民用飛機(jī)尾旋特性預(yù)測(cè)與尾旋風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證

顏 巍 黃靈恩 /

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海201210)

0 引言

為降低民用飛機(jī)A的失速試飛風(fēng)險(xiǎn)，增強(qiáng)試飛員信心，需要對(duì)飛機(jī)的過(guò)失速特性(尾旋、氣動(dòng)慣性旋轉(zhuǎn)等)進(jìn)行研究。尾旋是飛機(jī)在超臨界攻角條件下飛行時(shí)發(fā)生的復(fù)雜旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，也是飛機(jī)的極限飛行狀態(tài)之一。飛機(jī)發(fā)生尾旋時(shí)，沿自身三個(gè)軸向進(jìn)行直線(xiàn)運(yùn)動(dòng)的同時(shí)，還圍繞三個(gè)軸發(fā)生自轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，飛機(jī)沿著小半徑的螺旋形軌跡下落[1]。飛機(jī)尾旋運(yùn)動(dòng)復(fù)雜多變，這種特殊飛行條件下的飛機(jī)運(yùn)動(dòng)方程，以及飛機(jī)的空氣動(dòng)力表現(xiàn)出強(qiáng)烈的非線(xiàn)性，飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)必須用高階非線(xiàn)性微分方程組來(lái)描述。對(duì)這類(lèi)微分方程組，目前只有數(shù)值解沒(méi)有解析解，因此要研究飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)特性與穩(wěn)定性就需要采用常微分方程定性理論與數(shù)值解相結(jié)合方法來(lái)處理，即利用分支分析與突變理論方法(BACTM)來(lái)分析這類(lèi)在大擾動(dòng)條件下飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)特性與穩(wěn)定性。通過(guò)此法來(lái)獲取飛機(jī)的尾旋特性，需要完整的飛機(jī)模型大攻角靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)數(shù)據(jù)、動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)、旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)數(shù)據(jù)和帶動(dòng)力影響試驗(yàn)數(shù)據(jù)，需要多專(zhuān)業(yè)配合進(jìn)行多期風(fēng)洞試驗(yàn)和編輯復(fù)雜的分析軟件等，不利于工程應(yīng)用。研究尾旋的另一種方法是在尾旋風(fēng)洞中進(jìn)行與飛機(jī)無(wú)動(dòng)力相似的縮比模型的自由尾旋試驗(yàn)，獲得飛機(jī)模型的尾旋特性。尾旋風(fēng)洞是進(jìn)行飛機(jī)模型尾旋特性(完全發(fā)展條件下)和尾旋改出特性研究的特種風(fēng)洞試驗(yàn)平臺(tái)，從20世紀(jì)30年代開(kāi)始，世界上主要航空大國(guó)均陸續(xù)建設(shè)了尾旋風(fēng)洞來(lái)進(jìn)行飛機(jī)尾旋的研究，如NASA的Langley VST (Ф20 ft)、ONERA的IMFL SV4 (Ф4m)、TsAGI的T-105 (Ф4.5m)和Ф5m尾旋風(fēng)洞，其中Ф5m尾旋風(fēng)洞是國(guó)內(nèi)唯一一座能進(jìn)行飛機(jī)尾旋研究的尾旋風(fēng)洞[2]，采用吊掛支持模型法進(jìn)行尾旋試驗(yàn)。由于飛機(jī)模型尾旋試驗(yàn)為六自由度全動(dòng)態(tài)試驗(yàn)，試驗(yàn)中模型處于風(fēng)洞的開(kāi)口試驗(yàn)段中，試驗(yàn)的事故風(fēng)險(xiǎn)性較大，為了降低試驗(yàn)的風(fēng)險(xiǎn)，需要在試驗(yàn)前對(duì)飛機(jī)模型的尾旋特性進(jìn)行相關(guān)的合理預(yù)測(cè)。本文首先對(duì)14架參考機(jī)的尾旋特性進(jìn)行比較分析，利用排除-歸納法初步預(yù)測(cè)飛機(jī)A的尾旋特性，再用交點(diǎn)法進(jìn)一步預(yù)測(cè)飛機(jī)在完全發(fā)展穩(wěn)定尾旋條件下的尾旋特性，最后通過(guò)尾旋風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證所預(yù)測(cè)的合理性。

1 參考機(jī)的尾旋特性比較研究

在選擇參考飛機(jī)時(shí)，有意選擇了不同布局、重量及用途的固定翼飛機(jī)。這些飛機(jī)如表1所示，表中還羅列了這些飛機(jī)的有關(guān)參數(shù)，包括最大起飛重量、機(jī)身總長(zhǎng)、機(jī)翼展長(zhǎng)和長(zhǎng)展比。飛機(jī)A的相關(guān)參數(shù)也一并列在表中。

表1 飛機(jī)A與參考飛機(jī)的相關(guān)參數(shù)

為了讓不同參考飛機(jī)的尾旋特性比較有一個(gè)基準(zhǔn)，需要對(duì)相關(guān)數(shù)據(jù)進(jìn)行無(wú)量綱化，這些參數(shù)包括旋轉(zhuǎn)角速度(Ω)、風(fēng)速(v)、飛機(jī)展長(zhǎng)(b)，能包含這些參數(shù)的無(wú)量綱參數(shù)為無(wú)因次旋轉(zhuǎn)角速度λ(λ=Ωb/2v)。從相關(guān)的文獻(xiàn)中尋找到有關(guān)的參數(shù)，求得這些飛機(jī)完全發(fā)展的穩(wěn)定尾旋條件下的λ，結(jié)合對(duì)應(yīng)的平均尾旋攻角，展示在α～λ圖中，如圖1所示。利用排除-歸納的方法得出某一類(lèi)飛機(jī)完全發(fā)展尾旋特性的規(guī)律。

圖1 參考飛機(jī)發(fā)展尾旋特性比較

從表1和圖1中可以看出，飛機(jī)D、小鷹500、海鷗300和AC500飛機(jī)均為小型/輕型通用飛機(jī)，在重量上與其它飛機(jī)相比均不在一個(gè)量級(jí)上。從布局的角度上看，這四架飛機(jī)的長(zhǎng)展比(L/b)均小于1，而其它飛機(jī)的長(zhǎng)展比均大于1，所以這四架飛機(jī)與其余十架飛機(jī)屬于不同的兩類(lèi)飛機(jī)，所以首先將這四架飛機(jī)排除出繼續(xù)研究的行列。從不同飛機(jī)完全發(fā)展穩(wěn)定尾旋所對(duì)應(yīng)的攻角來(lái)看，非常明顯的可以將余下的飛機(jī)分為兩類(lèi)，運(yùn)輸機(jī)和戰(zhàn)斗機(jī)，如圖1所示。

運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)完全發(fā)展穩(wěn)定尾旋的攻角均在中等大攻角范圍，飛機(jī)尾旋以陡尾旋和緩尾旋為主，戰(zhàn)斗機(jī)完全發(fā)展穩(wěn)定尾旋的攻角均在更大的攻角范圍，飛機(jī)尾旋以平尾旋為主，從飛機(jī)設(shè)計(jì)的理念上來(lái)說(shuō)，運(yùn)輸機(jī)比較強(qiáng)調(diào)飛機(jī)的穩(wěn)定性，即飛機(jī)重心相對(duì)的靠前，戰(zhàn)斗機(jī)比較強(qiáng)調(diào)飛機(jī)的可操縱性(機(jī)動(dòng)性、敏捷性)，即飛機(jī)重心相對(duì)靠后。從不同飛機(jī)的重量(最大起飛重量)角度來(lái)看，飛機(jī)B與波音757飛機(jī)是一對(duì)重量接近的飛機(jī)，飛機(jī)K是一架相對(duì)重量較輕的飛機(jī)，飛機(jī)C與F-22重型戰(zhàn)斗機(jī)是一對(duì)重量接近的飛機(jī)，F(xiàn)-15戰(zhàn)斗機(jī)與F-18E/F戰(zhàn)斗機(jī)是一對(duì)重量接近的飛機(jī)，F(xiàn)-16戰(zhàn)斗機(jī)與A-5A轟炸機(jī)是一對(duì)重量接近的飛機(jī)，F(xiàn)-5E戰(zhàn)斗機(jī)是重量最輕的一款戰(zhàn)斗機(jī)。將相近重量的飛機(jī)的α～λ點(diǎn)用不同截距的二次函數(shù)進(jìn)行擬合，可以看出，所有重量相近的飛機(jī)所對(duì)應(yīng)的α～λ點(diǎn)均在所平移的二次函數(shù)曲線(xiàn)上或在曲線(xiàn)附近，如圖1所示。此外，飛機(jī)重量變化對(duì)(α，λ)點(diǎn)的影響呈現(xiàn)單調(diào)變化關(guān)系，圖中變化的方向大致為隨著飛機(jī)重量的減小，(α，λ)點(diǎn)的范圍從圖的中部逐漸向圖的右偏下方移動(dòng)。

從圖1中的土黃色虛線(xiàn)、黑色虛線(xiàn)、藍(lán)色虛線(xiàn)、紅線(xiàn)虛線(xiàn)、天藍(lán)色虛線(xiàn)和紫色虛線(xiàn)，可以總結(jié)出如下規(guī)律：(1) 長(zhǎng)展比大于1的運(yùn)輸機(jī)和戰(zhàn)斗機(jī)的尾旋特性呈現(xiàn)明顯的區(qū)別，前者以陡、緩尾旋為主，后者以平尾旋為主。(2) 長(zhǎng)展比大于1的飛機(jī)，在擁有相同或相近無(wú)因次角速度λ的條件下，飛機(jī)的重心相對(duì)靠前，尾旋中的攻角越小；飛機(jī)的重心相對(duì)靠后，尾旋中的攻角越大。(3) 長(zhǎng)展比大于1的飛機(jī)，在尾旋攻角相同或相近的條件下，飛機(jī)噸位越小，在小的λ條件下，即可出現(xiàn)穩(wěn)定平衡尾旋；飛機(jī)噸位越大，則需要在大的λ條件下，才可能出現(xiàn)穩(wěn)定平衡尾旋。即驅(qū)使質(zhì)量大的物體(轉(zhuǎn)動(dòng)慣量也大)轉(zhuǎn)動(dòng)就需要更大的力或能量去驅(qū)動(dòng)。(4) 從這些曲線(xiàn)中還可以看出，相同或近似噸位的、長(zhǎng)展比大于1的飛機(jī)擁有相似或相近的“氣動(dòng)力矩-慣性力矩”平衡特性，但不一定具有相似或相近的穩(wěn)定特性。(5) 某些飛機(jī)的穩(wěn)定的力矩平衡點(diǎn)不止一個(gè)，根據(jù)公開(kāi)的關(guān)于利用突變理論研究的飛機(jī)大攻角全域穩(wěn)定性分析結(jié)果顯示，一些飛機(jī)在尾旋中出現(xiàn)兩個(gè)或兩個(gè)以上的穩(wěn)定的力矩平衡點(diǎn)。(6) 當(dāng)一架飛機(jī)的狀態(tài)從較小的穩(wěn)定的力矩平衡點(diǎn)向較大的穩(wěn)定的力矩平衡點(diǎn)發(fā)展時(shí)，由于攻角的增大，使得全機(jī)在水平面的投影面積增大，即增大了飛機(jī)旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)中的掃掠面積，這樣飛機(jī)在下落過(guò)程中的阻力增大，則下落速度(v)明顯減緩，同時(shí)飛機(jī)從陡/緩尾旋向平尾旋發(fā)展過(guò)程中飛機(jī)旋轉(zhuǎn)更加強(qiáng)烈，即Ω的值增大，所以無(wú)因次旋轉(zhuǎn)角速度λ的分子增大，分母減小，表明無(wú)因次旋轉(zhuǎn)角速度隨飛機(jī)尾旋攻角的增大而增大。

這里需要補(bǔ)充說(shuō)明，圖1中飛機(jī)C和F-22戰(zhàn)斗機(jī)恰巧處于同一根擬合曲線(xiàn)的附近，是唯一的運(yùn)輸機(jī)和戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)生交集的情況。飛機(jī)C采用高平尾加尾吊發(fā)動(dòng)機(jī)布局，這種布局在十種飛機(jī)中是唯一的一個(gè)特例，F(xiàn)-22為常規(guī)布局戰(zhàn)斗機(jī)，兩者在布局上存在一定差異，這里是否存在巧合，即無(wú)因次旋轉(zhuǎn)參數(shù)λ與飛機(jī)的重量(慣量)和攻角存在某種必然的聯(lián)系被擴(kuò)展到不同布局的飛機(jī)，由于數(shù)據(jù)還不夠充分，還需要進(jìn)一步的研究。

2 飛機(jī)A尾旋特性的初步預(yù)測(cè)

飛機(jī)B、波音757和飛機(jī)K這三架在布局上與飛機(jī)A最為接近，從表1中可以看出，飛機(jī)K的最大起飛重量和長(zhǎng)展比與飛機(jī)A的對(duì)應(yīng)參數(shù)最為接近，即表明兩架飛機(jī)各自的質(zhì)量特性與慣量特性相接近，飛機(jī)B雖然重量比較大，但長(zhǎng)展比也相對(duì)接近，而波音757飛機(jī)的這兩個(gè)參數(shù)都相對(duì)有較大差距。飛機(jī)K巡航構(gòu)型有兩個(gè)穩(wěn)定平衡尾旋狀態(tài)，如圖1所示，兩點(diǎn)的坐標(biāo)為(α1，λ1)和(α2，λ2)，飛機(jī)B穩(wěn)定平衡尾旋狀態(tài)對(duì)應(yīng)的坐標(biāo)為(α3，λ3)。根據(jù)圖1和表1可以大膽推測(cè)飛機(jī)A完全發(fā)展尾旋狀態(tài)所對(duì)應(yīng)的攻角范圍大致為α1<α預(yù)測(cè)<α2，由于飛機(jī)A的布局與飛機(jī)B的布局又比較接近(兩者布局的差異在發(fā)動(dòng)機(jī)的個(gè)數(shù))，α預(yù)測(cè)很有可能靠近飛機(jī)B在完全發(fā)展穩(wěn)定尾旋條件下所對(duì)應(yīng)的攻角。

3 飛機(jī)A尾旋特性的進(jìn)一步預(yù)測(cè)(交點(diǎn)法)

根據(jù)公開(kāi)的資料，在世界范圍內(nèi)研究飛機(jī)螺旋動(dòng)力學(xué)問(wèn)題時(shí)，原則上不去研究氣動(dòng)力矩與慣性力矩不平衡的問(wèn)題，這是因?yàn)樵谘芯匡w機(jī)尾旋的問(wèn)題中主要是針對(duì)氣動(dòng)特性、操縱特性與穩(wěn)定性，而討論涉及到穩(wěn)定性問(wèn)題的前提是各個(gè)方向上的力和力矩處于平衡狀態(tài)，而不平衡的情況(ΣF≠0，ΣCm≠0)本身也就無(wú)姿態(tài)穩(wěn)定性可言。此外，尾旋風(fēng)洞試驗(yàn)所模擬的尾旋階段首先是尾旋的完全發(fā)展階段，即穩(wěn)定平衡尾旋階段，所以在進(jìn)行飛機(jī)尾旋風(fēng)洞尾旋試驗(yàn)之前，可以通過(guò)平衡理論與作圖法預(yù)測(cè)飛機(jī)平衡尾旋時(shí)的相關(guān)參數(shù)范圍，如攻角α，無(wú)因次旋轉(zhuǎn)角速度λ等。飛機(jī)在穩(wěn)定平衡尾旋時(shí)，其氣動(dòng)力矩與慣性力矩平衡，可以通過(guò)平衡公式作為切入點(diǎn)進(jìn)行預(yù)測(cè)研究。

嚴(yán)格地說(shuō)飛機(jī)尾旋中的力矩包括三部分：靜態(tài)空氣動(dòng)力所產(chǎn)生的力矩、旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)空氣動(dòng)力所產(chǎn)生的力矩和振蕩運(yùn)動(dòng)空氣動(dòng)力所產(chǎn)生的力矩，即Ci_總=Ci_靜態(tài)+Ci_圓錐運(yùn)動(dòng)+Ci_振蕩運(yùn)動(dòng)，在飛機(jī)A的設(shè)計(jì)階段，在低速風(fēng)洞進(jìn)行了大攻角靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)，但沒(méi)有進(jìn)行旋轉(zhuǎn)天平測(cè)力試驗(yàn)，此外也沒(méi)有得到比較可靠的動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)結(jié)果，所以用于預(yù)測(cè)飛機(jī)模型尾旋特性的基礎(chǔ)數(shù)據(jù)庫(kù)僅有飛機(jī)模型大攻角靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果，這個(gè)結(jié)果不包含旋轉(zhuǎn)引起的氣動(dòng)力影響。根據(jù)某大展弦比飛機(jī)模型旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)結(jié)果(Billy Barnhart，1982)[18]：當(dāng)α在18°～90°時(shí)，且-0.15<λ<0.15時(shí)，Cm近似為常值；當(dāng)α在18°～55°時(shí)，且-0.15<λ<0.15時(shí)，Cn近似為常值；當(dāng)α在18°到55°范圍內(nèi)，且-0.15<λ<0.15時(shí)，Cl先是緩慢的單調(diào)遞增，逐步變?yōu)閱握{(diào)遞減，后又逐步變?yōu)閱握{(diào)遞增。從這個(gè)結(jié)果可以看出，當(dāng)α在18°～55°時(shí)，-0.15<λ<0.15時(shí)，用飛機(jī)模型大攻角靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)的結(jié)果(Cm和Cn)來(lái)近似代替旋轉(zhuǎn)天平的試驗(yàn)結(jié)果是可行的；在相同條件下，由于在旋轉(zhuǎn)流影響下的Cl呈現(xiàn)不規(guī)則變化，所以靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果不能借用。

對(duì)于完全發(fā)展的穩(wěn)定平衡尾旋，理論上飛機(jī)模型滿(mǎn)足M氣動(dòng)=M慣性，包括Cm氣動(dòng)=Cm慣性及Cn氣動(dòng)=Cn慣性。利用飛機(jī)模型大攻角靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)所獲得的Cm～α曲線(xiàn)，和不同旋轉(zhuǎn)角速度條件下的俯仰慣性力矩曲線(xiàn)來(lái)相交，其交點(diǎn)即為俯仰方向的力矩平衡點(diǎn)，將這些交點(diǎn)連接起來(lái)即為俯仰方向上的力矩平衡曲線(xiàn)。同理，利用Cn～α曲線(xiàn)，和不同旋轉(zhuǎn)角速度條件下的偏航慣性力矩曲線(xiàn)來(lái)相交，其交點(diǎn)即為偏航方向的力矩平衡點(diǎn)，將這些交點(diǎn)連接起來(lái)即為偏航方向上的力矩平衡曲線(xiàn)。在完全發(fā)展的穩(wěn)定尾旋條件下，飛機(jī)模型俯仰方向和偏航方向上的力矩必須同時(shí)平衡，即對(duì)應(yīng)俯仰力矩平衡曲線(xiàn)與偏航力矩平衡曲線(xiàn)的交點(diǎn)，這個(gè)交點(diǎn)所對(duì)應(yīng)的攻角即飛機(jī)模型在完全發(fā)展尾旋時(shí)所對(duì)應(yīng)的理論平均尾旋攻角，根據(jù)這個(gè)交點(diǎn)所對(duì)應(yīng)的λ(λ=Ωb/2v)可以求得飛機(jī)模型在完全發(fā)展尾旋時(shí)的理論平均旋轉(zhuǎn)角速度。

在圖1中，飛機(jī)K，波音757和飛機(jī)B在布局上與飛機(jī)A最為接近，所以繼續(xù)保留在圖中。然后作出包括巡航與不同增升構(gòu)型條件下的俯仰方向的力矩平衡曲線(xiàn)，如圖2所示。從圖2中可以判斷增升構(gòu)型對(duì)尾旋特性影響不大，其次代表飛機(jī)K尾旋特性的兩個(gè)點(diǎn)與飛機(jī)A俯仰方向的力矩平衡曲線(xiàn)非常接近，進(jìn)一步確定了飛機(jī)A在完全發(fā)展穩(wěn)定尾旋時(shí)的攻角范圍在從α1～α2之間的俯仰力矩平衡曲線(xiàn)上或附近，這也就基本圈定了飛機(jī)A在完全發(fā)展穩(wěn)定尾旋時(shí)的大致無(wú)因次旋轉(zhuǎn)角速度范圍：λ1～λ2。

圖2 飛機(jī)A的俯仰力矩平衡曲線(xiàn)與參考飛機(jī)尾旋試驗(yàn)結(jié)果比較

圖3 飛機(jī)A與飛機(jī)K的關(guān)系

為什么飛機(jī)K與飛機(jī)A各自的尾旋特性存在某種潛在的聯(lián)系？通過(guò)查閱相關(guān)的資料可以發(fā)現(xiàn)，追根溯源它們的原始起點(diǎn)是相同的，如圖3所示。在第二次世界大戰(zhàn)中，為了對(duì)軸心國(guó)作戰(zhàn)，美國(guó)波音公司研制了B-29轟炸機(jī)。出于同盟國(guó)的關(guān)系，美國(guó)通過(guò)租借法案將B-29轟炸機(jī)技術(shù)轉(zhuǎn)移給了前蘇聯(lián)，被蘇聯(lián)仿制的飛機(jī)被稱(chēng)為圖-4。冷戰(zhàn)開(kāi)始后，前蘇聯(lián)在圖-4的基礎(chǔ)上經(jīng)過(guò)技術(shù)改進(jìn)，研制了飛機(jī)K。而B(niǎo)-29轟炸機(jī)在戰(zhàn)后走向民用，經(jīng)歷了C-97、Boeing-377、Boeing-367-80、Boeing-707、Boeing-720、Boeing-727、Boeing-737。而B(niǎo)oeing-737飛機(jī)與飛機(jī)A的氣動(dòng)布局相似。飛機(jī)K、Boeing-737和飛機(jī)A的部分參數(shù)如表2所示，可以看出除布局近似外，三架飛機(jī)重量和長(zhǎng)展比基本相近，即飛機(jī)的氣動(dòng)特性與質(zhì)量特性相近。

表2 飛機(jī)K、Boeing-737和飛機(jī)A的部分參數(shù)

采用上文相同的方法和步驟，進(jìn)一步作出巡航構(gòu)型條件下偏航方向的力矩平衡曲線(xiàn)，與俯仰方向的力矩平衡曲線(xiàn)相交所對(duì)應(yīng)的攻角α4介于α1和α2之間，且較為靠近α3，如圖4所示。這個(gè)交點(diǎn)(α4，λ4)即對(duì)應(yīng)了所預(yù)測(cè)的飛機(jī)在完全發(fā)展穩(wěn)定尾旋條件下的尾旋特性。

圖4 飛機(jī)A的俯仰/偏航力矩平衡曲線(xiàn)交點(diǎn)

4 尾旋風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證

將滿(mǎn)足動(dòng)力相似的飛機(jī)縮比模型投入尾旋風(fēng)洞試驗(yàn)段中進(jìn)行試驗(yàn)，預(yù)設(shè)舵面偏度與理論分析保持一致，試驗(yàn)結(jié)果如圖5所示。由于飛機(jī)在完全發(fā)展穩(wěn)定尾旋條件下的平衡受慣性交感的影響，模型攻角會(huì)圍繞某一值來(lái)回地?cái)[動(dòng)，如圖5 a)所示，試驗(yàn)結(jié)果中攻角最大值為αmax，最小值為αmin，平均值為α平均，同樣的λ值也來(lái)回?cái)[動(dòng)，如圖5b)所示，最大值為λmax，最小值為λmin，平均值為λ平均。將尾旋試驗(yàn)所獲得的結(jié)果(α平均，λ平均)與所預(yù)測(cè)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，如圖6所示，α平均與所預(yù)測(cè)的理論值α4的差量為Δα=2.6°，而無(wú)因次旋轉(zhuǎn)角速度與預(yù)測(cè)的理論值相同：λ平均=λ4。此外，尾旋風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果也驗(yàn)證了不同增升構(gòu)型下的完全發(fā)展尾旋特性基本相同，如圖7所示。

圖5 尾旋風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果

圖6 尾旋特性預(yù)測(cè)結(jié)果和尾旋風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的比較

圖7 增升裝置影響的預(yù)測(cè)與尾旋風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果比較

5 結(jié)論

本文首先通過(guò)對(duì)不同飛機(jī)尾旋特性進(jìn)行了分析和比較，總結(jié)出一些有意義的規(guī)律。利用相似的參考飛機(jī)完全發(fā)展尾旋特性初步預(yù)測(cè)了飛機(jī)A模型完全發(fā)展穩(wěn)定尾旋的大致攻角范圍，進(jìn)一步結(jié)合完全發(fā)展尾旋條件下的力矩平衡理論預(yù)測(cè)了飛機(jī)模型完全發(fā)展尾旋特性，包括預(yù)測(cè)了飛機(jī)模型尾旋時(shí)的平均攻角與無(wú)因次旋轉(zhuǎn)角速度。利用了滿(mǎn)足動(dòng)力相似的飛機(jī)縮比模型進(jìn)行了尾旋風(fēng)洞試驗(yàn)，獲得的結(jié)果與所預(yù)測(cè)的基本接近。通過(guò)試驗(yàn)還驗(yàn)證了增升裝置對(duì)尾旋特性的影響非常有限。此種預(yù)測(cè)飛機(jī)模型完全發(fā)展穩(wěn)定尾旋特性的方法簡(jiǎn)單實(shí)用，滿(mǎn)足工程應(yīng)用要求。

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