尾旋

尾旋

尾旋(尾旋)

尾旋又稱螺旋(Spin)，是飛機(jī)的攻角(迎角)超過臨界迎角后，發(fā)生的一種連續(xù)的自動(dòng)的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。在尾旋發(fā)生過程中，飛機(jī)沿著一條小半徑的螺旋線航跡一面旋轉(zhuǎn)、一面急劇下降，并同時(shí)繞滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航三軸不斷旋轉(zhuǎn)。這種重心沿陡的螺旋線航跡急劇下降的自發(fā)運(yùn)動(dòng)，特點(diǎn)是迎角大，約20度-70度；螺旋半徑小，甚至只有幾米；旋轉(zhuǎn)角速度高可達(dá)每秒幾弧度，下沉速度大，甚至達(dá)每秒百米。 尾旋不是飛機(jī)的正常飛行狀態(tài)，飛機(jī)尾旋的成因與失速有直接關(guān)系，簡(jiǎn)單的可以說成是一側(cè)機(jī)翼比另一側(cè)機(jī)翼先進(jìn)入失速，具體情況因機(jī)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(jī)的尾旋，另一類是高速后掠翼或三角翼飛機(jī)的尾旋。 低速平直翼飛機(jī)的尾旋，一般都是在攻角超過臨界攻角后，飛機(jī)喪失橫側(cè)阻尼(如側(cè)滑)，形成機(jī)翼自轉(zhuǎn)而進(jìn)入的。以進(jìn)入右尾旋為例，在攻角超過臨界攻角的情況下，出于某種原因飛機(jī)向右滾轉(zhuǎn)時(shí)，右機(jī)翼下沉，攻角增大，升力系數(shù)反而減小，產(chǎn)生負(fù)的附加升力；左翼上仰，攻角減小，接近臨界攻角，升力系數(shù)反而增大，產(chǎn)生正的附加升力。左、右機(jī)翼附加升力所形成的力矩不僅不阻止飛機(jī)滾轉(zhuǎn)，反而迫使飛機(jī)繼續(xù)加速向右滾轉(zhuǎn)，這種現(xiàn)象稱為機(jī)翼自轉(zhuǎn)。飛機(jī)進(jìn)入向右的自轉(zhuǎn)以后，不僅升力減小，而且升力方向因飛機(jī)滾轉(zhuǎn)而不斷向右傾斜。這時(shí)升力在鉛垂面內(nèi)的分力小于飛機(jī)重量，飛機(jī)將迅速下降高度，運(yùn)動(dòng)軌跡將由水平方向逐漸轉(zhuǎn)向鉛垂方向。升力在水平面內(nèi)的分力起著向心力的作用，使飛機(jī)在下降過程中向右作小半徑的圓周運(yùn)動(dòng)。同時(shí)由于氣流方向不斷改變，在安定性的作用下，使飛機(jī)向右旋轉(zhuǎn)。于是飛機(jī)便進(jìn)入一面旋轉(zhuǎn)，一面沿螺旋軌跡下降的右尾旋。 　 高速后掠翼或三角翼飛機(jī)，由于攻角超過臨界攻角后，起初升力系數(shù)下降是平緩的，不易形成機(jī)翼自轉(zhuǎn)，飛機(jī)不易進(jìn)入尾旋，除非側(cè)滑角較大時(shí)，才可形成機(jī)翼自轉(zhuǎn)而進(jìn)入尾旋。但是飛機(jī)往往在失速后，會(huì)出現(xiàn)方向發(fā)散，一且出現(xiàn)側(cè)滑，則側(cè)滑角自動(dòng)增大，繼而形成機(jī)翼自轉(zhuǎn)，而使飛機(jī)墜入尾旋。

一般是因?yàn)轱w行員操作不當(dāng)造成飛機(jī)迎角過大或遇到突風(fēng)而發(fā)生的.。由于尾旋的不可控性，極易造成飛機(jī)的墜毀，正常情況下應(yīng)該盡量避免進(jìn)入尾旋。但為了訓(xùn)練飛行員遇到尾旋時(shí)的處理能力及研究尾旋的改出方法，某些機(jī)動(dòng)性較高飛機(jī)，如殲擊機(jī)、教練機(jī)，允許有意進(jìn)入尾旋并改出。機(jī)動(dòng)性較差的飛機(jī)，如轟炸機(jī)、偵察機(jī)以及非機(jī)動(dòng)性飛機(jī)，如旅客機(jī)、運(yùn)輸機(jī)，則嚴(yán)禁進(jìn)入尾旋。由于尚不能保證飛機(jī)在任何情況下都不會(huì)意外地進(jìn)入尾旋，多年來尾旋事故屢有發(fā)生。

完整的尾旋運(yùn)動(dòng)由三個(gè)階段組成，即進(jìn)入階段、尾旋階段和改出階段。尾旋階段又可分成尾旋過渡階段和垂直尾旋階段。垂直尾旋階段是研究尾旋的主要階段。根據(jù)飛機(jī)是由正飛或倒飛進(jìn)入，尾旋又分為正尾旋和反尾旋。根據(jù)尾旋時(shí)飛機(jī)俯仰角的不同，尾旋還可分為陡尾旋、緩尾旋和平尾旋。 采用失速特性較好的翼型和機(jī)翼平面形狀，盡量使質(zhì)量沿機(jī)翼機(jī)身分布合理，減少大迎角時(shí)機(jī)翼、機(jī)身對(duì)尾翼的遮蔽以提高舵面效率等，是保證飛機(jī)具有滿意尾旋特性所經(jīng)常采用的設(shè)計(jì)措施。

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