殲教七飛機倒飛尾旋研究

饒秋磊+++方自力+++李藝海

摘 要：飛機失速/尾旋是一種極端復(fù)雜和危險的極限飛行狀態(tài)，極大地威脅著飛行員的生命安全，特別是對于承擔(dān)飛行訓(xùn)練任務(wù)的殲擊教練機而言，掌握飛機的尾旋特性以及進入改出方法尤為重要。承擔(dān)某型飛機試飛任務(wù)的試飛員在殲教X飛機上進行訓(xùn)練時，意外進入倒飛尾旋，并導(dǎo)致了發(fā)動機空中停車，文章對意外進入倒飛尾旋過程詳細進行了描述，并對試飛數(shù)據(jù)進行分析和探討，得出了重要的結(jié)論，對尾旋試飛提出了建議。

關(guān)鍵詞：尾旋；倒飛尾旋；慣性耦合；進入和改出方法

為開展某型電傳飛機大迎角特性試飛，參試試飛員在殲教7飛機上按照國軍標(biāo)《軍用飛機失速/過失速/尾旋試飛驗證要求》進行了失速/尾旋試飛駕駛技術(shù)恢復(fù)訓(xùn)練，在進行尾旋試飛過程中，飛機有兩次意外地進入了倒飛尾旋，過程中迎角和側(cè)滑角分別達到了-60°和-40°，大迎角、大側(cè)滑狀態(tài)引起發(fā)動機進氣不順暢，并導(dǎo)致了發(fā)動機空中停車。為了開展倒飛尾旋試飛技術(shù)研究以及確保我國殲教X飛機飛行訓(xùn)練安全，本文對殲教X飛機的倒飛尾旋試飛數(shù)據(jù)進行了分析和研究，得出了重要結(jié)論，可供試飛部門和部隊參考。

1 試飛概述

1.1 試驗機介紹

殲教X飛機是我國上世紀(jì)研制的雙座超音速高級戰(zhàn)斗教練機，采用小展弦比大后掠角的三角形機翼，機頭進氣的大細長比機身，全動的后掠水平尾翼和后退式襟翼等設(shè)計。本次試驗機為中國飛行試驗研究院的J7L-417飛機，飛機加裝了空速/迎角/側(cè)滑角組合測試系統(tǒng)以及其它機載測試系統(tǒng)、遙測系統(tǒng)；座艙內(nèi)加裝了迎角、偏航速率、側(cè)滑角及法向過載等參試指示儀表以及攝像頭；對阻力傘系統(tǒng)控制邏輯進行更改，應(yīng)急狀態(tài)下可作為反尾旋傘使用。

1.2 試飛概況

第一次倒飛尾旋采用平飛失速法進入，失速后先抱桿到底，再蹬右舵到底保持。其時間歷程見圖1。

飛機初期響應(yīng)表現(xiàn)為迎角增大，側(cè)滑交替變化，氣動力在方向舵上交替變化，導(dǎo)致腳蹬上產(chǎn)生相當(dāng)大的反饋沖擊力，使得試飛員盡全力而不能完全蹬舵到底（腳蹬位移Dr在3～5s之間的毛刺就是由此引起的），初期飛機過失速模態(tài)表現(xiàn)為滾轉(zhuǎn)占優(yōu)的“落葉飄”（3～7s，滾轉(zhuǎn)偏航方向一致，左右交替變化，迎角振蕩）。第8s后，飛機處于倒飛狀態(tài)，偏航與滾轉(zhuǎn)變向，繼續(xù)保持動作，飛機迎角繼續(xù)減小直到負迎角，并且負迎角越來越大（最大達到-60°），并帶有15°～40°左側(cè)滑，最大負過載約為-0.8，飛機過失速模態(tài)表現(xiàn)表現(xiàn)為“倒飛尾旋”，過程中發(fā)動機停車，隨后在倒飛狀態(tài)下迎角由負變正直到60°，試飛員立即采用“三中立”法改出失控狀態(tài)。改出后，進入發(fā)動機空中起動包線，一次開車成功，返場著陸。

第二次采用機動失速法進入，先建立右坡度，拉桿帶過載減速，失速后，抱桿到底，再蹬右舵到底保持。其時間歷程見圖2。

蹬舵后，飛機向右偏航并以較快的滾轉(zhuǎn)速率向右滾轉(zhuǎn)，初期響應(yīng)表現(xiàn)為“落葉飄”（7～16s，滾轉(zhuǎn)與偏航方向一致，交替變化，最大滾轉(zhuǎn)速率達到160 /s，偏航速率最大達50 /s），在第17s左右，偏航滾轉(zhuǎn)有變向趨勢，試飛員推桿至中立點前2/3位置處，同時回舵至1/2處，飛機呈倒飛狀態(tài)，并始終處于負迎角失速狀態(tài)，偏航、滾轉(zhuǎn)方向穩(wěn)定，為“倒飛尾旋”，持續(xù)時間約5s，飛行員有明顯的負過載感覺（過載約-1.2左右），過程中發(fā)動機停車，試飛員立即實施改出動作，在做出改出動作時，飛機主要表現(xiàn)為倒飛、左滾轉(zhuǎn)、右偏航狀態(tài)，從窗外判斷尾旋方向非常困難，試飛員先有一蹬右舵到底的動作，但很快采用桿舵回中來改出，經(jīng)3-4秒延遲，改出失控狀態(tài)。改出后，進入發(fā)動機空中起動包線，一次開車成功，返場著陸。

2 分析與討論

這兩次倒飛尾旋都是在進行正飛尾旋訓(xùn)練中意外進入的，兩次倒飛尾旋雖然在進入方法和操縱上有一定的區(qū)別，但是形成倒飛尾旋的原因有很大的相似性。

2.1 進入速度大，是造成飛機突然左滾的直接原因

從數(shù)據(jù)中看，此次進入速度為240公里/小時，而殲教X飛機的失速速度在200公里/小時左右。向右蹬舵后，飛機產(chǎn)生左側(cè)滑，在橫側(cè)安定力矩的作用下，向右滾轉(zhuǎn)。因速度較大，方向操縱力矩與橫側(cè)安定力矩均較大，所以，滾轉(zhuǎn)速率較大。而當(dāng)飛機滾轉(zhuǎn)到接近90度時，由于部分迎角轉(zhuǎn)換為側(cè)滑角，使飛機由左側(cè)滑轉(zhuǎn)變?yōu)橛覀?cè)滑，而此時飛機的速度仍然較大，同樣在橫側(cè)安定力矩的作用下，飛機又以較大的滾轉(zhuǎn)速率突然向左滾轉(zhuǎn)。

2.2 在慣性交感力矩作用下，飛機出現(xiàn)負迎角

從數(shù)據(jù)中看出，飛機在右滾了約90°后，突然左滾，出現(xiàn)了滾偏方向相反的現(xiàn)象，這將會產(chǎn)生使飛機下俯的慣性交感力矩。雖然飛行員一直拉桿到底，但使飛機下俯的慣性交感力矩非常大，遠遠超過使飛機上仰的操縱力矩，所以，飛機出現(xiàn)了較大的負迎角。

2.3 負迎角下飛機的橫側(cè)安定性發(fā)生了變化

飛機處于正迎角時，蹬右舵，飛機產(chǎn)生左側(cè)滑，左翼為側(cè)滑前翼，升力大于右翼，飛機向右滾轉(zhuǎn)。而在一定的負迎角情況下，蹬右舵，飛機產(chǎn)生左側(cè)滑，左翼為側(cè)滑前翼，負升力大于右翼，造成飛機向左滾轉(zhuǎn)。也就是說，在一定的負迎角情況下，蹬右舵，飛機是向左滾轉(zhuǎn)的，這樣，滾、偏方向相反造成的慣性交感力矩使迎角進一步減小，甚至超過負的失速迎角，致使飛機進入倒飛尾旋。

2.4 由于受客觀條件的限制，未能進一步驗證

此次試飛的目的在于試飛員按照《要求》保持尾旋試飛技術(shù)，在計劃上沒有進行倒飛尾旋體驗的項目。另外，因進氣受阻，發(fā)動機在倒飛尾旋中必然停車，加上殲教X飛機的背帶系統(tǒng)不滿足倒飛尾旋的試驗要求，所以，未能進一步驗證。

2.5 擴展分析

從以往以及此次試飛來看，飛機以正常速度進入尾旋時，飛機主要呈現(xiàn)出失速性滾擺、失速性滾轉(zhuǎn)等模態(tài)特性，在持續(xù)15秒的保持過程中，偶爾出現(xiàn)不超過1圈的穩(wěn)定尾旋。在失速性滾擺中，也出現(xiàn)了滾轉(zhuǎn)方向左右交替，但偏航方向也隨之改變，這可能和方向舵的效能有關(guān)。所以，將此次進入倒飛尾旋的原因暫定在進入速度上。

但是尾旋的特性是復(fù)雜的，有人說過，沒有完全重復(fù)的尾旋，當(dāng)某一個微小的條件發(fā)生變化時，就能會引起尾旋特性很大的變化。比如：在進入右倒飛尾旋后，如果保持桿舵位置不變，當(dāng)飛機的迎角超過負的失速迎角后，側(cè)滑前翼的負迎角增大，負升力減小，可能造成飛機左滾的角速率減小，甚至右滾，此時，右滾、右偏使飛機上仰，與拉桿的上仰力矩交合在一起，使飛機的迎角產(chǎn)生較大的振蕩，有可能使飛機在正飛、倒飛尾旋之間不斷轉(zhuǎn)換。

另外，如果飛機的迎角仍然保持在一定的負迎角范圍內(nèi)，在左側(cè)滑造成的左滾與拉桿造成的上仰將形成使飛機右偏的力矩，進一步增大左側(cè)滑，而此時的迎角小于負的失速迎角，將有可能造成飛機更加急劇的左滾，形成負迎角下的氣動慣性旋轉(zhuǎn)。

2.6 建議

試飛中發(fā)生了兩次空中停車，渦噴-7發(fā)動機優(yōu)異的空中起動性能對保證試飛安全起了至關(guān)重要的作用。

在倒飛尾旋中，會產(chǎn)生較大的負過載，使飛行員懸空，而背帶系統(tǒng)無法有效地固定飛行員，致使飛行員不能進行準(zhǔn)確的操縱，請有關(guān)部門加以重視。

3 結(jié)束語

（1）殲教X飛機在較大速度上進入尾旋時，有可能進入倒飛尾旋；

（2）正飛尾旋中如果長時間保持桿舵位置在進入位置不變，當(dāng)速度增大到一定程度時，有可能進入：倒飛尾旋；正飛尾旋與倒飛尾旋交替變化；負迎角下氣動慣性旋轉(zhuǎn)等復(fù)雜的飛行狀態(tài)；倒飛尾旋模態(tài)：

參考文獻

[1]GJB 3814-99.軍用飛機失速/過失速/尾旋試飛驗證要求[Z].1999，8.

[2]Flight test demonstration requirement for departure resistance and post-departure characteristics of piloted aircraft[Z]. MIL-F-83691B， 1991，3.

[3]殲教X型飛機飛行員手冊[Z].