本发明专利技术公开了一种使飞机抗自旋的结构和系统。飞机对自旋的抵抗通过将失速单元约束到邻近机身而远离翼尖（210）的机翼区域（220）来完成。促进该约束的机翼特征包括但不限于一个或多个箍（215）、失速条（320）、涡流发生器（630）、机翼扭转（510-550）、机翼后掠角和水平稳定器。本发明专利技术所呈现的飞机结构特征单独或组合地通过约束失速单元致使该飞机抗自旋，其允许飞机的控制面保持可操作以控制该飞机。
【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】【专利摘要】本专利技术公开了一种使飞机抗自旋的结构和系统。飞机对自旋的抵抗通过将失速单元约束到邻近机身而远离翼尖（210）的机翼区域（220）来完成。促进该约束的机翼特征包括但不限于一个或多个箍（215）、失速条（320）、涡流发生器（630）、机翼扭转（510-550）、机翼后掠角和水平稳定器。本专利技术所呈现的飞机结构特征单独或组合地通过约束失速单元致使该飞机抗自旋，其允许飞机的控制面保持可操作以控制该飞机。【专利说明】抗自旋的飞机结构相关申请 本申请涉及并要求保护2013年7月19日提交的美国非临时专利申请13/946，572和2002年7月20日提交的第61/674，267号美国临时专利申请的权益，这两篇申请均通过引用全文合并于此用于所有目的，就如同在这里对其进行了完整阐述一样。
一般而言，本专利技术的实施方式涉及空气动力学技术，旨在阻止飞机能够进入自旋，更具体地涉及使飞机抗自旋的所述技术的结构。
技术介绍
小型飞机中致命事故的主要原因是失去控制。因为飞机会经常，但并不总是，以高速率进入其正常的包层之外的飞行制式，由此失去控制通常发生，并由此导致机组人员一些^(慌。导致失去控制的因素很多，包括尤其通过注意力分散和/或过于自信失去状态感知，有意或无意地对飞机进行的误操作、试图在飞机性能范围以外操纵它以解决现有问题，及诸如此类。尽管每个失速的情形是独特的，但教导每个飞行员要避免的一个失去控制的飞行状态是自旋。 在飞行中，自旋是导致绕自旋轴自转的严重的失速(stall)，其中飞机沿着螺旋状向下的路径走。当飞行员增加迎角，超过临界迎角时(这可归因于在水平飞行中减速到低于失速速度)，在固定翼飞行中经常由于升力突然变小而经历失速。可以由任意飞行姿态或由几乎任意空速有意或无意地进入自旋——所有需要的是当飞机处于失速时足够量的偏转(绕垂直轴的转动)。然而，不论哪种情况，为有效地恢复也许都需要进行一个特定的和常常违反直觉的一组动作。如果飞机超过公布的有关自旋的限制，或加载不当，或者如果飞行员使用不正确的技术来恢复，那么自旋会，并且经常确实，导致坠机。 在自旋中，两翼均处于失速状态，但一翼比另一翼将处于更严重的失速状态。这导致飞机由于其较大的阻力，朝更严重失速的机翼自转(偏航)。同时，机翼产生导致飞机滚转和类似地调节其俯仰的一定量的不平衡的升力。因此自转或自旋是一种失速的状态，其中存在绕飞机的所有三个轴的同步运动一即偏航(yaw )、俯仰(P i tch )和滚转(ro 11)。如前所述，自旋导致垂直飞行路径。也就是说该飞机在其自旋时直接落向地面。 图1是如相关领域的普通技术人员所知，作用于正进入自旋的机翼的气动力相互作用的高空示意图。出于讨论的目的，翼100被分成两个部分，由该机翼部分分在自旋中将行进的方向来命名。在这个特定的图中，有下行的翼部分110和向上的翼部分120。对于要自旋的飞机，机翼一定是失速了。在这个实施例中，机翼100正经历着大于临界迎角的迎角，因此，产生失速状态。这里下行翼部分I1和上行翼部分120均正在经历失速状态。然而，在这种情况下，下行翼部分110具有为40度的迎角130，而上行翼剖分120具有25度的迎角135。两个翼部分110、120的迎角均超过临界角，且都失速了，但失速并不对称。由于下行翼部分110具有更大的迎角130，它会产生，相对地比上行翼部分120的阻力145和升力155更大的阻力140和更小的升力150。该不平衡力导致机翼100同时进行偏航160和滚转170。 典型地以过度的迎角和低空速为特征的自旋，与以低迎角和高空速为特征的螺旋俯冲不同。在螺旋俯冲中，飞机照惯例对飞行员的输入会响应飞行控制，然而在自旋中，飞机对飞行控制的响应受到损坏。 仅使用它们自身的飞行操纵面，一些飞机不能从自旋中恢复。相应地，如果飞机未作自旋恢复的认证，则假定自旋是无法恢复的，在那个飞机中进行自旋被认为是不安全的。为了安全起见，所有经认证的、单发动机的固定翼机，包括经认证的滑翔机，必须符合关于失速和自旋行为的规定准则。符合的设计典型地在机翼根部(最近的机身的机翼部分分匕在翼尖部有更大的迎角，使得翼根首先失速，以减小失速处的机翼掉落的严重程度，及允许副翼控制飞机的滚转运动保持略有效果，直到失速朝翼尖向外迁移。这理想地为飞行员提供了在失速状态控制飞机和预防自旋继续发展的一定能力。 除了飞机必须通过其证明某些失速和自旋行为的指定标准之外，管理航空航天的美国联邦法规法典，特别是14CFR§ 23.221 (a) (2)，提供了标准，飞机可以通过其证明是“抗自旋的”。在实施本专利技术之前，没有常规结构的飞机能够成功地完成抗自旋的飞行试验及依照14CFR § 23.221 (a) (2)的标准证明抗自旋性。 在20世纪70年代和80年代，美国宇航局兰利(NASA)研究中心的研究人员，以空气动力特征和空气动力技术为重点，深入研究了抗自旋性，以使飞机更抗自旋。他们对几架飞机进行了大量的变型，进行了数千次试飞，以确定对机身什么样的变化会影响自旋特征。他们发现在自旋期间微小的变化会极大地影响性能。作为研究飞机的结果及如NASA实验者所说，飞机应该设计成“侧面给大量的警告、许多的抖振，非常少的滚降-长时间地告诉飞行员‘嘿，你是不是有哪些地方做错了’”。 NASA研究的主要发现之一是抗自旋性的关键部分是控制机翼失速的方式。实验者总结出当机翼的外侧板继续飞行时，让失速在机翼根附近开始是理想的，因为由于外侧板仍然正生成升力，阻止了失速全面发展或“断开”。没有失速，自旋就不会开始。 14CFR第23部分§ 23.221要求单引擎飞机必须证明或者如果禁止刻意的自旋，从一轮自旋中恢复；或者如果要允许故意的自旋，证明从六轮自旋中恢复。比飞机能够从自旋中恢复有更多优势的是飞机对自旋进入有抵抗力。尽管研究了几十年及理解失速和自旋之间相互作用，飞机的设计达到14CFR § 23.221的标准仍然是一个挑战。本专利技术的一个或多个实施例阐述了现有技术的这个障碍和其它障碍。也就是说，本专利技术提供了一种飞机结构，其是抗自旋的且遵循14CFR§ 23.221 (a) (2)。 本专利技术其它的优点和新颖的特征会在下面的描述中部分地加以陈述，并且本领域技术人员审视了以下【具体实施方式】后部分地会变得明显或可由本专利技术的实践而领悟。本专利技术的这些优点可通过所附权利要求中特别指出的工具、组合、组合物和方法来实现和获得。
技术实现思路
下文在各种实施方式中和通过实施例的方式所描述的是用于致使飞机抗自旋的一种结构和系统。飞机对自旋的抵抗通过将稳定的失速单元或失速单元形态约束到邻近机身且远离翼尖的机翼区域来完成。 根据本专利技术的一个实施方式，机翼是由两个连续的区域组成。第一区域邻近机身，第二区域邻近翼尖。一可操作的箍(cuff)在第一区域和第二区域之间形成边界，被包含在了一个实施方式中。该箍的加入将能量引入气流使得在飞机的上表面上建立了空气动力栅栏，随后抑制失速单元从第一区域向第二区域的发展。 根据另一个实施例，机翼的第一区域包括一个或多个失速条，其起固定的空气动力设备的作用，该空气动力设备可操作以修正机翼并最终使气流围绕本文档来自技高网...
【技术保护点】
飞机的一种结构以抗自旋，所述飞机包括机身和机翼，其中机翼包括邻近机身的第一区域和邻近翼尖的第二区域，所述第一区域与所述第二区域邻接，并且其中，在大迎角处，失速单元被约束以保持在所述第一区域内以便与所述第二区域内的飞行控制保持分离。
【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】...
【专利技术属性】
技术研发人员：马修·基安达，乔恩·克拉科，约翰·隆克兹，迪特尔·克勒，大卫·莱德妮瑟，
申请(专利权)人：图标飞机制造公司，
类型：发明
国别省市：美国;US
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