抗自旋的飞机结构的利记博彩app

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【专利摘要】本发明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
[0001]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。

【技术领域】
[0002]一般而言，本发明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。

【背景技术】
[0003]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。
[0004]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。
[0005]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。
[0006]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。
[0007]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。
[0008]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。
[0009]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”。在实施本发明之前，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。
[0010]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’”。
[0011]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。
[0012]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。本发明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，本发明提供了一种飞机结构，其是抗自旋的且遵循14CFR§ 23.221 (a) (2)。
[0013]本发明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发明的实践而领悟。本发明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。


【发明内容】

[0014]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。
[0015]根据本发明的一个实施方式，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。
[0016]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在机翼周围。在示例性实施方式中，失速条与机身和机翼的特征配合以创造条件:当飞机处于高迎角状态时，根和机翼之间的气流相互作用是这样以致失速首先在翼根处开始，并向外朝翼尖发展。
[0017]但本发明的另一个实施方式将一个或多个涡流发生器定位在机翼的一个或多个部位。该涡流发生器运转以延迟邻近翼尖的机翼部分上的气流分离，从而将失速约束在邻近机身的翼尖部分。
[0018]根据本发明的另一个实施例，机翼的结构包括机翼扭转，从而首先在根处开始失速状态，然后随着迎角增大而朝翼尖向外发展。
[0019]本发明的机翼结构，根据另一个实施方式，包括一个前掠的外侧翼板，其使得机翼的那部分保持附着气流足以提供积极的控制特性。
[0020]单独地或，优选，结合地，由本发明体现的飞机结构的特征，通过将稳定的失速单元或单元格局约束到邻近机身的机翼区域而使飞机抗自旋，其允许控制飞机表面以保持对控制该飞机的可操作性。
[0021]在此公开中及在下面的详细的说明书中描述的特征和优点并不包括所有。由附图、说明书和这里的权利要求看来，许多其它的特征和优点对本领域内的普通技术人员是明显的。此外，应注意本说明书中所使用的语言原则上是出于易读性和指导性目的而选取，而可不是为限定或限制本发明的主题问题而选取；参考权利要求来确定这一发明的主题问题是必要的。

【专利附图】

【附图说明】
[0022]通过结合附图来参考一个或多个实施方式的以下描述，本发明前面提及的和其它的特征和目的及其实现的方式将变得更加明显，并且本发明本身可得到最好的理解，其中:
图1是将为相关领域的普通技术人员所知出现在自旋中的空气动力状态的描述；
图2图示了根据本发明的一个实施方式，抗自旋机翼结构和关联的失速气流特征的俯视(从上方观察的对象的轮廓)视图；
图3示出了与本发明的抗自旋结构的一个实施方式相关的内侧(朝向中心线)失速条的角度实现；
图4描绘了与本发明的抗自旋结构的一个实施方式相关的双重重叠失速条的实现；
图5是与本发明的抗自旋结构的一个实施方式相关的机翼的组合平面图、前视图和端视图；
图6示出了与本发明的抗自旋结构的一个实施方式相关的箍根涡流发生器(例如，可操作以延迟沿机翼/机身结合点的气流分离)。
[0023]这些附图描绘本发明的实施方式仅为说明之用。本领域的技术人员应该容易地从下面的讨论中认识到，可以不脱离本文所述的发明原理，采用在本文所说明的所述结构和方法的可选实施方式。

【具体实施方式】
[0024]在下文通过实施例的方式所公开的是完全抗自旋的飞机的空气动力特征的一种新颖的结构。根据本发明的一个实施方式，美国航空管理局(FAA)条例中陈述了各种空气动力学技术相互作用导致在整个飞行试验包层中对自旋进入有抵抗作用的飞机。本结构/组合的一个方面是折口机翼设计，该设计横贯机翼翼展采用多个专有翼面，该机翼翼展控制失速的发展以产生稳定的失速单元。在机翼的前缘的这种不连续将该机翼勾画成两个迥异的区域。折口机翼的外侧(远离中心线)段与该机翼的内侧段相比，有不同的带下垂前缘的翼面，其使得当迎角增大时，机翼外侧部分失速晚于机翼内侧部分。因为副翼被定位在仍然在上升的外侧板，所以甚至在机翼的内侧板已经完全处于失速后仍可维持滚转控制。相应地，机翼的根部横贯翼展具有更大的迎角，因此早于机翼的翼尖或外侧部分失速。当与机翼的外侧部分有关的气流保持附属于机翼时，箍也作为围栏运作，将分离气流捕获入机翼内侧部分。该箍这方面扮演大涡流发生器，其涡流散布在机翼的上表面，将分离气流捕获入机翼内侧部分。本发明的这些和其它特征形成抗自旋的一种结构。
[0025]当飞行员同时使飞机偏航和失速时(有意或无意地)，许多类型的飞机会自旋。可导致发生无意的自旋的一个普通场景是在着陆期间朝向跑道的不协调的转弯。降落中转弯过头的飞行员，可能会倾向于施加方向舵增加转弯率。结果有两个方面:飞机的机头掉落在视线以下，倾斜角增加。飞行员对这些意外变化做出反应，飞行员可能然后在应用反向副翼减小倾斜角时，开始拉升降舵控制尾(朝向飞机的尾部，从而增大迎角)。尤其是，这种交叉控制输入可以产生有足够大迎角的不协调转弯而导致飞机失速。这就是所谓的交叉控制失速，且如果它发生在飞行员没有时间恢复的低空，是非常危险的。加入一点偏航和失速可以迅速演化成自旋。为了避免出现这个场景，飞行员被教导一直做协调转弯和避免需要最后一刻修正的情形很重要。
[0026]自旋程式进一步因单个飞机的特点变得复杂。例如，飞机进入自旋的可能性很大程度上受重心位置的影响。一般地说，将重心进一步向前，飞机自旋越不容易而飞机由自旋恢复就越容易。相反，将重心进一步向后，飞机自旋越容易而飞机由自旋恢复就越不容易。在任何飞机中，仔细地定义了在重心上向前和向后的界限。在批准可以故意自旋的一些飞机中，在其处可能意图自旋的向后的界限不及一般飞行的向后的界限向后。
[0027]本发明的一个或多个实施方式呈现了抗自旋的水陆两栖飞机的一种结构。水陆两栖飞机或水陆两用飞机是既可以陆地又可以水面上起飞和降落的一种飞机。水路两用飞机是与仅为陆路或水路其一而设计的飞机相比，以额外的重量和复杂性加上减少的范围和节约燃料为代价，配备有可伸缩轮子的固定翼机。
[0028]虽然水陆两栖飞机展示出许多与陆基飞机相同的飞行特性，它们确实具备独特的空气动力学特性和重心关注点。例如，该飞机的下游部分是船只船体，且由于飞行器必须获得足够速度过渡转换到飞行，它必须在水面掠过。这些特性不仅可以影响重心，还可以在大迎角情况下造成阻力。
[0029]以上介绍的本发明的一些实施方式在下文将参考附图进行详细描述。尽管本发明以一定程度的特殊性来描述和说明，但应该理解，仅通过示例的方式来做了本公开，本领域技术人员不脱离本发明的精神和范围，可以诉诸部件的组合和布置中的许多变化。尽管本发明已经具体地在某种程度上进行了描述和显示，但是应理解，仅通过实施例的方式进行了本公开，且本领域技术人员可以不脱离本发明精神和范围，诉诸各个部分的组合和布置方面的各种变化。
[0030]参照附图提供下面的描述以帮助全面理解如权利要求及其等同物所限定的本发明的示例性实施方式。它包括各种特定细节以帮助理解，但这些将被认为仅仅是示例性的。全文相同的数字指代相似的元件。在附图中，某些线、层、部件、元件或特征的尺寸可能为清楚起见被夸大。相应地，本【技术领域】的普通技术人员将认识到，不脱离本发明的范围和精神，可以对本文所描述的实施方式做出各种变化和修改。而且，公知的功能和结构的描述为了清楚和简明起见被省略。
[0031]在以下说明书和权利要求书中使用的术语和词语不限于书目意思，而是发明人仅仅使用以使人能够清楚和一致地理解本发明。因此，对本领域的技术人员应该很明显，所提供的示例性实施方式的以下描述仅为了说明目的，而不是如所附权利要求及其等同物所限定的为了限制本发明的目的。
[0032]通过术语“基本上”意味着所述的特性、参数或值不需要精确地获得，但偏差或变化，包括例如公差、测量误差、测量精度限制和其它因素已为本领域的技术人员所知，可能会在不妨碍特征想要提供的效果的总数上发生。
[0033]39飞机的迎角是飞机的平均翼弦或其它限定的飞机纵轴与相对自由流的风的方向之间的锐角。翼弦线是由机翼后缘引向机翼前缘上的最远向前的点的一条线。
[0034]失速是航空动力学和航空学中的一个状态，其中迎角增大到超过某个点以致升力开始减小，阻力增大。这个发生所在的角度被称为临界迎角。这个临界角取决于机翼、其俯视图、它的长宽比以及其它因素的简况，但相对于大多数亚音速翼面的进风典型地是在8到20度的范围。临界迎角是与在其处出现最大升力系数的迎角弯曲相对的升力系数上的迎角。
[0035]翼面如在横截面中所见是翅膀的形状。翼形形状产生空气动力导致升力。大多数翼面形状需要正的迎角以产生升力，但弧形翼面可以在零度迎角生成升力。空气的这个“转向”在翼面附近创建弯曲的流线，其导致一侧上较低的压力，另一侧较高的压力。该压力差，通过伯努利原理，伴随着速度差，因此在翼面周围产生的流场在上表面上比下表面上具有更高的平均速度。
[0036]这里所使用的术语只是用于描述特定的【具体实施方式】而不是对本发明的限制。如在本文中所使用的，除非上下文另外清楚指明，单数形式“一”及“该”也用于包括复数形式。因此例如，提及“一组件表面”包括提及一个或多个这样的表面。
[0037]如本文所用任何提及“一个实施例”或“实施例”意思是:与实施方式有关的所述的特定元件、特征、结构或特性包括在至少一个实施方式中。在本说明书中在各个不同地方出现的词组“在一个实施方式中”不一定所有都指同一个实施方式。
[0038]在本文所用的术语“由……组成”、“包含”、“包括”、“具有”或任何其它其变型，意指涵盖非排它性包含。例如，包括一系列元件的工艺、方法、制品或装置不一定仅限于那些元件，还可以包括没有明确列出或所述工艺、方法、制品或装置固有的其它元件。进一步，除非明确作出相反规定，否则“或”表示包含性的或，而不是排除性的或。举例来说，条件A或B可由下列任一情况所满足:A为真(或存在)而B为假(或不存在)，A为假(或不存在)而B为真(或存在)，以及A和B均为真(或存在)。
[0039]除非另有定义，否则，本文所用的所有术语(包括技术术语和科学术语)具有与本发明所属领域的普通技术人员所通常理解的相同含义。将进一步理解，术语，例如那些在常用字典中定义过的，应解读为具有与它们在本说明书和相关领域的上下文中的含义相一致的含义，而不应当，除非本文明确地如此界定，被解读为理想化的或过于正式的观念。为简洁和/或清楚起见，众所周知的功能或结构不进行详细说明。
[0040]也将理解，当称元件“在另一个元件上”、“附着”于另一个元件、“连接”到另一个元件、“与另一个元件耦合”、“接触”另一个元件、“安装于”另一个元件等等时，它可以是直接在另一个元件上、直接附着于、直接连接到、直接与另一个元件耦合或直接接触另一个元件，或者也可能存在中间元件。相反，当提到元件正，例如，“直接在另一元件上”、“直接附着”于另一元件，“直接连接”到另一元件或者“直接与另一元件耦合”时，则没有介入元件存在。本领域技术人员也会领悟到，提及一种结构或特征被置于另一种特征“邻近”时，则可能有重叠或位于该邻近特征之下的部分。
[0041]空间相关术语，例如“下方”、“下面”、“下”、“上方”、“上”及类似的，可能是为了便于描述，在本文用来描述图中所示的一个元件或特征与另外的元件或特征的关系。将理解空间相关术语，除了图示的朝向外，还要涵盖正在使用或操作中的设备的不同朝向。例如，如果倒置图中的设备，则被描述为在其它元件或特征“之下”或“下面”的元件，将会定位为在其它元件或特征“之上”。这样，该示例性术语“之下”可以涵盖“之上”和“之下”的朝向。设备可以另外得以定向(旋转90度或者位于其它方向)，并且在本文所使用的空间相关描述语言应得以相应地解读。相似地，除非另有特别说明，术语“向上地”、“向下地”、“垂直地”、“水平地”及本文所用的类似的仅仅是为了解释的目的。
[0042]图2所示为根据本发明的一个实施方式与抗自旋结构相关联的机翼的高空俯视图的描绘。机翼200可以被认为是分为两个部分,外侧翼部分210和内侧翼部分220。在一个实施方式中，该机翼的两部分被在一个实施方式中定位于机翼半翼展的50%处的前缘上的翼箍215分离。在其它实施方式中，箍可以定位在范围介于机翼半翼展的50和70%之间位置的更远的外侧。翼箍215的外侧，机翼前缘轻微向后掠而机翼后缘具有轻微前掠。翼尖包括有向后延伸特征的上反角/二面角结合。图2还包括在完全失速状态下机翼的在体气流特性。可以看出，内侧翼部分220代表了典型的反向气流或分离气流现象240，而机翼外侧部分210维持了附着气流250。翼尖230也经历了微小涡流的产生。图2示出了机翼200在完全失速条件下维持合适气流穿过操纵面(副翼位于机翼外侧部分上)以保持对飞机的控制。尽管机翼可能不能提供足够的升力来支持水平飞行，机翼的各部分维持附着气流足以提供正的控制特性。
[0043]如下更详细地描述，翼箍215将能量引入气流使得在机翼的上表面上建立了空气动力栅栏。该栅栏抑制失速的进展、分离气流、线260的外侧从翼箍215跑向机翼后缘。
[0044]本发明抗自旋设计的一个实施方式的另一方面是包含靠近翼根的失速条。图3示出了根据本发明的一个实施方式，位于靠近机翼200的翼根330的失速条的角度实现。失速条是用于固定翼机上以改变翼面的一个固定的空气动力装置。失速条通常在两个机翼上成对对称使用。在很少的安装中，在一个机翼上单独使用以校正异常失速行为。通常失速条被用来在翼根附近产生失速状态，以在整个机翼失速前在尾翼操纵面上产生湍气流。以这种方式，传送给飞行员即将发生的失速。
[0045]根据本发明的一个实施方式，位于机翼内侧翼部分的一个或多个失速条被定位以启动和稳定机翼内侧翼部分上的整数个失速单元。在一个示例性实施方式中，纵横比为9的机翼和翼箍根部位于机翼半翼展60%处,失速条放置在机翼内侧翼部分的中翼展处。在该位置上，失速条可操作以将单个失速单元启动和保持在机翼内侧翼部分上。
[0046]在本发明的一个实施方式中，失速条与机身和机翼的特点配合以产生这样的状态，当飞机处于高迎角状态，根部和机翼之间的气流相互作用使得失速从根部开始并向外朝翼尖发展。从图3可以看出，失速条320位于靠近机翼200的根330处，并定向为沿翼展从飞机前方看对角向下，使得失速条320的最高部分处于高于机翼前缘的根330处，而失速条320的最低部分按翼尖的方向朝前缘向下延伸。失速条的角度取向与机翼扭转(如下面所讨论)相结合，使得在根330处首先开始失速条件，然后随迎角的增大而向外发展。
[0047]在本发明的另一实施方式中，如图4所示，将一对失速条设置在机翼内侧翼部分的前缘以控制失速发展。在交叉机翼200的机翼前缘之前，第一或初级失速条410结束并被第二失速条420重叠430。第二或次级失速条420在初级失速条410终止的内侧稍微开始，在其终止前继续沿机翼前缘向外扩展预定的距离。在一个实施方式中，次级失速条420在到达翼箍215之前结束。
[0048]在本发明的其它实施方式中，失速条与机翼前缘对齐并被定位以形成开始于机身并延伸至箍的稳定的失速单元(如图2所示)。然而在其它实施方式中，失速条相对于机翼前缘是弯曲的，当达到临界迎角时，机翼扭转和翼面变化以控制失速发展。如参照图2以上所述，由翼箍215产生的涡流，当与机翼200的内侧部分220上的分离逆流相互作用，及混乱但保持为在机翼200的外侧部分210上的附着流时，也朝翼尖向外平移。
[0049]转向除了图5的附图，可以看到与本发明抗自旋结构的一个实施方式有关的机翼的组合平面图、前视图和端视图。本发明的箍215部分不仅向前延长了机翼200的钢索，而且还沿机翼翼展200在离散位置处降低了机翼前缘。箍215连同变化的翼面沿机翼翼展200的作用是通过在机翼200的内侧翼部分220上捕获分离气流的涡流来生成空气动力栅栏。因此，当机翼200的内侧翼部分220处于全失速时，与机翼200的外侧部分210相关的气流保持附着。在另一个实施方式中，如图5所示箍片段被整合到机翼中而不是整合到单个或单边缺口中。这种类型的分段箍产生与单边涡流截然相反的双边对立过度。此外，该分段箍可以与单边箍或典型箍组合，以致使多个屏障可操作以稳定和控制失速单元。
[0050]在另一个实施方案中，不同的翼箍部分都包括在机翼翼展的轮廓中，每个具有不同的构型。多个箍的引入产生一个或多个显著的且可控的栅栏，捕获失速单元。如上所述，失速条被合并在箍的内侧以促进在高迎角处机翼内侧翼部分气流的分离。
[0051]本发明的另一个方面是包括对内侧或外侧机翼段的冲失。根据一个实施方式，机翼中包括1.5度的冲失。为了本说明书，冲失被定义为机翼的扭转这样使得机翼倾角从内侧机翼位置向外侧机翼位置减小。本发明的其它实施方式包括机翼扭转的其它分布。本发明的示例性实施方式包括0.5度至3度的机翼扭转。
[0052]沿机翼翼展200，有助于其抗自旋的能力的本发明的一个结构方面，不仅是机翼扭转，还有沿机翼翼展改变翼面的能力。在一个实施方式中，图5示出了五个不同位置，在那些位置机翼200呈现出不同的翼面形状和/或结构。在一些情况下，翼面尺寸，也就是说，弦长和角度方向可能改变，而在其它实施方式中，翼面形状可能改变。在后一种情况下，机翼200开始于翼根，该翼根具有第一翼面横截面510,其对于一部分的机翼内侧部分220保持不变。在大约50%的半翼展处，翼面从内轮廓520改变为内部箍轮廓530的翼面。整个截面，机翼前缘和机翼后缘保持不变(即机翼无扭转)。在箍215处，翼面535的机翼前缘向前伸展而机翼后缘保持一致。这是机翼200的最大弦长。从这点到翼尖，机翼200随着机翼前缘后退和机翼后缘向前扫而变尖。从箍根215到翼尖距离的约25%处，可以看到第五翼面结构540。翼面和机翼200继续向翼尖连续变化，在其处翼尖的翼面550向带后斜后缘560的反角翼尖555过渡。
[0053]在本发明的其它组合中，翼弦斜度和后缘前掠翼的位置和量可以改变，以便最大化捕捉和控制翼根附近的失速单元的布置的能力。
[0054]在一个实施方式中，机翼箍与涡流发生器被定位在50%半翼展处，与飞机纵轴线成15度角，并被定位在外侧翼板上。每个涡流发生器间隔3英寸。为了激活气流，在本发明的其它实施方式中，每个涡流发生器间隔在2至4英寸之间，有每个发生器与飞机纵轴线范围为10-20度的角度。最后，失速条设置在机翼内侧部分上，即箍内侧，如上所述。最内侧失速条向下成7度角(正面看，翼根到翼尖)并位于11-25%半翼展处，随着另一个失速条在平行于前缘位置为24-35%半翼展处位于第一位置外侧。作为相关领域的技术人员，可以领悟该失速条的位置和角度变化可以改变。实际上，虽然本实施方式提出一种设置在距前缘7度角的线性失速条，其它实施方式基于特殊部分中的机翼扭转和有效迎角或局部迎角的变化，可以具有更多或更少的角的方向。例如，具有更显著机翼扭转的翼展，相对于整体在翼根处提供类似的失速开始现象，可以具有较小角度的失速条。并且再次基于失速开始和失速单元特性，失速条自身可以是曲线形而不是笔直的。对失速条进行设置和定向，以便保证失速开始于翼根并以控制方式发展，使得失速单元可以远离任何操纵面被捕获，其在失速的分离流下可以变得无效。
[0055]根据本发明的一种结构，入射角沿机翼翼展改变，这样使得在0-19%半翼展处，其角度为5度，而在60%半翼展处变为2度。然后，机翼扭转在翼尖(100%半翼展)处进一步减小到I度。在该实施方式中，翼箍定位在60%半翼展处，而涡流发生器，成15度角且间隔为3英寸，被放置在10%翼弦处的外侧翼板上。最后，单个失速条定位于33-39%机翼半翼展处，其平行于前缘。
[0056]在另一个实施方案中，一个或多个连接到机翼前缘的Λ涡流发生器也可以用来沿可操作以限制失速到机翼内侧翼部分的翼展在一定位置产生强力涡流。例如，图6中示出了这种涡流发生器。如图所示，Δ涡流发生器630被结合到箍中，增强箍产生聚焦涡流的效果。涡流发生器630延伸外侧部分610的前缘，与机翼的内侧部分620重叠。在高迎角处，气流从外侧部分610下方以及翼箍根部和涡流发生器的周围经过。涡流发生器630激活气流，增强对空气动力栅栏的创建。
[0057]本发明的另一个方面是在机翼上，在前缘、箍外侧上面的涡流发生器的加入。涡流发生器为气流增加了能量，减少边界层厚度和使气流能够保持附着于机翼更高的迎角。本发明的另一个特征是不仅是跨机翼的翼展的多个不同翼面的结合，还是将翼根置于比翼尖更高迎角处的机翼扭转。随着机翼迎角的增大，翼根将经历比翼尖更高的局部迎角，并首先失速。虽然该机翼扭转和各种翼面的实现连续的从翼根到翼尖变化，还有在翼箍处生成栅栏的不连续的变化。
[0058]为了进一步提高飞机的抗自旋，尾部区域和翼展被修改，其与机翼的修改相一致，从而增强稳定性和自旋抗性。为了提高纵向稳定性，增加了尾部翼展并添加了具有增强掠过的水平尾翼尖端。
[0059]有关机翼的上述特征的组合还可以通过它们相对于飞机机身的关系来增强。在本发明的一个实施方式中，考虑到水陆两用飞机机身周围气流的相互作用，翼面选择、机翼扭转、失速条、翼箍和涡流发生器的各种组合是守旧的。在机身顶部的高机翼结构中，包括安定翼或浮翼，机翼区域的内侧部分上的气流受到机身和安定翼或浮翼上的气流的影响。相对于机翼前缘的安定翼或浮翼的向前位置，在高迎角情形下作用以引导气流，降低机翼的有效迎角从而降低了其升力。因此，在安定翼或浮翼的区域中的机翼的局部入射角可以增大以弥补浮翼诱发的升力损失，从而促进期望的翼根优先的机翼失速进展。
[0060]如图所示，飞机形成了限定在机翼内侧部分的稳定且孤立的失速单元。在完全控制输入端，机翼外侧部分的很大部分包括两个副翼的很大部分，它保持附着的气流。机翼剩余内侧翼部分经历或反向或侧向流动。除了使飞机旋转或偏航，失速单元保持受限。失速单元的此种限制促进了抗自旋行为。
[0061]本发明提供了一种抗自旋结构。通过以一种协调的方式对本发明的特征进行组合，每个单个的特征协同地相互作用以产生在机翼内侧翼部分上捕获的稳定的失速单元。与保持有效的尾翼结合的稳定的和捕获的该失速单元为飞行员提供足够的辊、俯仰和偏航控制，除了机翼处于完全失速状态会抵抗自旋的进入的事实。实际上，飞行试验已演示了失速单元被限制地以至于甚至与方向舵的全尾控制和完全偏转一样，因而将偏航引入到失速状态，飞机保持完全可控。
[0062]下面概括了本发明的优选实施方式。在一个实施方式中，抗自旋结构包括:
?机身和机翼，其中所述机翼包括邻近所述机身的第一区域以及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开。
[0063]飞机的抗自旋结构的其它特征可以包括:
?其中所述机翼包括可操作的以在所述第一区域和所述第二区域之间形成空气动力边界的箍。
[0064]?其中所述箍包括Λ (delta)涡流发生器。
[0065]?其中所述第一区域包括一个或多个与所述机翼的前缘相结合的失速条。
[0066].其中至少一个所述一个或多个失速条连接到所述机翼的所述前缘并且朝向所述翼尖延伸时向成角度。
[0067]?其中至少一个所述一个或多个失速条连接到并平行于所述机翼的所述前缘。
[0068].其中所述第二区域包括涡流发生器。
[0069].其中所述机翼包括机翼扭转，这样使得翼尖入射角小于翼根入射角。
[0070].其中所述第一区域的所述机翼扭转基本上不同于所述第二区域的所述机翼扭转。
[0071]?其中所述翼尖是向前掠的。
[0072].其中所述飞机是包括安定翼的水陆两用飞机。
[0073].其中所述安定翼在大迎角处减小靠近所述机身的所述机翼的有效迎角。
[0074]抗自旋的飞机的结构系统的其它特征可以包括:
?具有根的机翼和翼尖，并且其中所述机翼包括靠近所述翼根的第一区域和靠近所述翼尖的第二区域，并且其中所述第一区域和所述第二个区域沿邻近的边界邻接；以及
?非连续的前缘，其在大迎角处可操作以形成沿所述相邻边界的空气动力栅栏，将失速单元隔离到所述第一区域内的剩余部分并远离所述第二区域内的任何控制面。
[0075]上述抗自旋结构的特征可以包括:
?其中响应在所述第一区域内发展的失速单元，所述飞机的控制面保持可操作以控制该飞机。
[0076].其中飞机操纵面与所述失速单元隔离。
[0077].与所述第二区域相关联的多个涡流发生器。
[0078].在所述第一区域中与所述机翼的前缘相结合的一个或多个失速条。
[0079].其中所述一个或多个失速条中的其中一个连接到所述机翼的所述前缘并且朝所述翼尖延伸时向下成角度。
[0080].其中所述一个或多个失速条中的其中一个结合到并且平行于所述机翼的所述前缘。
[0081].其中所述机翼包括机翼扭转，这样使得翼尖入射角小于翼根入射角。
[0082].其中所述第一区域的所述机翼扭转基本上不同于所述第二区域的所述机翼扭转。
[0083].其中所述飞机是具有安定翼的水陆两用飞机，并且其中所述机翼扭转在所述根处因为由安定翼产生的有效迎角减小而增强。
[0084]本领域技术人员一旦阅读了本公开，通过这里公开的原理，将会领悟到还存在抗自旋飞机结构的系统和方法的其它可选的结构和功能设计。因此，虽然特定的实施方式和应用已得到说明和描述，但应理解到，所公开的实施方式不限于本文所公开的精确结构和组件。对本领域技术人员来说明显地其它各种修改、改变和变化可以在此处披露的本发明的方法和装置的设置、操作和细节中做出而不背离在所附的权利要求中限定的本发明的精神和范围。
[0085]熟悉本领域的技术人员将会理解，在不偏离本发明的精神或基本特征的前提下，本发明可以使用其它的具体形式来体现。尽管本发明已经具体地在某种程度上进行了描述和说明，但是应理解，仅通过示例的方式进行了以上公开，本领域技术人员可在不脱离如权利要求所限定的本发明精神和范围内诉诸各个部分的组合和布置中的各种变化。
【权利要求】
1.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。
2.如权利要求1所述的飞机的结构，其中所述机翼包括箍，其可操作以在所述第一区域和所述第二区域之间形成空气动力边界。
3.如权利要求2所述的飞机的结构，其中所述箍包括Λ涡流发生器。
4.如权利要求1所述的飞机的结构，其中所述第一区域包括一个或多个与所述机翼的前缘相结合的失速条。
5.如权利要求4所述的飞机的结构，其中所述一个或多个失速条中至少一个连接到所述机翼的前缘并且在它朝所述翼尖延伸时是向下成角度的。
6.如权利要求5所述的飞机的结构，其中所述一个或多个失速条中至少一个连接并平行于所述机翼的前缘。
7.如权利要求1所述的飞机的结构，其中所述第二区域包括涡流发生器。
8.如权利要求1所述的飞机的结构，其中所述机翼包括机翼扭转，这使得翼尖入射角小于翼根入射角。
9.如权利要求8所述的飞机的结构，其中所述第一区域的所述机翼扭转基本上不同于所述第二区域的所述机翼扭转。
10.如权利要求1所述的飞机的结构，其中所述翼尖是向前掠的。
11.如权利要求1所述的飞机的结构，其中所述飞机是包括安定翼的水陆两栖飞机。
12.如权利要求11所述的飞机的结构，其中在大迎角处所述安定翼减小靠近所述机身的机翼的有效迎角。
13.飞机中一种抗自旋的结构的系统，所述系统包括:机翼具有翼根和翼尖，并且其中所述机翼包括靠近所述翼根的第一区域和靠近所述翼尖的第二区域，并且其中所述第一区域和所述第二个区域沿邻接的边界邻接；以及非连续的前缘，其在大迎角处可操作以形成沿所述邻接的边界的空气动力栅栏，将失速单元隔离到所述第一区域内的剩余部分并远离所述第二区域内的任何控制面。
14.根据权利要求13所述的飞机中抗自旋的结构的系统，其中响应在所述第一区域内发展的失速单元，所述飞机的控制面继续可操作以控制所述飞机。
15.根据权利要求14所述的飞机中抗自旋的结构的系统，其中飞机控制面与所述失速单元分离。
16.根据权利要求13所述的飞机中抗自旋的结构的系统，进一步包括与所述第二区域结合的多个涡流发生器。
17.根据权利要求13所述的飞机中抗自旋结构的系统，进一步包括与所述第一区域中所述机翼的前缘相结合的一个或多个失速条。
18.根据权利要求17所述的飞机中抗自旋的结构的系统，其中所述一个或多个失速条中的一个连接到所述机翼的前缘并且在它向所述翼尖延伸时是向下成角度的。
19.根据权利要求17所述的飞机中抗自旋的结构的系统，其中所述一个或多个失速条中的其中一个连接并且平行于所述机翼的前缘。
20.根据权利要求13所述的飞机中抗自旋的结构的系统，其中所述机翼包括机翼扭转，这使得翼尖入射角小于翼根入射角。
21.根据权利要求20所述的飞机中抗自旋的结构的系统，其中所述第一区域的所述机翼扭转基本上不同于所述第二区域的所述机翼扭转。
22.根据权利要求13所述的飞机中抗自旋的结构的系统，其中所述飞机是具有安定翼的水陆两栖飞机，并且其中所述机翼扭转在所述翼根处由于由安定翼产生的有效迎角减小而增强。
【文档编号】B64C3/10GK104203748SQ201380003800
【公开日】2014年12月10日 申请日期:2013年7月19日 优先权日:2012年7月20日
【发明者】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 申请人:图标飞机制造公司