[发明专利]抗自旋的飞机结构

说明书

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

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

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惊慌。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—即偏航（yaw）、俯仰（pitch）和滚转（roll）。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110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）比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。