飛機(jī)改出尾旋改善裝置的制造方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于航空領(lǐng)域，推薦的發(fā)明用于使教練機(jī)改出尾旋得以改善，并且能培訓(xùn) 飛行員用不同的方法將飛機(jī)改出尾旋，具體涉及飛機(jī)改出尾旋改善裝置。
【背景技術(shù)】
[0002] 尋找出改善飛機(jī)從尾旋狀態(tài)改出特性的科技方案，首先必須要保證飛機(jī)的使用安 全性。眾所周知，根據(jù)世界飛行事故統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)，將近50 %的飛機(jī)事故和失事都是在這些狀態(tài) 下發(fā)生的（《大迎角下的飛機(jī)氣動(dòng)力.圖書清冊(cè)》，俄羅斯中央流體動(dòng)力研究院聯(lián)合科技出 版社，1990 ;《通用航空?給設(shè)計(jì)師的建議》，B.r.MHKejiaflse,俄羅斯中央流體 動(dòng)力研究院出版，2001，第213頁(yè)）。
[0003] 除此之外，與教練機(jī)改出尾旋特性改善問(wèn)題有關(guān)的還包括：
[0004] -方面，它可以被接受培訓(xùn)相對(duì)較少的飛行員使用；
[0005] 另一方面，在這種飛機(jī)上，通常為培訓(xùn)飛行員，必須要能演示出將飛機(jī)改出尾旋的 所有現(xiàn)存方法（《通用航空.給設(shè)計(jì)師的建議》，B.r.MHKejiaflse,俄羅斯中 央流體動(dòng)力研究院出版，2001，第276頁(yè)；俄羅斯聯(lián)邦專利N2 2297364,MIIKB64C5/08， 2007 年；CN201694385，MnKB64C17/00;B64C3/00,2011 年；美國(guó)專利 5,575,442， MnKB63H1/18 ;B64C21/00,1996 年）。
[0006] 大家都知道所謂的A形機(jī)翼邊條裝置，它在與機(jī)身連接位置有前掠緣（《俄羅斯 中央流體動(dòng)力研究院學(xué)術(shù)期刊》，第XXVII冊(cè)，第N2 1-2期，1996年，B〇>kaeBE.C.'rOJIOBKHHB.A.jrOJIOBKHHM.A.jflOJiaceHKoH.H.)。安 裝這種A形邊條會(huì)導(dǎo)致機(jī)身尾部和機(jī)翼邊條本身形成的渦束分離。因此，當(dāng)沿機(jī)翼背風(fēng)外 翼擴(kuò)展的邊條背風(fēng)渦束下方出現(xiàn)側(cè)滑時(shí)，會(huì)形成較小的負(fù)壓，并形成導(dǎo)致出現(xiàn)穩(wěn)定滾轉(zhuǎn)力 矩的較小的升力，從而改善飛機(jī)的失速特性。
[0007] 這種裝置的缺陷在于它不能用于沒(méi)有機(jī)翼邊條的飛機(jī)上，而且不能確定它對(duì)改出 尾旋特性的影響。
[0008] 熟悉的技術(shù)方案中最接近的是一種帶邊條的裝置，邊條的外形為兩個(gè)三角升力 面，安裝在機(jī)身尾部，相對(duì)于飛機(jī)縱向?qū)ΨQ面對(duì)稱，并且在翼根翼弦附近與平尾對(duì)接（網(wǎng)ilt：http: //www.airwar.ru/enc/other/stucano.html和www.embraerdefensesystems. com/english/content/combat/tucano_three_view.asp)〇
[0009] 在平尾前安裝這種邊條，正如垂直風(fēng)洞中進(jìn)行的試驗(yàn)結(jié)果一樣，將導(dǎo)致：
[0010] -在大迎角下會(huì)出現(xiàn)額外的俯沖力矩；
[0011] -增大旋轉(zhuǎn)阻尼；
[0012] _由于前面提到的兩個(gè)因素，飛機(jī)會(huì)由迎角a~70°時(shí)出現(xiàn)的平尾旋狀態(tài)進(jìn)入陡 尾旋狀態(tài)，這時(shí)的迎角為a~50°，并且旋轉(zhuǎn)頻率會(huì)更低。
[0013] 這樣，雖然飛機(jī)改出尾旋特性得到了改善，但只能使用所謂的加強(qiáng)駕駛方法（這 種情況下開(kāi)始是副翼和方向舵完全反尾旋偏轉(zhuǎn)，然后過(guò)〇. 5圈一一方向舵完全朝下）改出。 這個(gè)裝置和與之類似的裝置都不能保證用于其他方法讓飛機(jī)改出尾旋狀態(tài)，其中包括所有 操縱機(jī)構(gòu)同時(shí)偏轉(zhuǎn)到中立和所有操縱機(jī)構(gòu)按正確的順序（方向舵和副翼同時(shí)偏轉(zhuǎn)到中立 位置，過(guò)0. 5~1圈后一一升降舵偏轉(zhuǎn)到中立位置）的情況。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0014] 本發(fā)明的任務(wù)和技術(shù)成果是為了研制出一種飛機(jī)改出尾旋改善裝置，能改善飛機(jī) 的尾旋特性以及改出尾旋特性，保證能提高飛機(jī)的使用安全性，這一點(diǎn)對(duì)教練機(jī)特別重要， 通常，飛行員要在這樣的飛機(jī)上學(xué)會(huì)所有尾旋改出的方法。
[0015] 飛機(jī)改出尾旋改善裝置，通過(guò)這種飛機(jī)改出尾旋改善裝置可得到任務(wù)解決方案和 技術(shù)成果。這種裝置包含外形為兩個(gè)升力面的邊條，它們安裝在機(jī)身尾部，相對(duì)于飛機(jī)縱向 對(duì)稱面對(duì)稱，并且在平尾翼根翼弦附近與平尾相連。每個(gè)升力面的長(zhǎng)度沿機(jī)身長(zhǎng)度方向?yàn)?I. 1~I. 5b，而與平尾連接處的最大寬度為0. 1~0. 15b，其中b為平尾翼根翼弦，每個(gè)升力 面長(zhǎng)度中點(diǎn)到平尾的后掠角為90°~115°。
[0016] 裝置的這種幾何外形和位置是在垂直風(fēng)洞中進(jìn)行的教練機(jī)動(dòng)態(tài)相似模型尾旋狀 態(tài)下的試驗(yàn)研究基礎(chǔ)上，以及就安裝本裝置對(duì)模型特性的影響進(jìn)行了計(jì)算評(píng)估后確定的。 超大迎角飛行時(shí)，平尾附近安裝邊條位置的機(jī)身截面會(huì)形成額外的法向力，這個(gè)法向力會(huì) 導(dǎo)致出現(xiàn)額外的俯沖力矩。因而，與初始方案相比較，模型的尾旋會(huì)出現(xiàn)在較小的迎角下。 除此之外，尾旋狀態(tài)下模型旋轉(zhuǎn)時(shí)，在迎風(fēng)面，由位于迎風(fēng)面的升力面與機(jī)身對(duì)接所形成的 二面角中會(huì)形成額外的氣流阻滯，因而導(dǎo)致旋轉(zhuǎn)阻力增加，也就是阻尼增加，并且模型會(huì)以 較小的角速度旋轉(zhuǎn)。與原型機(jī)不同的是，選擇出的構(gòu)成平尾邊條的升力面形狀、尺寸和后掠 角，導(dǎo)致在迎風(fēng)升力面?zhèn)冗吘壭纬傻臏u流不會(huì)離開(kāi)垂尾，而是直接在其附近并形成洗流，這 些洗流能促進(jìn)依靠垂尾產(chǎn)生的額外阻尼，從而，也進(jìn)一步降低了旋轉(zhuǎn)角速度。
[0017] 推薦的裝置所形成的幾何外形能保證平尾附近邊條上形成足夠的法向力，以及額 外的旋轉(zhuǎn)阻尼。這個(gè)旋轉(zhuǎn)阻尼即取決于位于迎風(fēng)面的升力面與機(jī)身對(duì)接所形成的二面角中 形成的氣流阻滯，又取決于該升力面?zhèn)冗吘壣闲纬傻臏u流，渦流的形成與垂尾很好地相互 作用。
【附圖說(shuō)明】
[0018] 圖1、2給出了各種構(gòu)型方案下飛機(jī)改出尾旋改善裝置的全視圖。
[0019] 圖3給出了導(dǎo)致尾旋中迎角減小的額外俯沖力矩的形成機(jī)構(gòu)，以及阻尼旋轉(zhuǎn)額外 力矩形成機(jī)構(gòu)。
[0020] 圖4給出了在迎風(fēng)升力面?zhèn)冗吘壭纬傻臏u流形成，它與垂尾很好地相互作用，并 形成阻尼旋轉(zhuǎn)附加力矩。
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