通用飞机反尾旋伞参数设计研究

胡海波

摘 要：飞机反尾旋伞系统是试飞安全的重要保证，传统的风洞试验、理论计算或经验公式对反尾旋伞系统参数的确定均存在不同的应用缺陷。本文结合NASA相关试验数据，推导出一种适合通用飞机反尾旋伞系统参数确定的理论计算方法，并结合型号工程实践及与风洞试验数据对比，证明了其在通用飞机领域，具有一定的应用意义。

关键词：反尾旋伞系统;通用飞机;参数确定;

1.概述

为满足通用飞机的运行安全，23部适航条款对飞机失速和尾旋性能提出了较高的要求，在型号研制阶段，必须对飞机的失速特性和尾旋性能通过试飞进行验证，证明其满足23.221条款要求。

为保证试飞安全，中国民用航空局航空器适航审定司发布的《航空器型号合格审定程序》（AP-21-AA-2011-03-R4）推荐使用被证明是有效的尾旋改出伞系统来作为失速特性和尾旋试飞时的安全应急保障系统。

尾旋改出伞系统的核心是反尾旋伞，反尾旋伞结构主要包括引导伞，引导伞绳、主伞及主伞绳。

除了开伞顺序，反尾旋伞主伞形式、尺寸及主伞绳长度的合理选择是反尾旋伞系统设计好坏的关键。

2.研究现状

对于某一机型适用的反尾旋伞，其主伞尺寸和伞绳长度确定的唯一准确方法是对其缩比模型进行尾旋风洞试验[1]。在我国，进行尾旋风洞试验除了会使得研制费用大幅飙升之外，风洞资源的紧张也会导致研发周期大大加长。这两者对于研制成本和研发周期非常敏感的通用飞机，都是几乎不可接受的。

另一种确定飞机反尾旋伞设计参数的方式是理论计算。在飞机尾旋运动的各种理论计算方法中，至今为止，飞机六自由度仿真计算仍然是最为可靠的方法，但六自由度仿真计算中最关键的环节就是建立合理的空气动力模型和要有一个完整的空气动力数据库。而为了获得有效的空气动力数据库，通常要进行包括：静态六分力测力试验、振荡天平动导数试验和模拟稳态尾旋情况的旋转天平试验等大量的试验。并且六自由度仿真计算也只能给出反尾旋伞的尺寸参数及对应需要改出尾旋的时长，并不能解决反尾旋伞设计中的其它关键问题，如主伞绳长度、开伞冲击载荷系数及其作用时间、开伞充气时间及伞的稳定性等，这些问题都同样需要用试验的方法来确定。

欧美及前苏联也给出了一些工程经验估算公式来确定反尾旋伞几何尺寸，但利用这些估算公式给出的伞基本参数差异很大，如对某型飞机通过四种常见的估算公式进行计算，得到的反尾旋伞基本参数见下表[2]。由表中数据可知，不同经验公式给出的反尾旋伞阻力面积差别相当大，對工程实践指导意义较低。

NASA利用兰利研究中心的尾旋风洞设施，对一架典型的低翼、单引擎飞机的1/11模型进行了研究和测试，获得了一系列具有统计意义的试验数据[1][3][5]。通过研究发现，这些测试数据和相关结论，对23部通用飞机的反尾旋伞参数选择，具有很好的指导意义。

下文基于NASA研究结论，对一种适用于通用飞机的反尾旋伞参数理论计算方法进行研究。

3.通用飞机反尾旋伞参数设计研究

3.1 主伞形式选择

由于反尾旋伞系统的主要原理是反尾旋伞张开后提供足够的、方向正确的改出力矩，要求反尾旋伞具备足够的位置稳定性，也是反尾旋伞型式选择的重要考虑因素。为保证尾旋改出功能可靠，反尾旋主伞要求开伞后伞的摆动幅度要小于±10°。经验表明环缝伞和条带伞稳定性好，满足要求，但是这两种伞制造工艺复杂、开伞后复装叠放难度大、带来的研制成本也相对较高[3]。

十字形伞也具有较好的稳定性[4]，其平均摆动幅度不大于±3°，相比环缝伞和条带伞，十字形伞制造工艺简单，成本低，开启振动小，更适用于通用飞机研制需求。

3.2 主伞参数选择

尾旋运动的发生是由于飞机超过失速迎角飞行时，流过机翼的气流发生了不对称的气流分离所造成。当飞机的飞行迎角超过失速迎角时，在迎面气流作用下，机翼表面气流分离区分布会出现不对称，如果此时飞机有绕纵轴滚转运动激励（如偏转方向舵），所产生的气动力矩将加速飞机的滚转，称为机翼自转。如果不及时制止，这种自发旋转的趋势会不断加强，最终导致形成飞机的尾旋运动。

改出尾旋的关键在于产生足够的制止飞机偏航和滚转的力矩，产生使飞机减小迎角的力矩，反尾旋伞系统就是在常规操纵无法提供足够的改出力矩的情况下，通过伞衣迅速充气张开而产生与飞机飞行速度相反的制动阻力，产生很大的制止飞机偏航和俯仰运动的制动力矩，从而使飞机从尾旋中改出。

为了将伞尺寸设计与飞机的尺寸参数联系起来，根据尾旋产生的原因和反尾旋系统作用原理，尾旋伞产生的力矩和飞机旋转产生的力矩之间应具有一定的关系，尾旋伞才能具备使飞机改出尾旋的功能。参考图1尾旋运动及尾旋伞释放时位置关系：

1） 尾旋运动主要由左右机翼不对称的气动载荷力矩导致飞机围绕重心发生旋转，而气动载荷与机翼面积有一定的关系，力矩与翼展相关;

2） 反尾旋伞的作用原理，尾旋伞在展开时，其伞展开时迎风面积和相对速度带来的载荷冲量，通过伞绳作用到伞绳根部的机体结构上，由于伞绳根部和飞机重心之间有一定的距离，这就提供了一个不小于由于机翼产生的尾旋运动力矩，飞机在这两个力矩的作用下，改出尾旋。

根据进入尾旋后飞机在高度上的变化不同，尾旋从模态上可以分为平旋和陡旋，尾旋模态一般通过缩比模型自由飞试验获得。NASA利用1：11模型在兰利风洞中进行了反尾旋系统主伞的测试研究，得到了平旋和陡旋时，所需伞直径的建议数据图[3]，见图2。

图2中测试用伞为圆形伞，阻力系数为0.5，对于平尾旋改出推荐的有效圆直径为10.5 ft，对于陡尾旋改出推荐的有效圆直径为9.5 ft，直径过小不能快速改出，直径过大对于改出效率提升不高。对于在选定伞材料及形式后，可以参考给定出反尾旋伞的尺寸参数。38A7110E-08E5-4A40-A371-471E19CF5E16

3.3 主伞绳长度选择

一般来说，飞机尾流场是非均匀的、尾流场中气流动压比自由流动压小得多，尾流场中某些局部还会有气流倒流现象。而这些都会使反尾旋伞充气困难，并且此时如果所选择的反尾旋伞绳长度不合适，将影响飞机改出尾旋。伞绳太短容易缠绕到机体或者处于尾部乱流中難以充气，太长会导致伞在飞机上方沿自旋轴运动，主要产生俯仰力矩，而获得的尾旋恢复所需要的偏航力矩很小，导致尾旋无法改出，见下图3所示。

根据典型飞机尾旋风洞试验结论，平尾旋比陡尾旋对伞绳的要求要严格;陡尾旋由于带有较大的竖直方向的速度分量，反尾旋伞在抛射出后，更容易离开飞机尾流区，对伞绳长度不那么敏感[5]。通过NASA研究数据，对于NASA所研究对象飞机的反尾旋系统，当伞绳取6米时，对平尾旋和陡尾旋均有较好的改出效果。

伞绳长和伞绳根部到飞机重心的距离值相关。将其参数与NASA研究模型参数进行计算分析发现，伞绳长度约为伞绳根部到飞机重心的距离值的1.55倍，时，能获得较好的改出效果和适用性。

4.某型飞机反尾旋伞设计应用及数据对比

根据以上研究结论，对某型飞机反尾旋伞参数进行了设计。某型号通用飞机翼展为12.250m，机翼面积为17.26㎡，飞机重心到伞绳根部距离为5.45m，其模型自由飞显示尾旋模态为陡尾旋，选择其反尾旋伞有效圆直径为9.5ft。

其选择的主伞使用一种典型的十字伞[6]，采用0孔隙率、37gsm单位质量的耐撕裂聚酯纤维制成，伞的阻力系数为0.81。

利用图1及伞绳长与伞绳根部到飞机重心之间距离的比例，得到其十字形伞长为3.56m，宽为0.96m，实际阻力面积为4.92㎡，主伞绳长为8.6m。

该型号也进行了尾旋风洞试验，试验数据推荐其反尾旋伞阻力面积选取4.6㎡，伞绳长度9.5m。通过对比发现，本文获得的参数获取方法与风洞试验结论一致性较好。

该型号依据上述数据对其反尾旋伞系统进行了设计和装机，并成功完成了相关地面滑跑和空中开伞试验，其反尾旋伞系统设计通过了局方审查认可。安装该系统的原型机成功完成了失速特性和尾旋表明符合性试飞。

5.结论

本文通过对现有飞机反尾旋伞设计方法进行研究，并对NASA公开的典型飞机尾旋风洞测试数据进行分析，建立了一种适用于通用飞机的成本较低的、研发周期短的、具备足够可靠性的反尾旋伞参数设计计算方法，并与对应型号的尾旋风洞试飞结论进行了对比，证明了该方法在通用飞机领域，具有一定的应用意义。

参考文献：

[1]Burk， Sanger M. Jr.， Summary of Design Considerations for Airplane Spin-Recovery Parachute Systems; NASA TN D-6866， August 1972;

[2]王启高浩《反尾旋伞系统设计与试验研究》西北工业大学;

[3]Spin-Tunnel Investigation of the Spinning Characteristics of Typical Single-Engine General Aviation Airplane Designs .NASA Technical Note 1076 （1977）;

[4]王利荣.降落伞理论与应用[M].北京.宇航出版社;

[5]Bradshaw， Charles F.， A Spin-Recovery System for Light General Aviation Airplanes; NASA CP-2127， 14th Aerospace Mechanics Symposium， May 1980;

[6]Hoerner， Sighard F.， 1906- Aerodynamic drag。38A7110E-08E5-4A40-A371-471E19CF5E16