楊康智 陳春鵬

摘 要：為研究海鷗300飛機尾旋特性，在Φ5m立式風洞進行不同襟翼構型、不同重心位置、起落架收起/放下的相互組合狀態(tài)的風洞試驗。試驗研究結(jié)果表明，海鷗300飛機能夠在不超過一圈附加旋轉(zhuǎn)中從單圈尾旋或者3秒尾旋（取時間長者）中改出。標準改出動作可以滿足所有構型及重心情況下的尾旋改出要求，且操作簡單，是一種最優(yōu)的尾旋改出方法。

關鍵詞：尾旋；風洞試驗；海鷗300

1 引言

尾旋是飛機最復雜也是最危險的飛行狀態(tài)之一，常被稱之為極限狀態(tài)飛行。為了分析和預測尾旋、防止尾旋事故的發(fā)生， 自1910 年世界上發(fā)生第一起飛機尾旋事故以來， 人們已為之苦心研究了100多年， 但由于飛機設計技術的發(fā)展，飛機的氣動布局與質(zhì)量配置特性在不斷的發(fā)展，因此，對飛機的尾旋特性研究從未停止過。其間發(fā)展的尾旋預測技術有：大迎角靜態(tài)測力、強迫振蕩、旋轉(zhuǎn)天平測力和大幅度快速俯仰振蕩等常規(guī)風洞試驗技術[1]； 流態(tài)分析試驗技術[2]； 水平風洞、立式風洞、空中動力相似模型自由飛試驗技術[3]； 分析研究[4～6]； 飛行模擬器； 設計判據(jù)以及飛行試驗研究[7～9]等。

在飛機失速/尾旋飛行試驗之前，獲得失速/尾旋動態(tài)特性資料的最可靠資料來源于模型自由飛試驗，這些試驗包括：模型失速/偏離自由飛風洞試驗、立式風洞模型自由飛試驗、空中投放自由飛尾旋試驗。對于飛機尾旋的研究，基于立式風洞的優(yōu)點，大量的和基本的尾旋和改出尾旋特性的試驗研究都在立式風洞進行。對于一種特定的飛機，利用立式風洞的主要目的在于分析其尾旋特性，以確定最佳的尾旋改出方法和各重要參數(shù)（例如各個部件、質(zhì)心位置以及外形變化等）對尾旋特性的影響。

海鷗300飛機采用懸臂式中上單翼，“+”型高置水平尾翼高置單發(fā)前三點可收放式起落架的船身式水上飛機。海鷗300飛機為單發(fā)正常類輕型通用飛機， 在正常使用過程中， 是禁止有意進入尾旋飛行的， 但在研制階段必須按照中國民用航空規(guī)章要求進行尾旋特性飛行試驗驗證[10]。

2 試驗相似準則及方法

尾旋試驗過程的模擬準則除幾何相似外，還應滿足動力相似（即弗勞德數(shù)Fr相等）。試驗模型應滿足以下縮比原則[1]：

幾何縮比因子

質(zhì)量

轉(zhuǎn)動慣量

質(zhì)心位置

式中，K為模型縮比因子；大氣密度比？駐=？籽f/？籽m，？籽f為模擬高度處的大氣密度，？籽m為風洞所在地海拔的大氣密度。

試驗采用懸掛支持模型法[1]，試驗時由上下柔性懸掛繩索將模型置于試驗段中（圖1）。試驗從低速開始， 操作員將模型放入試驗段， 用手給模型施加一個初始旋轉(zhuǎn)（約每秒1～3圈），然后氣流速度平緩變化直到模型所受到的氣動阻力等于其重量，此時操作員松開上掛繩，使模型處于自由懸浮運動狀態(tài)。當模型處于尾旋運動時， 操縱測示系統(tǒng)（包括運動軌跡復現(xiàn)系統(tǒng)——由位于試驗段側(cè)邊和試驗段頂部或底部的攝像機組成）測量模型作尾旋運動時的各運動參數(shù)隨時間變化的規(guī)律，一直持續(xù)到模型尾旋運動3～5圈后，自動操縱臺給舵面偏轉(zhuǎn)自動裝置發(fā)出（遙控）指令，使模型舵面按預定方案偏轉(zhuǎn)以改出尾旋或到新的尾旋狀態(tài)時，才停止測量（包括攝影）。在判讀儀上判讀攝影膠片，就可獲得給定飛機模型的尾旋特性和改出尾旋特性。

3 試驗設備及模型

試驗在Φ5m立式風洞進行（模型在風洞中的安裝見圖2），該采用單回流、圓形開口試驗段結(jié)構，風洞總高54.66m，地下部分15m。試驗段直徑5m，自由射流長度7.5m，試驗段風速5m/s～50m/s連續(xù)可調(diào)，常用風速10m/s～35m/s。試驗模型為海鷗300飛機動力學相似模型，縮比比例為1：8.5。其總長1.057m，翼展1.466m。模型除各操縱面外，其余為整體結(jié)構。模型結(jié)構采用骨架蒙皮的方式，內(nèi)部固定舵機和前、后吊掛的支撐板是用Kelvar布鋪成的纖維板，在滿足強度剛度要求的前提下，上面設計有減輕孔，以減輕飛機總重量。其他零部件（方向舵、升降舵、副翼、襟翼等）都使用碳纖維-聚氨酯泡沫夾芯結(jié)構，表面蒙皮采用多層碳纖維布，機身采用多圈鋁質(zhì)/Kelvar布制作加強框。除襟翼偏轉(zhuǎn)和起落架收放通過手動變化，方向舵、副翼、升降舵和配平機構由計算機控制五個獨立的舵機驅(qū)動舵面控制機構實現(xiàn)任意偏度和時序的組合偏轉(zhuǎn)。試驗前，檢測模型的質(zhì)量、質(zhì)心和慣量特性，并通過在機身和機翼內(nèi)部添加配重塊，使其滿足動力學相似。

圖2 海鷗300飛機模型尾旋風洞試驗照片

4 試驗結(jié)果及分析

4.1 試驗結(jié)果

進行了三種襟翼構型、三種重心位置（前重心15.58%MAC、正常重心20.57%MAC、后重心24.81%MAC）、起落架收起/放下的相互組合狀態(tài)試驗。共計進行了196次試驗，試驗結(jié)果表明：（1）升降舵偏度影響：隨著升降舵從上偏到下偏的過程中，進入尾旋后的迎角有所降低，旋轉(zhuǎn)角速度略有增加，標準改出動作即可改出。（2）在方向舵最大正舵偏情況下，隨著副翼從負偏到正偏（參考右副翼）的過程中，進入右尾旋的難度增大，特別是在副翼正偏度下，旋轉(zhuǎn)很難穩(wěn)定，振蕩加大，甚至不能進入尾旋。（3）方向舵影響：隨著方向舵偏度變小，進入尾旋后，旋轉(zhuǎn)半徑增大，迎角有所降低，在不偏方向舵僅偏副翼和升降舵情況下，很難進入穩(wěn)定尾旋狀態(tài)。（4）尾旋進入與改出特性不受襟翼構型、起落架是否放下以及重心位置影響，這與資料[11]中的結(jié)論是一致的。

圖3中給出了一組典型的飛機模型進入與改出試驗實測曲線（巡航襟翼，正常重心，右尾旋，標準動作改出）。

4.2 試驗結(jié)果分析

從圖3看出，正飛右尾旋狀態(tài)為穩(wěn)定的較平的尾旋狀態(tài)，迎角在55度附近，始終有向旋轉(zhuǎn)中心5度左右的滾轉(zhuǎn)角，旋轉(zhuǎn)角速度約0.75圈/秒（270度/S，對應真實飛機92度/S），旋轉(zhuǎn)半徑小于0.5米；第一次改出動作操縱后（反舵同時副翼和升降舵回中），迎角逐漸降低至40度附近，旋轉(zhuǎn)角速度逐漸降至140度/S；第二次動作后（5.5秒，方向舵回中同時推桿），迎角進一步降低至30度附近，還略有旋轉(zhuǎn)，在試驗段的高度迅速下降（下降速度為17.9米每秒），從改出情況來看，半圈后完全改出尾旋，歷時1.1秒。

5 結(jié)論

5.1 海鷗300飛機尾旋改出特性能夠滿足資料[10]中23.221條的要求：即海鷗300飛機能夠在不超過一圈附加旋轉(zhuǎn)中從單圈尾旋或者3秒尾旋（取時間長者）中改出。

5.2 標準改出動作可以滿足所有構型及重心情況下的尾旋改出要求，且操作簡單，是一種最優(yōu)的尾旋改出方法。

5.3 海鷗300飛機選擇的機翼翼型和飛機的氣動布局合理，飛機失速后不會無意中自動進入尾旋，為開展尾旋飛行試驗提供了良好的條件。

參考文獻

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[10]中國民用航空局.中國民用航空規(guī)章第23部（正常類、實用類、特技類和通勤類飛機）適航標準CCAR-23[S].北京：中國民用航空局出版，1994

[11]Flight Investigation of Stall，Spin，and Recovery Characteristics of a Low-wing，single-Engine，T-Tail Light Ariplane.H.Paul Stough III，DaNIEL J.DiCarlo，and James M.Patton，Jr.NASA Technical paper 2427 May 1985

作者簡介：楊康智，（1983-），男，貴州錦屏人，工程師，學士，研究方向，飛機氣動力特性。

陳春鵬，（1980-），男，工程師，碩士，研究方向，飛機氣動力特性。