来源：军武速递官方
9月11日航空工业公众号发布了一篇文章，提到了在FL51风洞中进行的小展弦比飞机标模的水平风洞尾旋模拟试验。该试验成功验证了试验系统的尾旋模拟试验能力，为飞行器尾旋特性研究提供了新质试验技术。
迎角不小，似乎不低于30度
FL51风洞在哈尔滨，属于中航工业气动研究院。该院其实最早是属于著名的哈军工（中国人民解放军军事工程学院）。在同一篇文章中就提到了该院最早的风洞FL5，那就是哈军工时期建设的新中国第一座风洞，也是一座功勋风洞了，是开口回流式低速风洞，试验段直径1.5米，曾经用于雅克18仿制以及歼教1的自主设计。
FL51也是低速风洞，但试验段要比FL5大很多，为4.5米×3.5米，具有开/闭口可互换试验段，是具有世界先进水平的4米级低速风洞。开口状态的最大风速为85米/秒，闭口最大风速为100米/秒。这次试验就是在开口状态下进行的。
FL51的全貌和闭口段试验情景
尾旋大体上是飞机在滚转过程中遇到突发情况，其中一个机翼的迎角过大发生失速，升力突然大幅度降低，左右机翼力矩不平衡导致了机身丧失方位稳定性和横向稳定性，绕纵轴发生急速旋转的运动。战斗机由于在空战中经常要做出激烈的机动动作，更容易进入尾旋，所以设计战斗机的时候，尾旋特性是必须搞清楚的。由于尾旋的产生与飞机的气动布局关系很大，并没有统一的改出尾旋的标准操作，因此研究尾旋就特别重要。
从这篇文章里能看到FL51风洞试验的飞机是一架展弦比较小，大后掠角的飞翼。飞翼的最大特点就是没有垂直安定面，也就失去了控制方位稳定性的重要手段，这对于改出尾旋相当麻烦。而且，飞翼布局的特点是俯仰、方位、横向稳定性是耦合的，牵一发动全身；常规布局这点就比较好，上述三个轴的稳定性是各干各的，不怎么相关，其中一个出了事比较好对付，代价就是各个安定面带来不少空气阻力。
让人耳目一新的是，该模型使用了可动翼尖来解决飞翼的改出尾旋问题。个人看法，当翼尖垂直于机翼的时候，其作用就相当于垂直尾翼了，可以增强方位稳定性。同时，力矩较大的那个机翼外侧又丧失了一部分升力，这样就减小了有害的力矩，相应就降低了尾旋的角加速度。注意视频中尾旋开始时是右侧机翼大幅上扬，所以也是右侧的可动翼尖先启动，同时还有该机翼上副翼的偏转以辅助降低尾旋速度。视频中能看到在大幅度降低了尾旋速度之后，右侧翼尖回复原位，而左侧的翼尖开始启动但幅度远不如右侧翼尖那么大，此时尾旋基本停止，然后两边的副翼都上偏，最终完成改出。
这是一种很新颖的反尾旋思路，对于飞翼布局特别合适。另外这个飞翼布局是小展弦比，大后掠角，明显是针对高速飞行的。而整个模型的外形相当光滑，在机首部分是很清晰的蚌壳式截面，隐身的考虑不言而喻。此外模型在风洞中的迎角也挺大，第一张图片中的迎角可能不小于30度。看起来是一种具备大迎角飞行能力的隐身高速飞翼布局，不知机动性如何。另外，从模型上看不出进气道在哪里？如果是背负式进气道，大迎角下的进气效率会受到很大影响，并不适合空战。但不管怎么说，这都是中国航空科技人员对于新技术和新思路的大胆尝试与探索，值得鼓励！