官泄山鹰超音速教练机最大失速迎角45度？

    《航空工程进展》 2012年01期 加入收藏 获取最新
http://www.cnki.com.cn/Article/CJFDTotal-HKGC201201006.htm
                             某型教练飞机尾旋特性试飞研究
                     崔益华  王启  李吉宽  
【摘要】：为了解决某型教练机大迎角/失速/尾旋设计定型的技术难题,依据GJB3814《军用飞机失速/过失速/尾旋试飞验证要求》,开展了尾旋试飞技术研究,提出了符合军标验证要求的尾旋特性试飞方法,包括不同进入方法、不同改出方法、最佳改出方法以及改出过程中误操纵等。通过试飞发现:该飞机对偏离是敏感的,但对尾旋等过失速模态是阻抗的;该飞机存在"过失速旋转"、"落叶飘"、"振荡正飞陡尾旋"以及"倒飞尾旋"四种典型的过失速模态;"三中立"法可以较迅速改出发现的四种过失速模态,与失速改出方法具有同一性且不需要过多驾驶技巧,为试飞员推荐的最佳改出动作。
【作者单位】： 中国飞行试验研究院飞机所;中国人民解放军93818部队;
【关键词】： 尾旋 过失速模态 偏离 改出方法
【分类号】：V271.6
【正文快照】：
0引言由于失速尾旋高风险性被航空界重点关注,美国、俄罗斯等国从20世纪60年代开始,开展了大量的理论[1-2]和试飞研究[3-4],并逐步形成了军标,典型的如美国的MIL-F-83691[5];而我国在失速尾旋试飞研究发展相对缓慢,并在较长一段时期内几乎停滞,直到90年代才逐步恢复研究[6]。

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   该型飞机全动平尾效能很大 随舵面偏转可以稳定地增加迎角 但航向 静 稳 定 性 导 数Nβ 逐 步 减小随着翼尖开始出现气动分离飞机呈小幅滚转和偏航必须使用一定量的杆舵才能保持机翼水平减速特别是在α＝22°，Nβ＝0 时 甚至开始反向飞机呈现非指令角 运 动 失 速 特 征，此 时 蹬 满 舵 ，根 据风洞数据操纵导数Nδ  在 α ＝45°后 才 开 始 急 剧 减小


　






　作为一种高级教练飞机，“山鹰”被空军正式立项后，提出新增的一个主要科目就是在定型阶段完成大迎角失速尾旋试飞。攻克“山鹰”Ｉ类风险失速尾旋试飞的战役，首先在试飞技术领域展开。试飞中心通过模型自由飞试验验证了风洞试验结果，但风洞试验结果和理论计算值都不能代表真实状态下的飞行试验，必须进行空中的试验飞行，试飞工程师们就成为“蓝天实验室”的缔造者。

　　2009年6月，由试飞工程师组成的课题组正式开始进行相关技术准备。因为失速尾旋试飞的风险性很大，课题组对国际上通常采用的“反尾旋火箭”和“反尾旋伞”两种“保险方法”都进行了深入研究，最终决定使用反尾旋伞的方法。研制反尾旋伞是一项非常复杂的工程，课题组在近半年的时间里，开展了一系地面试验、测温试验、加压试验和相关测试，并为“山鹰”量身定制了固定反尾旋伞的专用三角支架。此外，课题组还汲取了近年来歼教7等飞机成功研制反尾旋伞的经验。经过多次试验，有效解决了试验伞不能张满等难题，精确得出了伞绳长度的合理值。

　　反尾旋伞试验分为地面和空中两个阶段。地面试验的成功，极大地激发了参试人员的信心。随后，由试飞员李吉宽驾驶的“山鹰”开始进行空中试验。然而，试飞中火箭带伞打出后，伞却没有张开，首次空中试验失败了。试飞团队没有气馁，静下心来查找原因。最后查明，是伞的捆扎出现了问题。于是，课题组又和相关厂家的工作人员一起，重新进行捆扎工作，彻底解决了问题。随后的两次空中试验均取得成功。至此，“山鹰”反尾旋伞研制取得重大胜利。

　　正是有这个重要的突破，“山鹰”的大迎角失速尾旋试飞才于2011年3月2日由试飞员李吉宽、孙政雄圆满完成。本次试飞成功意义重大，不但为“山鹰”定型试飞扫清了最后一个拦路虎，更为今后其他新型飞机大迎角失速尾旋试飞积累了经验。
http://news.jschina.com.cn/system/2011/12/25/012375238_02.shtml

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                             某型教练飞机尾旋特性试飞研究
                     崔益华  王启  李吉宽  
【摘要】：为了解决某型教练机大迎角/失速/尾旋设计定型的技术难题,依据GJB3814《军用飞机失速/过失速/尾旋试飞验证要求》,开展了尾旋试飞技术研究,提出了符合军标验证要求的尾旋特性试飞方法,包括不同进入方法、不同改出方法、最佳改出方法以及改出过程中误操纵等。通过试飞发现:该飞机对偏离是敏感的,但对尾旋等过失速模态是阻抗的;该飞机存在"过失速旋转"、"落叶飘"、"振荡正飞陡尾旋"以及"倒飞尾旋"四种典型的过失速模态;"三中立"法可以较迅速改出发现的四种过失速模态,与失速改出方法具有同一性且不需要过多驾驶技巧,为试飞员推荐的最佳改出动作。
【作者单位】： 中国飞行试验研究院飞机所;中国人民解放军93818部队;
【关键词】： 尾旋 过失速模态 偏离 改出方法
【分类号】：V271.6
【正文快照】：
0引言由于失速尾旋高风险性被航空界重点关注,美国、俄罗斯等国从20世纪60年代开始,开展了大量的理论[1-2]和试飞研究[3-4],并逐步形成了军标,典型的如美国的MIL-F-83691[5];而我国在失速尾旋试飞研究发展相对缓慢,并在较长一段时期内几乎停滞,直到90年代才逐步恢复研究[6]。

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   该型飞机全动平尾效能很大 随舵面偏转可以稳定地增加迎角 但航向 静 稳 定 性 导 数Nβ 逐 步 减小随着翼尖开始出现气动分离飞机呈小幅滚转和偏航必须使用一定量的杆舵才能保持机翼水平减速特别是在α＝22°，Nβ＝0 时 甚至开始反向飞机呈现非指令角 运 动 失 速 特 征，此 时 蹬 满 舵 ，根 据风洞数据操纵导数Nδ  在 α ＝45°后 才 开 始 急 剧 减小


　






　作为一种高级教练飞机，“山鹰”被空军正式立项后，提出新增的一个主要科目就是在定型阶段完成大迎角失速尾旋试飞。攻克“山鹰”Ｉ类风险失速尾旋试飞的战役，首先在试飞技术领域展开。试飞中心通过模型自由飞试验验证了风洞试验结果，但风洞试验结果和理论计算值都不能代表真实状态下的飞行试验，必须进行空中的试验飞行，试飞工程师们就成为“蓝天实验室”的缔造者。

　　2009年6月，由试飞工程师组成的课题组正式开始进行相关技术准备。因为失速尾旋试飞的风险性很大，课题组对国际上通常采用的“反尾旋火箭”和“反尾旋伞”两种“保险方法”都进行了深入研究，最终决定使用反尾旋伞的方法。研制反尾旋伞是一项非常复杂的工程，课题组在近半年的时间里，开展了一系地面试验、测温试验、加压试验和相关测试，并为“山鹰”量身定制了固定反尾旋伞的专用三角支架。此外，课题组还汲取了近年来歼教7等飞机成功研制反尾旋伞的经验。经过多次试验，有效解决了试验伞不能张满等难题，精确得出了伞绳长度的合理值。

　　反尾旋伞试验分为地面和空中两个阶段。地面试验的成功，极大地激发了参试人员的信心。随后，由试飞员李吉宽驾驶的“山鹰”开始进行空中试验。然而，试飞中火箭带伞打出后，伞却没有张开，首次空中试验失败了。试飞团队没有气馁，静下心来查找原因。最后查明，是伞的捆扎出现了问题。于是，课题组又和相关厂家的工作人员一起，重新进行捆扎工作，彻底解决了问题。随后的两次空中试验均取得成功。至此，“山鹰”反尾旋伞研制取得重大胜利。

　　正是有这个重要的突破，“山鹰”的大迎角失速尾旋试飞才于2011年3月2日由试飞员李吉宽、孙政雄圆满完成。本次试飞成功意义重大，不但为“山鹰”定型试飞扫清了最后一个拦路虎，更为今后其他新型飞机大迎角失速尾旋试飞积累了经验。
http://news.jschina.com.cn/system/2011/12/25/012375238_02.shtml