大型民用飛機(jī)模型Ф5m立式風(fēng)洞尾旋特性試驗(yàn)研究

顏 巍 黃靈恩 黎先平 ∕

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海201210)

大型民用飛機(jī)模型Ф5m立式風(fēng)洞尾旋特性試驗(yàn)研究

顏 巍 黃靈恩 黎先平 ∕

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海201210)

為了研究某常規(guī)布局(大展弦比、后掠翼、翼吊式發(fā)動(dòng)機(jī))大型民用飛機(jī)的尾旋特性，制作了一個(gè)滿足動(dòng)力相似準(zhǔn)則的無動(dòng)力縮比模型，在Ф5m立式(尾旋)風(fēng)洞中首次進(jìn)行了大型民用飛機(jī)模型在不同構(gòu)型、不同重心位置、不同重量、模擬不同飛行高度條件下的尾旋研究試驗(yàn)。試驗(yàn)結(jié)果表明，這架飛機(jī)的尾旋特性良好，模型在尾旋運(yùn)動(dòng)中比較穩(wěn)定，旋轉(zhuǎn)方向不發(fā)生改變，且旋轉(zhuǎn)速度較慢。采用反舵(到底)推桿(到底)法可以滿足所有狀態(tài)下的尾旋改出，模型最快能夠在不超過1/2圈或1s中改出。此種改出方法操作簡便，是一種適合于大型民用飛機(jī)的尾旋改出方法。通過反尾旋傘試驗(yàn)確定了最佳的反尾旋傘參數(shù)。

民用飛機(jī)；尾旋風(fēng)洞；尾旋特性；試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

0 引言

失速試飛是大型民用飛機(jī)在適航取證過程中一項(xiàng)極具風(fēng)險(xiǎn)的飛行試驗(yàn)，飛機(jī)在失速過程中以及在過失速狀態(tài)下飛行時(shí)飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)規(guī)律是較難判斷的，因?yàn)榇藭r(shí)機(jī)翼和機(jī)身上的流動(dòng)處于全分離狀態(tài)，氣動(dòng)力變化規(guī)律呈現(xiàn)高度的非線性。尾旋是飛機(jī)失速后所出現(xiàn)的一種復(fù)雜的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，是一種嚴(yán)酷的、極限飛行狀態(tài)。尾旋時(shí)飛機(jī)發(fā)生急劇的滾轉(zhuǎn)和偏航運(yùn)動(dòng)，伴隨著滾轉(zhuǎn)和偏航飛機(jī)機(jī)頭向下，并繞垂直軸以很小的半徑沿著螺旋軌跡急速下降，尾旋中飛機(jī)各操縱舵面效率會(huì)大幅下降，個(gè)別舵面甚至發(fā)生反效。世界航空界雖然經(jīng)過數(shù)十年的研究，總結(jié)了一系列的預(yù)判飛機(jī)尾旋特性的經(jīng)驗(yàn)性判據(jù)，以及基于風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果為基礎(chǔ)的仿真計(jì)算研究，但對(duì)于飛機(jī)尾旋運(yùn)動(dòng)的研究仍然不能說是十全十美。尾旋風(fēng)洞試驗(yàn)是利用滿足動(dòng)力相似的縮比模型在尾旋風(fēng)洞中模擬飛機(jī)的尾旋運(yùn)動(dòng)，研究飛機(jī)尾旋特性與改出特性的特種風(fēng)洞試驗(yàn)。這項(xiàng)試驗(yàn)的優(yōu)點(diǎn)是可以通過試驗(yàn)快速的獲得各個(gè)參數(shù)(變量)變化對(duì)飛機(jī)尾旋特性的影響，如：氣動(dòng)布局、重心位置、重量、增升構(gòu)型、起落架收放等，此外通過試驗(yàn)可以快速的確定最佳的尾旋改出方式和有關(guān)反尾旋傘的選型試驗(yàn)[1]。某大型民用飛機(jī)，常規(guī)布局，大展弦比，后掠翼，翼吊式發(fā)動(dòng)機(jī)，前三點(diǎn)可收放式起落架，依照民用航空規(guī)章要求要進(jìn)行有關(guān)失速的飛行試驗(yàn)驗(yàn)證，由于這是一項(xiàng)風(fēng)險(xiǎn)很高的試驗(yàn)，需要在試驗(yàn)前對(duì)飛機(jī)失速后可能出現(xiàn)的最嚴(yán)酷狀態(tài)：尾旋，以及相關(guān)安全措施進(jìn)行詳細(xì)的研究。

1 飛機(jī)的失速與尾旋

隨著飛機(jī)攻角的增大，機(jī)翼上表面的流動(dòng)發(fā)生分離，升力系數(shù)曲線發(fā)生彎曲，當(dāng)流動(dòng)分離達(dá)到某一程度時(shí)，升力系數(shù)達(dá)到最大值，此后逐漸下滑，CLmax所對(duì)應(yīng)的攻角為臨界攻角。在最大升力系數(shù)之前，升力曲線斜率為正，在這之后，升力曲線斜率為負(fù)，另一方面，隨著飛機(jī)攻角的逐漸增大，飛行阻力呈現(xiàn)單調(diào)遞增趨勢(shì)，如圖1所示。

當(dāng)飛機(jī)在超臨界攻角下飛行，某一瞬間受到外來擾動(dòng)使得飛機(jī)繞自身Ox軸旋轉(zhuǎn)，產(chǎn)生旋轉(zhuǎn)角速度+p，飛機(jī)向右翼旋轉(zhuǎn)，右側(cè)機(jī)翼下沉，攻角增大，升力減小，左側(cè)機(jī)翼上揚(yáng)，攻角減小，升力增大。此時(shí)，左側(cè)機(jī)翼升力大于右側(cè)機(jī)翼升力，產(chǎn)生一個(gè)與初始滾轉(zhuǎn)方向相同的滾轉(zhuǎn)力矩M自轉(zhuǎn)，此一滾轉(zhuǎn)力矩加劇飛機(jī)從平衡狀態(tài)偏離。同時(shí)，左側(cè)上揚(yáng)機(jī)翼所產(chǎn)生的阻力小于右側(cè)下沉機(jī)翼所產(chǎn)生的阻力，左右機(jī)翼阻力之差產(chǎn)生一個(gè)偏航力矩，飛機(jī)向右持續(xù)偏航，飛機(jī)由此開始進(jìn)入尾旋。飛機(jī)尾旋可以分為三個(gè)階段：尾旋的初始階段，尾旋的發(fā)展階段和尾旋的改出階段。

2 試驗(yàn)設(shè)備與試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h2>

2.1 試驗(yàn)風(fēng)洞

Ф5m尾旋風(fēng)洞(FL-15)是中國國內(nèi)唯一一座能研究飛機(jī)尾旋運(yùn)動(dòng)的特種風(fēng)洞，風(fēng)洞建成于2005年，風(fēng)洞的氣動(dòng)輪廓圖如圖2所示。FL-15是一座單回流、開口試驗(yàn)段低速風(fēng)洞，風(fēng)洞總高54.66m，地下部分15m，風(fēng)洞試驗(yàn)段橫截面為直徑5m的圓，試驗(yàn)段自由射流長度7.5m。試驗(yàn)段風(fēng)速5m/s～50m/s，連續(xù)可調(diào)，常用風(fēng)速10m/s～35m/s，試驗(yàn)段風(fēng)速具有快速調(diào)節(jié)能力和碟形速度分布。尾旋風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)軌蚰M飛機(jī)尾旋的發(fā)展階段和尾旋的改出階段。

2.2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

FL-15尾旋風(fēng)洞試驗(yàn)段的直徑為Ф5m，進(jìn)行自由尾旋試驗(yàn)時(shí)，模型掃掠面積不應(yīng)超過試驗(yàn)段截面積的5%，因此在該風(fēng)洞進(jìn)行自由尾旋試驗(yàn)的模型最大線性尺寸(機(jī)翼展長或機(jī)身長度)一般在1m～1.4m[3]。所研究飛機(jī)為典型的常規(guī)布局飛機(jī)，考慮到尾旋風(fēng)洞試驗(yàn)段尺寸的限制，以及模型加工的可實(shí)現(xiàn)性，經(jīng)過反復(fù)優(yōu)化設(shè)計(jì)，最終確定飛機(jī)縮比模型的展長為1.2m，全長為1.3m，全機(jī)投影面積為0.33m2；試驗(yàn)時(shí)，模型的最大阻塞度為1.7%，符合試驗(yàn)要求。

要保證試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c全尺寸飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)軌跡相似，除滿足幾何外形相似外，還需要滿足動(dòng)力學(xué)相似準(zhǔn)則，尾旋試驗(yàn)?zāi)Ｐ椭饕獫M足弗勞德數(shù)(Fr=V2/lg)相似，模型的縮比原則如下[3]：

線性尺度：lm=lf/K(1)面積尺度：Sm=Sf/K2(2)時(shí)間尺度：tm=tf/K1/2(3)線速度：Vm=Vf/K1/2(4)角速度：ωm=ωfK1/2(5)質(zhì)量：mm=mf/K3Δ(6)轉(zhuǎn)動(dòng)慣量：Im=If/K5Δ(7)質(zhì)心位置：(XCG/cA)m=(XCG/cA)f(8)

公式中：K為模型縮比因子，Δ為大氣密度比，Δ=ρf/ρm。

在模型比例確定后，按照式(1)～(8)，根據(jù)全尺寸條件下的數(shù)據(jù)可以計(jì)算出各模擬高度下模型的質(zhì)量、重心、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量特性數(shù)據(jù)。所設(shè)計(jì)的飛機(jī)模型3D圖如圖3所示。

模型除各個(gè)操縱舵面外，其余均為整體結(jié)構(gòu)，機(jī)身內(nèi)部采用四道梁、七道加強(qiáng)筋和上、下吊掛加強(qiáng)筋組成支撐骨架，均使用碳纖維薄板，表面蒙皮采用碳纖維預(yù)浸布，支撐骨架與機(jī)身/機(jī)翼蒙皮間用環(huán)氧樹脂膠粘接。操縱舵面均采用了工藝比較成熟的碳纖維-PMI泡沫夾層結(jié)構(gòu)。襟翼、縫翼與機(jī)翼內(nèi)部預(yù)埋件采用不同偏度的角度塊或滑軌連接，以滿足不同構(gòu)型角度偏轉(zhuǎn)要求。平尾通過連接板直接安裝在模型后梁上。方向舵、左右升降舵、左右副翼由五個(gè)獨(dú)立的遙控舵機(jī)分別操控。反尾旋傘機(jī)構(gòu)置于機(jī)身后段下腹部，開傘后力的作用點(diǎn)位于機(jī)身尾端下表面。試驗(yàn)前需要將模型分別置于質(zhì)量和質(zhì)心測(cè)試裝置、偏心測(cè)試裝置、極轉(zhuǎn)動(dòng)慣量測(cè)試裝置、赤道轉(zhuǎn)動(dòng)慣量測(cè)試裝置這些精密測(cè)量儀器上，來測(cè)量模型的質(zhì)量、質(zhì)心和轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，確定模型滿足動(dòng)力學(xué)相似準(zhǔn)則。

3 試驗(yàn)方法

FL-15尾旋風(fēng)洞采用吊掛支持模型法進(jìn)行飛機(jī)尾旋研究試驗(yàn)。試驗(yàn)中，飛機(jī)模型被兩根繩索懸掛在風(fēng)洞試驗(yàn)段中，如圖4所示。在試驗(yàn)段氣流較低時(shí)，模型投手將模型按預(yù)定的姿態(tài)(模型攻角大于失速攻角)投入試驗(yàn)段中心區(qū)域垂直上升的氣流中，同時(shí)給模型施加一個(gè)初始旋轉(zhuǎn)速度(約每秒1～3圈)，然后逐步增加試驗(yàn)段風(fēng)速到某個(gè)值使得模型平衡于風(fēng)洞中心區(qū)域并進(jìn)入尾旋狀態(tài)，若上掛索上的平衡指示燈顯示綠色，表明上掛索對(duì)模型的約束力為零，此時(shí)的上掛鎖呈現(xiàn)自由狀態(tài)，不阻礙飛機(jī)模型自身的運(yùn)動(dòng)，其物理意義是模型阻礙氣流所產(chǎn)生的“浮力”與模型的重力相等。等待模型穩(wěn)定旋轉(zhuǎn)5圈以上，地面操縱臺(tái)給機(jī)載設(shè)備發(fā)出指令開始實(shí)施數(shù)據(jù)采集，記錄下模型尾旋運(yùn)動(dòng)時(shí)各運(yùn)動(dòng)參數(shù)隨時(shí)間變化的規(guī)律。采集的數(shù)據(jù)包括：過載(nx,ny,nz)，歐拉角(ψ,φ,θ)，機(jī)體軸系下繞三軸的角速度(p,q,r)，試驗(yàn)段風(fēng)速(V)，舵面偏度(δe,δa,δr)。模型的攻角和側(cè)滑角由式(9)和(10)計(jì)算獲得[4]：

(9)

(10)

模型的總角速度由式(11)計(jì)算獲得：

(11)

實(shí)施記錄數(shù)據(jù)后待模型旋轉(zhuǎn)約三圈，地面控制臺(tái)發(fā)出尾旋改出指令，若模型停止旋轉(zhuǎn)飛出試驗(yàn)段，模型投手應(yīng)及時(shí)控制懸掛保護(hù)裝置以保證模型安全；若模型運(yùn)動(dòng)姿態(tài)變化不大，在模型旋轉(zhuǎn)超過5圈后也應(yīng)及時(shí)回收模型。此外試驗(yàn)中使用彩色攝像機(jī)進(jìn)行全程拍攝作為試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析的輔助手段。

4 試驗(yàn)內(nèi)容與試驗(yàn)結(jié)果

飛機(jī)模型尾旋試驗(yàn)所研究的內(nèi)容包括：(1)確定飛機(jī)的尾旋模態(tài)；(2)研究舵面(升降舵、方向舵、副翼、擾流板)偏度對(duì)尾旋特性的影響；(3)研究增升裝置對(duì)尾旋特性的影響；(4)研究重心位置對(duì)尾旋特性的影響；(5)研究重量變化對(duì)尾旋特性的影響；(6)研究高度變化對(duì)尾旋特性的影響；(7)研究飛機(jī)的尾旋改出特性，確定最佳的尾旋改出方式；(8)研究不同規(guī)格的反尾旋傘的改出效果[5-6]。

試驗(yàn)總共進(jìn)行了150個(gè)車次。試驗(yàn)結(jié)果表明：大型民用飛機(jī)的完全發(fā)展尾旋旋轉(zhuǎn)緩慢，旋轉(zhuǎn)方向穩(wěn)定，體軸系下繞三軸角速度的變化不大，攻角變化不大，這樣的結(jié)果對(duì)于飛機(jī)尾旋的改出均是有利的，飛行員能夠比較容易的判斷出飛機(jī)尾旋的方向，飛行的姿態(tài)，從而實(shí)施正確的改出方式。

升降舵偏轉(zhuǎn)對(duì)飛機(jī)尾旋特性的影響主要表現(xiàn)在攻角(α)和尾旋角速度(Ω)上。當(dāng)δe=0°→-30°，模型的平均尾旋攻角逐漸加大，而尾旋角速度相應(yīng)的逐漸下降，尾旋一圈的時(shí)間拉長，一圈內(nèi)下落的高度增大。

方向舵偏轉(zhuǎn)主要影響飛機(jī)的攻角(α)和旋轉(zhuǎn)半徑(R)，隨著方向舵偏度的增加δr=0°→30°，平均攻角在緩慢的增加，旋轉(zhuǎn)半徑略微增大，而模型的尾旋角速度(Ω)和每圈下落的高度變化不大。當(dāng)δr=0°時(shí)，飛機(jī)模型無法形成完全發(fā)展的穩(wěn)定尾旋。

副翼偏轉(zhuǎn)(δa=25°/-25°)對(duì)飛機(jī)的尾旋特性影響不大。

外側(cè)擾流板偏轉(zhuǎn)(δsp=0°→40°)對(duì)飛機(jī)尾旋特性沒有影響。這是由于外側(cè)擾流板處于機(jī)翼上表面，大攻角條件下完全處于機(jī)翼的洗流區(qū)，完全失效。

構(gòu)型變化(襟翼、縫翼打開)對(duì)飛機(jī)尾旋特性的影響可以忽略。

重心位置前后移動(dòng)對(duì)尾旋特性有明顯影響。后重心條件下(25%MAC)平均攻角比前重心條件下(40%MAC)的平均攻角要大4°，這是由于重心后移，使得重心到機(jī)翼升力的力臂增大，則抬頭力矩增大，而重心到尾翼升力的力臂減小，則低頭力矩減小，綜合來看，則重心后移使得靜安定度下降，氣動(dòng)下俯力矩減小，這樣慣性上仰力矩的相對(duì)增加與氣動(dòng)下俯力矩的相對(duì)減少，這就使得在某一攻角下，兩種力矩的差量進(jìn)一步增大。對(duì)于偏航角速率的影響，前重心條件下偏航角速率比后重心條件下偏航角速率要大，這個(gè)現(xiàn)象的原因包含兩方面：(1)重心前移使得攻角下降，則垂尾-方向舵受平尾洗流區(qū)的影響范圍減小，垂尾-方向舵效率增強(qiáng)，即方向舵順尾旋偏轉(zhuǎn)到底所產(chǎn)生的順尾旋偏航力矩在增強(qiáng)。(2)重心前移使得偏航方向的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量減小[7-8]。

試驗(yàn)中還進(jìn)行了模擬飛機(jī)不同重量和不同飛行高度的尾旋研究試驗(yàn)。當(dāng)模型重量增加約6.0%，對(duì)尾旋特性沒有影響。模擬飛行高度從5 000m增加到7 500m，各尾旋參數(shù)的量級(jí)基本相似，其尾旋特性沒有發(fā)生本質(zhì)的變化。

對(duì)于最佳尾旋改出方法的研究，試驗(yàn)中所采用的改出方法包括：“三中立”法、“平中順”法、“舵回中推桿”法、“反舵，桿回中”法、“舵回中，推桿、順副翼”法和“反舵推桿”法[9-13]。采用“三中立”法，不需要飛行員判斷飛機(jī)尾旋的方向，但由于飛機(jī)偏航方向的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量較大，改出時(shí)間較長，若飛行高度不足，存在風(fēng)險(xiǎn)。在方向舵回中的條件下，僅順尾旋方向全行程偏轉(zhuǎn)副翼，模型偏航角速率下降非常遲緩，所以不推薦使用。逆尾旋方向全行程偏轉(zhuǎn)方向舵對(duì)制止飛機(jī)的旋轉(zhuǎn)起到?jīng)Q定的作用，若再輔以推桿到底，模型改出所使用的時(shí)間最短。綜合評(píng)價(jià)，對(duì)于大型民用飛機(jī)的尾旋改出推薦使用“反舵，推桿”法。

從反尾旋傘選型試驗(yàn)的結(jié)果來看，大、中、小三個(gè)傘面積的條件下，均能使模型在一圈內(nèi)改出尾旋，傘面積越大，改出效果越好，但需要指出傘面積越大對(duì)飛機(jī)尾端的集中載荷越大。長、中、短三個(gè)傘繩長度對(duì)尾旋改出特性的影響比較接近，但使用中等長度的傘繩模型尾旋改出的效果要略好。

圖5和表1給出了一次典型的采用“反舵，推桿”法的試驗(yàn)結(jié)果，模型為巡航構(gòu)型，后重心(40%MAC)，正飛左尾旋狀態(tài)，模擬飛行高度H= 5 000m，模型進(jìn)入尾旋預(yù)設(shè)舵面偏度為δr=30°，δa=0°，δe=-5°。需要說明，飛機(jī)模型尾旋研究試驗(yàn)為六自由度全動(dòng)態(tài)試驗(yàn)，所以表1中所列出的各尾旋參數(shù)均為基于原始數(shù)據(jù)處理過后所獲得的平均值。

從圖5中可以看出，飛機(jī)模型完全發(fā)展尾旋的模態(tài)為穩(wěn)定的緩尾旋。所謂穩(wěn)定的尾旋是因?yàn)槟Ｐ驮谖残屑炔桓淖兤椒较?，也不改變滾轉(zhuǎn)方向；所謂緩尾旋是因?yàn)槟Ｐ驮谖残械墓ソ欠秶冀K保持在40°～60°之間。第一次實(shí)施改出動(dòng)作后(副翼中立下，方向舵反舵到底)，模型攻角降至大約35°左右，偏航角速率從2.0rad/s逐漸降至大約1.0rad/s，0.5s后，實(shí)施第二次改出動(dòng)作(升降舵反舵到底)，模型攻角進(jìn)一步降至大約15°左右，偏航角速率降為零。在此過程中，模型在試驗(yàn)段中的高度迅速下降，進(jìn)入下滑俯沖階段。整個(gè)改出過程歷時(shí)約1.0s，1/2圈左右完全改出尾旋。需要補(bǔ)充說明，在尾旋即將改出時(shí)，方向舵要及時(shí)回中，防止飛機(jī)進(jìn)入另一個(gè)方向的尾旋狀態(tài)。

圖6和表1給出了一次典型的反尾旋傘試驗(yàn)結(jié)果，模型為巡航構(gòu)型，后重心(40%MAC)，正飛左尾旋狀態(tài)，模擬飛行高度H=5 000m，模型進(jìn)入尾旋預(yù)設(shè)舵面偏度為δr=30°，δa=0°，δe=-5°，反尾旋傘采用中等傘面積和短長度傘繩組合。

從圖6中可以看出，飛機(jī)模型完全發(fā)展尾旋的模態(tài)為比較穩(wěn)定的緩尾旋，尾旋中模型的旋轉(zhuǎn)方向不發(fā)生改變，攻角、俯仰角速度、偏航角速度的波動(dòng)較小，滾轉(zhuǎn)角速度的波動(dòng)略微明顯。實(shí)施改出動(dòng)作為開傘的同時(shí)舵面三回中，開傘后，模型的攻角和偏航角速率迅速下降，0.9s內(nèi)，攻角降至臨界攻角以下，大約5°左右，偏航角速率降為零，模型在受反尾旋傘阻力的情況下進(jìn)入下滑俯沖。整個(gè)改出過程經(jīng)歷了約2/5圈。從這一結(jié)果可以看出，反尾旋傘的首要作用是降低攻角，其效果比采用“反舵，推桿”法要好，其次才是降低模型的偏航角速率。

5 結(jié)論

利用一個(gè)滿足動(dòng)力相似準(zhǔn)則的縮比模型首次在Ф5m尾旋風(fēng)洞研究了常規(guī)布局大型民用飛機(jī)的尾旋特性與改出特性。試驗(yàn)結(jié)果顯示此類布局飛機(jī)的尾旋特性良好，模型在尾旋中旋轉(zhuǎn)均勻穩(wěn)定，旋轉(zhuǎn)速度較慢，角速度變化較小，飛行姿態(tài)沒有劇烈的變化，飛行員能夠比較容易的判斷出飛機(jī)尾旋的方向，以便采取正確的反尾旋措施。通過試驗(yàn)驗(yàn)證得到“反舵，推桿”法是一種最佳的尾旋改出方式，模型能夠在不超過1s或1/2圈左右改出尾旋。此種改出方法適用于不同構(gòu)型和不同重心位置。在不偏轉(zhuǎn)方向舵的條件下，模型無法形成完全發(fā)展的穩(wěn)定尾旋。反尾旋傘的改出效果由傘面積大小和傘繩長度所決定，通過試驗(yàn)得出傘面積越大改出效果越好，采用最大傘面積改出效果最佳，中等長度傘繩對(duì)尾旋改出最有利。

表1 大型民用飛機(jī)模型巡航構(gòu)型，正飛左尾旋典型試驗(yàn)結(jié)果

本文介紹的常規(guī)布局大型民用飛機(jī)模型尾旋風(fēng)洞自由尾旋試驗(yàn)技術(shù)與試驗(yàn)結(jié)果的分析可供其它此類飛機(jī)尾旋特性與改出特性的研究提供參考與借鑒。

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Free-spin Test in Φ5m Spin Tunnel for Large Civil Aircraft Model

YAN Wei HUANG Lingen LI XianPing

(Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210, China)

An unpowered dynamic similarity scaled aircraft model under different conditions, such as different configurations, different centre of gravity locations, different weight, different simulated flight altitude, was tested in Ф5m vertical (spin) tunnel in first time to investigate the spin characteristics of a large civil aircraft (large aspect ratio, backward sweep wing, wing mounted engine). The results show that the spin characteristic of this aircraft was quite favorable. The spin motion of aircraft model was quite stable. Rotation direction of the model was not changed in spin motion, and rotation rate was quite low. The best spin recovery technique was to fully reverse rudder and fully forward the stick simultaneously, quickest recovery of the spinning model was within 1 second or no more than half circle. This spin recovery technique is easy to operate, which is suitable for large civil aircraft. Moreover, the most favorable parameters of the anti-spin parachute was obtained by model free-spin tests.

civil aircraft spin Tunnel spin Characteristics test Model

10.19416/j.cnki.1674-9804.2017.01.012

V212

A

國家中長期科學(xué)與技術(shù)發(fā)展規(guī)劃綱要——大型飛機(jī)研制專項(xiàng)基金。