歼教七飞机倒飞尾旋研究

饶秋磊+++方自力+++李艺海

摘 要：飞机失速/尾旋是一种极端复杂和危险的极限飞行状态，极大地威胁着飞行员的生命安全，特别是对于承担飞行训练任务的歼击教练机而言，掌握飞机的尾旋特性以及进入改出方法尤为重要。承担某型飞机试飞任务的试飞员在歼教X飞机上进行训练时，意外进入倒飞尾旋，并导致了发动机空中停车，文章对意外进入倒飞尾旋过程详细进行了描述，并对试飞数据进行分析和探讨，得出了重要的结论，对尾旋试飞提出了建议。

关键词：尾旋；倒飞尾旋；惯性耦合；进入和改出方法

为开展某型电传飞机大迎角特性试飞，参试试飞员在歼教7飞机上按照国军标《军用飞机失速/过失速/尾旋试飞验证要求》进行了失速/尾旋试飞驾驶技术恢复训练，在进行尾旋试飞过程中，飞机有两次意外地进入了倒飞尾旋，过程中迎角和侧滑角分别达到了-60°和-40°，大迎角、大侧滑状态引起发动机进气不顺畅，并导致了发动机空中停车。为了开展倒飞尾旋试飞技术研究以及确保我国歼教X飞机飞行训练安全，本文对歼教X飞机的倒飞尾旋试飞数据进行了分析和研究，得出了重要结论，可供试飞部门和部队参考。

1 试飞概述

1.1 试验机介绍

歼教X飞机是我国上世纪研制的双座超音速高级战斗教练机，采用小展弦比大后掠角的三角形机翼，机头进气的大细长比机身，全动的后掠水平尾翼和后退式襟翼等设计。本次试验机为中国飞行试验研究院的J7L-417飞机，飞机加装了空速/迎角/侧滑角组合测试系统以及其它机载测试系统、遥测系统；座舱内加装了迎角、偏航速率、侧滑角及法向过载等参试指示仪表以及摄像头；对阻力伞系统控制逻辑进行更改，应急状态下可作为反尾旋伞使用。

1.2 试飞概况

第一次倒飞尾旋采用平飞失速法进入，失速后先抱杆到底，再蹬右舵到底保持。其时间历程见图1。

飞机初期响应表现为迎角增大，侧滑交替变化，气动力在方向舵上交替变化，导致脚蹬上产生相当大的反馈冲击力，使得试飞员尽全力而不能完全蹬舵到底（脚蹬位移Dr在3～5s之间的毛刺就是由此引起的），初期飞机过失速模态表现为滚转占优的“落叶飘”（3～7s，滚转偏航方向一致，左右交替变化，迎角振荡）。第8s后，飞机处于倒飞状态，偏航与滚转变向，继续保持动作，飞机迎角继续减小直到负迎角，并且负迎角越来越大（最大达到-60°），并带有15°～40°左侧滑，最大负过载约为-0.8，飞机过失速模态表现表现为“倒飞尾旋”，过程中发动机停车，随后在倒飞状态下迎角由负变正直到60°，试飞员立即采用“三中立”法改出失控状态。改出后，进入发动机空中起动包线，一次开车成功，返场着陆。

第二次采用机动失速法进入，先建立右坡度，拉杆带过载减速，失速后，抱杆到底，再蹬右舵到底保持。其时间历程见图2。

蹬舵后，飞机向右偏航并以较快的滚转速率向右滚转，初期响应表现为“落叶飘”（7～16s，滚转与偏航方向一致，交替变化，最大滚转速率达到160 /s，偏航速率最大达50 /s），在第17s左右，偏航滚转有变向趋势，试飞员推杆至中立點前2/3位置处，同时回舵至1/2处，飞机呈倒飞状态，并始终处于负迎角失速状态，偏航、滚转方向稳定，为“倒飞尾旋”，持续时间约5s，飞行员有明显的负过载感觉（过载约-1.2左右），过程中发动机停车，试飞员立即实施改出动作，在做出改出动作时，飞机主要表现为倒飞、左滚转、右偏航状态，从窗外判断尾旋方向非常困难，试飞员先有一蹬右舵到底的动作，但很快采用杆舵回中来改出，经3-4秒延迟，改出失控状态。改出后，进入发动机空中起动包线，一次开车成功，返场着陆。

2 分析与讨论

这两次倒飞尾旋都是在进行正飞尾旋训练中意外进入的，两次倒飞尾旋虽然在进入方法和操纵上有一定的区别，但是形成倒飞尾旋的原因有很大的相似性。

2.1 进入速度大，是造成飞机突然左滚的直接原因

从数据中看，此次进入速度为240公里/小时，而歼教X飞机的失速速度在200公里/小时左右。向右蹬舵后，飞机产生左侧滑，在横侧安定力矩的作用下，向右滚转。因速度较大，方向操纵力矩与横侧安定力矩均较大，所以，滚转速率较大。而当飞机滚转到接近90度时，由于部分迎角转换为侧滑角，使飞机由左侧滑转变为右侧滑，而此时飞机的速度仍然较大，同样在横侧安定力矩的作用下，飞机又以较大的滚转速率突然向左滚转。

2.2 在惯性交感力矩作用下，飞机出现负迎角

从数据中看出，飞机在右滚了约90°后，突然左滚，出现了滚偏方向相反的现象，这将会产生使飞机下俯的惯性交感力矩。虽然飞行员一直拉杆到底，但使飞机下俯的惯性交感力矩非常大，远远超过使飞机上仰的操纵力矩，所以，飞机出现了较大的负迎角。

2.3 负迎角下飞机的横侧安定性发生了变化

飞机处于正迎角时，蹬右舵，飞机产生左侧滑，左翼为侧滑前翼，升力大于右翼，飞机向右滚转。而在一定的负迎角情况下，蹬右舵，飞机产生左侧滑，左翼为侧滑前翼，负升力大于右翼，造成飞机向左滚转。也就是说，在一定的负迎角情况下，蹬右舵，飞机是向左滚转的，这样，滚、偏方向相反造成的惯性交感力矩使迎角进一步减小，甚至超过负的失速迎角，致使飞机进入倒飞尾旋。

2.4 由于受客观条件的限制，未能进一步验证

此次试飞的目的在于试飞员按照《要求》保持尾旋试飞技术，在计划上没有进行倒飞尾旋体验的项目。另外，因进气受阻，发动机在倒飞尾旋中必然停车，加上歼教X飞机的背带系统不满足倒飞尾旋的试验要求，所以，未能进一步验证。

2.5 扩展分析

从以往以及此次试飞来看，飞机以正常速度进入尾旋时，飞机主要呈现出失速性滚摆、失速性滚转等模态特性，在持续15秒的保持过程中，偶尔出现不超过1圈的稳定尾旋。在失速性滚摆中，也出现了滚转方向左右交替，但偏航方向也随之改变，这可能和方向舵的效能有关。所以，将此次进入倒飞尾旋的原因暂定在进入速度上。

但是尾旋的特性是复杂的，有人说过，没有完全重复的尾旋，当某一个微小的条件发生变化时，就能会引起尾旋特性很大的变化。比如：在进入右倒飞尾旋后，如果保持杆舵位置不变，当飞机的迎角超过负的失速迎角后，侧滑前翼的负迎角增大，负升力减小，可能造成飞机左滚的角速率减小，甚至右滚，此时，右滚、右偏使飞机上仰，与拉杆的上仰力矩交合在一起，使飞机的迎角产生较大的振荡，有可能使飞机在正飞、倒飞尾旋之间不断转换。

另外，如果飞机的迎角仍然保持在一定的负迎角范围内，在左侧滑造成的左滚与拉杆造成的上仰将形成使飞机右偏的力矩，进一步增大左侧滑，而此时的迎角小于负的失速迎角，将有可能造成飞机更加急剧的左滚，形成负迎角下的气动惯性旋转。

2.6 建议

试飞中发生了两次空中停车，涡喷-7发动机优异的空中起动性能对保证试飞安全起了至关重要的作用。

在倒飞尾旋中，会产生较大的负过载，使飞行员悬空，而背带系统无法有效地固定飞行员，致使飞行员不能进行准确的操纵，请有关部门加以重视。

3 结束语

（1）歼教X飞机在较大速度上进入尾旋时，有可能进入倒飞尾旋；

（2）正飞尾旋中如果长时间保持杆舵位置在进入位置不变，当速度增大到一定程度时，有可能进入：倒飞尾旋；正飞尾旋与倒飞尾旋交替变化；负迎角下气动惯性旋转等复杂的飞行状态；倒飞尾旋模态：

参考文献

[1]GJB 3814-99.军用飞机失速/过失速/尾旋试飞验证要求[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]歼教X型飞机飞行员手册[Z].