1) empennage
[英]['empinidʒ] [美]['ɛmpɪnɪdʒ]
尾翼
1.
The effect of empennage spread on flight attitude was analyzed and validated by flight test data.
针对某型导弹尾翼展开过程对飞行姿态的影响进行了细致地分析,并通过飞行试验数据对分析方法加以验证;最后论证了尾翼展开的不同步性会影响导弹的飞行姿态。
2.
Analyze the impact of empennage on the pose control of FMAVs and develop the moment model.
研究了尾翼对微扑翼飞行器姿态控制的影响,提出了尾翼对机身的力矩模型。
3.
Existing producing condition of complex empennage (aluminum alloy LD10) faces many problems, such as poor precision, weak mechanical properties.
针对复杂尾翼件 ( LD1 0 )生产中存在的精度低、力学性能差的实际问题 ,研究了尾翼等温成型技术 ,并优化了工艺参数。
2) fin
[英][fɪn] [美][fɪn]
尾翼
1.
Based on the results of previous study , through optimization of the superplastic forming process and further tests, the paper puts forward an optimized scheme of superplastic forming process for an armour-piercing fin.
该成形方案使穿甲弹尾翼成形的自动化程度显著提高 ,产品质量更加稳定 ,劳动强度进一步减轻 ,生产率呈多倍提高 ,电能消耗大大减少 ,满足了大批量工业生产的要
2.
There are several types of fins adopted in the modern submarine,including mainly the X-fin and the 十-fin.
现代潜艇尾翼的形式普遍采用十字形和X形两种基本形式,文中通过采用求解RANS方程的数值计算方法,结合RNG-kε、S-kω、SST-kω3种湍流模型,对带有30°、45°,60°3种X形尾翼以及十字形尾翼的潜艇阻力进行数值模拟,通过计算结果发现:对各种方案采用RNG-kε和SST-kω湍流模型进行计算时,阻力比较接近,而采用S-kω湍流模型时,阻力比前两种要大;在所有方案中,45°尾翼具有最小的阻力。
3.
An explosively formed penetrator (EFP) with fins has the advantages of stable flight and deep penetration.
带尾翼的杆状爆炸成形侵彻体 ( explosively formed penetrator,简称 EFP)具有良好的飞行稳定性和侵彻性能 。
3) rear wing
尾翼
1.
The study of aerodynamic characteristics of a notchback car with rear wing at different angles of attack;
尾翼攻角对斜背式轿车气动力特性影响的研究
2.
In order to increase manipulation stability, a rear wing is appended to an automobile.
应用RNGk-ε湍流模型对国产某型号轿车车身进行了外围流场数值模拟,针对高速条件下轿车尾部升力随之增加、操纵稳定性下降的特点,设计了一阶和二阶尾翼。
3.
The heat flux on the rear wing of the rocket,espacially induced by interaction of wing with body,was obtained by correlation of experimental data.
重点研究了尾翼与芯级间的干扰加热,数值求解了自然正交曲线坐标系下尾翼内部二维单层和双层材料热传导方程,给出了典型部位的内外表面温度计算结果,表明表面涂漆对尾翼前缘并不能起到防热隔热效果。
4) tail
[英][teɪl] [美][tel]
尾翼
1.
This paper describes the numerical and experimental study on the EFP tail shapes resulting form three-point, four-point and six-point initiation.
文中通过数值模拟和试验,对三点、四点、六点起爆对EFP尾翼形状的影响进行了研究。
5) missile wing and rudder
弹翼及尾翼
1.
This paper discusses the design and the realization of missile wing and rudder electric simulation load test system based on digital signal processor(DSP) TMS320LF2407 and direct torque control(DTC) servo driver ACS600.
实验结果表明,系统能精确地模拟弹翼及尾翼在飞行展开过程中的气流阻力,满足加载测试系统的快速性要求。
6) plastic rear fin
塑料尾翼
补充资料：尾翼
装在飞机尾部，起纵向（俯仰）和航向平衡、稳定作用并操纵飞机保持和改变飞行姿态的部件。尾翼的外形和构造与机翼相似，但尺寸较小。大多数飞机的尾翼由水平尾翼和垂直尾翼组成（图1）。少数飞机采用V形尾翼,它兼有水平尾翼和垂直尾翼的作用。
水平尾翼 简称平尾，是飞机纵向平衡、稳定和操纵的翼面。平尾左右对称地布置在飞机尾部，基本为水平位置。翼面前半部通常是固定的，称为水平安定面。后半部铰接在安定面的后面，可操纵上下偏转，称为升降舵。升降舵的后缘还装有调整片。在大型飞机上，为了提高平尾的平衡能力，水平安定面在飞行中可以缓慢改变安装角，这样的平尾称为可调水平尾翼。在飞行中，飞机升力的位置会随迎角和速度的变化而移动，飞机重心也因燃油消耗等原因而变动。这样，升力不可能在所有状态下都通过重心，因而存在一个不平衡力矩。在有平尾的飞机上，此力矩就由平尾负升力或正升力的力矩来平衡（图2a）。由于平尾距重心较远，只要用很小的平尾升力就能使飞机保持力矩平衡。
飞机在飞行中会因各种干扰（如大气中的阵风）而偏离原来姿态。平尾具有恢复飞机原有姿态的能力，对飞机起纵向稳定的作用（图2b）。
飞机在飞行中需要经常改变飞行状态，如爬升、平飞、下滑等。对于稳定的飞机，要改变飞行状态就需要克服稳定力矩。例如要增大飞机迎角，就需要有一个克服稳定力矩的抬头力矩。驾驶员操纵升降舵上偏，平尾即产生一个抬头力矩，使飞机在增大的迎角下得到平衡，这就是平尾的纵向操纵作用（图2c）。
平尾按相对于机翼的上下位置不同，大致分为高平尾、中平尾和低平尾三种型式（图3）。平尾处于飞机尾部，气流在流经平尾以前先受到机身、机翼和发动机短舱等的影响，速度减小，方向也有变化。此外，螺旋桨滑流或发动机的喷流也会改变平尾的升力。它们对平尾的稳定和操纵效能都有较大影响。由于影响平尾工作的各种因素随迎角和速度而变化，要想选择一个合适的平尾位置，保证在所有飞行状态下都有较高的平尾效能，是一件很困难的事情，经常要经过大量风洞实验才能最后选定。
在英国"三叉戟"旅客机上，平尾在垂直尾翼的顶端。从飞机正面看，平尾与垂尾构成T字形，故取名T形尾翼（图3a）。这种飞机发动机短舱位于机身尾部两侧，机翼位置靠后，只有将平尾移至垂尾顶端才能躲开机翼、发动机短舱和喷流的影响。由于垂尾是后掠的，故又能使平尾尽量远离机翼，提高平尾的效能。在很多超音速歼击机上,由于机身尾部长度较短,平尾非常靠近机翼，如将平尾放在较低的位置上（机翼翼弦平面以下）（图3b），在大迎角时就能避开机翼、机身，减小它们对平尾的不利影响。
亚音速时，偏转升降舵还会影响前面水平安定面上的升力，操纵效率较高。超音速时，升降舵的偏转对前面的安定面没有影响，舵面操纵效率大为下降。因此，在超音速飞机上将水平尾翼做成可操纵偏转的整体，称为全动平尾。在全动平尾上不再有安定面和升降舵之分。全动平尾的构造与机翼相同，但是翼面的全部弯矩和扭矩载荷在根部都要集中到转轴上来，并且支承点是可转动的轴承，因此全动平尾根部结构复杂，重量也较大。
通常超音速飞机机翼的展弦比较小，机翼展长比平尾展长大不了多少。利用平尾差动来产生滚转操纵力矩已能满足飞行的要求。平尾左、右翼面既能同向偏转起升降舵作用，又能分别向不同方向偏转（差动）起副翼的作用（图4），这就是差动平尾。采用差动平尾以后，就可以取消机翼上的副翼，因而机翼整个后缘都可安装襟翼以改善飞机的起飞、着陆性能和机动性。在变后掠翼飞机上，机翼可以绕垂直（翼弦面）枢轴转动（常称掠动），如在机翼上装副翼，它在大后掠角位置上根本无法工作，因此只能采用差动平尾作为主要滚转操纵面。
垂直尾翼 简称垂尾。起保持飞机的航向平衡、稳定和操纵作用，原理与平尾相似。垂直尾翼仅仅布置在飞机轴线的上部。这是因为在起飞着陆时，飞机头部上仰,尾部离地很近，无法布置垂尾翼面。与平尾相同,垂尾翼面的前半部分通常是固定的，称垂直安定面；后半部分铰接在安定面后部,可操纵偏转,称方向舵。垂尾的作用是保持转弯在无侧滑状态下进行；在有侧风着陆时保持机头对准跑道；飞行中平衡不对称的偏航力矩（如多发动机中有一台发动机停车造成的偏航力矩）。方向舵操纵系统中可装阻尼器，以制止飞机在高空高速飞行中出现的偏航摇摆现象。
飞机对于航向操纵能力要求不高，即使在超音速飞机上也很少采用全动式垂直尾翼。
多数飞机只有一个垂直尾翼（单垂尾）。它位于飞机的对称面内。在一些多发动机的螺旋桨飞机上，为了提高垂尾效率，故意将垂尾放在螺旋桨后的高速气流中。为此将垂直尾翼分为两个（双垂尾）或两个以上（多垂尾）翼面（图5）。在双垂尾型式中，常将两个垂尾布置在平尾两端，以提高平尾的效率。在超音速飞机上，由于机身比较粗大，为了保证飞机在高空高速飞行时仍有足够的航向稳定性，需要有很大的垂尾面积。如果采用双垂尾型式，可以降低垂尾高度，减小垂尾在侧滑时产生的滚转力矩。同时也可提高大迎角时的航向稳定性。
V型尾翼 由左右两个翼面组成,像是固定在机身尾部带大上反角的平尾。 V型尾翼兼有垂尾和平尾的功能。翼面可分为固定的安定面和铰接的舵面两部分，也可做成全动型式。
呈 V形的两个尾面在俯视和侧视方向都有一定的投影面积，所以能同时起纵向（俯仰）和航向稳定作用。当两边舵面作相同方向偏转时，起升降舵作用；分别作不同方向偏转（差动）时，则起方向舵作用（图6）。
水平尾翼 简称平尾，是飞机纵向平衡、稳定和操纵的翼面。平尾左右对称地布置在飞机尾部，基本为水平位置。翼面前半部通常是固定的，称为水平安定面。后半部铰接在安定面的后面，可操纵上下偏转，称为升降舵。升降舵的后缘还装有调整片。在大型飞机上，为了提高平尾的平衡能力，水平安定面在飞行中可以缓慢改变安装角，这样的平尾称为可调水平尾翼。在飞行中，飞机升力的位置会随迎角和速度的变化而移动，飞机重心也因燃油消耗等原因而变动。这样，升力不可能在所有状态下都通过重心，因而存在一个不平衡力矩。在有平尾的飞机上，此力矩就由平尾负升力或正升力的力矩来平衡（图2a）。由于平尾距重心较远，只要用很小的平尾升力就能使飞机保持力矩平衡。
飞机在飞行中会因各种干扰（如大气中的阵风）而偏离原来姿态。平尾具有恢复飞机原有姿态的能力，对飞机起纵向稳定的作用（图2b）。
飞机在飞行中需要经常改变飞行状态，如爬升、平飞、下滑等。对于稳定的飞机，要改变飞行状态就需要克服稳定力矩。例如要增大飞机迎角，就需要有一个克服稳定力矩的抬头力矩。驾驶员操纵升降舵上偏，平尾即产生一个抬头力矩，使飞机在增大的迎角下得到平衡，这就是平尾的纵向操纵作用（图2c）。
平尾按相对于机翼的上下位置不同，大致分为高平尾、中平尾和低平尾三种型式（图3）。平尾处于飞机尾部，气流在流经平尾以前先受到机身、机翼和发动机短舱等的影响，速度减小，方向也有变化。此外，螺旋桨滑流或发动机的喷流也会改变平尾的升力。它们对平尾的稳定和操纵效能都有较大影响。由于影响平尾工作的各种因素随迎角和速度而变化，要想选择一个合适的平尾位置，保证在所有飞行状态下都有较高的平尾效能，是一件很困难的事情，经常要经过大量风洞实验才能最后选定。
在英国"三叉戟"旅客机上，平尾在垂直尾翼的顶端。从飞机正面看，平尾与垂尾构成T字形，故取名T形尾翼（图3a）。这种飞机发动机短舱位于机身尾部两侧，机翼位置靠后，只有将平尾移至垂尾顶端才能躲开机翼、发动机短舱和喷流的影响。由于垂尾是后掠的，故又能使平尾尽量远离机翼，提高平尾的效能。在很多超音速歼击机上,由于机身尾部长度较短,平尾非常靠近机翼，如将平尾放在较低的位置上（机翼翼弦平面以下）（图3b），在大迎角时就能避开机翼、机身，减小它们对平尾的不利影响。
亚音速时，偏转升降舵还会影响前面水平安定面上的升力，操纵效率较高。超音速时，升降舵的偏转对前面的安定面没有影响，舵面操纵效率大为下降。因此，在超音速飞机上将水平尾翼做成可操纵偏转的整体，称为全动平尾。在全动平尾上不再有安定面和升降舵之分。全动平尾的构造与机翼相同，但是翼面的全部弯矩和扭矩载荷在根部都要集中到转轴上来，并且支承点是可转动的轴承，因此全动平尾根部结构复杂，重量也较大。
通常超音速飞机机翼的展弦比较小，机翼展长比平尾展长大不了多少。利用平尾差动来产生滚转操纵力矩已能满足飞行的要求。平尾左、右翼面既能同向偏转起升降舵作用，又能分别向不同方向偏转（差动）起副翼的作用（图4），这就是差动平尾。采用差动平尾以后，就可以取消机翼上的副翼，因而机翼整个后缘都可安装襟翼以改善飞机的起飞、着陆性能和机动性。在变后掠翼飞机上，机翼可以绕垂直（翼弦面）枢轴转动（常称掠动），如在机翼上装副翼，它在大后掠角位置上根本无法工作，因此只能采用差动平尾作为主要滚转操纵面。
垂直尾翼 简称垂尾。起保持飞机的航向平衡、稳定和操纵作用，原理与平尾相似。垂直尾翼仅仅布置在飞机轴线的上部。这是因为在起飞着陆时，飞机头部上仰,尾部离地很近，无法布置垂尾翼面。与平尾相同,垂尾翼面的前半部分通常是固定的，称垂直安定面；后半部分铰接在安定面后部,可操纵偏转,称方向舵。垂尾的作用是保持转弯在无侧滑状态下进行；在有侧风着陆时保持机头对准跑道；飞行中平衡不对称的偏航力矩（如多发动机中有一台发动机停车造成的偏航力矩）。方向舵操纵系统中可装阻尼器，以制止飞机在高空高速飞行中出现的偏航摇摆现象。
飞机对于航向操纵能力要求不高，即使在超音速飞机上也很少采用全动式垂直尾翼。
多数飞机只有一个垂直尾翼（单垂尾）。它位于飞机的对称面内。在一些多发动机的螺旋桨飞机上，为了提高垂尾效率，故意将垂尾放在螺旋桨后的高速气流中。为此将垂直尾翼分为两个（双垂尾）或两个以上（多垂尾）翼面（图5）。在双垂尾型式中，常将两个垂尾布置在平尾两端，以提高平尾的效率。在超音速飞机上，由于机身比较粗大，为了保证飞机在高空高速飞行时仍有足够的航向稳定性，需要有很大的垂尾面积。如果采用双垂尾型式，可以降低垂尾高度，减小垂尾在侧滑时产生的滚转力矩。同时也可提高大迎角时的航向稳定性。
V型尾翼 由左右两个翼面组成,像是固定在机身尾部带大上反角的平尾。 V型尾翼兼有垂尾和平尾的功能。翼面可分为固定的安定面和铰接的舵面两部分，也可做成全动型式。
呈 V形的两个尾面在俯视和侧视方向都有一定的投影面积，所以能同时起纵向（俯仰）和航向稳定作用。当两边舵面作相同方向偏转时，起升降舵作用；分别作不同方向偏转（差动）时，则起方向舵作用（图6）。
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参考词条