涂良輝，周 瑛，饒 祺，鮑俊卿

（洪都航空工業(yè)集團(tuán)，江西 南昌330024）

0 引言

失速/尾旋是飛機(jī)最復(fù)雜和最危險的飛行狀態(tài)之一，直接危及飛行員和飛機(jī)的安全。作為飛行禁區(qū)的失速/尾旋被世界航空界形象地稱為 “死亡螺旋”，在尾旋中，飛機(jī)的動態(tài)反應(yīng)和操縱方法都與正常飛行有很大區(qū)別，據(jù)統(tǒng)計，由失速/尾旋造成的事故，每年占全世界飛機(jī)失事率的30%以上。而世界航空史上戰(zhàn)機(jī)大迎角失事約90%都是因?yàn)檫M(jìn)入失速/尾旋造成的。

國外航空發(fā)達(dá)國家非常重視尾旋的研究工作，為驗(yàn)證第三、四代戰(zhàn)斗機(jī)失速/尾旋機(jī)動能力開展了大量的風(fēng)洞試驗(yàn)。例如，美國NASA蘭利研究中心、俄羅斯中央流體力學(xué)研究院、意大利馬基公司、法國宇航院里爾流體力學(xué)研究所等。這些試驗(yàn)研究單位都已經(jīng)具備了優(yōu)良的試驗(yàn)裝置和條件，包括振蕩天平、旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)裝置等，都能準(zhǔn)確地進(jìn)行相關(guān)模型測力、測壓和流態(tài)觀察等試驗(yàn)。

為了分析飛機(jī)尾旋運(yùn)動的機(jī)理和動力學(xué)特性，本文從本質(zhì)上分析空氣動力、力矩和慣性交感等因素對尾旋特性的影響。其研究結(jié)論有益于分析飛機(jī)尾旋的進(jìn)入和改出機(jī)理，亦可供相關(guān)設(shè)計人員參考。

1 尾旋特性與模態(tài)分類

尾旋是飛機(jī)在同時相對于它的三個體軸旋轉(zhuǎn)的自轉(zhuǎn)狀態(tài)下，沿小半徑陡的下降的螺旋軌跡的自發(fā)運(yùn)動。尾旋中飛機(jī)的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動繼續(xù)著并支持著自轉(zhuǎn)，而自轉(zhuǎn)只是在超臨界迎角上發(fā)生的氣動現(xiàn)象 （氣動旋轉(zhuǎn)）。所以，尾旋能得以實(shí)現(xiàn)也只是在超臨界迎角區(qū)域內(nèi)[1,2]。

飛機(jī)的尾旋模態(tài)通?？砂慈缦滤姆N特征進(jìn)行分類。

1）按尾旋狀態(tài)中飛行員的姿態(tài) （頭相對于地面是向上還是向下），所有的尾旋可分為正飛尾旋和倒飛尾旋；

2）按照飛機(jī)縱軸與水平面的夾角（即俯仰角）來分，飛機(jī)的尾旋可分為陡尾旋和平尾旋；

3）按照尾旋中飛機(jī)旋轉(zhuǎn)的方向，可以把尾旋分為左尾旋和右尾旋；

4）按飛機(jī)尾旋運(yùn)動參數(shù)的變化規(guī)律，尾旋可分為穩(wěn)定尾旋和不穩(wěn)定尾旋。

尾旋模態(tài)術(shù)語如表1所示。

表1 尾旋模態(tài)特性參數(shù)

2 空氣動力的影響

由空氣動力學(xué)知識可知，飛機(jī)大迎角飛行時，氣流產(chǎn)生分離，此時飛機(jī)氣動阻力大，氣動效率低，飛機(jī)運(yùn)動不穩(wěn)定。當(dāng)迎角位于過失速迎角時，分離氣流使飛機(jī)受力不對稱，從而引起飛機(jī)的自轉(zhuǎn)，如果不及時制止飛機(jī)自轉(zhuǎn)，這種狀態(tài)就會進(jìn)一步發(fā)展使飛機(jī)進(jìn)入失速甚至尾旋狀態(tài)[3]。飛機(jī)產(chǎn)生氣動力的主要部件是機(jī)翼，下面重點(diǎn)分析機(jī)翼上的氣動力對飛機(jī)尾旋運(yùn)動的影響。

在尾旋中機(jī)翼是處于超臨界迎角的大迎角狀態(tài)，此時機(jī)翼上的氣流是分離的。機(jī)翼的升力系數(shù)與迎角的關(guān)系是非線性變化的。超臨界迎角以后，只要有一點(diǎn)小的擾動，機(jī)翼就會自己繞著機(jī)體軸x軸旋轉(zhuǎn)，即為機(jī)翼的自轉(zhuǎn)。

下面分析一下機(jī)翼的流動特性，先來看機(jī)翼右滾時（p為正）的情況，這時機(jī)翼如果出現(xiàn)右側(cè)滑（內(nèi)側(cè)滑或正側(cè)滑）時，如圖1a所示。將來流速矢分解成垂直于前緣和平行于前緣的兩個分量。與無側(cè)滑時相比沿右翼的展向速度分量減小，右翼分離減輕。而左翼的展向分離增大，左翼翼稍附面層堆積加劇，附面層分離更為嚴(yán)重，使左翼升力下降更大，于是引起自轉(zhuǎn)的力矩減小，自轉(zhuǎn)角速度p亦減小。相反出現(xiàn)左側(cè)滑（外側(cè)滑或負(fù)側(cè)滑）時，如圖1b所示，沿右翼的展向速度分量將增大，右翼分離更為嚴(yán)重，使右翼升力下降更快。而左翼分離減輕，自轉(zhuǎn)力矩增大，因而自轉(zhuǎn)角速度p亦增大。因此，可以得出這樣的結(jié)論：當(dāng)側(cè)滑的符號與角速度p不一致時，自轉(zhuǎn)角速度將增大；反之，符號一致時，自轉(zhuǎn)角速度將減小。尾旋中，側(cè)滑的符號改變后，飛機(jī)的自轉(zhuǎn)角速度能顯著地增大或減小。機(jī)翼的這種性質(zhì)被廣泛地應(yīng)用于飛機(jī)的尾旋改出，同樣也用于防止飛機(jī)進(jìn)入尾旋。

圖1 帶側(cè)滑時的速度分解圖

3 空氣動力矩的影響

3.1 俯仰力矩的影響

飛機(jī)在穩(wěn)定尾旋狀態(tài)力矩是平衡的，飛機(jī)尾旋是陡或平及其旋轉(zhuǎn)速度的大小，主要取決于飛機(jī)的偏航力矩和俯仰力矩的特性。尾旋狀態(tài)下偏航阻尼小或自轉(zhuǎn)偏航力矩大都導(dǎo)致平（大迎角）和快轉(zhuǎn)（大的ω值）的尾旋。對于給定的質(zhì)量分布狀態(tài)下，尾旋時的氣動力俯仰力矩、旋轉(zhuǎn)速度和迎角的關(guān)系可由慣性力矩表達(dá)式和力矩平衡表達(dá)式推導(dǎo)得到[4]：

從上式關(guān)系可以看出給一個低頭力矩（負(fù)）并不一定使飛機(jī)低頭反倒能夠?qū)е滦D(zhuǎn)速度加快而且實(shí)際上還使尾旋變平。

穩(wěn)定尾旋狀態(tài)中氣動俯仰力矩與慣性俯仰力矩是平衡的，慣性俯仰力矩方程為：

由上式可知，慣性俯仰力矩力圖增加飛機(jī)的攻角，假如（Iz-Ix）已定，那么α改變也意味著改變了氣動俯仰力矩和慣性俯仰力矩，飛機(jī)又在某一新的自轉(zhuǎn)速度下取得平衡。同樣假如攻角一定，Iz-Ix很小，ω就很大；反之Iz-Ix很大，ω就很小。前者相當(dāng)于老式飛機(jī)的情況，后者相對于現(xiàn)代飛機(jī)的情況。

3.2 偏航力矩的影響

慣性偏航力矩只有當(dāng)飛機(jī)有側(cè)滑β時才會產(chǎn)生。其計算公式為

圖2是一個模型固定在垂直軸上按逆時針方向轉(zhuǎn)動的情況，無論是內(nèi)側(cè)滑或外側(cè)滑機(jī)翼產(chǎn)生的慣性力矩總是減小側(cè)滑角的，機(jī)身產(chǎn)生的慣性力矩總是加大側(cè)滑角的，因此倘若Iy＞Ix，則總的慣性偏航力矩是加大側(cè)滑角的；反之，Iy＜Ix是減小側(cè)滑的。通常機(jī)翼正向滾轉(zhuǎn)，飛機(jī)內(nèi)側(cè)滑，如果Iy＞Ix，則內(nèi)側(cè)滑角加大，慣性偏航力矩是反尾旋的；反之如果Iy＜Ix，則內(nèi)側(cè)滑角減小，慣性偏航力矩是促進(jìn)尾旋的。因此，慣性偏航力矩是促進(jìn)尾旋的還是反尾旋的，取決于Iy-Ix的符號以及尾旋時飛機(jī)內(nèi)側(cè)滑還是外側(cè)滑這兩個因素的綜合。

由于側(cè)滑對尾旋有很大的影響，所以在進(jìn)行尾旋試飛時，通常使用方向舵進(jìn)入或改出尾旋。順尾旋方向蹬舵產(chǎn)生外側(cè)滑，使自轉(zhuǎn)加速，飛機(jī)進(jìn)入尾旋。反之，逆尾旋蹬舵產(chǎn)生內(nèi)側(cè)滑使自轉(zhuǎn)減速，飛機(jī)改出尾旋。

3.3 滾轉(zhuǎn)力矩的影響

飛機(jī)在超過臨界迎角的情況下飛行時，微小的擾動會引起機(jī)身的自轉(zhuǎn)，自轉(zhuǎn)力矩的大小與飛機(jī)的失速特性、自轉(zhuǎn)角速度、飛機(jī)的迎角大小有關(guān)。從風(fēng)洞試驗(yàn)可知，尾旋時滾轉(zhuǎn)力矩主要由機(jī)翼產(chǎn)生，其他部件的滾轉(zhuǎn)力矩均可略而不計。

滾轉(zhuǎn)慣性力矩：

與偏航慣性力矩一樣，只有當(dāng)飛機(jī)有側(cè)滑時才產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)慣性力矩。如機(jī)翼正轉(zhuǎn)動，滾轉(zhuǎn)慣性力矩與尾旋方向相反起阻尼作用。

橫滾力偶的平衡，本身并不很重要，但機(jī)翼傾轉(zhuǎn)的角度對偏航力偶的平衡有很大影響。

上述分析總的說明決定飛機(jī)尾旋特性的是尾旋運(yùn)動時作用在飛機(jī)上的氣動力矩及慣性力矩。

4 慣性交感的影響

現(xiàn)代飛機(jī)由于采用細(xì)長機(jī)身和中小展弦比機(jī)翼，其質(zhì)量分布與老式飛機(jī)大不相同?，F(xiàn)代飛機(jī)繞y軸和x軸的轉(zhuǎn)動慣量Iy和Iz比繞x軸的轉(zhuǎn)動慣量Ix大很多。因此，在這種情況下，滾轉(zhuǎn)產(chǎn)生的慣性交感力矩是必須考慮的因素。

慣性交感力矩的大小可由下式表示[5]：

上述表達(dá)式綜合表達(dá)了慣性交感的作用：

1） 向左偏轉(zhuǎn)（r為負(fù)）且機(jī)頭上仰（q為正），或向右偏轉(zhuǎn)（r為正）且機(jī)頭下俯（q為負(fù)）），會引起飛機(jī)右滾（L慣為正，若Iz＞Iy時）；向左偏轉(zhuǎn)且機(jī)頭下俯，或向右偏轉(zhuǎn)且機(jī)頭上仰，會引起飛機(jī)左滾。

2） 向右滾轉(zhuǎn)（p為正）且向右偏轉(zhuǎn)（r為正），或向左滾轉(zhuǎn)且向左偏轉(zhuǎn)，會引起飛機(jī)上仰（M慣為正，若Iz＞Ix時）。反之向右滾轉(zhuǎn)且向左偏轉(zhuǎn)，或向左滾轉(zhuǎn)且向右偏轉(zhuǎn)，會引起飛機(jī)下俯。

3） 向右滾轉(zhuǎn)（p為正）且機(jī)頭上仰（q為正），或向左滾轉(zhuǎn)且機(jī)頭下俯，會引起飛機(jī)左偏（N慣為負(fù)，若Iy＞Ix時）。向右滾轉(zhuǎn)且機(jī)頭下俯，或向左滾轉(zhuǎn)且機(jī)頭上仰，會引起飛機(jī)右偏。

從式(5)第二式可以直接看出，飛機(jī)右滾轉(zhuǎn)，右尾旋時（右偏轉(zhuǎn)），慣性俯仰力矩M慣是抬頭力矩還是低頭力矩，取決于Ix和Iz的大小，現(xiàn)代高速飛機(jī)質(zhì)量集中于機(jī)身，即Iz＞Ix，則M慣是抬頭力矩，故現(xiàn)代高速飛機(jī)的尾旋一般比過去低速飛機(jī)來得平。

5 結(jié)語

本文從機(jī)理上分析了空氣動力、力矩和慣性交感等因素對尾旋運(yùn)動的影響。研究結(jié)論為分析飛機(jī)尾旋進(jìn)入和改出特性提供了理論參考，亦可供相關(guān)設(shè)計人員參考。論文得出的主要結(jié)論如下：

1）尾旋中，側(cè)滑的符號改變后，飛機(jī)的自轉(zhuǎn)角速度能顯著地增大或減小。即當(dāng)側(cè)滑的符號與滾轉(zhuǎn)角速度符號不一致時，自轉(zhuǎn)角速度將增大；反之，符號一致時，自轉(zhuǎn)角速度將減?。?/p>

2）低頭力矩（負(fù)）并不一定使飛機(jī)低頭反倒能夠?qū)е滦D(zhuǎn)速度加快而且實(shí)際上還使尾旋變平；

3）順尾旋方向蹬舵產(chǎn)生外側(cè)滑，使自轉(zhuǎn)加速，飛機(jī)進(jìn)入尾旋。反之，逆尾旋蹬舵產(chǎn)生內(nèi)側(cè)滑使自轉(zhuǎn)減速，飛機(jī)改出尾旋；

4）只有當(dāng)飛機(jī)有側(cè)滑時才產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)慣性力矩。機(jī)翼正轉(zhuǎn)動，滾轉(zhuǎn)慣性力矩與尾旋方向相反起阻尼作用。

[1](蘇)柯契克M.極限狀態(tài)飛行-現(xiàn)代飛機(jī)失速和尾旋的預(yù)防[M].航空工業(yè)出版社,1989.

[2]李永富,陳洪.研究尾旋的風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)[M].北京：國防工業(yè)出版社,2002.

[3]王啟.反尾旋傘系統(tǒng)設(shè)計與試驗(yàn)研究[D].西安：西北工業(yè)大學(xué),2007.

[4]近代飛機(jī)設(shè)計中尾旋研究現(xiàn)狀[J].國外航空技術(shù),1973.

[5]何植岱,高浩.高等飛行動力學(xué)[M].西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社,1990.