飞机改出尾旋改善装置制造方法及图纸

本发明专利技术属于航空业，其中包括飞机操纵性和稳定性领域，它首先针对提高教练机的使用安全性并达到所必需的品质。飞机改出尾旋改善装置是以平面图为两个升力面形式制成的平尾边条。这两个升力面相对于飞机纵向对称面对称安装在机身尾部，并在接近平尾翼根翼弦附近与平尾对接。沿机身长度的每个升力面长度在1.1～1.5b范围内，每个升力面在其与平尾的对接处达到最大宽度，该最大宽度在0.1～0.15b范围内，其中，b为平尾翼根翼弦。每个升力面从长度中点到平尾的后掠角为90°～115°。使用本装置导致在使用已知的任何一种改出方式时，甚至在所有操纵机构偏转到中立位置时都能使飞机改出尾旋，这就使飞机使用安全性实质性地提高。

【技术实现步骤摘要】
飞机改出尾旋改善装置
本专利技术属于航空领域，推荐的专利技术用于使教练机改出尾旋得以改善，并且能培训飞行员用不同的方法将飞机改出尾旋，具体涉及飞机改出尾旋改善装置。
技术介绍
寻找出改善飞机从尾旋状态改出特性的科技方案，首先必须要保证飞机的使用安全性。众所周知，根据世界飞行事故统计数据，将近50％的飞机事故和失事都是在这些状态下发生的(《大迎角下的飞机气动力.图书清册》，俄罗斯中央流体动力研究院联合科技出版社，1990；《通用航空.给设计师的建议》，В.Г.Микеладзе,俄罗斯中央流体动力研究院出版，2001，第213页)。除此之外，与教练机改出尾旋特性改善问题有关的还包括：一方面，它可以被接受培训相对较少的飞行员使用；另一方面，在这种飞机上，通常为培训飞行员，必须要能演示出将飞机改出尾旋的所有现存方法(《通用航空.给设计师的建议》，В.Г.Микеладзе,俄罗斯中央流体动力研究院出版，2001，第276页；俄罗斯联邦专利№2297364，МПКВ64С5/08，2007年；CN201694385，МПКB64C17/00；B64C3/00，2011年；美国专利5，575，442，МПКB63H1/18；B64C21/00，1996年)。大家都知道所谓的Λ形机翼边条装置，它在与机身连接位置有前掠缘(《俄罗斯中央流体动力研究院学术期刊》，第ХХVII册，第№1-2期，1996年，ВождаевЕ.С.、ГоловкинВ.А.，ГоловкинМ.А.，ДолженкоН.Н.)。安装这种Λ形边条会导致机身尾部和机翼边条本身形成的涡束分离。因此，当沿机翼背风外翼扩展的边条背风涡束下方出现侧滑时，会形成较小的负压，并形成导致出现稳定滚转力矩的较小的升力，从而改善飞机的失速特性。这种装置的缺陷在于它不能用于没有机翼边条的飞机上，而且不能确定它对改出尾旋特性的影响。熟悉的技术方案中最接近的是一种带边条的装置，边条的外形为两个三角升力面，安装在机身尾部，相对于飞机纵向对称面对称，并且在翼根翼弦附近与平尾对接(网址：http://www.airwar.ru/enc/other/stucano.html和www.embraerdefensesystems.com/english/content/combat/tucano_three_view.asp)。在平尾前安装这种边条，正如垂直风洞中进行的试验结果一样，将导致：-在大迎角下会出现额外的俯冲力矩；-增大旋转阻尼；-由于前面提到的两个因素，飞机会由迎角α≈70°时出现的平尾旋状态进入陡尾旋状态，这时的迎角为α≈50°，并且旋转频率会更低。这样，虽然飞机改出尾旋特性得到了改善，但只能使用所谓的加强驾驶方法(这种情况下开始是副翼和方向舵完全反尾旋偏转，然后过0.5圈——方向舵完全朝下)改出。这个装置和与之类似的装置都不能保证用于其他方法让飞机改出尾旋状态，其中包括所有操纵机构同时偏转到中立和所有操纵机构按正确的顺序(方向舵和副翼同时偏转到中立位置，过0.5～1圈后——升降舵偏转到中立位置)的情况。
技术实现思路
本专利技术的任务和技术成果是为了研制出一种飞机改出尾旋改善装置，能改善飞机的尾旋特性以及改出尾旋特性，保证能提高飞机的使用安全性，这一点对教练机特别重要，通常，飞行员要在这样的飞机上学会所有尾旋改出的方法。飞机改出尾旋改善装置，通过这种飞机改出尾旋改善装置可得到任务解决方案和技术成果。这种装置包含外形为两个升力面的边条，它们安装在机身尾部，相对于飞机纵向对称面对称，并且在平尾翼根翼弦附近与平尾相连。每个升力面的长度沿机身长度方向为1.1～1.5b，而与平尾连接处的最大宽度为0.1～0.15b，其中b为平尾翼根翼弦，每个升力面长度中点到平尾的后掠角为90°～115°。装置的这种几何外形和位置是在垂直风洞中进行的教练机动态相似模型尾旋状态下的试验研究基础上，以及就安装本装置对模型特性的影响进行了计算评估后确定的。超大迎角飞行时，平尾附近安装边条位置的机身截面会形成额外的法向力，这个法向力会导致出现额外的俯冲力矩。因而，与初始方案相比较，模型的尾旋会出现在较小的迎角下。除此之外，尾旋状态下模型旋转时，在迎风面，由位于迎风面的升力面与机身对接所形成的二面角中会形成额外的气流阻滞，因而导致旋转阻力增加，也就是阻尼增加，并且模型会以较小的角速度旋转。与原型机不同的是，选择出的构成平尾边条的升力面形状、尺寸和后掠角，导致在迎风升力面侧边缘形成的涡流不会离开垂尾，而是直接在其附近并形成洗流，这些洗流能促进依靠垂尾产生的额外阻尼，从而，也进一步降低了旋转角速度。推荐的装置所形成的几何外形能保证平尾附近边条上形成足够的法向力，以及额外的旋转阻尼。这个旋转阻尼即取决于位于迎风面的升力面与机身对接所形成的二面角中形成的气流阻滞，又取决于该升力面侧边缘上形成的涡流，涡流的形成与垂尾很好地相互作用。附图说明图1、2给出了各种构型方案下飞机改出尾旋改善装置的全视图。图3给出了导致尾旋中迎角减小的额外俯冲力矩的形成机构，以及阻尼旋转额外力矩形成机构。图4给出了在迎风升力面侧边缘形成的涡流形成，它与垂尾很好地相互作用，并形成阻尼旋转附加力矩。图5给出的是带推荐装置的教练机自由飞动态相似模型在垂直风洞中借助加强驾驶方法改出尾旋的试验结果，其中t为时间，ψ为相对垂线的模型转动角；α为迎角；β为侧滑角；δ为操纵机构偏转角。这里还采用了以下缩写：р.н.–方向舵，р.в.–升降舵，элерон(пр.)–表明右副翼偏转。图6给出的是同一模型在所有操纵机构偏转到中立位置改出尾旋时的试验结果。图7为初始方案中的模型试验结果，不带所推荐的装置，改出尾旋时借助加强驾驶方法。图8给出的是带原型装置的模型试验结果，改出尾旋时借助加强驾驶方法。图9给出了带原型装置的模型试验结果，改出尾旋时将所有操纵机构偏转到中立位置。具体实施方式飞机改出尾旋改善装置(图1)包括平尾附近的边条，平面图外形为两个升力面1和2，安装在机身尾部3，相对于飞机纵向对称面4对称，在平尾翼根翼弦附近与平尾5相连。沿机身长度方向每个升力面的长度为1.1～1.5b，与平尾连接位置每个升力面的最大宽度为0.1～0.15b，其中b为平尾翼根翼弦，长度中点到平尾的后掠角为90°～115°。现在研究飞机改出尾旋改善装置(图1、2)的工作情况。其工作包含如下。飞机在大亚临界迎角、尾旋状态飞行时，在安装所推荐装置的机身截面、在机身和装置本身上面出现气流阻滞额外增压，因此，在纵向对称面形成额外的法向力ΔN(图3)，该法向力促使形成额外的俯冲力矩ΔMz并降低飞机α迎角。尾旋状态下，即，当存在旋转角速度ω,时，形成总速度矢量W的绕流，该速度矢量等于速度V和由飞机模型角旋转引起的线性速度ω×r×sinα之矢量和，其中r为从模型重心到А-А截面的当前距离。总之，在二面角(迎风升力面与机身的对接)形成额外的气流阻滞，并形成力P1和阻尼旋转力矩Mд1(图3)。因此，模型的运动有较小的角速度。与原型机不同的是，形成平尾附件边条的升力面所选尺寸和后掠角会导致在迎风升力面侧边缘出现的涡流形成Γ不离开垂尾(图4)，而是直接在其附近通过。这种涡流形成会产生诱导速度υi，这些诱本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种飞机改出尾旋改善装置，它包含两个升力面形式的边条，这两个升力面相对于飞机纵向对称面对称安装在机身尾部并在接近平尾翼根翼弦附近直接与平尾对接，其特征在于，沿机身长度的每个升力面长度在1.1～1.5b范围内，而每个升力面在其与平尾的对接处达到最大宽度，该最大宽度在0.1～0.15b范围内，其中，b为平尾翼根翼弦，而每个升力面长度中点到平尾的后掠角为90°～115°。

【技术特征摘要】
2014.12.24 RU 20141522361.一种飞机改出尾旋改善装置，它包含两个升力面形式的边条，这两个升力面相对于飞机纵向对称面对称安装在机身尾部并在接近平尾翼根翼弦附近直接与...

【专利技术属性】
技术研发人员：宋承志，切尔内绍夫·谢尔盖·列昂尼多维奇，张弘，戈洛夫金·米哈伊尔·阿列克谢耶维奇，张志林，戈尔布诺夫·维克多·格拉谢耶维奇，况龙，古尔塔瓦伊·阿尔卡季·约瑟福维奇，杨波，杰姆琴科·奥列克·费奥多罗维奇，德拉奇·德米特里·卡利斯特拉托维奇，吴家锋，叶夫列莫夫·安德烈·阿列克桑德洛维奇，曹毅，马特洛索夫·阿列克桑德勒·阿纳托利耶维奇，饶祺，
申请(专利权)人：江西洪都航空工业集团有限责任公司，联邦国家单一制企业以НЕ茹科夫斯基教授命名的中央空气流体动力学研究院，
类型：发明
国别省市：江西;36