基本介紹
- 中文名：尾旋
- 外文名：Spin
- 別名：螺旋
- 定義：飛機的攻角(迎角)
原理,造成原因,尾旋的階段,進入階段,初始階段,發展階段,改出階段,反尾旋裝置,
原理
尾旋，是飛機的攻角(迎角)超過臨界迎角後，發生的一種連續的自動的旋轉運動。在尾旋發生過程中，飛機沿著一條小半徑的螺旋線航跡一面旋轉、一面急劇下降，並同時繞滾轉、俯仰、偏航三軸不斷旋轉。這種重心沿陡的螺旋線航跡急劇下降的自發運動，特點是迎角大，約20度-70度；螺旋半徑小，甚至只有幾米；旋轉角速度高可達每秒幾弧度，下沉速度大，甚至達每秒百米。
尾旋不是飛機的正常飛行狀態，飛機尾旋的成因與失速有直接關係，簡單的可以說成是一側機翼比另一側機翼先進入失速，具體情況因機種的不同而有所不同，大體說來可分為兩類：一類是低速平直翼飛機的尾旋，另一類是高速後掠翼或三角翼飛機的尾旋。
低速平直翼飛機的尾旋，一般都是在攻角超過臨界攻角後，飛機喪失橫側阻尼(如側滑)，形成機翼自轉而進入的。以進入右尾旋為例，在攻角超過臨界攻角的情況下，出於某種原因飛機向右滾轉時，右機翼下沉，攻角增大，升力係數反而減小，產生負的附加升力；左翼上仰，攻角減小，接近臨界攻角，升力係數反而增大，產生正的附加升力。左、右機翼附加升力所形成的力矩不僅不阻止飛機滾轉，反而迫使飛機繼續加速向右滾轉，這種現象稱為機翼自轉。飛機進入向右的自轉以後，不僅升力減小，而且升力方向因飛機滾轉而不斷向右傾斜。這時升力在鉛垂面內的分力小于飛機重量，飛機將迅速下降高度，運動軌跡將由水平方向逐漸轉向鉛垂方向。升力在水平面內的分力起著向心力的作用，使飛機在下降過程中向右作小半徑的圓周運動。同時由於氣流方向不斷改變，在安定性的作用下，使飛機向右旋轉。於是飛機便進入一面旋轉，一面沿螺旋軌跡下降的右尾旋。
高速後掠翼或三角翼飛機，由於攻角超過臨界攻角後，起初升力係數下降是平緩的，不易形成機翼自轉，飛機不易進入尾旋，除非側滑角較大時，才可形成機翼自轉而進入尾旋。但是飛機往往在失速後，會出現方向發散，一且出現側滑，則側滑角自動增大，繼而形成機翼自轉，而使飛機墜入尾旋。
造成原因
一般是因為飛行員操作不當造成飛機迎角過大或遇到突風而發生的。由於尾旋的不可控性，極易造成飛機的墜毀，正常情況下應該儘量避免進入尾旋。但為了訓練飛行員遇到尾旋時的處理能力及研究尾旋的改出方法，某些機動性較高飛機，如殲擊機、教練機，允許有意進入尾旋並改出。機動性較差的飛機，如轟炸機、偵察機以及非機動性飛機，如旅客機、運輸機，則嚴禁進入尾旋。由於尚不能保證飛機在任何情況下都不會意外地進入尾旋，多年來尾旋事故屢有發生。
由偏離產生的飛機擾動運動的發展，大多數情況下都以進入尾旋狀態而告終。尾旋中飛機的動力學和操縱特性與基本飛行狀態有著本質的區別。因而，這些狀態在很大程度上決定著大迎角下的操縱安全。對每個新型飛機來說都一定要進行尾旋動力學的研究。尾旋研究的手段相當廣泛。它包括在風洞中所作的飛機模型的天平測量試驗和動態試驗，以及大比例尺遙控模型和真實飛機的試飛。研究尾旋時，還廣泛使用計算法，以及在飛行模擬器上對這些運動狀態的半物理仿真。
用於改善基本飛行狀態操穩品質的控制增穩系統，在大迎角下應增加防止偏離的自動控制功能。現在正在研製接近危險狀態時的自動告警裝置、邊界狀態自動限制器，以及自動防偏離和自動尾旋改出系統。
尾旋的階段
進入階段
不管是有意的還是無意的．在尾旋進入階段．飛行員為進入尾旋提供了必要的基礎條件。為了示範尾旋，其進入的步驟和無動力失速類似。在進入期間．應該慢慢降低功率到慢車．同時要抬升機頭到可以導致失速的俯仰姿態。在飛機接近失速時，向後控制升降舵達到它的最大行程的同時向預期的尾旋方向平穩地施加滿方向舵。在尾旋過程中一直要保持副翼位於中立位置，除非AFM/POH另有規定。
初始階段
初始階段從飛機失速並旋轉開始直到完全發展成尾旋為止。對於大多數飛機。完成這個變化過程需要兩罔。沒有發展成穩定狀態尾旋的初始階段經常被用來介紹尾旋訓練和改出技術。在這個階段，空氣動力學受的力和慣性力還沒有達到平衡。隨著初始階段尾旋的發展，指示空速應該接近或低於失速空速，轉彎側滑指示儀應該指示尾旋的方向。
在完成360°旋轉之前就應該開始執行改出初始尾旋的步驟。飛行員應該向尾旋相反的方向使用滿方向舵。如果飛行員不確定尾旋的方向．那么檢查轉彎側滑儀；它的偏轉就表示旋轉方向。
發展階段
發展階段是飛機的旋轉角速度、空速和垂直速度在近乎垂直的航跡上穩定下來的一種狀態。這時飛機的空氣動力學受力和慣性力處於平衡狀態．其繞垂直軸的姿態和角度以及自己維持的運動是恆定的或不斷重複的。這時尾旋處於平衡狀態。
改出階段
改出階段發生在機翼迎角降低到低於臨界迎角，且自動旋轉速度降低的時候。然後機頭變陡，旋轉停止。這個階段可能持續四分之一圈到好幾圈。
為了改出尾旋，需要施加控制壓力使旋轉和失速停止，從而打破尾旋的平衡。為了完成尾旋改出，應該遵守製造商建議的步驟。
反尾旋裝置
對於新機大迎角試飛必須研製和安裝反尾旋裝置，當前普遍採用的是反尾旋傘。對反尾旋傘的使用要求是：
(1)系統工作可靠，並按照使用說明定期檢查維護；
(2)應進行充分的地面試驗，包括安裝到飛機後的地面滑行拋放傘試驗；
(3)大迎角試飛前應進行空中拋放傘試飛；
(4)應該對反尾旋傘效果進行模型自由飛驗證；
(5)應該在地面飛行模擬器上，驗證使用反尾旋傘的功能和性能及其改尾旋效果，培訓試飛員；
(6)在飛機上應給試飛員提供足夠明顯的反尾旋傘工作狀態顯示；
(7)反尾旋傘的操縱開關應該可靠、方便並不易誤操縱。
(8)反尾旋傘安裝位置特別重要，既要保證射傘和拖傘過程中不被尾噴口高熱燒斷，又要保證尾旋過程中，傘和傘繩不纏繞飛機結構。
