飞机改出尾旋改善装置的制造方法
【技术领域】
[0001] 本发明属于航空领域，推荐的发明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。
【背景技术】
[0002] 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》，B.r.MHKejiaflse,俄罗斯中央流体 动力研究院出版，2001，第213页）。
[0003] 除此之外，与教练机改出尾旋特性改善问题有关的还包括：
[0004] -方面，它可以被接受培训相对较少的飞行员使用；
[0005] 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》，B.r.MHKejiaflse,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N2 2297364,MIIKB64C5/08， 2007 年；CN201694385，MnKB64C17/00;B64C3/00,2011 年；美国专利 5,575,442， MnKB63H1/18 ;B64C21/00,1996 年）。
[0006] 大家都知道所谓的A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XXVII册，第N2 1-2期，1996年，B〇>kaeBE.C.'rOJIOBKHHB.A.jrOJIOBKHHM.A.jflOJiaceHKoH.H.)。安 装这种A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。
[0007] 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。
[0008] 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] 在平尾前安装这种边条，正如垂直风洞中进行的试验结果一样，将导致：
[0010] -在大迎角下会出现额外的俯冲力矩；
[0011] -增大旋转阻尼；
[0012] _由于前面提到的两个因素，飞机会由迎角a~70°时出现的平尾旋状态进入陡 尾旋状态，这时的迎角为a~50°，并且旋转频率会更低。
[0013] 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，然后过〇. 5圈一一方向舵完全朝下）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圈后一一升降舵偏转到中立位置）的情况。
【发明内容】
[0014] 本发明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。
[0015] 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 I. 1~I. 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°。
[0016] 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。
[0017] 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】
[0018] 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。
[0019] 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。
[0020] 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。
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