CN114872883A - 一种飞翼式布局飞机的尾旋改出方法 - Google Patents

一种飞翼式布局飞机的尾旋改出方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种飞翼式布局飞机的尾旋改出方法，涉及飞机的技术领域，本发明旨在使纵向操纵能力很弱的飞翼式布局飞机改出尾旋成为现实。本发明依执行次序包括以下步骤：S1、将逆尾旋方向的阻力舵的上片和下片均打开至最大偏度，以降低到指定航向速度；S2、将飞机左右两侧的升降副翼向上偏转至最大偏度，并等待至飞机进入稳定旋转；S3、将逆尾旋方向的阻力舵调整为上片至最大偏度而下片为0°，将顺尾旋方向的阻力舵调整为上片的偏度比其最大偏度小20°‑25°而下片为0°；S4、将两个阻力舵的下片、两个升降副翼以及两个升降舵同时以最大速度向下偏转至最大偏度并保持，直至飞机改出尾旋。

Description

一种飞翼式布局飞机的尾旋改出方法
技术领域
本发明涉及飞机的技术领域，具体涉及一种飞翼式布局飞机的尾旋改出方法。
背景技术
尾旋，是飞机的攻角(迎角)超过临界迎角后，发生的一种连续的自动的旋转运动。尾旋是一种非正常飞行状态，进入此状态时飞机沿着一条小半径的螺旋线航迹一面旋转、一面急剧下降，因而十分危险。
因为进入尾旋而坠毁时有发生，所以投入了很多财力研究尾旋的预防及改出。例如苏27、F16这种正常式布局飞机，尾旋发生时，垂尾方向舵满偏进行航向止旋，同时，副翼满偏进行横向止旋。航向与横向止旋后，平尾最大偏度控制飞机低头完成俯仰改出。简单来说就包括了两个步骤。这种方法对于飞机尾旋的改出非常有效。由于此类飞机在设计时要求平尾的最大低头操纵能力不低于0.05，为尾旋的改出提供了足够的低头力矩。
以上的尾旋改出方法，对于图1所示的飞翼式布局飞机不适用。该飞机外侧阻力舵用于航向控制，内侧升降副翼用于纵横向控制，机身升降舵辅助用于纵向控制，但是这种飞机的纵向控制能力严重不足，依照现有方法根本不可能改出尾旋。所以，本发明旨在针对于飞翼式布局飞机的特殊结构形式，提出新的改出尾旋的方法。
发明内容
本发明提出了一种飞翼式布局飞机的尾旋改出方法，依执行次序包括以下步骤：S1、将逆尾旋方向的阻力舵的上片和下片均打开至最大偏度，以降低到指定航向速度；S2、将飞机左右两侧的升降副翼向上偏转至最大偏度，并等待至飞机进入稳定旋转；S3、将逆尾旋方向的阻力舵调整为上片至最大偏度而下片为0°，将顺尾旋方向的阻力舵调整为上片的偏度比其最大偏度小20°-25°而下片为0°；S4、将两个阻力舵的下片、两个升降副翼以及两个升降舵同时以最大速度向下偏转至最大偏度并保持，直至飞机改出尾旋。
本发明的进一步设置为：所述阻力舵的上片和下片的最大偏度为65°-75°。
本发明的进一步设置为：在所述S1中，利用机载的陀螺仪测量飞机的航向旋转速度，当航向旋转速度低于30°/s-45°/s时，即可判定所述S1执行完成。
本发明的进一步设置为：所述升降副翼的最大偏度为25°-35°。
本发明的有益效果为：
通过对飞翼式布局飞机的三种舵面的逐步调整与控制，使得该种类飞机逐步调整自身姿态，使纵向操纵能力很弱的飞翼式布局飞机改出尾旋成为现实。
附图说明
图1是飞翼式布局飞机的结构示意图；
图2是阻力舵的结构示意图。
附图标记：1、阻力舵；11、上片；12、下片；2、升降副翼；3、升降舵。
具体实施方式
下面参照附图来描述本发明的优选实施方式。本领域技术人员应当理解的是，这些实施方式仅仅用于解释本发明的技术原理，并非旨在限制本发明的保护范围。
本申请中飞翼式布局飞机是一种小展弦比大后掠角的飞机，所谓小展弦比，其数值为2.5-3.5；所谓大后掠角，其数值为50°-58°。这种飞机包括升降舵3、升降副翼2以及阻力舵1三种舵面，而且均位于机翼和机身的后部，不同于常见的如F16等飞机。此类飞机的特点之一就是纵向操纵能力很弱。
本发明提出了一种飞翼式布局飞机的尾旋改出方法，依执行次序包括以下步骤：
S1、将逆尾旋方向的阻力舵1的上片11和下片12均打开至最大偏度，以降低航向到指定速度。步骤S1可以总结为航向旋转降速设计。因为飞翼式布局飞机由于航向基本无阻尼，进入尾旋后，航向旋转速度很高。阻力舵1的上片11和下片12的最大偏度为65°-75°。其中，逆尾旋方向的阻力舵1是指：如飞机的尾旋方向为逆时针方向，那么右侧的阻力舵1即为顺尾旋方向的阻力舵1，而左侧的阻力舵1则为逆尾旋方向的阻力舵1。在S1中，利用机载的陀螺仪测量飞机的航向旋转速度，当航向旋转速度低于30°/s-45°/s时，即可判定所述S1执行完成。
S2、将飞机左右两侧的升降副翼2向上偏转至最大偏度，并等待至飞机进入稳定旋转。等待时间为1s-2s。步骤S2可以总结为俯仰冲击准备设计。升降副翼2的最大偏度优选为25°-35°。
S3、将逆尾旋方向的阻力舵1调整为上片11至最大偏度而下片12为0°，将顺尾旋方向的阻力舵1调整为上片11的偏度比其最大偏度小20°-25°而下片12为0°。步骤S3可以总结为将传统阻力舵1用于航向控制的功能改变为航向与横向的耦合控制。两侧阻力舵120°-25°的偏度差量产生的偏航作用足以实现航向止旋；鉴于阻力舵1用于横向控制的力臂很长，20°-25°的偏度差量产生的横向作用同时足以实现横向止旋。
S4、将两个阻力舵1的下片12、两个升降副翼2以及两个升降舵3同时以最大速度向下偏转至最大偏度并保持，此时，最大速度为60°/s，外侧、中侧、内侧向下的最大偏度均为70°，直至飞机改出尾旋。向下的偏转速度产生动态响应，增加了低头力矩；所有舵面组合进行纵向控制也产生了很大的低头力矩。通常保持4s-12s，飞机便可以改出尾旋。
各操作面相比于正常飞行，阻力舵1的功能由航向控制调整成两侧上片11差动进行横航向控制；阻力舵1的下片12和升降副翼2的功能均调整成纵向控制。
综上所述，本发明通过对升降舵3、升降副翼2以及阻力舵1的逐步调节，使得飞机的自身姿态也得到了逐步的调整，而调整三种舵面对飞机自身姿态的调整，能够使飞机最终改出尾旋，进一步的使纵向操纵能力很弱的飞翼式布局飞机实现改出尾旋的技术效果。
虽然已经参考优选实施例对本发明进行了描述，但在不脱离本发明的范围的情况下，可以对其进行各种改进并且可以用等效物替换其中的部件，尤其是，只要不存在结构冲突，各个实施例中所提到的各项技术特征均可以任意方式组合起来。本发明并不局限于文中公开的特定实施例，而是包括落入权利要求的范围内的所有技术方案。
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本发明的技术方案，但是，本领域技术人员容易理解的是，本发明的保护范围显然不局限于这些具体实施方式。在不偏离本发明的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本发明的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种飞翼式布局飞机的尾旋改出方法，其特征在于，依执行次序包括以下步骤：
S1、将逆尾旋方向的阻力舵(1)的上片(11)和下片(12)均打开至最大偏度，以降低到指定航向速度；
S2、将飞机左右两侧的升降副翼(2)向上偏转至最大偏度，并等待至飞机进入稳定旋转；
S3、将逆尾旋方向的阻力舵(1)调整为上片(11)至最大偏度而下片(12)为0°，将顺尾旋方向的阻力舵(1)调整为上片(11)的偏度比其最大偏度小20°-25°而下片(12)为0°；
S4、将两个阻力舵(1)的下片(12)、两个升降副翼(2)以及两个升降舵(3)同时以最大速度向下偏转至最大偏度并保持，直至飞机改出尾旋。
2.根据权利要求1所述的一种飞翼式布局飞机的尾旋改出方法，其特征在于：所述阻力舵(1)的上片(11)和下片(12)的最大偏度均为65°-75°。
3.根据权利要求1所述的一种飞翼式布局飞机的尾旋改出方法，其特征在于：在所述S1中，利用机载的陀螺仪测量飞机的航向旋转速度，当航向旋转速度低于30°/s-45°/s时，即可判定所述S1执行完成。
4.根据权利要求1所述的一种飞翼式布局飞机的尾旋改出方法，其特征在于：所述升降副翼(2)的最大偏度为25°-35°。
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