本站原创摘 要：为研究海鸥300飞机尾旋特性,在Φ5m立式风洞进行不同襟翼构型、不同重心位置、起落架收起/放下的相互组合状态的风洞试验.试验研究结果表明,海鸥300飞机能够在不超过一圈附加旋转中从单圈尾旋或者3秒尾旋（取时间长者）中改出.标准改出动作可以满足所有构型及重心情况下的尾旋改出要求,且操作简单,是一种最优的尾旋改出方法.
关 键 词 ：尾旋；风洞试验；海鸥300
1.引言
尾旋是飞机最复杂也是最危险的飞行状态之一,常被称之为极限状态飞行.为了分析和预测尾旋、防止尾旋事故的发生, 自1910 年世界上发生第一起飞机尾旋事故以来, 人们已为之苦心研究了100多年, 但由于飞机设计技术的发展,飞机的气动布局与质量配置特性在不断的发展,因此,对飞机的尾旋特性研究从未停止过.其间发展的尾旋预测技术有：大迎角静态测力、强迫振荡、旋转天平测力和大幅度快速俯仰振荡等常规风洞试验技术[1]； 流态分析试验技术[2]； 水平风洞、立式风洞、空中动力相似模型自由飞试验技术[3]； 分析研究[4～6]； 飞行模拟器； 设计判据以及飞行试验研究[7～9]等.
在飞机失速/尾旋飞行试验之前,获得失速/尾旋动态特性资料的最可靠资料来源于模型自由飞试验,这些试验包括：模型失速/偏离自由飞风洞试验、立式风洞模型自由飞试验、空中投放自由飞尾旋试验.对于飞机尾旋的研究,基于立式风洞的优点,大量的和基本的尾旋和改出尾旋特性的试验研究都在立式风洞进行.对于一种特定的飞机,利用立式风洞的主要目的在于分析其尾旋特性,以确定最佳的尾旋改出方法和各重要参数（例如各个部件、质心位置以及外形变化等）对尾旋特性的影响.
海鸥300飞机采用悬臂式中上单翼,“+”型高置水平尾翼高置单发前三点可收放式起落架的船身式水上飞机.海鸥300飞机为单发正常类轻型通用飞机, 在正常使用过程中, 是禁止有意进入尾旋飞行的, 但在研制阶段必须按照中国民用航空规章要求进行尾旋特性飞行试验验证[10].
2.试验相似准则及方法
尾旋试验过程的模拟准则除几何相似外,还应满足动力相似（即弗劳德数Fr相等）.试验模型应满足以下缩比原则[1]：
几何缩比因子
质量
转动惯量
质心位置
式中,K为模型缩比因子；大气密度比?驻等于?籽f/?籽m,?籽f为模拟高度处的大气密度,?籽m为风洞所在地海拔的大气密度.
试验采用悬挂支持模型法[1],试验时由上下柔性悬挂绳索将模型置于试验段中（图1）.试验从低速开始, 操作员将模型放入试验段, 用手给模型施加一个初始旋转（约每秒1～3圈）,然后气流速度平缓变化直到模型所受到的气动阻力等于其重量,此时操作员松开上挂绳,使模型处于自由悬浮运动状态.当模型处于尾旋运动时, 操纵测示系统（包括运动轨迹复现系统――由位于试验段侧边和试验段顶部或底部的摄像机组成）测量模型作尾旋运动时的各运动参数随时间变化的规律,一直持续到模型尾旋运动3～5圈后,自动操纵台给舵面偏转自动装置发出（遥控）指令,使模型舵面按预定方案偏转以改出尾旋或到新的尾旋状态时,才停止测量（包括摄影）.在判读仪上判读摄影胶片,就可获得给定飞机模型的尾旋特性和改出尾旋特性.
3.试验设备及模型
试验在Φ5m立式风洞进行（模型在风洞中的安装见图2）,该采用单回流、圆形开口试验段结构,风洞总高54.66m,地下部分15m.试验段直径5m,自由射流长度7.5m,试验段风速5m/s～50m/s连续可调,常用风速10m/s～35m/s.试验模型为海鸥300飞机动力学相似模型,缩比比例为1：8.5.其总长1.057m,翼展1.466m.模型除各操纵面外,其余为整体结构.模型结构采用骨架蒙皮的方式,内部固定舵机和前、后吊挂的支撑板是用Kelvar布铺成的纤维板,在满足强度刚度要求的前提下,上面设计有减轻孔,以减轻飞机总重量.其他零部件（方向舵、升降舵、副翼、襟翼等）都使用碳纤维-聚氨酯泡沫夹芯结构,表面蒙皮采用多层碳纤维布,机身采用多圈铝质/Kelvar布制作加强框.除襟翼偏转和起落架收放通过手动变化,方向舵、副翼、升降舵和配平机构由计算机控制五个独立的舵机驱动舵面控制机构实现任意偏度和时序的组合偏转.试验前,检测模型的质量、质心和惯量特性,并通过在机身和机翼内部添加配重块,使其满足动力学相似.
图2 海鸥300飞机模型尾旋风洞试验照片
4.试验结果及分析
4.1 试验结果
进行了三种襟翼构型、三种重心位置（前重心15.58%MAC、正常重心20.57%MAC、后重心24.81%MAC）、起落架收起/放下的相互组合状态试验.共计进行了196次试验,试验结果表明：（1）升降舵偏度影响：随着升降舵从上偏到下偏的过程中,进入尾旋后的迎角有所降低,旋转角速度略有增加,标准改出动作即可改出.（2）在方向舵最大正舵偏情况下,随着副翼从负偏到正偏（参考右副翼）的过程中,进入右尾旋的难度增大,特别是在副翼正偏度下,旋转很难稳定,振荡加大,甚至不能进入尾旋.（3）方向舵影响：随着方向舵偏度变小,进入尾旋后,旋转半径增大,迎角有所降低,在不偏方向舵仅偏副翼和升降舵情况下,很难进入稳定尾旋状态.（4）尾旋进入与改出特性不受襟翼构型、起落架是否放下以及重心位置影响,这与资料[11]中的结论是一致的.
图3中给出了一组典型的飞机模型进入与改出试验实测曲线（巡航襟翼,正常重心,右尾旋,标准动作改出）.
4.2 试验结果分析
从图3看出,正飞右尾旋状态为稳定的较平的尾旋状态,迎角在55度附近,始终有向旋转中心5度左右的滚转角,旋转角速度约0.75圈/秒（270度/S,对应真实飞机92度/S）,旋转半径小于0.5米；第一次改出动作操纵后（反舵同时副翼和升降舵回中）,迎角逐渐降低至40度附近,旋转角速度逐渐降至140度/S；第二次动作后（5.5秒,方向舵回中同时推杆）,迎角进一步降低至30度附近,还略有旋转,在试验段的高度迅速下降（下降速度为17.9米每秒）,从改出情况来看,半圈后完全改出尾旋,历时1.1秒.