本發(fā)明一般涉及航空領域技術，具體涉及一種飛行器，尤其涉及一種T型尾翼及配有T型尾翼的飛機。

背景技術：

T型尾翼是一種尾翼的構造型式，根據(jù)水平尾翼和垂直尾翼的布局關系，其他的尾翼構造型式還包括：H型布局、V型尾布局以及多垂直尾翼布局等等。而T型尾翼的具體布局為：水平尾翼設置在飛機垂直安定面上。T型尾翼布局的優(yōu)點是水平尾翼受機身流場較小，常用于運輸機上，具有較強的平穩(wěn)性，所以本申請案所介紹的飛機主要是指運輸機。

但是傳統(tǒng)飛機的T型尾翼布局中，水平尾翼依然在受機身流場影響很大，使得水平尾翼的配平能力打折扣；同時，水平尾翼和垂直尾翼之間的連接處設計不合理，冗余設計過多，影響了水平尾翼的效率。

技術實現(xiàn)要素：

鑒于現(xiàn)有技術中的上述缺陷或不足，本發(fā)明目的在于提供一種T型尾翼及配有T型尾翼的飛機。

具體技術方案包括：一種T型尾翼，包括垂直尾翼和水平尾翼，所述垂直尾翼與水平尾翼結合處交錯布局，水平尾翼的前端設置在垂直尾翼的前端的后方，水平尾翼的后端突出在垂直尾翼的后端的后方，水平尾翼的前端與垂直尾翼頂面的前端之間形成光滑的弧形面過渡。本設計減少了垂直尾翼和水平尾翼流場的互相干擾，增加垂直尾翼和水平尾翼的效率。

在傳統(tǒng)的垂直尾翼和水平尾翼的連接方式中，為保證垂直尾翼和水平尾翼的連接強度，垂直尾翼和水平尾翼的上下兩個表面均形成固定連接，由于連接位置問題，就導致垂直尾翼的頂部會在水平尾翼上表面露出一塊凸起，從而使水平尾翼的上表面無法形成整體的光滑平面。傳統(tǒng)結構中，若是使垂直尾翼僅與水平尾翼的下表面形成連接，消除水平尾翼上表面的凸起，就會出現(xiàn)兩者的連接處結構強度比較弱的問題，容易導致平尾松動。

由于水平尾翼上表面不光滑，會增加流場對水平尾翼的干擾；為了解決這一問題，在制作的過程中，水平尾翼和垂直尾翼內(nèi)部是一體成型的注塑T型梁，為一體式結構，極大的增強了水平尾翼和垂直尾翼之間的強度，增強了水平尾翼的穩(wěn)定性。實現(xiàn)了將所述垂直尾翼的頂面與所述水平尾翼的下表面固定連接，水平尾翼的上表面為光滑的流線型面的結構。解決了水平尾翼上表面的凸起問題，極大的增加了水平尾翼的流場穩(wěn)定，提高了水平尾翼的效率。

本發(fā)明的技術方案還包括：配有T型尾翼的飛機，包括機身，還包括上述T型尾翼，所述機身的頂面的最高點與所述垂直尾翼的根部之間的高度差為機身高度h，所述垂直尾翼的高度為D，垂直尾翼與機身之間的高度差為D-h，受機身流場的影響，水平尾翼一般提供與升力相反的負的抬頭升力，當D、h、D-h之間滿足D-h＞1/3D的關系時，負升力比之前減少了50％，當D-h接近D時，負升力只有之前的10％。但是受限于結構強度，D-h不能過大，大于D后，需要對結構進行額外的加強，增加重量，而效率不會增加太多，綜合收益不高，同時，如果D-h的值過大超過垂直尾翼的高度D時，還容易引起結構的不穩(wěn)定性，出現(xiàn)氣動彈性問題，因此，D、h、D-h之間應滿足：D＞D-h＞1/3D。

一種優(yōu)選的技術方案為：所述機身的頂面的最高點與所述垂直尾翼的根部之間的高度差為h，所述垂直尾翼的高度為D，D-h＝1/2D。

另一種優(yōu)選的技術方案為：所述機身的頂面的最高點與所述垂直尾翼的根部之間的高度差為h，所述垂直尾翼的高度為D，D-h＝2/3D。

所述機身的頂面為流線型面，機身頂面的最低點位于其與垂直尾翼根部的連接處。機身頂面的最低點位于機身的最后端，使空氣在飛機表面的流動為層流，避免產(chǎn)生湍流，飛機在飛行過程中所受阻力最小，飛機飛行穩(wěn)定性最好。

所述的水平尾翼為對稱翼型。對稱翼型的水平尾翼上下弧線對稱，獲得最佳的操縱效果，此外，對稱翼型在所有翼型中的阻力是最小的，且對稱翼型在應對飛機失速時具有良好的性能。

本發(fā)明的有益效果是：

1.本發(fā)明的T型尾翼采用水平尾翼和垂直尾翼交錯的布局設置，簡化了水平尾翼和垂直尾翼之間的連接處的冗余設計，增加了垂直尾翼了水平尾翼之間接觸的面積，減少了垂直尾翼和水平尾翼流場的互相干擾，增加了水平尾翼和垂直尾翼的效率。

2.受機身流場的影響，水平尾翼一般提供與升力相反的負的抬頭升力，當D、h、D-h之間滿足：D-h＞1/3D的關系時，負升力比之前減少了50％，當D-h接近D時，負升力只有之前的10％。但是受限于結構強度，D-h不能過大，大于D后，需要對結構進行額外的加強，增加重量，而效率不會增加太多，綜合收益不高，同時，如果D-h的值過大超過垂直尾翼的高度D時，還容易引起結構的不穩(wěn)定性，出現(xiàn)氣動彈性問題，因此，垂直尾翼的長度滿足D＞D-h＞1/3D的配比，這種長度的垂直尾翼保證了水平尾翼遠離機身流場，增加了水平尾翼的效率和配平能力。

3.水平尾翼的形狀為上表面光滑的流線型，使氣流在水平尾翼的上方形成層流，避免氣流出現(xiàn)湍流，同樣增加了平尾效率。

4.機身頂面的最低點設置在機身的最后端，大大增加了飛機飛行過程中的穩(wěn)定性。

5.水平尾翼為對稱翼型，大大降低了水平尾翼的空氣阻力，同時增強了飛機的失速性能。

6.水平尾翼和垂直尾翼內(nèi)部是一體成型的注塑T型梁，為一體式結構，極大的增強了水平尾翼和垂直尾翼之間的結構強度，從而使垂直尾翼僅與水平尾翼的下表面連接，水平尾翼也不會出現(xiàn)松動。

附圖說明

通過閱讀參照以下附圖所作的對非限制性實施例所作的詳細描述，本申請的其它特征、目的和優(yōu)點將會變得更明顯：

圖1為機身和垂直尾翼的位置示意圖；

圖2為T型尾翼及配有T型尾翼的飛機的俯視圖；

圖3為一種T型尾翼及配有T型尾翼的飛機的側視圖。

圖中：1.垂直尾翼，2.水平尾翼，3.前端，4.前邊沿，5.機身。

具體實施方式

下面結合附圖和實施例對本申請作進一步的詳細說明。可以理解的是，此處所描述的具體實施例僅僅用于解釋相關發(fā)明，而非對該發(fā)明的限定。另外還需要說明的是，為了便于描述，附圖中僅示出了與發(fā)明相關的部分。

需要說明的是，在不沖突的情況下，本申請中的實施例及實施例中的特征可以相互組合。下面將參考附圖并結合實施例來詳細說明本申請。

實施例1

如圖1-3所示，一種T型尾翼，包括垂直尾翼1和水平尾翼2，所述的垂直尾翼1與水平尾翼2結合處交錯布局。所述的垂直尾翼1與水平尾翼2結合處的具體分布方式為：水平尾翼2的前端3設置在水平尾翼2前邊沿4之后。所述的垂直尾翼1的高度為D，所述的機身5高度為h，垂直尾翼1與機身5的高度差為D-h，D-h＝1/2D。所述的機身5高度具體為：機身5最頂端與垂直尾翼1根部的高度差。

一種配有T型尾翼的飛機，該飛機包括機身5，機身5尾部設置有T型尾翼，所述的T型尾翼包括垂直尾翼1和水平尾翼2，所述的水平尾翼2為對稱翼型，所述的垂直尾翼1的根部與機身5連接，所述的垂直尾翼1頂部與所述水平尾翼2的底面固定連接，且水平尾翼2的形狀為上表面光滑的流線型。

實施例2

如圖1-3所示，一種T型尾翼，包括垂直尾翼1和水平尾翼2，所述的垂直尾翼1與水平尾翼2結合處交錯布局。所述的垂直尾翼1與水平尾翼2結合處的具體分布方式為：水平尾翼2的前端3設置在水平尾翼2前邊沿4之后。所述的垂直尾翼1的高度為D，所述的機身5高度為h，垂直尾翼1與機身5的高度差為D-h，D-h＝2/3D。所述的機身5高度具體為：機身5最頂端與垂直尾翼1根部的高度差。

一種配有T型尾翼的飛機，該飛機包括機身5，機身5尾部設置有T型尾翼，所述的T型尾翼包括垂直尾翼1和水平尾翼2，所述的水平尾翼2為對稱翼型，所述的垂直尾翼1的根部與機身5連接，所述的垂直尾翼1頂部與所述水平尾翼2的底面固定連接，且水平尾翼2的形狀為上表面光滑的流線型。

本發(fā)明中，垂直尾翼1與機身5的高度差為D-h的值不限于實施例中的值，還可以取小于D大于1/3D的其他值。

以上描述僅為本申請的較佳實施例以及對所運用技術原理的說明。本領域技術人員應當理解，本申請中所涉及的發(fā)明范圍，并不限于上述技術特征的特定組合而成的技術方案，同時也應涵蓋在不脫離所述發(fā)明構思的情況下，由上述技術特征或其等同特征進行任意組合而形成的其它技術方案。例如上述特征與本申請中公開的(但不限于)具有類似功能的技術特征進行互相替換而形成的技術方案。