大型民机失速/尾旋特性与反尾旋伞研究

发布时间：2024-03-02 01:27

　　为了保证民用飞机在失速试飞中的飞行安全,基于大迎角测力风洞试验数据对大型民用飞机的失速偏离和尾旋特性进行了理论研究。为了防止在失速试飞中意外进入尾旋,采用工程估算法和原准机类比法设计了9种反尾旋伞,通过尾旋风洞试验完成了尾旋伞的选型后,利用模型自由飞试验对反尾旋伞的参数进行试验验证。结果表明,所设计的反尾旋伞能够有效地使飞机改出失速状态,防止飞机意外进入尾旋,保证失速试飞安全。

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【部分图文】：

图1飞机全域稳定性分析示意图Fig．1Schematicdiagramofglobalstabilityanalysisofaircraft

旋的长期研究，到目前为止还没有一架飞机在研制过程中被判定失速后不会进入尾旋。Ｒaman等［10］利用分支突变理论对不同布局的飞机进行了详细的大迎角条件下的全域稳定性分析，如图1所示。由于平衡面的高度扭曲，飞机失速后会发生从小迎角向大迎角突跃的现象，即越过某些平衡区域，直接趋向于更....

图3滚转方向运动方程求平衡解结果Fig．3Theresultofequilibriumsolutionof

图4理论分析与尾旋风洞试验比较Fig．4Comparisonbetweentheoreticalanalysisand

方向和偏航方向上也必定能够平衡。需要说明的是，此解算未包含动导数和旋转导数，计算值区间与真实值区间是存在些许偏差的。由于飞机A既有偏离-尾旋的趋势，在高迎角条件下也存在平衡区间，说明飞机A在失速后有进入完全发展为稳定尾旋的风险。以上结论基于静态风洞试验测力结果，还需要动态试验进一....

图5模型自由飞失速-改出失速试飞曲线Fig．5Thestallandrecoverytimehistorycurvesofmodelfreeflight5结束语本文通过尾旋风洞试验证明了仅利用单自由度

本文编号：3916118