[科普中国]-反尾旋伞系统

反尾旋伞系统设计的首要工作就是要充分了解飞机失速/尾旋的运动机理，合理地预测具体飞机的尾旋运动特征和模态参数，确定具体飞机可能出现的最危险的尾旋飞行状态，由此确定反尾旋伞的参数以保证飞机从最危险的尾旋飞行状态改出。为此首先要建立描述飞机尾旋运动以及反尾旋伞的动力学模型，以此为基础才能进行反尾旋伞的总体设计。

大迎角试飞是一项风险极大的试飞科目，主要原因是：

(1)由于大迎角气动特性的非线性和滞延性，风洞试验和计算数据均可能偏差较大，而且大迎角的气动特性对飞机构型也相当敏感，这些都使得对大迎角特性的理论预测和仿真试验结论的可信度不如常规迎角飞行预测可信度高；

(2)大迎角试飞的风险还在于一个飞机一个样，一种构型一个样，因此很难以一种飞机的大迎角试飞经验照搬到另一种飞机上。

(3)由于飞机处于一种失控状态，留给飞行员处理的时间和空间受到极大约束，在这种环境下，试飞员心理压力很大，这就可能使他判断有误，操纵欠妥。而飞机大迎角下的失控模态对试飞员的错误操纵又相当敏感，很有可能试飞员的操纵不但没有改出尾旋状态，反而加剧了飞机所处状态的恶劣程度。这就更增大了该项目试飞的风险性。例如，某型号模型自由飞的结论是：该飞机有80°左右迎角的平尾旋，此时如果顺尾旋方向压杆，飞机立即改出；如果逆尾旋方向压杆，尾旋偏转速度可从50°/s到140°/s(换算到本机尺寸)，这是十分危险的状态。

鉴于上述理由，大迎角试飞均应配置反尾旋装置。其中反尾旋伞被认为是一种操纵方便、适应性强和稳定可靠的反尾旋装置。一旦飞机进入失控状态，试飞员又无法操纵改出，投放反尾旋伞是一种有效改出方法。例如，美国YF-16在试飞中意外进入深失速，试飞员无法用人工改出，采用反尾旋伞后，飞机立即恢复到可控飞行状态。

反尾旋伞装置在飞机尾后，有的飞机就在原飞机着陆伞的位置，只是伞的面积扩大，相应地支撑结构需加强。有些飞机索性利用着陆伞作为反尾旋伞，取决于结构和它的气动效率。大部分飞机的反尾旋装置需要有专门的安装架，要求对飞机后机身结构加强。1

反尾旋系统是一个要求较高，结构较复杂的系统。反尾旋伞系统一般由以下几部分组成。

机械系统包括支撑构架、伞舱、伞袋和伞系统、射伞火箭、锁钩和释放装置、弱连接装置等。1

控制和显示系统包括电气控制系统和座舱显示系统。

反尾旋系统工作程序是：当飞机进入失控状态后，飞机飞控系统的自动防尾旋模态如没断开，该系统应迫使飞机返回到可控状态；如果飞机自动改出控制失效(由于系统失效或动压过低)，试飞员将采用直接链模态人工改出，如“平、中、顺”和摇杆等方法；如果试飞员人工改出无效，试飞员按压放伞开关，射伞火箭点火，拖动伞袋离开伞舱，伞袋自动脱离，在气流作用下伞打开。伞张开后形成的气动力矩一方面迫使飞机低头，另一方面制止飞机偏转。当飞机停止偏转，迎角减小，飞机恢复至可控状态后，试飞员按压抛伞按钮，锁钩和释放机构工作，将伞抛掉。抛伞应有余度措施，确保抛伞可靠性。如果机载措施无法抛伞，最终可用飞机加速飞行，拉断伞绳弱连接部分，强制将伞抛掉。

应该指出的是，为了保证系统工作可靠，电气系统、控制开关、电源、分离装置等都应有余度设计。飞机座舱的显控部分除了采取余度措施外，还应充分考虑人素工程，显示信息既要充分又要明晰，试飞员操纵既要方便易达，还要防止在特殊环境中出错。1

反尾旋伞伞舱的空间定位非常重要，安装支架不能与飞机后机身相干涉，而且不影响发动机拆装维护；伞舱位置还要考虑周围的温度场，不能受发动机排气温度影响；伞舱位置还要考虑开伞后，旋转运动中的伞绳不能碰到垂尾，一般要求伞绳拉直后，在机身纵向对称平面内，与机身纵轴的后视角度大于90°。

反尾旋伞的面积和绳长也非常重要，它应该通过计算、吹风或模型自由飞改尾旋来选择确定。对于现代飞机来说，通常其阻力伞面积为15～30m2；绳长为￡=15～30m。

对于射伞火箭的推力也有严格要求，通常应保证射伞后到伞绳完全拉直时，伞舱相对飞机的运动速度应为10m/s左右。

对于新机大迎角试飞必须研制和安装反尾旋装置，当前普遍采用的是反尾旋伞。对反尾旋伞的使用要求是：

(1)系统工作可靠，并按照使用说明定期检查维护；

(2)应进行充分的地面试验，包括安装到飞机后的地面滑行抛放伞试验；

(3)大迎角试飞前应进行空中抛放伞试飞；

(4)应该对反尾旋伞效果进行模型自由飞验证；

(5)应该在地面飞行模拟器上，验证使用反尾旋伞的功能和性能及其改尾旋效果，培训试飞员；

(6)在飞机上应给试飞员提供足够明显的反尾旋伞工作状态显示；

(7)反尾旋伞的操纵开关应该可靠、方便并不易误操纵。

(8)反尾旋伞安装位置特别重要，既要保证射伞和拖伞过程中不被尾喷口高热烧断，又要保证尾旋过程中，伞和伞绳不缠绕飞机结构。1

反尾旋伞研制中充分的试验极为重要，这些试验应该包括：

1、方案选择试验，即通过风洞吹风、模型自由飞和地面飞行品质模拟试验确定反尾旋伞的面积和绳长；

2、部件和子系统试验，通过投放和带飞测定伞的阻力和载荷；通过地面点火试验检验火箭推力和作用时间；通过地面试验确定爆炸分离螺栓工作可靠性，等等；

3、车载系统试验，将整个试验系统安装在汽车上进行跑车试验，测定火箭推力特性、发射轨迹，开/抛伞可靠性等；

4、机载静态试验，在飞机静止状态下，试验射伞和抛伞性能；

5、地面滑行试验，在飞机以一定速度，如200km/h的滑行条件下，试验射伞、开伞和抛伞性能；

6、空中平飞放伞，在平飞条件下，试验射伞、开伞、抛伞性能，以及在平飞条件下对飞机响应的影响。

通过这些试验后，反尾旋伞即可投入使用，开展大迎角特性试飞。由于改装反尾旋伞之后，飞机重心、惯量和惯矩，甚至气动特性都有一定的变化。大迎角试飞应进行吹风和仿真试验，估算相对原机动态特性的变化。在带反尾旋伞的大迎角试飞完成之后，还应该去掉反尾旋伞安装支架重复大迎角试飞，以检验带尾旋伞时大迎角试飞结果的正确性和有效性。当然不必完全重复所有试飞内容，只要证明携带反尾旋伞装置的飞机与不带反尾旋伞装置的飞机在大迎角特性方面没有本质变化即可，以避免过多试飞成本支出。1