殲教七飛機倒飛尾旋研究

饒秋磊+++方自力+++李藝海

摘 要：飛機失速/尾旋是一種極端復雜和危險的極限飛行狀態，極大地威脅著飛行員的生命安全，特別是對于承擔飛行訓練任務的殲擊教練機而言，掌握飛機的尾旋特性以及進入改出方法尤為重要。承擔某型飛機試飛任務的試飛員在殲教X飛機上進行訓練時，意外進入倒飛尾旋，并導致了發動機空中停車，文章對意外進入倒飛尾旋過程詳細進行了描述，并對試飛數據進行分析和探討，得出了重要的結論，對尾旋試飛提出了建議。

關鍵詞：尾旋；倒飛尾旋；慣性耦合；進入和改出方法

為開展某型電傳飛機大迎角特性試飛，參試試飛員在殲教7飛機上按照國軍標《軍用飛機失速/過失速/尾旋試飛驗證要求》進行了失速/尾旋試飛駕駛技術恢復訓練，在進行尾旋試飛過程中，飛機有兩次意外地進入了倒飛尾旋，過程中迎角和側滑角分別達到了-60°和-40°，大迎角、大側滑狀態引起發動機進氣不順暢，并導致了發動機空中停車。為了開展倒飛尾旋試飛技術研究以及確保我國殲教X飛機飛行訓練安全，本文對殲教X飛機的倒飛尾旋試飛數據進行了分析和研究，得出了重要結論，可供試飛部門和部隊參考。

1 試飛概述

1.1 試驗機介紹

殲教X飛機是我國上世紀研制的雙座超音速高級戰斗教練機，采用小展弦比大后掠角的三角形機翼，機頭進氣的大細長比機身，全動的后掠水平尾翼和后退式襟翼等設計。本次試驗機為中國飛行試驗研究院的J7L-417飛機，飛機加裝了空速/迎角/側滑角組合測試系統以及其它機載測試系統、遙測系統；座艙內加裝了迎角、偏航速率、側滑角及法向過載等參試指示儀表以及攝像頭；對阻力傘系統控制邏輯進行更改，應急狀態下可作為反尾旋傘使用。

1.2 試飛概況

第一次倒飛尾旋采用平飛失速法進入，失速后先抱桿到底，再蹬右舵到底保持。其時間歷程見圖1。

飛機初期響應表現為迎角增大，側滑交替變化，氣動力在方向舵上交替變化，導致腳蹬上產生相當大的反饋沖擊力，使得試飛員盡全力而不能完全蹬舵到底（腳蹬位移Dr在3～5s之間的毛刺就是由此引起的），初期飛機過失速模態表現為滾轉占優的“落葉飄”（3～7s，滾轉偏航方向一致，左右交替變化，迎角振蕩）。第8s后，飛機處于倒飛狀態，偏航與滾轉變向，繼續保持動作，飛機迎角繼續減小直到負迎角，并且負迎角越來越大（最大達到-60°），并帶有15°～40°左側滑，最大負過載約為-0.8，飛機過失速模態表現表現為“倒飛尾旋”，過程中發動機停車，隨后在倒飛狀態下迎角由負變正直到60°，試飛員立即采用“三中立”法改出失控狀態。改出后，進入發動機空中起動包線，一次開車成功，返場著陸。

第二次采用機動失速法進入，先建立右坡度，拉桿帶過載減速，失速后，抱桿到底，再蹬右舵到底保持。其時間歷程見圖2。

蹬舵后，飛機向右偏航并以較快的滾轉速率向右滾轉，初期響應表現為“落葉飄”（7～16s，滾轉與偏航方向一致，交替變化，最大滾轉速率達到160 /s，偏航速率最大達50 /s），在第17s左右，偏航滾轉有變向趨勢，試飛員推桿至中立點前2/3位置處，同時回舵至1/2處，飛機呈倒飛狀態，并始終處于負迎角失速狀態，偏航、滾轉方向穩定，為“倒飛尾旋”，持續時間約5s，飛行員有明顯的負過載感覺（過載約-1.2左右），過程中發動機停車，試飛員立即實施改出動作，在做出改出動作時，飛機主要表現為倒飛、左滾轉、右偏航狀態，從窗外判斷尾旋方向非常困難，試飛員先有一蹬右舵到底的動作，但很快采用桿舵回中來改出，經3-4秒延遲，改出失控狀態。改出后，進入發動機空中起動包線，一次開車成功，返場著陸。

2 分析與討論

這兩次倒飛尾旋都是在進行正飛尾旋訓練中意外進入的，兩次倒飛尾旋雖然在進入方法和操縱上有一定的區別，但是形成倒飛尾旋的原因有很大的相似性。

2.1 進入速度大，是造成飛機突然左滾的直接原因

從數據中看，此次進入速度為240公里/小時，而殲教X飛機的失速速度在200公里/小時左右。向右蹬舵后，飛機產生左側滑，在橫側安定力矩的作用下，向右滾轉。因速度較大，方向操縱力矩與橫側安定力矩均較大，所以，滾轉速率較大。而當飛機滾轉到接近90度時，由于部分迎角轉換為側滑角，使飛機由左側滑轉變為右側滑，而此時飛機的速度仍然較大，同樣在橫側安定力矩的作用下，飛機又以較大的滾轉速率突然向左滾轉。

2.2 在慣性交感力矩作用下，飛機出現負迎角

從數據中看出，飛機在右滾了約90°后，突然左滾，出現了滾偏方向相反的現象，這將會產生使飛機下俯的慣性交感力矩。雖然飛行員一直拉桿到底，但使飛機下俯的慣性交感力矩非常大，遠遠超過使飛機上仰的操縱力矩，所以，飛機出現了較大的負迎角。

2.3 負迎角下飛機的橫側安定性發生了變化

飛機處于正迎角時，蹬右舵，飛機產生左側滑，左翼為側滑前翼，升力大于右翼，飛機向右滾轉。而在一定的負迎角情況下，蹬右舵，飛機產生左側滑，左翼為側滑前翼，負升力大于右翼，造成飛機向左滾轉。也就是說，在一定的負迎角情況下，蹬右舵，飛機是向左滾轉的，這樣，滾、偏方向相反造成的慣性交感力矩使迎角進一步減小，甚至超過負的失速迎角，致使飛機進入倒飛尾旋。

2.4 由于受客觀條件的限制，未能進一步驗證

此次試飛的目的在于試飛員按照《要求》保持尾旋試飛技術，在計劃上沒有進行倒飛尾旋體驗的項目。另外，因進氣受阻，發動機在倒飛尾旋中必然停車，加上殲教X飛機的背帶系統不滿足倒飛尾旋的試驗要求，所以，未能進一步驗證。

2.5 擴展分析

從以往以及此次試飛來看，飛機以正常速度進入尾旋時，飛機主要呈現出失速性滾擺、失速性滾轉等模態特性，在持續15秒的保持過程中，偶爾出現不超過1圈的穩定尾旋。在失速性滾擺中，也出現了滾轉方向左右交替，但偏航方向也隨之改變，這可能和方向舵的效能有關。所以，將此次進入倒飛尾旋的原因暫定在進入速度上。

但是尾旋的特性是復雜的，有人說過，沒有完全重復的尾旋，當某一個微小的條件發生變化時，就能會引起尾旋特性很大的變化。比如：在進入右倒飛尾旋后，如果保持桿舵位置不變，當飛機的迎角超過負的失速迎角后，側滑前翼的負迎角增大，負升力減小，可能造成飛機左滾的角速率減小，甚至右滾，此時，右滾、右偏使飛機上仰，與拉桿的上仰力矩交合在一起，使飛機的迎角產生較大的振蕩，有可能使飛機在正飛、倒飛尾旋之間不斷轉換。

另外，如果飛機的迎角仍然保持在一定的負迎角范圍內，在左側滑造成的左滾與拉桿造成的上仰將形成使飛機右偏的力矩，進一步增大左側滑，而此時的迎角小于負的失速迎角，將有可能造成飛機更加急劇的左滾，形成負迎角下的氣動慣性旋轉。

2.6 建議

試飛中發生了兩次空中停車，渦噴-7發動機優異的空中起動性能對保證試飛安全起了至關重要的作用。

在倒飛尾旋中，會產生較大的負過載，使飛行員懸空，而背帶系統無法有效地固定飛行員，致使飛行員不能進行準確的操縱，請有關部門加以重視。

3 結束語

（1）殲教X飛機在較大速度上進入尾旋時，有可能進入倒飛尾旋；

（2）正飛尾旋中如果長時間保持桿舵位置在進入位置不變，當速度增大到一定程度時，有可能進入：倒飛尾旋；正飛尾旋與倒飛尾旋交替變化；負迎角下氣動慣性旋轉等復雜的飛行狀態；倒飛尾旋模態：

參考文獻

[1]GJB 3814-99.軍用飛機失速/過失速/尾旋試飛驗證要求[Z].1999，8.

[2]Flight test demonstration requirement for departure resistance and post-departure characteristics of piloted aircraft[Z]. MIL-F-83691B， 1991，3.

[3]殲教X型飛機飛行員手冊[Z].