飛機改出尾旋改善裝置的制造方法
【技術領域】
[0001] 本發(fā)明屬于航空領域，推薦的發(fā)明用于使教練機改出尾旋得以改善，并且能培訓 飛行員用不同的方法將飛機改出尾旋，具體涉及飛機改出尾旋改善裝置。
【背景技術】
[0002] 尋找出改善飛機從尾旋狀態(tài)改出特性的科技方案，首先必須要保證飛機的使用安 全性。眾所周知，根據(jù)世界飛行事故統(tǒng)計數(shù)據(jù)，將近50 %的飛機事故和失事都是在這些狀態(tài) 下發(fā)生的（《大迎角下的飛機氣動力.圖書清冊》，俄羅斯中央流體動力研究院聯(lián)合科技出 版社，1990 ;《通用航空?給設計師的建議》，B.r.MHKejiaflse,俄羅斯中央流體 動力研究院出版，2001，第213頁）。
[0003] 除此之外，與教練機改出尾旋特性改善問題有關的還包括：
[0004] -方面，它可以被接受培訓相對較少的飛行員使用；
[0005] 另一方面，在這種飛機上，通常為培訓飛行員，必須要能演示出將飛機改出尾旋的 所有現(xiàn)存方法（《通用航空.給設計師的建議》，B.r.MHKejiaflse,俄羅斯中 央流體動力研究院出版，2001，第276頁；俄羅斯聯(lián)邦專利N2 2297364,MIIKB64C5/08， 2007 年；CN201694385，MnKB64C17/00;B64C3/00,2011 年；美國專利 5,575,442， MnKB63H1/18 ;B64C21/00,1996 年）。
[0006] 大家都知道所謂的A形機翼邊條裝置，它在與機身連接位置有前掠緣（《俄羅斯 中央流體動力研究院學術期刊》，第XXVII冊，第N2 1-2期，1996年，B〇>kaeBE.C.'rOJIOBKHHB.A.jrOJIOBKHHM.A.jflOJiaceHKoH.H.)。安 裝這種A形邊條會導致機身尾部和機翼邊條本身形成的渦束分離。因此，當沿機翼背風外 翼擴展的邊條背風渦束下方出現(xiàn)側滑時，會形成較小的負壓，并形成導致出現(xiàn)穩(wěn)定滾轉力 矩的較小的升力，從而改善飛機的失速特性。
[0007] 這種裝置的缺陷在于它不能用于沒有機翼邊條的飛機上，而且不能確定它對改出 尾旋特性的影響。
[0008] 熟悉的技術方案中最接近的是一種帶邊條的裝置，邊條的外形為兩個三角升力 面，安裝在機身尾部，相對于飛機縱向對稱面對稱，并且在翼根翼弦附近與平尾對接（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，正如垂直風洞中進行的試驗結果一樣，將導致：
[0010] -在大迎角下會出現(xiàn)額外的俯沖力矩；
[0011] -增大旋轉阻尼；
[0012] _由于前面提到的兩個因素，飛機會由迎角a~70°時出現(xiàn)的平尾旋狀態(tài)進入陡 尾旋狀態(tài)，這時的迎角為a~50°，并且旋轉頻率會更低。
[0013] 這樣，雖然飛機改出尾旋特性得到了改善，但只能使用所謂的加強駕駛方法（這 種情況下開始是副翼和方向舵完全反尾旋偏轉，然后過〇. 5圈一一方向舵完全朝下）改出。 這個裝置和與之類似的裝置都不能保證用于其他方法讓飛機改出尾旋狀態(tài)，其中包括所有 操縱機構同時偏轉到中立和所有操縱機構按正確的順序（方向舵和副翼同時偏轉到中立 位置，過0. 5~1圈后一一升降舵偏轉到中立位置）的情況。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0014] 本發(fā)明的任務和技術成果是為了研制出一種飛機改出尾旋改善裝置，能改善飛機 的尾旋特性以及改出尾旋特性，保證能提高飛機的使用安全性，這一點對教練機特別重要， 通常，飛行員要在這樣的飛機上學會所有尾旋改出的方法。
[0015] 飛機改出尾旋改善裝置，通過這種飛機改出尾旋改善裝置可得到任務解決方案和 技術成果。這種裝置包含外形為兩個升力面的邊條，它們安裝在機身尾部，相對于飛機縱向 對稱面對稱，并且在平尾翼根翼弦附近與平尾相連。每個升力面的長度沿機身長度方向為 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，每個升力 面長度中點到平尾的后掠角為90°~115°。
[0016] 裝置的這種幾何外形和位置是在垂直風洞中進行的教練機動態(tài)相似模型尾旋狀 態(tài)下的試驗研究基礎上，以及就安裝本裝置對模型特性的影響進行了計算評估后確定的。 超大迎角飛行時，平尾附近安裝邊條位置的機身截面會形成額外的法向力，這個法向力會 導致出現(xiàn)額外的俯沖力矩。因而，與初始方案相比較，模型的尾旋會出現(xiàn)在較小的迎角下。 除此之外，尾旋狀態(tài)下模型旋轉時，在迎風面，由位于迎風面的升力面與機身對接所形成的 二面角中會形成額外的氣流阻滯，因而導致旋轉阻力增加，也就是阻尼增加，并且模型會以 較小的角速度旋轉。與原型機不同的是，選擇出的構成平尾邊條的升力面形狀、尺寸和后掠 角，導致在迎風升力面?zhèn)冗吘壭纬傻臏u流不會離開垂尾，而是直接在其附近并形成洗流，這 些洗流能促進依靠垂尾產(chǎn)生的額外阻尼，從而，也進一步降低了旋轉角速度。
[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 外的旋轉阻尼。這個旋轉阻尼即取決于位于迎風面的升力面與機身對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。
【附圖說明】
[0018] 圖1、2給出了各種構型方案下飛機改出尾旋改善裝置的全視圖。
[0019] 圖3給出了導致尾旋中迎角減小的額外俯沖力矩的形成機構，以及阻尼旋轉額外 力矩形成機構。
[0020] 圖4給出了在迎風升力面?zhèn)冗吘壭纬傻臏u流形成，它與垂尾很好地相互作用，并 形成阻尼旋轉附加力矩。
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