[科普中國(guó)]-尾旋

原理

尾旋，是飛機(jī)的攻角(迎角)超過(guò)臨界迎角后，發(fā)生的一種連續(xù)的自動(dòng)的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。在尾旋發(fā)生過(guò)程中，飛機(jī)沿著一條小半徑的螺旋線航跡一面旋轉(zhuǎn)、一面急劇下降，并同時(shí)繞滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航三軸不斷旋轉(zhuǎn)。這種重心沿陡的螺旋線航跡急劇下降的自發(fā)運(yùn)動(dòng)，特點(diǎn)是迎角大，約20度-70度；螺旋半徑小，甚至只有幾米；旋轉(zhuǎn)角速度高可達(dá)每秒幾弧度，下沉速度大，甚至達(dá)每秒百米。

尾旋不是飛機(jī)的正常飛行狀態(tài)，飛機(jī)尾旋的成因與失速有直接關(guān)系，簡(jiǎn)單的可以說(shuō)成是一側(cè)機(jī)翼比另一側(cè)機(jī)翼先進(jìn)入失速，具體情況因機(jī)種的不同而有所不同，大體說(shuō)來(lái)可分為兩類：一類是低速平直翼飛機(jī)的尾旋，另一類是高速后掠翼或三角翼飛機(jī)的尾旋。

低速平直翼飛機(jī)的尾旋，一般都是在攻角超過(guò)臨界攻角后，飛機(jī)喪失橫側(cè)阻尼(如側(cè)滑)，形成機(jī)翼自轉(zhuǎn)而進(jìn)入的。以進(jìn)入右尾旋為例，在攻角超過(guò)臨界攻角的情況下，出于某種原因飛機(jī)向右滾轉(zhuǎn)時(shí)，右機(jī)翼下沉，攻角增大，升力系數(shù)反而減小，產(chǎn)生負(fù)的附加升力；左翼上仰，攻角減小，接近臨界攻角，升力系數(shù)反而增大，產(chǎn)生正的附加升力。左、右機(jī)翼附加升力所形成的力矩不僅不阻止飛機(jī)滾轉(zhuǎn)，反而迫使飛機(jī)繼續(xù)加速向右滾轉(zhuǎn)，這種現(xiàn)象稱為機(jī)翼自轉(zhuǎn)。飛機(jī)進(jìn)入向右的自轉(zhuǎn)以后，不僅升力減小，而且升力方向因飛機(jī)滾轉(zhuǎn)而不斷向右傾斜。這時(shí)升力在鉛垂面內(nèi)的分力小于飛機(jī)重量，飛機(jī)將迅速下降高度，運(yùn)動(dòng)軌跡將由水平方向逐漸轉(zhuǎn)向鉛垂方向。升力在水平面內(nèi)的分力起著向心力的作用，使飛機(jī)在下降過(guò)程中向右作小半徑的圓周運(yùn)動(dòng)。同時(shí)由于氣流方向不斷改變，在安定性的作用下，使飛機(jī)向右旋轉(zhuǎn)。于是飛機(jī)便進(jìn)入一面旋轉(zhuǎn)，一面沿螺旋軌跡下降的右尾旋。

高速后掠翼或三角翼飛機(jī)，由于攻角超過(guò)臨界攻角后，起初升力系數(shù)下降是平緩的，不易形成機(jī)翼自轉(zhuǎn)，飛機(jī)不易進(jìn)入尾旋，除非側(cè)滑角較大時(shí)，才可形成機(jī)翼自轉(zhuǎn)而進(jìn)入尾旋。但是飛機(jī)往往在失速后，會(huì)出現(xiàn)方向發(fā)散，一且出現(xiàn)側(cè)滑，則側(cè)滑角自動(dòng)增大，繼而形成機(jī)翼自轉(zhuǎn)，而使飛機(jī)墜入尾旋。

造成原因一般是因?yàn)轱w行員操作不當(dāng)造成飛機(jī)迎角過(guò)大或遇到突風(fēng)而發(fā)生的。由于尾旋的不可控性，極易造成飛機(jī)的墜毀，正常情況下應(yīng)該盡量避免進(jìn)入尾旋。但為了訓(xùn)練飛行員遇到尾旋時(shí)的處理能力及研究尾旋的改出方法，某些機(jī)動(dòng)性較高飛機(jī)，如殲擊機(jī)、教練機(jī)，允許有意進(jìn)入尾旋并改出。機(jī)動(dòng)性較差的飛機(jī)，如轟炸機(jī)、偵察機(jī)以及非機(jī)動(dòng)性飛機(jī)，如旅客機(jī)、運(yùn)輸機(jī)，則嚴(yán)禁進(jìn)入尾旋。由于尚不能保證飛機(jī)在任何情況下都不會(huì)意外地進(jìn)入尾旋，多年來(lái)尾旋事故屢有發(fā)生。

由偏離產(chǎn)生的飛機(jī)擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)的發(fā)展，大多數(shù)情況下都以進(jìn)入尾旋狀態(tài)而告終。尾旋中飛機(jī)的動(dòng)力學(xué)和操縱特性與基本飛行狀態(tài)有著本質(zhì)的區(qū)別。因而，這些狀態(tài)在很大程度上決定著大迎角下的操縱安全。對(duì)每個(gè)新型飛機(jī)來(lái)說(shuō)都一定要進(jìn)行尾旋動(dòng)力學(xué)的研究。尾旋研究的手段相當(dāng)廣泛。它包括在風(fēng)洞中所作的飛機(jī)模型的天平測(cè)量試驗(yàn)和動(dòng)態(tài)試驗(yàn)，以及大比例尺遙控模型和真實(shí)飛機(jī)的試飛。研究尾旋時(shí)，還廣泛使用計(jì)算法，以及在飛行模擬器上對(duì)這些運(yùn)動(dòng)狀態(tài)的半物理仿真。

用于改善基本飛行狀態(tài)操穩(wěn)品質(zhì)的控制增穩(wěn)系統(tǒng)，在大迎角下應(yīng)增加防止偏離的自動(dòng)控制功能。現(xiàn)在正在研制接近危險(xiǎn)狀態(tài)時(shí)的自動(dòng)告警裝置、邊界狀態(tài)自動(dòng)限制器，以及自動(dòng)防偏離和自動(dòng)尾旋改出系統(tǒng)。1

尾旋的階段進(jìn)入階段不管是有意的還是無(wú)意的．在尾旋進(jìn)入階段．飛行員為進(jìn)入尾旋提供了必要的基礎(chǔ)條件。為了示范尾旋，其進(jìn)入的步驟和無(wú)動(dòng)力失速類似。在進(jìn)入期間．應(yīng)該慢慢降低功率到慢車．同時(shí)要抬升機(jī)頭到可以導(dǎo)致失速的俯仰姿態(tài)。在飛機(jī)接近失速時(shí)，向后控制升降舵達(dá)到它的最大行程的同時(shí)向預(yù)期的尾旋方向平穩(wěn)地施加滿方向舵。在尾旋過(guò)程中一直要保持副翼位于中立位置，除非AFM/POH另有規(guī)定。2

初始階段初始階段從飛機(jī)失速并旋轉(zhuǎn)開(kāi)始直到完全發(fā)展成尾旋為止。對(duì)于大多數(shù)飛機(jī)。完成這個(gè)變化過(guò)程需要兩罔。沒(méi)有發(fā)展成穩(wěn)定狀態(tài)尾旋的初始階段經(jīng)常被用來(lái)介紹尾旋訓(xùn)練和改出技術(shù)。在這個(gè)階段，空氣動(dòng)力學(xué)受的力和慣性力還沒(méi)有達(dá)到平衡。隨著初始階段尾旋的發(fā)展，指示空速應(yīng)該接近或低于失速空速，轉(zhuǎn)彎側(cè)滑指示儀應(yīng)該指示尾旋的方向。

在完成360°旋轉(zhuǎn)之前就應(yīng)該開(kāi)始執(zhí)行改出初始尾旋的步驟。飛行員應(yīng)該向尾旋相反的方向使用滿方向舵。如果飛行員不確定尾旋的方向．那么檢查轉(zhuǎn)彎側(cè)滑儀；它的偏轉(zhuǎn)就表示旋轉(zhuǎn)方向。2

發(fā)展階段發(fā)展階段是飛機(jī)的旋轉(zhuǎn)角速度、空速和垂直速度在近乎垂直的航跡上穩(wěn)定下來(lái)的一種狀態(tài)。這時(shí)飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)受力和慣性力處于平衡狀態(tài)．其繞垂直軸的姿態(tài)和角度以及自己維持的運(yùn)動(dòng)是恒定的或不斷重復(fù)的。這時(shí)尾旋處于平衡狀態(tài)。2

改出階段改出階段發(fā)生在機(jī)翼迎角降低到低于臨界迎角，且自動(dòng)旋轉(zhuǎn)速度降低的時(shí)候。然后機(jī)頭變陡，旋轉(zhuǎn)停止。這個(gè)階段可能持續(xù)四分之一圈到好幾圈。

為了改出尾旋，需要施加控制壓力使旋轉(zhuǎn)和失速停止，從而打破尾旋的平衡。為了完成尾旋改出，應(yīng)該遵守制造商建議的步驟。2

反尾旋裝置對(duì)于新機(jī)大迎角試飛必須研制和安裝反尾旋裝置，當(dāng)前普遍采用的是反尾旋傘。對(duì)反尾旋傘的使用要求是：

(1)系統(tǒng)工作可靠，并按照使用說(shuō)明定期檢查維護(hù)；

(2)應(yīng)進(jìn)行充分的地面試驗(yàn)，包括安裝到飛機(jī)后的地面滑行拋放傘試驗(yàn)；

(3)大迎角試飛前應(yīng)進(jìn)行空中拋放傘試飛；

(4)應(yīng)該對(duì)反尾旋傘效果進(jìn)行模型自由飛驗(yàn)證；

(5)應(yīng)該在地面飛行模擬器上，驗(yàn)證使用反尾旋傘的功能和性能及其改尾旋效果，培訓(xùn)試飛員；

(6)在飛機(jī)上應(yīng)給試飛員提供足夠明顯的反尾旋傘工作狀態(tài)顯示；

(7)反尾旋傘的操縱開(kāi)關(guān)應(yīng)該可靠、方便并不易誤操縱。

(8)反尾旋傘安裝位置特別重要，既要保證射傘和拖傘過(guò)程中不被尾噴口高熱燒斷，又要保證尾旋過(guò)程中，傘和傘繩不纏繞飛機(jī)結(jié)構(gòu)。3