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1、第19卷第2期 2001年6月 飞行力学 FLIGTDYNAMIC VOl. 19NO. 2 June = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = 2001 收稿日期:2001-03-01;修订日期:2001-06-12 作者简介:李雪琴(1954-D 女 陕西潼关人 高级工程师 从事飞行力学和飞行试验研究; 宫西卿(1942-D 男 河南洛阳人 研究员 从事飞行力学和飞行试验研究G 文章
2、编号:1002-0853(2001D 02-0057-05 JL8 飞机失速尾旋飞行试验研究 李雪琴 宫西卿 贾晓鹏 吕玉虎 (中国飞行试验研究院 飞机所 陕西 西安710089D 摘要:叙述了JL8飞机失速尾旋试飞状态试飞方法和试飞结果G试飞结果表明 JL8飞机具有良好 的大迎角特性及低速和高速失速特性G其正飞尾旋获得了三种模态 即6落叶飘 型非定常尾旋非定常陡 振荡尾旋和左均匀平尾旋;倒飞尾旋呈不稳定型态G而且各种尾旋都能成功地改出G另外 还评价了误操纵 对失速和尾旋的影响G可供飞机大迎角和失速尾旋特性研究人员参考G 关键词:大迎角;失速尾旋;飞行试验 中图分类号: V212. 12文献标
3、识码: A 引言 飞机失速尾旋飞行试验是一项难度和风险都 极大的飞行试验G国外大多数现代高速飞机都进 行了专门的失速尾旋飞行试验研究 由于条件所 限 国内进行此种试飞较少G 失速尾旋特性是现代高速飞机使用性能和飞 行安全的重要影响因素G特别是对高速教练飞机 通常应有满意的失速尾旋特性及良好的抗尾旋特 性 以便进行尾旋教学或尾旋飞行训练G因此按战 术技术指标要求和飞行品质规范规定 现代高速 飞机进行失速尾旋试飞是非常必要的G 本文通过对JL8飞机失速尾旋飞行试验进行 研究 描述了飞机失速尾旋的试飞方法失速尾旋 特性及改出方法1G通过这些研究为国内喷气飞 机失速尾旋特性飞行试验积累了经验G 1 试
4、飞状态和试飞方法 JL8飞机第一阶段失速尾旋试飞是在常规状 态6干净 构形条件下进行的G当油量= 890 kg 时 飞机6干净 构形的起飞质量m= 3 970 kg 起 飞重心xT= 23. 7%CA(单座D G 1. 1 失速试飞状态和试飞方法 低速失速试飞在三种飞机构形下进行 即:巡 航构形 襟翼和起落架收上;起飞构形 襟翼23 起落架放下;着陆构形 襟翼35 起落架放下G 试飞状态为:飞行高度h= 104 km;侧滑角 B= 0 和B 0 (两个小球位置D ;发动机状态为6小 油门 和6大油门 G 进入失速的方法采用ny= 1减速进入法 减 速率为 1 2 (km- h 1D /SG 高
5、速失速试飞的飞机构形为:巡航构形 襟翼 和起落架收上G 试飞状态为:飞行高度 h= 10 8 km;进入 Ma= 0. 35 0. 5 0. 64 采用6盘降 法和阶跃升降 舵法进入失速;飞行过载ny 250 km/h 应停止进入;先飞1圈尾旋 在获得满意的 尾旋特性后 完成3圈尾旋 根据3圈尾旋改出时 的掉高高度 完成6圈尾旋, 倒飞尾旋在 = 8 km上进入;进入速度为Ub = Umin或Umin-( 10 20) km/h 从倒飞状态进入 尾旋 操纵杆倾斜方向置中立位置 沿俯仰方向推 杆到底 顺尾旋方向蹬舵;完成1圈倒飞尾旋 自 倒飞开始至改出尾旋的持续时间不超过15 S;发 动机状态为
6、 小油门 , 2 试飞结果及分析 2. 1 大迎角特性 为了评价大迎角条件下的操稳特性 完成了 从ny= 1减速和盘降减速以及阶跃副翼升降舵 和方向舵的飞行, JL8飞机在各种构形状态下 飞 机不带侧滑 n y= 1减速至失速开始时 在所研究 的速度范围内 即Ub= 250 km/hUmin飞机按速度 保持稳定, 巡 航 构 形 状 态 下 飞 行 速 度 Ub= 280 380 km/h 时 完成了阶跃升降舵机动飞行 飞机按过 载保持稳定 单位过载杆位移和单位过载杆力为: Ma= 0. 35(Ub= 280 km/h): W n = -20 mm P n = -29. 4 N; Ma= 0.
7、 5(Ub= 380 km/h):W n = -18 mm P n = -20. 6 N, 在接近最小飞行速度时 完成了阶跃副翼和 方向舵;在以最小速度飞行时 操纵机构均保持一 直有效, 2. 2 飞机失速特性 2. 2. 1 低速失速特性 2. 2. 1. 1 巡航构形飞机的失速 在 = 410 km 发动机状态为 小油门 不 带侧滑 n y1 完成减速至最小速度的飞行 在减 速过程中通过操纵来防止倾斜方向和偏航方向的 振荡 减速率为-1. 5 (km- h-1)/S,在速度Ub= 185 km/h时开始缓慢发展为左滚转运动 滚转角 达Z= -20 这种运动通过蹬舵很容易防止 同样 在这一速
8、度下操纵杆开始抖动 飞机也开始抖动, 当 Ub= 170 km/h 拉杆到底时 飞机机头开始下 沉 并伴有偏航方向不大的振荡和飞机右滚转 滚 转角Z= 40 ,当操纵杆置于中立偏后1/3行程时 飞机差不多立刻将迎角减小到使用值,自失速时 刻起到飞机改出转入平飞的掉高不超过300 m, 失速速度Ub= 170 km/h时 发动机工作状态 对大迎角条件下的飞机特性没有明显的影响, 发动机工作状态为 小油门 在带右侧滑 以 ny1的减速飞行中 飞机在速度Ub= 205 km/h 时开始抖动,抖动的同时出现飞机沿倾斜偏航和 俯仰方向的振荡,在速度为190 km/h时 飞机机 头顺蹬舵方向产生下沉 飞机
9、开始失速,失速过程 中 倾斜方向和俯仰方向的振荡幅度增大,当操纵 杆沿俯仰方向置于中立偏后约2/3行程处时产生 失速,当操纵杆沿俯仰方向置于中立偏后约1/3 行程处位置时 飞机在2 S内进入使用迎角 自失 速时刻起至改出转入平飞的掉高为500 m, 2. 2. 1. 2 起飞构形(襟翼23 起落架放下)飞机 的失速 在 = 4 6 km ny 1 减速至最小飞行速 度 对飞机失速特性进行了研究, 在起飞构形状态下 飞机不带侧滑 n y1 减 速至Umin 减速率为-2 (km- h-1)/S,当接近Umin 时 出现了倾斜方向和俯仰方向不大的振荡,在Ub = 140 km/h 拉杆时 (8 =
10、 -20 )机头下沉, 当将 操纵杆沿俯仰方向置于中立偏后1/3行程时 飞 机伴有俯仰方向的振荡进入使用迎角 根据飞行 员的评述 飞机抖动是在失速时刻开始的,自失速 时刻起到转入平飞的掉高为400 m, 与上述失速状态类似 但减速率为-5 (km- h -1)/S, 拉杆到底时 飞机出现 飘飞 现象 俯仰 方向的振幅要比上述情况小 Cy最大可达值与减 速率为-2 (km- h-1)/S时的Cy值相同 Cymax= 2. 0, 飞机带侧滑 n y1减速 在Ub= 160 km/h时 产生失速 且迎角和滚转角急增 飞机朝蹬舵方向 滚转,压杆全行程对防止滚转是不够的,当将操纵 杆沿俯仰方向置于接近中
11、立位置 操纵杆沿倾斜 方向和脚蹬置于中立位置时 滚转发展停止 且飞 机转入使用迎角 俯仰方向的振荡也减弱,自失速 进刻起至转入平飞的掉高为450 m, 2. 2. 1. 3 着陆构形(襟翼35 起落架放下)飞机 的失速 飞机在着陆构形下 不带侧滑 n y1减速至 失速 在速度为130 km/h拉杆 (8 = -18 )时 飞 机低头并缓慢增速 倾斜方向的振荡不大,根据飞 85 飞行力学第19卷 行员评述 飞机在失速时刻开始抖动 当将操纵杆 置于中立偏后1/3行程时 飞机进入使用迎角 自 飞机失速时刻起至改出转入平飞的掉高不超过 400 m 飞机在着陆构形状态下 带有侧滑 n y1减 速至失速
12、飞机在速度Ub= 145 km/h产生失速 在失速之刻迎角急增并朝蹬舵方向发展滚转运动 ( = -35 ) 当操纵杆置于接近中立位置时 飞机 沿俯仰方向的振荡减弱并进入使用迎角 从失速 开始至飞机改出转入平飞的掉高不超过450 m 起飞和着陆构形下 飞机改出失速转入平飞 是在起落架和襟翼都放下的条件下完成的 2. 2. 2 高速失速特性 飞机在速度Ub= 280 km/h h= 8 km(Ma= 0. 35)时 盘降进入失速 在完成盘降时发动机工 作状态为平飞所需状态 在指示迎角O= 15 时飞 机出现强烈抖动 抖动随着盘降伸展的幅度加大 而继续增大 将升降舵偏转到8 = -28 使得Cy 增
13、大到Cymax= 1. 15 当将操纵杆沿俯仰方向置于 中立偏后1/3行程时 飞机立刻退出大迎角 飞机 从俯仰角0= -45 改出 到转入平飞整个过程掉 高h= 1 000 m 在Ma0. 5(Ub= 380 km/h h= 8 km)完成盘 降飞行 在指 示 迎 角 O= 14 ( Cy= 0. 86)时飞机开始强烈抖动 当8 = -18 时最大 升力达到Cymax= 0. 96 当将操纵杆置于中立偏后 1/3行程处时 飞机无延迟地进入使用迎角 飞 机 在 Ma = 0. 64 ( h = 10 km Ub= 400 km/h)时完成盘降飞行 在指示迎角O= 11 (Cy= 0. 82)时飞
14、机开始强烈抖动 在8 = -18 时 达最 大升力 Cymax= 0. 91 当将操纵杆置于中立位置 时 飞机进入使用迎角 飞机从俯仰角0-50 改 出至转入平飞的掉高为1 900 m 2. 3 尾旋特性 2. 3. 1 正飞尾旋特性 尾旋试飞在起飞重心IT= 25. 1%6A(一个起 落是23. 7%6A) 起飞质量m= 3 946 kg(一个起落 是4 023 kg) 发动机工作状态为 小油门s时 在 巡航构形下进行 在速度Ub= 180 240 km/h 俯仰角0= 5 30 飞机从平飞减速进入尾旋 其中一个状态是 在Ub= 300 km/h 从盘降进入尾旋时完成的 所 有尾旋都是从高度
15、h= 8 km进入的 8飞机正尾旋试飞获得了三种模态 第一种模态, 落叶飘s型非定常尾旋 它沿偏 航方向不定向旋转 并伴有沿倾斜方向的大振荡 AcI达180 ( )/S 迎角和法向过载周期性地由正 变负 (O max-20 ny达到-1) 飞机机头下沉并 伴有俯仰方向的振荡 且飞行速度增大达Ub= 250 km/h 尾旋中(16 S)掉高1 000 m 这种尾旋模态 常在飞机试图进入右尾旋时获得 改出这种类型的尾旋用第一种方法,同时将 操纵杆沿俯仰方向置于中立偏后1/3行程处 脚 蹬和操纵杆沿倾斜方向置于中立位置 在这种状 态下 改出尾旋的延迟时间T= 4 S 飞机改出尾旋 的 掉 高 Ahg
16、= 500 m 转 入 平 飞 的 掉 高Ahp= 1 000 m 在进入左尾旋时也能获得 落叶飘s型非定常 尾旋 但要比进入右尾旋时获得该型尾旋的概率 少的多 改出尾旋时的大振荡使得侧向过载值变大 n 可达0. 8(当Ub 200 km/h时) 尾旋中以及飞机改出这种振荡尾旋时 固定 操纵杆和脚蹬要用AP = -392 98 N和APy= 294 N 的交变力 第二种尾旋模态,左 右非定常陡振荡尾旋 该模态沿偏航方向的旋转定向 这种尾旋模态的 特点是,倾斜方向振荡较大 AcI 180 ( )/S(当 Acy 20 ( )/S时) 在迎角Oavg= 30 50 时 角速 度 平 均 值 cI
17、avg= 15 60 ( )/S cy avg= 25 60 ( )/S 迎角和法向过载周期性地接近零或由正变 负 (n y可达-1) 侧向过载n 的变化范围达 1 应该指出 只有左尾旋稳定(旋转方向保持一 圈多) 右尾旋在一圈后可能转变为左陡尾旋 或 者转变为 落叶飘s型(第一种尾旋模态) 迎角和侧滑角的大幅度变化会导致在将操纵 杆和脚蹬保持在一固定位置时需要用较大的交 变力 第三种尾旋模态,试飞过程中获得了两个左 均匀平尾旋状态 它在迎角O70 时伴有强烈的 旋转(一圈的时间T13 S) 第一个平尾旋状态在Ub= 300 km/h从盘降 进入左尾旋时和长时间将舵面保持在进入位置 (超过30
18、 S)后获得 将舵面置于改出位置之前 尾 旋参数如下,当迎角 Oavg= 65 70 时 cI avg= 40 60 ( )/S cy avg= 110 120 ( )/S(当最小振荡 AcI= 45 ( )/S和Acy= 10 ( )/S时) 一圈的时间 T1= 3. 2 S 一圈掉高Ah1= 200 m 飞机改出这种平尾旋的方法是,反旋转方向 95 第2期李雪琴等. 8飞机失速尾旋飞行试验研究 蹬舵当操纵杆沿倾斜方向置于中立位置时逐步 (先 是1/2 行 程)将 操 纵 杆 置 于 中 立 偏 后 1/3 行程G 飞机非常缓慢地停止了偏航方向的旋转机 头下沉并减小迎角G改出平尾旋的延迟时间
19、较长 改出尾旋的掉高为Ahg= 1 500 m转入平飞的掉 高为Ahp= 800 mG 第 二 个 左 均 匀 平 尾 旋 是 在 :b= 210 220 km/h俯仰角0= 10 平飞减速(发动机工作状态 为 “ 小油门 )进入三圈左尾旋时获得的G这一状态 的显著区别在于在第二圈左尾旋时飞机很快就 进入平尾旋并伴有强烈的旋转完成三圈尾旋 后飞机改出前迎角已达D= 70 一圈的时间T1 = 3 SG 将舵面置于改出位置后旋转稍微加强 T1 = 2. 8 SG 飞机改出这种状态的平尾旋的方法是,反旋 转方向蹬舵当操纵杆沿倾斜方向置于中立位置 时将操纵杆沿俯仰方向置于中立偏后1/3行程 处G经4
20、S后将操纵杆沿俯仰方向推杆到底G改出 平尾旋延迟时间较长G 2. 3. 2 倒飞尾旋特性 为评价倒飞尾旋特性飞机在: b= 200 240 km/h 0= 20 30 从h= 8 km的飞行高度平飞 减速从倒飞 (n y300 km/h进入平飞整个过程掉高不超过1 300 mG 2. 3. 3 误操纵对失速尾旋的影响 2. 3. 3. 1 误操纵对失速特性的影响 飞机从ny 1减速至失速并随后朝失速方 向阶跃副翼全行程G在失速之刻低头并发展右滚 转运动时完成向右阶跃副翼全行程G在阶跃过程 中飞机完成了空间横滚并进入0= -70 的俯仰 角G当将操纵杆沿俯仰方向置于中立偏后1/3行 程位置操纵杆
21、沿倾斜方向置于中立位置时飞机 进入使用迎角G该动作掉高为Ah= 900 mG 飞机完成了减速至失速并随后朝失速方向 阶跃方向舵全行程的飞行在失速中滚转发展至Z = 50 时此时反旋转方向阶跃方向舵经过 z= 3. 5 S后 沿倾斜方向的旋转就停止了当将操纵 杆沿俯仰方向置于中立偏后1/3行程处脚蹬置 于中立位置时飞机的迎角由大迎角状态很快返 回到迎角使用值G 飞机完成了减速至失速并随后朝失速方向阶 跃方向舵1/2行程的飞行当阶跃方向舵时飞机 朝蹬舵方向完成空间横滚且0= 60 G此时最大角 速度/s= 100 ( )/SG为停止这种运动将操纵杆 沿俯仰方向置于中立偏后1/3行程处反旋转方 向蹬
22、舵G飞机的迎角改变并进入使用迎角G 飞机从ny 1减速至失速并随后将操纵杆 保持在拉杆到底的位置15 SG飞机失速后发展了 滚转运动滚转的发展起初具有振荡的特点(Z= i15 ) 然后振荡增至Z= -100 俯仰角达0= -60 G 此时将操纵杆保持在改出位置(中立偏后 1/3行程处)不变G 飞机从失速时刻改出转入平飞 的掉高为Ah= 1 500 mG 2. 3. 3. 2 误操纵对尾旋的影响 试飞时评价了偏转副翼(误操纵)对进入尾旋 的影响G顺尾旋和反尾旋方向向左向右偏转了 副翼G 顺尾旋方向偏转副翼对左尾旋和右尾旋的特 性无明显影响G左尾旋中的偏航旋转的发展与8s = 0时的情况一样飞机未
23、进入右尾旋G 反 尾 旋 方 向 偏 转 副 翼 不 会 导 致 偏 航 运 动 发展G 3 结束语 通过飞行试验对JL8飞机的大迎角失速尾 旋特性进行了全面评价是国内近20年来第一次 对一架喷气教练飞机进行失速尾旋飞行试验G由 于与俄合作试飞技术及评价方法都与国际水平 接轨其试飞结果是可靠的;由于国内测试和数据 06 飞行力学第19卷 处理水平也较高9所以本次试飞获得了大量宝贵 的数据9可供研究0 参考文献, 李雪琴9宫西卿. JL8型教练飞机失速 尾旋鉴定试 飞报告.西安,中国飞行试验研究院9 Z- - 0Z9 999. Research On JL8 aircraft stall and
24、 spin flight test LI Xue-gin9GONG Xi-ging9JIA Xiao-peng9LU - - Yu-hu (Az161aft F zght Test Te6hnO Og1nstzute9 Chznese F zght Test Resea16h Esta zshment9 Xz an 7 0089 9Chzna) Abstract, A Research of JL8 aircraft stall and spin flight test is described in this paper. The results of flight test shoW th
25、at JL8 aircraft has Very good characteristics of high angle of attack9 loW speed and high speed stalls. Three modes are obtained in spin test. They are unsteady drift leaf spin9 unsteady steep oscillatory spin and left steady flat spin. InVerted spin is unsteady. All spin are recoVered successfully. The effects of incorrect control on stall and spin are eValuated. This paper is a Very importand reference for high angle of attack9 stall and spin flight test inVestigation. Key wOrds, high angle of attack; stall and spin; flight test (编辑,李志强) 第Z期李雪琴等. JL8飞机失速尾旋飞行试验研究
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