射流出口中喷出的气体速度方向改变，对水平和垂直飞行速度进行中和，从而削弱由于飞行速度导致推力偏置。

技术特征

1. 一种改善高速直升机尾翼气动性能的尾翼，其特征在于，包括锥形的环状整流尾翼、平尾翼以及垂尾翼，所述平尾翼和垂尾翼的两端均分别与整流尾翼和机身尾部连接，所述整流尾翼的内壁远离所述机身尾部并开设有多组射流出口组，所述整流尾翼的外壁靠近机身的且与所述射流出口组对应的区域上开设有射流入口，每组所述射流出口组与所述射流入口连通。

2. 根据权利要求1所述的一种改善高速直升机尾翼气动性能的尾翼，其特征在于，所述机身尾部位于所述整流尾翼截面的圆心位置，所述平尾翼设置两条且两条所述平尾翼的连线重合，所述垂尾翼设置两条且两条所述垂尾翼的连线重合。

3. 根据权利要求2所述的一种改善高速直升机尾翼气动性能的尾翼，其特征在于，所述射流出口组设置在相邻所述平尾翼和垂尾翼之间的所述整流尾翼上。

4. 根据权利要求3所述的一种改善高速直升机尾翼气动性能的尾翼，其特征在于，相邻所述平尾翼和所述垂尾翼之间的所述整流尾翼上至少设置两组沿所述整流尾翼的周向均匀间隔布置的射流出口组，每组射流出口组包括至少三个射流出口。

5. 根据权利要求4所述的一种改善高速直升机尾翼气动性能的尾翼，其特征在于，所述射流出口沿所述整流尾翼的周向均匀间隔布置。

6. 根据权利要求4所述的一种改善高速直升机尾翼气动性能的尾翼，其特征在于，所述射流入口通过连接通道与每组的所述射流出口均连通。

7. 根据权利要求6所述的一种改善高速直升机尾翼气动性能的尾翼，其特征在于，每个所述射流入口上均设置有用于调整所述射流入口大小的滑片。

8. 根据权利要求6所述的一种改善高速直升机尾翼气动性能的尾翼，其特征在于，所述射流入口的面积大于所述射流出口的面积。

技术总结

本发明公开了一种改善高速直升机尾翼气动性能的尾翼，包括锥形的环状整流尾翼、平尾翼以及垂尾翼，平尾翼和垂尾翼的两端均分别与整流尾翼和机身尾部连接，整流尾翼的内壁设有多组射流出口组，整流尾翼的外壁靠近机身的且与射流出口组对应的区域上开设有射流入口，每组射流出口组与射流入口连通；本发明通过将整流尾翼设置成锥形的环状结构，整流尾翼面对轴向来流时，整体表现为一个“窄-宽”的通道，随着通道截面面积的增大，气动流速将会减缓，在前飞时，前飞来流通过射流入口进入通道，由于整流尾翼本身的锥形环状结构使得从射流出口中喷出的气体速度方向改变，对水平和垂直飞行速度进行中和，从而削弱由于飞行速度导致推力偏置。

技术研发人员：招启军,孙大智,陈希,马砾,曹宸恺,杨涛,王博

受保护的技术使用者：南京航空航天大学

技术研发日：

技术公布日：2024/12/2