1.3.2 结果与分析
1.四种尾翼布局对全机纵向气动性能的影响
从实验中得出全机在配置4种不同尾翼的情形下（机翼无上反），全机的最大升力系数Cy 均在2.49～2.5之间，并且均在21°附近飞机达到临界迎角。全机的升力系数斜率均保持在0.118左右。并且实验结果表明，4种不同尾翼布局对全机的零升阻力系数Cx0均没有明显的影响。由表1.1可以看出，全机的纵向稳定裕度产生了较大影响，而且尾翼的展弦比越大，
越大，即
～展弦比λ。
表1.1 各种参数对比
由图1.5可以看出，在舵面偏角处于中立位置时，全机的纵向稳定性主要与迎角产生的纵向力矩有关。平尾处在翼身组合体的下洗范围内，在尾翼处会产生一个下洗角ε，并且可以发现，V形尾翼上反越厉害如4#V尾（机翼无上反），随着飞机迎角的不断增大，出现了与孔繁美教授的风洞实验一样的情形：全机的纵向力矩曲线会渐渐地趋于平缓，甚至超过一定迎角后，曲线会有一个“回环”出现，即曲线向上迂回，全机的纵向力矩满足不了其需用配平力矩。
原因分析：当飞机向前或向下俯冲时，迎面来流流经机头、机翼、机身，首先在机头和机翼处会产生自身的脱体涡，再加之副翼的偏转会使在尾翼前缘处产生严重的下洗气流和下洗角。V 形尾翼上反的角度越小，其有效展弦比越大，有效配平力越大，而且安装的角度会有所降低，受下洗区涡流的下洗影响要稍小些，可以大大地延迟失速界限；相反，V 形尾翼上反的角度太大，相对于小角度上反时安装的隐形高度会提高，从而受下洗区的影响也越大，随着迎角的增加，会使飞机进入严重的深失速区，失去配平能力，会严重影响全机的纵向稳定性，影响飞行安全。
图1.5 不同尾翼形式全机纵向力矩对比曲线
纵向力矩特性对比曲线如图1.6所示，以2#V尾（机翼无上反）为例。单独机身
为2.17，翼身组合体的
为0.125，而全机的
达到-0.135，尾翼占到了全机的纵向力矩的 78%，可以看出尾翼对纵向配平起着至关重要的作用，能实现全机的纵向力矩配平，从而满足全机静稳定性的要求。
图1.6 纵向力矩特性对比曲线
2.机翼、尾翼对全机横航向稳定性的影响
实验中采取了横向和纵向对比的方法，先后分两组进行了横向对比，即机翼无上反 + 4种尾翼（A组）、机翼上反3° + 4种尾翼（B组），以5°攻角 + 11个侧滑角排列组合做迎风来流。
1）横向比较
从图1.7和图1.8中可以看到：A组的机翼无上反 + 1#单垂尾与B组的机翼上反3° + 1#单垂尾相比较得出：在以一定的侧滑角来流时，机翼上反角只会对全机的滚转力矩有贡献，而并不影响偏航力矩。并且这两种情况全机的偏航力矩都随着侧滑角呈一种趋于线性的规律，即
趋于一个定值R。这是因为机翼的小角度上反会使飞机在迎风来流时在左右机翼上产生阻力差，对全机的偏航力矩做出了贡献。但是在现实飞行中，因机翼相对于尾翼来说离飞机的重心较近，故机翼上反产生的偏航力矩相对很小。当β＞0时，左机翼上反在侧滑来流中的实际迎角为αn=α-βsin α，而右机翼上反的αn=α+βsin α，故左机翼迎角小、升力小、下洗小；右机翼迎角大、升力大、下洗大。配有单垂尾形式的尾翼处在上反机翼不对称的下洗流场中，并不会产生相应的横向附加侧力，因此机翼无上反 + 1#单垂尾与机翼上反3° + 1#单垂尾的偏航力矩近乎相同。
图1.7 机翼无上反偏航力矩特性对比曲线
图1.8 机翼无上反滚转力矩特性对比曲线
2）纵向比较
从图1.9和图1.10中可以看出，A组加上V形尾翼后对全机的偏航力矩和滚转力矩都有贡献，但是全机的偏航力矩仍呈线性递增趋势，如果对B组机翼加上V形尾翼，偏航力矩就是一条递增的曲线。孔繁美教授把这个归因于V尾处在上反机翼严重的不对称下洗流场中。由于V尾上翘，左右下洗引起的升力差，会在右侧V尾上产生一个垂直于V尾平面的反向法向力，而在左侧V尾上产生一个正向法向力，它们的分力的合力共同提供了整个V尾向右的一个附加侧力，相对于飞机重心会产生一个附加偏航力矩Δmy，但
，即提供了一个横向不稳定力矩，正好与V尾单独作用产生横向静稳定性相违背，随着α的增大，机翼上反引起的不对称下洗流场会更强，V尾受其影响也就更严重。
图1.9 机翼有上反偏航力矩特性对比曲线
图1.10 机翼有上反滚转力矩特性对比曲线
但是V尾的上反程度是有一定界限的，一般上反20°～45°为宜，太小起不到V尾的上反效应，太大不仅会影响全机的纵向配平能力，而且会使横航向的恢复力矩过大，出现侧滑打舵无力，当超过临界迎角发生自转时，会使飞机进入尾旋。