] 圖5給出的是帶推薦裝置的教練機(jī)自由飛動態(tài)相似模型在垂直風(fēng)洞中借助加強(qiáng) 駕駛方法改出尾旋的試驗結(jié)果，其中t為時間，也為相對垂線的模型轉(zhuǎn)動角；a為迎角；0 為側(cè)滑角；S為操縱機(jī)構(gòu)偏轉(zhuǎn)角。這里還采用了以下縮寫：p.H.-方向舵，p.B.-升 降舵，3Jiep0H(np.) -表明右副翼偏轉(zhuǎn)。
[0022] 圖6給出的是同一模型在所有操縱機(jī)構(gòu)偏轉(zhuǎn)到中立位置改出尾旋時的試驗結(jié)果。
[0023] 圖7為初始方案中的模型試驗結(jié)果，不帶所推薦的裝置，改出尾旋時借助加強(qiáng)駕 駛方法。
[0024] 圖8給出的是帶原型裝置的模型試驗結(jié)果，改出尾旋時借助加強(qiáng)駕駛方法。
[0025]圖9給出了帶原型裝置的模型試驗結(jié)果，改出尾旋時將所有操縱機(jī)構(gòu)偏轉(zhuǎn)到中立 位置。
【具體實施方式】
[0026]飛機(jī)改出尾旋改善裝置（圖1)包括平尾附近的邊條，平面圖外形為兩個升力面1和2,安裝在機(jī)身尾部3,相對于飛機(jī)縱向?qū)ΨQ面4對稱，在平尾翼根翼弦附近與平尾5相 連。沿機(jī)身長度方向每個升力面的長度為I. 1~I. 5b，與平尾連接位置每個升力面的最大 寬度為0.1~〇.15b，其中b為平尾翼根翼弦，長度中點到平尾的后掠角為90°~115°。
[0027]現(xiàn)在研究飛機(jī)改出尾旋改善裝置（圖1、2)的工作情況。其工作包含如下。飛機(jī) 在大亞臨界迎角、尾旋狀態(tài)飛行時，在安裝所推薦裝置的機(jī)身截面、在機(jī)身和裝置本身上面 出現(xiàn)氣流阻滯額外增壓，因此，在縱向?qū)ΨQ面形成額外的法向力AN(圖3)，該法向力促使 形成額外的俯沖力矩AMz并降低飛機(jī)a迎角。尾旋狀態(tài)下，S卩，當(dāng)存在旋轉(zhuǎn)角速度co， 時，形成總速度矢量W的繞流，該速度矢量等于速度V和由飛機(jī)模型角旋轉(zhuǎn)引起的線性速度 ?XrXsina之矢量和，其中r為從模型重心到A-A截面的當(dāng)前距離?？傊?，在二面角 (迎風(fēng)升力面與機(jī)身的對接）形成額外的氣流阻滯，并形成力Pl和阻尼旋轉(zhuǎn)力矩M1 (圖 3)。因此，模型的運動有較小的角速度。與原型機(jī)不同的是，形成平尾附件邊條的升力面所 選尺寸和后掠角會導(dǎo)致在迎風(fēng)升力面?zhèn)冗吘壋霈F(xiàn)的渦流形成r不離開垂尾（圖4)，而是直 接在其附近通過。這種渦流形成會產(chǎn)生誘導(dǎo)速度ui，這些誘導(dǎo)速度能在垂尾形成力P2和 額外的阻尼旋轉(zhuǎn)力矩MA2，，并相應(yīng)地降低旋轉(zhuǎn)角速度co。所推薦的裝置所形成的幾何尺 寸能保證因安裝該裝置而產(chǎn)生的上面所述的足夠的良好效應(yīng)，因此，模型在自由飛時的平 均迎角a=f⑴（圖5、6)為a~45°，轉(zhuǎn)動頻率《 = 6. 51/秒，即益360°/秒（圖 5和圖6,it=f(t))。這就可以用加強(qiáng)方法在約0. 5圈內(nèi)使教練機(jī)改出尾旋，也就是說，在 所有舵面反尾旋動作后，也（t)~180°，并且在所有舵面動作后在約2. 5圈內(nèi)（圖6)，甚至 通過將所有操縱機(jī)構(gòu)偏轉(zhuǎn)到中立位置就能教練機(jī)改出尾旋，這樣最終能保證飛機(jī)使用安全 性的實質(zhì)性提高。圖7為了進(jìn)行比較，給出了沒有所推薦裝置時的原始模型試驗結(jié)果?？?以看出，原始模型在尾旋中的平均迎角為a~71°，旋轉(zhuǎn)頻率為《 = 101/秒，同時甚至 在操縱機(jī)構(gòu)動作順序?qū)?yīng)所謂的加強(qiáng)改出方法時在約5圈內(nèi)模型也沒有改出尾旋（迎角沒 有降低到可接受的約15~20° )。圖8、圖9為了與圖5、圖6進(jìn)行比較，顯示了帶原型裝 置的試驗結(jié)果?？梢钥闯?，模型的尾旋發(fā)生在平均迎角a~50°，旋轉(zhuǎn)頻率為《 =6.81/ 秒。這些參數(shù)值明顯比帶所推薦裝置模型要差一些。帶原型裝置的模型用加強(qiáng)方法能改出 尾旋（圖8)，但是，正如圖9中可以看到的，模型在各個舵面動作到中立位置后沒有改出尾 旋。多次試驗表明，帶原型裝置的模型只有用加強(qiáng)駕駛方法采用改出尾旋，這對于用于培訓(xùn) 飛行員的教練機(jī)而言是不夠的。
[0028]通過數(shù)學(xué)模擬和動態(tài)相似自由飛模型在垂直風(fēng)洞的試驗已經(jīng)證實了安裝所推薦 的裝置而達(dá)到的效果是良好的。
【主權(quán)項】
1. 一種飛機(jī)改出尾旋改善裝置，它包含兩個升力面形式的邊條，這兩個升力面相對于 飛機(jī)縱向?qū)ΨQ面對稱安裝在機(jī)身尾部并在接近平尾翼根翼弦附近直接與平尾對接，其特征 在于，沿機(jī)身長度的每個升力面長度在I. 1~I. 5b范圍內(nèi)，而每個升力面在其與平尾的對 接處達(dá)到最大寬度，該最大寬度在0. 1~0. 15b范圍內(nèi)，其中，b為平尾翼根翼弦，而每個升 力面長度中點到平尾的后掠角為90°~115°。
【專利摘要】本發(fā)明屬于航空業(yè)，其中包括飛機(jī)操縱性和穩(wěn)定性領(lǐng)域，它首先針對提高教練機(jī)的使用安全性并達(dá)到所必需的品質(zhì)。飛機(jī)改出尾旋改善裝置是以平面圖為兩個升力面形式制成的平尾邊條。這兩個升力面相對于飛機(jī)縱向?qū)ΨQ面對稱安裝在機(jī)身尾部，并在接近平尾翼根翼弦附近與平尾對接。沿機(jī)身長度的每個升力面長度在1.1～1.5b范圍內(nèi)，每個升力面在其與平尾的對接處達(dá)到最大寬度，該最大寬度在0.1～0.15b范圍內(nèi)，其中，b為平尾翼根翼弦。每個升力面從長度中點到平尾的后掠角為90°～115°。使用本裝置導(dǎo)致在使用已知的任何一種改出方式時，甚至在所有操縱機(jī)構(gòu)偏轉(zhuǎn)到中立位置時都能使飛機(jī)改出尾旋，這就使飛機(jī)使用安全性實質(zhì)性地提高。
【IPC分類】B64C5/00, B64F5/00
【公開號】CN105109669
【申請?zhí)枴緾N201510514482
【發(fā)明人】宋承志, 切爾內(nèi)紹夫·謝爾蓋·列昂尼多維奇, 張弘, 戈洛夫金·米哈伊爾·阿列克謝耶維奇, 張志林, 戈爾布諾夫·維克多·格拉謝耶維奇, 況龍, 古爾塔瓦伊·阿爾卡季·約瑟福維奇, 楊波, 杰姆琴科·奧列克·費奧多羅維奇, 德拉奇·德米特里·卡利斯特拉托維奇, 吳家鋒, 葉夫列莫夫·安德烈·阿列克桑德洛維奇, 曹毅, 馬特洛索夫·阿列克桑德勒·阿納托利耶維奇, 饒祺
【申請人】江西洪都航空工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司, 聯(lián)邦國家單一制企業(yè)以Н.Е茹科夫斯基教授命名的中央空氣流體動力學(xué)研究院
【公開日】2015年12月2日
【申請日】2015年8月20日