為了保證民用飛機在失速試飛中的飛行安全,基于大迎角測力風洞試驗數(shù)據(jù)對大型民用飛機的失速偏離和尾旋特性進行了理論研究。為了防止在失速試飛中意外進入尾旋,采用工程估算法和原準機類比法設計了9種反尾旋傘,通過尾旋風洞試驗完成了尾旋傘的選型后,利用模型自由飛試驗對反尾旋傘的參數(shù)進行試驗驗證。結果表明,所設計的反尾旋傘能夠有效地使飛機改出失速狀態(tài),防止飛機意外進入尾旋,保證失速試飛安全。

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圖1飛機全域穩(wěn)定性分析示意圖Fig．1Schematicdiagramofglobalstabilityanalysisofaircraft

旋的長期研究，到目前為止還沒有一架飛機在研制過程中被判定失速后不會進入尾旋。Ｒaman等［10］利用分支突變理論對不同布局的飛機進行了詳細的大迎角條件下的全域穩(wěn)定性分析，如圖1所示。由于平衡面的高度扭曲，飛機失速后會發(fā)生從小迎角向大迎角突躍的現(xiàn)象，即越過某些平衡區(qū)域，直接趨向于更....

圖3滾轉方向運動方程求平衡解結果Fig．3Theresultofequilibriumsolutionof

圖4理論分析與尾旋風洞試驗比較Fig．4Comparisonbetweentheoreticalanalysisand

方向和偏航方向上也必定能夠平衡。需要說明的是，此解算未包含動導數(shù)和旋轉導數(shù)，計算值區(qū)間與真實值區(qū)間是存在些許偏差的。由于飛機A既有偏離-尾旋的趨勢，在高迎角條件下也存在平衡區(qū)間，說明飛機A在失速后有進入完全發(fā)展為穩(wěn)定尾旋的風險。以上結論基于靜態(tài)風洞試驗測力結果，還需要動態(tài)試驗進一....

圖5模型自由飛失速-改出失速試飛曲線Fig．5Thestallandrecoverytimehistorycurvesofmodelfreeflight5結束語本文通過尾旋風洞試驗證明了僅利用單自由度

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