阅读说明：本技术 飞行器稳定尾翼装置 (Aircraft rear-fin stabilizer device ) 是由 赵兴隆 张赢 郝波 许萍 刘本慧 黄书平 丁云鹏 惠轶 居闽 颜雯清 刘康 张 于 2019-08-06 设计创作，主要内容包括：本发明提供了一种飞行器稳定尾翼,包括中心筒,栅格翼,外环翼,栅格翼分布在中心筒外侧,外环翼环绕栅格翼的外缘从而组成整体式尾翼。栅格翼分为多个纵横交错的横向翼面和纵向翼面,位于中心位置的横向翼面分为左翼面和右翼面,位于中心位置的纵向翼面分为上翼面和下翼面,左翼面的内缘、右翼面的内缘分别与中心筒外壁的左侧、右侧连接,上翼面的内缘、下翼面的内缘分别与中心筒外壁的上侧、下侧连接。本发明能在发射筒等空间限制条件下为飞行器的稳定飞行提高足够大的稳定力矩和气动力；无运动机构,提高了工作可靠性,并降低了成本采用整体式结构,结构的强度和刚度好,结构效率高；尾翼一体化结构,加工以及飞行器现场安装得到简化。(The present invention provides a kind of aircraft rear-fin stabilizer, including central tube, lattice fin, the outer ring wing, lattice fin is centrally located on the outside of cylinder, and the outer ring wing forms monoblock type empennage around the outer rim of lattice fin.Lattice fin is divided into multiple criss-cross lateral aerofoils and longitudinal aerofoil, lateral aerofoil positioned at center is divided into left wing face and right flank face, longitudinal aerofoil positioned at center is divided into top airfoil and lower aerofoil, the inner edge in left wing face, the inner edge in right flank face are connect with the left side of center drum outer wall, right side respectively, and the inner edge of top airfoil, the inner edge of lower aerofoil are connect with the upside of center drum outer wall, downside respectively.The present invention can improve sufficiently large stabilizing moment and aerodynamic force under the restrictive condition of the spaces such as launching tube for the stabilized flight of aircraft；Without motion mechanism improves functional reliability, and reduces costs using monolithic construction, and the strength and stiffness of structure are good, and structure efficiency is high；Empennage integral structure, processing and aircraft in-site installation are simplified.)

飞行器稳定尾翼装置

技术领域

本发明涉及飞行器设备技术领域，具体地，涉及一种飞行器稳定尾翼装置。

背景技术

稳定尾翼是飞行器总体设计和组成不可缺少的部分，尾翼的面积、展长等参数对于保证飞行器的稳定性并提供足够的机动性能至关重要。但是另一方面尾翼的尺寸大小又受到结构和起飞(或发射)环境的限制，对于导弹、火箭弹及筒式发射无人机等飞行器，稳定尾翼的设计就受到发射装置的空间限制。目前，导弹、火箭弹及筒式发射无人机等飞行器的翼面通常采用折叠式设计。在飞行器离开发射装置或发射筒后，通过展开机构驱动尾翼迅速展开，在展开到位后要求并可靠而牢固地锁定。尾翼的展开与锁定通常比较复杂，会导致飞行器重量增加、后心后移等不利因素，且存在可靠性和成本约束。为了保证折叠机构的工作性能和可靠性，尤其是长期贮存后的工作可靠性，通常要付出比较高的成本代价。尤其是对于低成本设计飞行器，复杂的折叠尾翼对飞行器的总成本影响会比较大。另外，在一些微型飞行器上设计可靠的折叠尾翼的技术难度也非常大。

因此，一部分导弹、火箭弹及无人机等飞行器，需要一种新型的尾翼装置，能够以简单有限的方式在有限的空间内提供足够大的气动面面积和空气动力，并简化设计和安装，从而提高飞行器稳定和机动性能，并提高可靠性，降低成本。

经过对现有技术的检索，申请号为201510043929.7的发明专利公开了一种固定翼无人飞行器的尾翼结构，包括机身和位于机身后部的尾翼机构，所述尾翼机构包括尾翼连接部以及与尾翼连接部固定连接的一对尾翼，一对所述尾翼沿尾翼连接部中心线的垂直面对称设置，其中，所述尾翼连接部中部设有与机身后部连接的连接腔，所述连接腔与机身后部为可拆卸式固定连接。该尾翼结构无法在有限的空间内提供足够大的气动面面积和空气动力，无法提高飞行器稳定和机动性能。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种飞行器稳定尾翼装置。

根据本发明提供的一种飞行器稳定尾翼，包括中心筒，栅格翼，外环翼，所述栅格翼分布在中心筒外侧，所述外环翼环绕栅格翼的外缘从而组成整体式尾翼。

进一步地，所述栅格翼分为多个纵横交错的横向翼面和纵向翼面，所述横向翼面中，位于中心位置的横向翼面分为左翼面和右翼面，位于中心位置的纵向翼面分为上翼面和下翼面，所述左翼面的内缘与中心筒外壁的左侧连接，所述右翼面的内缘与中心筒外壁的右侧连接，所述上翼面的内缘与中心筒外壁的上侧连接，所述下翼面的内缘与中心筒外壁的下侧连接。

进一步地，所述横向翼面的间距尺寸和纵向翼面的间距尺寸要保证栅格翼的层数不小于2层。

进一步地，所述栅格翼的前缘后掠角为45°。

进一步地，所述外环翼为中空的圆筒结构。

进一步地，所述中心筒，栅格翼，外环翼一体成型。

进一步地，所述中心筒与飞行器发动机尾喷管段套接。

进一步地，所述中心筒的内径与飞行器收缩形尾喷管的外径匹配。

进一步地，所述中心筒，栅格翼，外环翼采用PVC或铝合金或钢。

进一步地，所述外环翼的径尺寸与飞行器主体结构尺寸匹配。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、本发明的飞行器稳定尾翼中，栅格翼通过中心筒、外环翼组合成一整体式尾翼，并通过中心筒与弹体部分连接，外环翼使栅格封闭为一整体式结构，并进一步增加了气动面的面积，栅格翼与外环翼为气动力生成装置，可根据巡航速度进行前缘后掠、翼型剖面的优化设计，栅格翼的前缘后掠角可减小飞行阻力和提高飞行稳定性，飞行速度越大，后掠角越大，一般取45度左右。

2、本发明的飞行器稳定尾翼中，多片翼面交错组合，从而在有限空间内扩大有效气动面面积。

3、本发明的飞行器稳定尾翼中，栅格连接成一整体封闭式结构，加强栅格翼的强度，为栅格翼提高保护，外环翼本身也可扩大尾翼的气动力面积。

4、本发明的飞行器稳定尾翼中，发射筒等有效的空间内，不使用折叠机构就可以提高足够大面积的翼面。

5、本发明的飞行器稳定尾翼中，能在发射筒等空间限制条件下为飞行器的稳定飞行提高足够大的稳定力矩和气动力；无运动机构，提高了工作可靠性，并降低了成本采用整体式结构，结构的强度和刚度好，结构效率高；尾翼一体化结构，加工以及飞行器现场安装得到简化。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1是本发明中一种飞行器稳定尾翼前向视图；

图2是本发明中一种飞行器稳定尾翼侧视图；

图3是本发明中一种飞行器稳定尾翼的立体图；

图4是本采用本发明尾翼装置的飞行器示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

如图1至图3所示，一种飞行器稳定尾翼4，包括中心筒1，栅格翼2，外环翼3，栅格翼2分布在中心筒1外侧，外环翼3环绕栅格翼2的外缘从而组成整体式尾翼，中心筒1，栅格翼2，外环翼3一体成型，外环翼3为中空的圆筒结构。

栅格翼2分为多个纵横交错的横向翼面21和纵向翼面22，横向翼面21中，位于中心位置的横向翼面21分为左翼面211和右翼面212，位于中心位置的纵向翼面22分为上翼面221和下翼面222，左翼面211的内缘与中心筒1外壁的左侧连接，右翼面212的内缘与中心筒1外壁的右侧连接，上翼面221的内缘与中心筒1外壁的上侧连接，下翼面222的内缘与中心筒1外壁的下侧连接。

横向翼面21的间距尺寸和纵向翼面22的间距尺寸要保证栅格翼2的层数不小于2层。

栅格翼2的前缘后掠角为45°。

中心筒1的内径与飞行器收缩形尾喷管的外径匹配，外环翼3的径尺寸与飞行器主体结构尺寸匹配。

中心筒1，栅格翼2，外环翼3采用PVC或铝合金或钢。

如图4所示，一种飞行器5，具有折叠前翼6及本发明飞行器稳定尾翼4，在尾翼装置的中心为飞行器5的发动机喷口7。

综上所述，本发明的飞行器稳定尾翼中，栅格翼通过中心筒、外环翼组合成一整体式尾翼，并通过中心筒与弹体部分连接，外环翼使栅格封闭为一整体式结构，并进一步增加了气动面的面积，栅格翼与外环翼为气动力生成装置，可根据巡航速度进行前缘后掠、翼型剖面的优化设计；本发明的飞行器稳定尾翼中，多片翼面交错组合，从而在有限空间内扩大有效气动面面积；本发明的飞行器稳定尾翼中，栅格连接成一整体封闭式结构，加强栅格翼的强度，为栅格翼提高保护，外环翼本身也可扩大尾翼的气动力面积；本发明的飞行器稳定尾翼，能在发射筒等空间限制条件下为飞行器的稳定飞行提高足够大的稳定力矩和气动力；无运动机构，提高了工作可靠性，并降低了成本采用整体式结构，结构的强度和刚度好，结构效率高；尾翼一体化结构，加工以及飞行器现场安装得到简化。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“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的限制。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。