通用飛機反尾旋傘參數設計研究

胡海波

摘 要：飛機反尾旋傘系統是試飛安全的重要保證，傳統的風洞試驗、理論計算或經驗公式對反尾旋傘系統參數的確定均存在不同的應用缺陷。本文結合NASA相關試驗數據，推導出一種適合通用飛機反尾旋傘系統參數確定的理論計算方法，并結合型號工程實踐及與風洞試驗數據對比，證明了其在通用飛機領域，具有一定的應用意義。

關鍵詞：反尾旋傘系統;通用飛機;參數確定;

1.概述

為滿足通用飛機的運行安全，23部適航條款對飛機失速和尾旋性能提出了較高的要求，在型號研制階段，必須對飛機的失速特性和尾旋性能通過試飛進行驗證，證明其滿足23.221條款要求。

為保證試飛安全，中國民用航空局航空器適航審定司發布的《航空器型號合格審定程序》（AP-21-AA-2011-03-R4）推薦使用被證明是有效的尾旋改出傘系統來作為失速特性和尾旋試飛時的安全應急保障系統。

尾旋改出傘系統的核心是反尾旋傘，反尾旋傘結構主要包括引導傘，引導傘繩、主傘及主傘繩。

除了開傘順序，反尾旋傘主傘形式、尺寸及主傘繩長度的合理選擇是反尾旋傘系統設計好壞的關鍵。

2.研究現狀

對于某一機型適用的反尾旋傘，其主傘尺寸和傘繩長度確定的唯一準確方法是對其縮比模型進行尾旋風洞試驗[1]。在我國，進行尾旋風洞試驗除了會使得研制費用大幅飆升之外，風洞資源的緊張也會導致研發周期大大加長。這兩者對于研制成本和研發周期非常敏感的通用飛機，都是幾乎不可接受的。

另一種確定飛機反尾旋傘設計參數的方式是理論計算。在飛機尾旋運動的各種理論計算方法中，至今為止，飛機六自由度仿真計算仍然是最為可靠的方法，但六自由度仿真計算中最關鍵的環節就是建立合理的空氣動力模型和要有一個完整的空氣動力數據庫。而為了獲得有效的空氣動力數據庫，通常要進行包括：靜態六分力測力試驗、振蕩天平動導數試驗和模擬穩態尾旋情況的旋轉天平試驗等大量的試驗。并且六自由度仿真計算也只能給出反尾旋傘的尺寸參數及對應需要改出尾旋的時長，并不能解決反尾旋傘設計中的其它關鍵問題，如主傘繩長度、開傘沖擊載荷系數及其作用時間、開傘充氣時間及傘的穩定性等，這些問題都同樣需要用試驗的方法來確定。

歐美及前蘇聯也給出了一些工程經驗估算公式來確定反尾旋傘幾何尺寸，但利用這些估算公式給出的傘基本參數差異很大，如對某型飛機通過四種常見的估算公式進行計算，得到的反尾旋傘基本參數見下表[2]。由表中數據可知，不同經驗公式給出的反尾旋傘阻力面積差別相當大，對工程實踐指導意義較低。

NASA利用蘭利研究中心的尾旋風洞設施，對一架典型的低翼、單引擎飛機的1/11模型進行了研究和測試，獲得了一系列具有統計意義的試驗數據[1][3][5]。通過研究發現，這些測試數據和相關結論，對23部通用飛機的反尾旋傘參數選擇，具有很好的指導意義。

下文基于NASA研究結論，對一種適用于通用飛機的反尾旋傘參數理論計算方法進行研究。

3.通用飛機反尾旋傘參數設計研究

3.1 主傘形式選擇

由于反尾旋傘系統的主要原理是反尾旋傘張開后提供足夠的、方向正確的改出力矩，要求反尾旋傘具備足夠的位置穩定性，也是反尾旋傘型式選擇的重要考慮因素。為保證尾旋改出功能可靠，反尾旋主傘要求開傘后傘的擺動幅度要小于±10°。經驗表明環縫傘和條帶傘穩定性好，滿足要求，但是這兩種傘制造工藝復雜、開傘后復裝疊放難度大、帶來的研制成本也相對較高[3]。

十字形傘也具有較好的穩定性[4]，其平均擺動幅度不大于±3°，相比環縫傘和條帶傘，十字形傘制造工藝簡單，成本低，開啟振動小，更適用于通用飛機研制需求。

3.2 主傘參數選擇

尾旋運動的發生是由于飛機超過失速迎角飛行時，流過機翼的氣流發生了不對稱的氣流分離所造成。當飛機的飛行迎角超過失速迎角時，在迎面氣流作用下，機翼表面氣流分離區分布會出現不對稱，如果此時飛機有繞縱軸滾轉運動激勵（如偏轉方向舵），所產生的氣動力矩將加速飛機的滾轉，稱為機翼自轉。如果不及時制止，這種自發旋轉的趨勢會不斷加強，最終導致形成飛機的尾旋運動。

改出尾旋的關鍵在于產生足夠的制止飛機偏航和滾轉的力矩，產生使飛機減小迎角的力矩，反尾旋傘系統就是在常規操縱無法提供足夠的改出力矩的情況下，通過傘衣迅速充氣張開而產生與飛機飛行速度相反的制動阻力，產生很大的制止飛機偏航和俯仰運動的制動力矩，從而使飛機從尾旋中改出。

為了將傘尺寸設計與飛機的尺寸參數聯系起來，根據尾旋產生的原因和反尾旋系統作用原理，尾旋傘產生的力矩和飛機旋轉產生的力矩之間應具有一定的關系，尾旋傘才能具備使飛機改出尾旋的功能。參考圖1尾旋運動及尾旋傘釋放時位置關系：

1） 尾旋運動主要由左右機翼不對稱的氣動載荷力矩導致飛機圍繞重心發生旋轉，而氣動載荷與機翼面積有一定的關系，力矩與翼展相關;

2） 反尾旋傘的作用原理，尾旋傘在展開時，其傘展開時迎風面積和相對速度帶來的載荷沖量，通過傘繩作用到傘繩根部的機體結構上，由于傘繩根部和飛機重心之間有一定的距離，這就提供了一個不小于由于機翼產生的尾旋運動力矩，飛機在這兩個力矩的作用下，改出尾旋。

根據進入尾旋后飛機在高度上的變化不同，尾旋從模態上可以分為平旋和陡旋，尾旋模態一般通過縮比模型自由飛試驗獲得。NASA利用1：11模型在蘭利風洞中進行了反尾旋系統主傘的測試研究，得到了平旋和陡旋時，所需傘直徑的建議數據圖[3]，見圖2。

圖2中測試用傘為圓形傘，阻力系數為0.5，對于平尾旋改出推薦的有效圓直徑為10.5 ft，對于陡尾旋改出推薦的有效圓直徑為9.5 ft，直徑過小不能快速改出，直徑過大對于改出效率提升不高。對于在選定傘材料及形式后，可以參考給定出反尾旋傘的尺寸參數。38A7110E-08E5-4A40-A371-471E19CF5E16

3.3 主傘繩長度選擇

一般來說，飛機尾流場是非均勻的、尾流場中氣流動壓比自由流動壓小得多，尾流場中某些局部還會有氣流倒流現象。而這些都會使反尾旋傘充氣困難，并且此時如果所選擇的反尾旋傘繩長度不合適，將影響飛機改出尾旋。傘繩太短容易纏繞到機體或者處于尾部亂流中難以充氣，太長會導致傘在飛機上方沿自旋軸運動，主要產生俯仰力矩，而獲得的尾旋恢復所需要的偏航力矩很小，導致尾旋無法改出，見下圖3所示。

根據典型飛機尾旋風洞試驗結論，平尾旋比陡尾旋對傘繩的要求要嚴格;陡尾旋由于帶有較大的豎直方向的速度分量，反尾旋傘在拋射出后，更容易離開飛機尾流區，對傘繩長度不那么敏感[5]。通過NASA研究數據，對于NASA所研究對象飛機的反尾旋系統，當傘繩取6米時，對平尾旋和陡尾旋均有較好的改出效果。

傘繩長和傘繩根部到飛機重心的距離值相關。將其參數與NASA研究模型參數進行計算分析發現，傘繩長度約為傘繩根部到飛機重心的距離值的1.55倍，時，能獲得較好的改出效果和適用性。

4.某型飛機反尾旋傘設計應用及數據對比

根據以上研究結論，對某型飛機反尾旋傘參數進行了設計。某型號通用飛機翼展為12.250m，機翼面積為17.26㎡，飛機重心到傘繩根部距離為5.45m，其模型自由飛顯示尾旋模態為陡尾旋，選擇其反尾旋傘有效圓直徑為9.5ft。

其選擇的主傘使用一種典型的十字傘[6]，采用0孔隙率、37gsm單位質量的耐撕裂聚酯纖維制成，傘的阻力系數為0.81。

利用圖1及傘繩長與傘繩根部到飛機重心之間距離的比例，得到其十字形傘長為3.56m，寬為0.96m，實際阻力面積為4.92㎡，主傘繩長為8.6m。

該型號也進行了尾旋風洞試驗，試驗數據推薦其反尾旋傘阻力面積選取4.6㎡，傘繩長度9.5m。通過對比發現，本文獲得的參數獲取方法與風洞試驗結論一致性較好。

該型號依據上述數據對其反尾旋傘系統進行了設計和裝機，并成功完成了相關地面滑跑和空中開傘試驗，其反尾旋傘系統設計通過了局方審查認可。安裝該系統的原型機成功完成了失速特性和尾旋表明符合性試飛。

5.結論

本文通過對現有飛機反尾旋傘設計方法進行研究，并對NASA公開的典型飛機尾旋風洞測試數據進行分析，建立了一種適用于通用飛機的成本較低的、研發周期短的、具備足夠可靠性的反尾旋傘參數設計計算方法，并與對應型號的尾旋風洞試飛結論進行了對比，證明了該方法在通用飛機領域，具有一定的應用意義。

參考文獻：

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

[2]王啟高浩《反尾旋傘系統設計與試驗研究》西北工業大學;

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

[4]王利榮.降落傘理論與應用[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