阅读说明：本技术 一种飞机尾翼结构 (Airplane tail wing structure ) 是由 吉桂兴 于 2019-10-14 设计创作，主要内容包括：本申请属于飞行器结构设计领域,特别涉及一种飞机尾翼结构,包括：尾翼本体,内部设置有圆柱形内腔,两个侧面上对称开设有第一射流口,且分别与圆柱形内腔连通；射流转子,同轴转动设置在圆柱形内腔内,外壁上开设有第二射流口,射流转子转动过程中,在某一时刻,两个第一射流口均能够被射流转子的外壁密封阻挡,以及,在同一时刻第二射流口只能与其中一个第一射流口重合对接,而另一个第一射流口被密封阻挡；中空的射流转轴,一端端口与气源连接,贯穿伸入射流转子内部,外壁上开设多个出气孔；驱动机构,用于驱动射流转子转动。本申请的飞机尾翼结构,结构新颖,控制方便,且使得整体尾翼结构气动特性更强。(The application belongs to aircraft structural design field, in particular to aircraft fin structure, include: the tail wing body is internally provided with a cylindrical inner cavity, and the two side surfaces are symmetrically provided with first jet ports which are respectively communicated with the cylindrical inner cavity; the jet flow rotor is coaxially and rotatably arranged in the cylindrical inner cavity, the outer wall of the jet flow rotor is provided with a second jet flow port, in the rotating process of the jet flow rotor, at a certain moment, the two first jet flow ports can be hermetically blocked by the outer wall of the jet flow rotor, and at the same moment, the second jet flow port can only be overlapped and butted with one first jet flow port, while the other first jet flow port is hermetically blocked; one end port of the hollow jet flow rotating shaft is connected with an air source and penetrates into the jet flow rotor, and a plurality of air outlet holes are formed in the outer wall of the hollow jet flow rotating shaft; and the driving mechanism is used for driving the jet flow rotor to rotate. The utility model provides an aircraft fin structure, novel structure, control is convenient, and makes whole fin structure aerodynamic feature stronger.)

一种飞机尾翼结构

技术领域

本申请属于飞行器结构设计领域，特别涉及一种飞机尾翼结构。

背景技术

尾翼是安装在飞机尾部的一种装置，可以操纵和稳定飞机。尾翼可以用来控制飞机的俯仰、偏航和倾斜以改变其飞行姿态，飞行控制系统的重要组成部分。

常规飞机的尾翼由水平尾翼和垂直尾翼组成，水平尾翼负责飞机纵向上的操纵性和稳定性，垂直尾翼负责横航向的操纵性和稳定性，但对于一些V尾布局结构的飞机，V尾同时负责飞机纵向和横航向的操纵性和稳定性，就会出现在纵向上满足了，横航向满足不了，反之，横航向满足了而纵向上满足不了。

发明内容

为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种飞机尾翼结构。

本申请公开了一种飞机尾翼结构，包括：

尾翼本体，在所述尾翼本体的内部靠近其后端位置处，沿所述尾翼本体的展向方向设置有圆柱形内腔，在所述尾翼本体的两个侧面上分别沿展向方向开设有长条形的第一射流口，两侧的所述第一射流口对称分布，且分别与所述圆柱形内腔连通；

呈筒状且轴向两端密封的射流转子，同轴转动设置在所述圆柱形内腔内，且所述射流转子的外壁上沿轴线方向开设有长条形的第二射流口，所述第二射流口的数量和位置配置成，跟随所述射流转子转动过程中，在某一时刻，两个所述第一射流口均能够被所述射流转子的外壁密封阻挡，以及，在同一时刻只能与其中一个所述第一射流口重合对接，而另一个所述第一射流口被所述射流转子的外壁密封阻挡；

中空的射流转轴，沿轴线从所述射流转子的一端贯穿伸入所述射流转子内部，并固定连接至所述射流转子的另一端，且位于所述射流转子内部的所述射流转轴的外壁上开设有多个出气孔，所述射流转轴的位于所述射流转子外部的一端端口与气源连接；

驱动机构，设置在所述射流转子外部，与所述射流转轴连接，用于受控地驱动所述射流转轴带动所述射流转子转动。

根据本申请的至少一个实施方式，所述第二射流口的数量为一个。

根据本申请的至少一个实施方式，所述第二射流口的数量为两个，两个所述第二射流口的位置配置成，当所述射流转轴顺时针或逆时针转动至使第一个所述第二射流口与第一个所述第一射流口重合对接时，第二个所述第一射流口被所述射流转子的外壁密封阻挡；

另外，当所述射流转轴按照上述相反的方向转动小于四分之一圈后，使得第二个所述第二射流口与第二个所述第一射流口重合对接，而第一个所述第一射流口被所述射流转子的外壁密封阻挡。

根据本申请的至少一个实施方式，所述射流转子的两端通过固定连接的端板密封。

根据本申请的至少一个实施方式，所述驱动机构包括驱动电机，所述驱动电机与所述射流转轴的端部通过齿轮连接。

本申请至少存在以下有益技术效果：

本申请的飞机尾翼结构，在尾翼本体上设置圆柱形内腔，两侧设置与圆柱形内腔连通的第一射流口，再通过射流转轴向射流转子内部引气，同时控制射流转子转动，以实现两侧第一射流口的喷气或阻挡，从而使得尾翼两侧分别产生作用力；本申请的飞机尾翼结构，结构新颖，控制方便，且使得整体尾翼结构气动特性更强。

附图说明

图1是本申请飞机尾翼结构的结构示意图；

图2是本申请飞机尾翼结构圆柱形内腔部分的放大示意图；

图3是本申请飞机尾翼结构圆柱形内腔部分的结构剖视图。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，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，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“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申请和简化描述，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申请保护范围的限制。

下面结合附图1-图3对本申请的飞机尾翼结构进一步详细说明。

本申请公开了一种飞机尾翼结构，可以包括尾翼本体1、射流转子2、射流转轴3以及驱动机构。

尾翼本体1外形可以为目前已知的多种尾翼结构外形；在尾翼本体1的内部靠近其后端位置处，沿尾翼本体1的展向方向设置有圆柱形内腔11，另外，在尾翼本体1的两个侧面上分别沿展向方向开设有长条形的第一射流口12，两侧的第一射流口对称分布，且分别与圆柱形内腔11连通。需要说明的是，第一射流口12的两端端部并未完全延伸至尾翼本体1的边缘(两侧边缘处均设置有固定板，图中未示出)，也即是尾翼本体1的前端和后端是一体的，并不会像现有的尾翼一样，后端部分是可以转动的。

射流转子2呈筒状且轴向两端密封；本实施例中，优选射流转子2的两端通过固定连接的端板22密封；射流转子2同轴转动设置在圆柱形内腔11内，且射流转子2的外壁上沿轴线方向开设有长条形的第二射流口21，第二射流口21的数量和位置配置成，跟随射流转子2转动过程中，在某一时刻，两个第一射流口12均能够被射流转子2的外壁密封阻挡(也即两侧都不需要气流排出)，以及，在同一时刻只能与其中一个第一射流口12重合对接，而另一个第一射流口12被射流转子2的外壁密封阻挡；。

也即是说，第二射流口21是数量和位置可以根据需要选择为多种。

例如，当第二射流口21的数量为一个时，设置位置可以随意，当射流转轴3转动至使该一个第二射流口21与第一个第一射流口重合对接时，第二个第一射流口12被射流转子2的外壁密封阻挡。相应地，将射流转轴3按照继续转动或者反方向转动(大半圈)，从而使得该一个第二射流口21去与第二个第一射流口12重合对接，而第一个第一射流口12被射流转子2的外壁密封阻挡，从而实现两个第一射流口12的同时阻挡以及交替导通。

例如，当第二射流口21的数量为两个，两个第二射流口21的位置配置成，当射流转轴3顺时针或逆时针转动至使第一个第二射流口21与第一个第一射流口重合对接时，第二个第一射流口12被射流转子2的外壁密封阻挡。相应地，射流转轴3按照上述相反的方向转动小于四分之一圈后，使得第二个第二射流口21与第二个第一射流口12重合对接，而第一个第一射流口12被射流转子2的外壁密封阻挡，从而实现两个第一射流口12的同时阻挡以及交替导通；当然，相对仅一个第二射流口21的情况，这种控制方式更加高效、快捷。

中空的射流转轴3沿轴线从射流转子2的一端贯穿伸入射流转子2内部，并固定连接至射流转子2的另一端，且位于射流转子2内部的射流转轴3的外壁上开设有多个出气孔31，射流转轴3的位于射流转子2外部的一端端口与气源连接；其中，气源可以是来自待适配飞机的内部气源，也可以是单独设置的气源，气流能够从一端进入射流转轴3，再通过多个出气孔31进入射流转子2内部。

驱动机构设置在射流转子2外部，与射流转轴3连接，用于受控地驱动射流转轴3带动射流转子2转动。

其中，驱动机构可以为多种适合的结构，本实施例中，优选驱动机构包括驱动电机41，驱动电机41与射流转轴3的端部通过齿轮42连接。

综上所述，本申请的飞机尾翼结构，在尾翼本体上设置圆柱形内腔，两侧设置与圆柱形内腔连通的第一射流口，再通过射流转轴向射流转子内部引气，同时控制射流转子转动，以实现两侧第一射流口的喷气或阻挡，从而使得尾翼两侧分别产生作用力；本申请的飞机尾翼结构，结构新颖，控制方便，且使得整体尾翼结构气动特性更强。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请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申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。