1、第43 卷第1期2023 年2 月飞机设计AICAFT DESIGNVol 43 No 1Feb2023收稿日期:2022 01 06;修订日期:2022 11 19作者简介:徐彦军(1967)，男，教授，硕士引用格式:徐彦军，王瑞 基于飞参数据的飞机尾旋惯性力矩分析 J 飞机设计，2023，43(1):29 32 XU Yanjun，WANG rui Analysis onInertial Moment of Spinning Aircraft Based on Data from Flight Parameter ecorder J Aircraft Design，2023，43(1):2
2、9 32文章编号:1673 4599(2023)01 0029 04doi:1019555/j cnki1673 4599202301006基于飞参数据的飞机尾旋惯性力矩分析徐彦军，王瑞(海军航空大学，山东 烟台264001)摘要:决定飞机尾旋动态的力矩包括惯性力矩和气动力矩，破解尾旋的特性需要获取准确的惯性力矩。利用飞参中的三轴角速度，选取训练实例飞机失速性滚摆到进入反平尾旋状态过程飞参数据，计算复杂失速尾旋状态的三轴惯性力矩，说明惯性力矩的变化过程，分析对比惯性力矩在尾旋各阶段的作用特点，并结合飞机的大迎角气动特点，提出失速后预防进入尾旋的操控要点。算法准确实用，动态分析及操控要点提示对保
3、障飞行安全具有借鉴意义。关键词:惯性力矩;尾旋;飞参数据中图分类号:V249文献标识码:AAnalysis on Inertial Moment of Spinning Aircraft Basedon Data from Flight Parameter ecorderXU Yanjun，WANG ui(Naval Aviation University，Yantai264001，China)Abstract:The dynamic characteristics of spin were determined by inertial moment and aerodynamicmoment
4、 on aircraft，and precise inertial moment was necessary for analyzing spin characteristics Inthe article，a flight training case was selected，in which the aircraft fell in stall and rolling pendulumat first，then evolved to reserve horizontal spin Flight data such as angular velocities of three-axisfro
5、m flight parameter recorder in the case was utilized to calculate inertial moments on the aircraft incomplex spin state With the calculation results，the dynamic procedure and affection of inertial mo-ment in different phase of spin were analyzed At last，according to aerodynamic characteristics ofair
6、craft with high angle of attack，the flight operation cruses after stalled state was advanced to avoidspin Methods advanced in the article were accurate and practical Dynamic analysis and operationcruses were worthy of reference for guaranteeing flight safetyKey words:inertial moment;spin;data of fli
7、ght parameter recorder尾旋是一种危险的失控飞行状态，各种力矩的作用影响尾旋动态，主要力矩可以归结为两大类，气动力矩和惯性力矩1。由于尾旋状态大迎角非线性特点和动态的复杂性，无论是对于尾旋的气动力矩还是惯性力矩，想要得到准确的数值解，几乎是不可能的，而静态风洞试验的大迎角数据也与实际情况有较大的误差。基于实际尾旋的飞参数据，研究分析尾旋过程中惯性力矩的特点，对于探究其在尾旋不同阶段的作用，预防进入深度失控飞行是有益的。1惯性力矩在近似计算中，忽略飞机的惯性积 Izx，则飞机旋转运动的动力学方程2 Ix(dp/dt)Iy(dq/dt)Iz(dr/dt)=(Iz Iy)qr(I
8、x Iz)rp(Iy Ix)pq+MxMyMz(1)式中:Ix，Iy，Iz分别为飞机三轴转动惯量;p，q，r 分别为绕飞机三轴角速度;(Iz Iy)qr，(Ix Iz)rp，(Iy Ix)pq 分别为滚转、俯仰和偏航惯性力矩;Mx，My，Mz分别为滚转、俯仰和偏航气动力矩。由式(1)可知，在飞参中，只要有绕三轴角速度的记录，就可以计算飞机的惯性力矩。在常规飞行中，即使是机动飞行，由于绕三轴的角速度比较小，所引起的惯性力矩，要远小于各种气动力矩，一般不考虑其对飞行的影响。但在尾旋中，由于飞机绕三轴同时有较大的旋转角速度，而且变化复杂，其作用就必须考虑。有的机型没有角速度的飞参记录，或者角速度记录
9、有最大值限制，此种情况，因为姿态角的变化率和角速度分量是有联系的，利用飞机飞参中的 3 个姿态角信息，差分得到姿态角的变化率，飞机的角速度 pqr=sincos+sincos sin+coscos(2)式中，分别为飞机滚转角，俯仰角和偏航角。有了飞参数据，利用式(1)和式(2)就可计算飞机的惯性力矩。2算例分析某高速飞机在训练中，飞行高度 4 300 m，表速 750 km/h，由于驾驶杆向右侧，并持续前移，飞机负迎角失速，先进入失速性滚摆，最后进入反平尾旋状态。算例选取飞机失速性滚摆到进入反平尾旋状态过程 10 s 的飞参数据进行计算。数据初始，飞 机 表 速 650 km/h，数 据 结
10、束 飞 机 表 速280 km/h。飞机绕三轴的滚转、偏航和俯仰角速度的时间历程如图 1 图 3 所示。图 1滚转角速度时间历程图 2俯仰角速度时间历程图 3偏航角速度时间历程从图 1 3 曲线可以看出，失速性滚摆阶段(约飞参数据 7 s 以前)飞机的三轴角速度不规则且振荡变化，滚转角速度在 150 70()/s 区间振荡，俯仰角速度在 50 0()/s 区间震荡，偏航角速度在 100 140()/s 区间振荡。反平尾旋阶段(飞参数据约 7 s 以后)，飞机的旋转状态并不稳定，旋转速度也有变化。飞机的滚转角速度、偏航角速度较大，平均滚转角速度100()/s，平均偏航角速度 100()/s;俯仰
11、角速度较小，相对较平缓。利用式(1)对惯性力矩进行计算，将三轴惯性力矩放于同一坐标平面，得到图4 所示的惯性力矩03飞机设计第43 卷变化曲线。图 4 中 1，2，3 曲线分别对应于绕纵轴x、横轴 y 和立轴 z 的惯性力矩。图 4惯性力矩时间历程曲线曲线 1 显示，从失速性滚摆到进入反平尾旋，相对于俯仰和偏转惯性力矩、滚转力矩较小，变化也不大，这主要是由于高速飞机的质量分布决定的。本算例中，飞机的惯性矩比 Iz/Iy=1.100 8，而Iz/Ix=7.071 8，飞机质量相对集中于纵轴上。由式(1)可见，转动惯性力矩中的惯性矩差(Iz Iy)小，导致转动惯性力矩较小。曲线 2 和曲线 3 显
12、示，失速性滚摆初期阶段，俯仰惯性力矩变化剧烈。这主要是由于飞机在严重失速下，已经丧失了方向和横侧稳定，而此时的飞行表速又较大(约 600 km/h)，不规则的气动力和力矩都很大，引起倒扣状态的滚偏振荡，导致了由滚偏引起的俯仰惯性力矩也振荡不规则，其总体是负值。由于质量分布的特点，滚偏引起的惯性力矩大，低头力矩使负迎角进一步增大，使尾旋变平，飞机最后进入反平尾旋。对于偏航力矩同样表现为振荡的特点，飞机在初期失速性滚摆时，惯性偏转力矩较大，进入反平尾旋状态后，由于俯仰角速度减小，偏转惯性力矩也减小。观察惯性力矩曲线还可以明显看出，在 4 6 s附近，有一段惯性力矩的缓和区，这是飞机失速性滚摆方向转
13、换的过渡期。为了比较操纵力矩与惯性力矩的关系，算例中选取飞机进入反尾旋后的计算点 9 s 处，此时飞参记录的校正空速为 282 km/h，此空速在不考虑舵面效能损失情况下，满偏全动平尾产生的操纵力矩(图 4 中 A 点)与俯仰惯性力矩进行比较。由于飞机失速，其舵面效能会发生很大的变化，与正常飞行状态的舵面效能比较，会差很多。从图中可见，即使是在不考虑舵面效能减弱的情况下，进入反尾旋后，飞机的俯仰操纵力矩也可能小于飞机的惯性俯仰力矩。根据尾旋理论4 5，即无论是正尾旋还是反尾旋，偏转和滚转惯性力矩都是起着止偏和止滚的作用。正尾旋中的俯仰惯性力矩作用是进一步增大迎角的上仰，反尾旋中的俯仰惯性力矩作
14、用是进一步减小迎角的下俯，即无论是正尾旋还是反尾旋，俯仰惯性力矩的作用都是使失速进一步加剧。进入相对稳定尾旋后，高速飞机滚偏引起的俯仰惯性力矩较大，飞机可能进入平尾旋。由于平尾旋的俯仰角速度小，起到制止偏转和滚转作用的惯性力矩就都比较小，改出困难。对于质量比较集中于纵轴的高速飞机来讲，改出尾旋，强调先减小飞机的旋转速率，减小俯仰惯性力矩，是非常有道理的。3预防和改出尾旋应关注的问题通过对飞机进入尾旋过程中的惯性力矩计算可以看出，对于质量集中于纵轴的高速飞机6 7，在尾旋进入段，由于飞机速度大，各种气动力矩引起的旋转角速度，特别是滚偏角速度大且不规则，当绕飞机两个轴的角速度同时很大时，就会引起惯
15、性力矩的急剧变化，特别是俯仰和偏转力矩的急剧变化。在很多尾旋飞参回放中，较大速度进入段，有时会看到飞机失速失控后，在失速性旋转中，某一瞬间会产生某一方向的急剧旋转，而此时的气动力矩又不足以引起如此急剧的旋转，其根源就是惯性力矩引起的。飞机失速后进入尾旋的过程，往往就是失速 失稳失控 错误操纵 尾旋的过程。因此，飞机失速后，飞行员最核心的操纵就是尽快退出失速，避免飞机出现偏滚，使飞机的气动不对称性增加，进而出现更为急剧的旋转，其伴生的惯性力矩导致飞机状态更为复杂，最后进入尾旋。这里要特别强调的是，飞机在特技飞行中发生失速后，无论是正迎角失速还是负迎角失速，由于稳定性减弱和滚转阻尼的丧失，通常会出
16、现非操纵性滚转，此时飞行员容易下意识地向飞机坡度的反方向压杆，即压反杆。统计发现，这是最为多发且典型的错误处置动作，这不仅无助于改平坡度，反而会使飞机向压杆反方向滚转加剧。原因在于:现代飞机由于两翼效应的存在8，随着迎角增大，气流分离首先发生在翼尖处，左右机翼气流分离不对称，就会出现非操纵性滚转。如果此时试图通过压反杆制止飞机滚转，下沉一侧机翼(局部迎角增大一侧机翼)的气流分离将加剧，一方面，滚转效能降低，起不到制止飞机滚转的作用;另一方面，下沉机翼因气流分离阻力增大，产13第1 期徐彦军等:基于飞参数据的飞机尾旋惯性力矩分析生使飞机向压杆反方向偏转的力矩，机头偏转形成侧滑，从而使失速进一步加剧。压杆无法制止滚转，还会产生偏转，滚、偏又会引起俯仰惯性力矩，飞机可能进入失速性滚摆(旋转)甚至尾旋。因此，确定飞机失速和尾旋后决不能压反杆。现在，飞机设计部门都把 Wessiman 判据作为飞机失速的重要依据，而 Wessiman 判据的本质就是压杆反向偏离力矩大于飞机的方向稳定力矩，飞机向压杆的反方向偏转。4结束语上述基于真实飞参数据的惯性力矩解算分析，客观反映了飞机从失速性滚摆到尾旋惯性力