失速改出傘結(jié)構(gòu)改裝概述

何周理，徐德昇

（上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海201210）

失速改出傘結(jié)構(gòu)改裝概述

何周理，徐德昇

（上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海201210）

飛機(jī)的失速試飛是一項(xiàng)高難度、高風(fēng)險(xiǎn)的試飛科目，飛機(jī)一旦進(jìn)入深失速，駕駛員使用普通的改出方法很難甚至完全不能從失速中改出。為了保障在失速試飛時(shí)飛機(jī)和試飛員的安全，往往在飛機(jī)尾段加裝失速改出傘。根據(jù)不同機(jī)型對(duì)失速改出傘的結(jié)構(gòu)安裝方式進(jìn)行比較，歸納出三種不同的安裝方案，可供飛機(jī)設(shè)計(jì)員在設(shè)計(jì)失速改出傘時(shí)參考使用。

失速；失速改出傘；試飛；改裝

當(dāng)飛機(jī)發(fā)生非指令性俯仰、滾轉(zhuǎn)或偏航，或出現(xiàn)不可忍受的抖動(dòng)或結(jié)構(gòu)振動(dòng)，或升力系數(shù)隨迎角增加開始下降等三種情況之一的異常現(xiàn)象，這種現(xiàn)象稱為失速。其機(jī)理在于大迎角（或激波誘導(dǎo)）機(jī)翼邊界層分離。當(dāng)迎角達(dá)到臨界迎角時(shí)，升力系數(shù)達(dá)到最大值，若迎角進(jìn)一步增大，則升力不但不增大反而會(huì)迅速下降[1]。

深失速是飛機(jī)在超過失速攻角以后發(fā)生的以縱向失控運(yùn)動(dòng)為主的特殊“鎖定”失速現(xiàn)象。在失速試飛時(shí)存在進(jìn)入深失速的可能，駕駛員使用普通的改出方法很難甚至完全不能從失速中改出。本文對(duì)不同機(jī)型的失速改出傘進(jìn)行比較，根據(jù)失速改出傘的不同安裝方式，總結(jié)各種安裝方式的特點(diǎn)。

1 失速改出裝置的必要性

FAR-25部及CCAR-25部中有關(guān)條文，即25.201～25.207中對(duì)失速有明確規(guī)定，民用運(yùn)輸類飛機(jī)必須進(jìn)行失速性能試飛[2]。典型的“T”形尾翼布局的飛機(jī)可能存在深失速運(yùn)動(dòng)模態(tài)，飛機(jī)一旦進(jìn)入深失速，平尾效率很低甚至失效，很難改出深失速，嚴(yán)重威脅著飛機(jī)的飛行安全。為了確保飛行試驗(yàn)的安全，必須在加裝失速改出裝置條件下進(jìn)行飛行試驗(yàn)[3]。

美國對(duì)軍機(jī)試飛時(shí)有嚴(yán)格要求，為了確保試飛安全，在美軍標(biāo)MIL-F-8785C和MIL-S-83691A中明確要求：新機(jī)大迎角/失速/尾旋試飛必須在加裝應(yīng)急反尾旋裝置的條件下進(jìn)行[4]。

目前國際上通常采用的應(yīng)急失速改出裝置有以下三種：

（1）通過改變飛機(jī)氣動(dòng)外形的方法（增加附加升力面）；

（2）反尾旋/反失速火箭方法；

（3）失速/尾旋改出傘（或反失速/反尾旋傘）。

相比較而言，失速改出傘系統(tǒng)是目前國際上應(yīng)用最廣泛、技術(shù)最成熟的、使用最可靠、使用過程最方便的方法。

2 失速改出傘

2.1 失速改出傘工作原理

在失速試飛時(shí)，飛機(jī)的失速改出傘系統(tǒng)通常安裝在飛機(jī)尾段的專用改裝結(jié)構(gòu)上，改出傘的載荷示意如圖1所示，其作用原理為：由于失速改出傘阻力的作用點(diǎn)（傘繩連接點(diǎn)）遠(yuǎn)離飛機(jī)的重心位置，因此，當(dāng)飛機(jī)進(jìn)入深失速狀態(tài)時(shí)，迅速啟動(dòng)射傘動(dòng)力系統(tǒng)，傘張開后將在飛機(jī)的俯仰方向造成很大的制動(dòng)力矩，從而使飛機(jī)強(qiáng)行下俯，迎角回到失速迎角以下，達(dá)到改出失速（特別是深失速）狀態(tài)。

圖1 失速改出傘載荷示意圖

為實(shí)現(xiàn)上述功能，失速改出傘系統(tǒng)的基本構(gòu)成應(yīng)包括：傘系統(tǒng)、射傘裝置、傘艙/傘艙固定裝置、鎖鉤/拋傘機(jī)構(gòu)及控制系統(tǒng)等。失速改出傘系統(tǒng)的設(shè)計(jì)準(zhǔn)則及一般要求可參考文獻(xiàn)[5]。

2.2 失速傘改裝方案

失速改出傘按傘艙及傳力支架的結(jié)構(gòu)形式可分為三類：內(nèi)部改裝方式、外部改裝方式及半埋式改裝方式。

2.2.1 內(nèi)部改裝方式

對(duì)于部分型號(hào)的飛機(jī)，由于飛機(jī)尾段的內(nèi)部空間較富裕，可在內(nèi)部進(jìn)行失速改出傘改裝，也就是在飛機(jī)尾段的內(nèi)部安裝傳力結(jié)構(gòu)及傘艙，直接將傘載荷通過支架及支架接頭傳遞至機(jī)身主要受力結(jié)構(gòu)上。在國內(nèi)外已經(jīng)有多種型號(hào)的飛機(jī)采用這種方式，比如CRJ-200飛機(jī)，圖2所示為CRJ-200飛機(jī)的失速改出傘結(jié)構(gòu)改裝的外部和內(nèi)部視圖。這種改裝方式的主要特點(diǎn)在于：對(duì)機(jī)身外形影響較小，一般不需要對(duì)機(jī)身原蒙皮進(jìn)行較大的更改。但是這種改裝形式所需內(nèi)部空間較大，而且傳力支架的跨度不能太大，否則支架的傳力效率不高。

圖2 內(nèi)部支架改裝圖示

2.2.2 外部改裝方式

對(duì)于一些小型飛機(jī)，比如戰(zhàn)斗機(jī)、輕型運(yùn)動(dòng)類飛機(jī)等，由于飛機(jī)尾段內(nèi)部空間較小，不能安裝傳力支架等結(jié)構(gòu)。所以將傳力支架結(jié)構(gòu)及傘艙等安裝在機(jī)身外部，通過外部的支架結(jié)構(gòu)固定住失速改出傘系統(tǒng)，并且將傘載荷傳遞至機(jī)身主要的受力結(jié)構(gòu)上。由于這類飛機(jī)較小，因改裝引起的結(jié)構(gòu)加強(qiáng)不需要付出太大的代價(jià)，但是由于支架安裝結(jié)構(gòu)機(jī)傘艙等完全突出氣動(dòng)外形，因此在一定程度上影響飛機(jī)的氣動(dòng)性能，比如F-16飛機(jī)就是屬于這種改裝形式，如圖3所示。

2.2.3 半埋式改裝方式

有一部分型號(hào)的飛機(jī)，由于尾段內(nèi)的空間有限，不能完全包容住傳力支架結(jié)構(gòu)及傘艙，而且傳力支架的跨度較大，不適用于內(nèi)部改裝方式；如果采用外部改裝方式，對(duì)飛機(jī)的氣動(dòng)影響較大，而且影響飛機(jī)試飛時(shí)的性能，這是不能接受的。這種情況適合選擇半埋式改裝方式，所謂半埋式改裝方式，就是傘艙的一部分在尾段內(nèi)部，一部分在尾段外部，傘艙與尾段之間具有一定的光滑過渡區(qū)，不會(huì)給飛機(jī)帶來較大的氣動(dòng)影響。同時(shí)在蒙皮上增加有針對(duì)性的加強(qiáng)件，將傘載荷傳遞至機(jī)身主要受力結(jié)構(gòu)上。這種方式結(jié)構(gòu)效率比較高，對(duì)飛機(jī)的氣動(dòng)性能影響可接受，但是對(duì)飛機(jī)的原蒙皮改動(dòng)量較大。比如ARJ21-700飛機(jī)就是這種改裝形式，具體改裝結(jié)構(gòu)參見專利[6]，如圖4所示。

圖3 外部支架改裝圖示

圖4 半埋式改裝圖示

3 結(jié)束語

隨著現(xiàn)代民機(jī)的發(fā)展，在飛機(jī)操作系統(tǒng)中都有防失速程序，防止飛機(jī)在飛行時(shí)進(jìn)入失速或深失速狀態(tài)。然而，在一個(gè)新機(jī)型的試飛階段，必須通過試飛來驗(yàn)證飛機(jī)的失速性能，失速改出傘是對(duì)飛機(jī)和飛行員的一個(gè)重要的安全保障，其研制與試驗(yàn)技術(shù)日趨成熟。由于美國和歐洲等發(fā)達(dá)對(duì)失速改出技術(shù)的保密，很難從公開資料中獲取有用的失速改出傘技術(shù)，所以只能通過自身技術(shù)的改進(jìn)和經(jīng)驗(yàn)的積累來推動(dòng)我國飛機(jī)失速改出裝置水平的提高。

[1]郭博智，陳迎春.商用飛機(jī)專業(yè)術(shù)語[M].北京：航空工業(yè)出版社，2011.

[2]中國民用航空總局.CCAR—25中國民用航空規(guī)章，第25部[S].北京：中國民用航空總局，2001.

[3]王啟，劉尚民，王育林.ARJ21-700飛機(jī)模型自由飛失速改出傘驗(yàn)證技術(shù)[J].飛行力學(xué)，2009，27（6）：64-67.

[4]趙濤，王啟.反尾旋傘動(dòng)態(tài)仿真計(jì)算研究[J].飛行力學(xué)，2001，19（4）：19-22.

[5]李樹有，張培田.飛機(jī)反尾旋傘系統(tǒng)設(shè)計(jì)準(zhǔn)則[J].飛行力學(xué)，2002，20（1）：46-50.

[6]梅鶴生，郝新超，孟慶功，等．飛機(jī)失速改出裝置：中國，CN 102501976 A[P]．2012－06－20.

The Structure on Stall Recovery Parachute

HE Zhou-li,XU De-sheng
（Shanghai Aircraft Design and Research Institute，Shanghai 201210，China）

Aircraft stall flight test is a high difficulty，high risk flight test subjects，once the aircraft fly into deep stall，the pilot using the ordinary method is difficult to recover or even can not be recovered from the stall.In order to ensure the safety of the aircraft and pilot in the stall flight test，it is necessary to install the stall recovery parachute in the tail section of the aircraft.According to the different installation types of stall recovery parachute on different aircrafts，summed up the three different installation of the stall recovery parachute，available for reference to the use of aircraft designer.

stall；stall recovery parachute；flight test；modification

V211.7

A < class="emphasis_bold">文章編號(hào)：1

1672-545X（2017）05-0058-03

2017-02-02

何周理（1983－），男，湖南人，碩士研究生，工程師，研究方向：民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與研究。