F—16飞机大迎角飞行特性分析

采用六自由度全量运动方程和三通道飞行控制系统模型，使用时域动态响应的方法，研究了Ｆ－１６飞机在大迎角下飞行的深失速特性和尾旋特性，并对尾旋进入和改出的机理进行了探讨。通过分析研究可午出结论：Ｆ－１６飞机具有深失速特性，若进入深失速后，可用先拉杆后推杜操纵方法改出；Ｆ－１６飞机进入尾旋的主要原因是航向自转和偏航、滚转气动交感；在改出尾旋过程中，方向舵操纵力矩、航向静不稳定力矩、偏航惯性交感力矩对制止     

鸭式飞机矢量喷流对大迎角气动特性的影响

针对单发鸭式布局飞机，通过低速风洞试验，研究了矢量喷流对飞机大迎角气动力的影响特性。研究结果表明：发动机喷口直径变大使得飞机大迎角升力和阻力系数增加，并产生低头力矩系数。喷流使得飞机大迎角升力和阻力系数明显增加，并产生低头力矩系数；大喷口状态喷流影响比小喷口状态高50%左右。发动机喷管上/下偏转时，矢量喷流对飞机上下表面气流诱导不对称，喷管上偏减小升力和阻力系数、产生抬头力矩系数，喷管下偏增加升力和阻力系数、产生低头力矩系数，且喷管下偏影响明显比上偏大。在此基础上，基于数值模拟结果对喷流与飞机主流的相互作用机理进行了分析。     

立式风洞尾旋技术改进及试验验证

为降低立式风洞尾旋试验系统对飞机自由尾旋试验结果的影响,开发了一套适用于尾旋模型的舵面遥控系统、优化了模型悬挂系统,研究了悬挂系统对飞机尾旋特性的影响。研究结果表明：研制的模型操纵面控制系统具备任意操纵面组合偏转的能力,可以满足飞机尾旋试验要求;悬挂系统各部件重量和外形变化对旋转角速度略有影响,对飞机尾旋迎角、尾旋改出方法、尾旋改出圈数等影响很小。     

Φ5m立式风洞旋转天平试验装置研制

Φ5m立式风洞旋转天平试验装置是为开展飞机尾旋特性研究而研制的重要基础设备,主要用于测定模型在绕风轴以不同速率作等速旋转状态下的气动特性,为飞机尾旋特性的分析和预测提供必要的气动参数。该装置采用双立柱弧形轨结构形式,采用网络一体化试验管理和控制模式,不但能够开展旋转天平试验,而且还具备动导数试验、大迎角试验、旋转/振荡耦合试验等功能。主要介绍旋转天平试验装置系统组成和设计,分析了引导性试验结果,最后给出了结论。     

具有迎角／过载限制器的俯仰增稳系统控制律的研究

本文以JJ-6飞机为例,研究了采用具有迎角/过载限制器的俯仰增稳系统对该机在大迎角下稳定性和操纵性的影响.并根据该机在大迎角下的偏离/失速运动机理,探讨系统中限制器边界值确定的原则。研究结果表明,该系统具有抗偏离/失速的能力,进而可以防止尾旋发生。但在大迎角下过大的横侧操纵,飞机仍能进入尾旋运动。     

绳系并联支撑飞机模型绕速度矢量旋转运动设计与模拟

绕速度矢量旋转运动风洞试验是研究战斗机尾旋和大迎角复杂机动特性的一种重要手段，其中模型支撑是关键。创新性地设计了基于六自由度绳系并联支撑的旋转运动方式。提出定旋转角速度和定气流角2种旋转运动设计方法，推导得到旋转运动参数与模型位姿之间的关系式，并给出两者的关联；结合支撑系统动力学模型，设计绳长为控制变量的计算力矩控制律。通过ADMAS软件仿真和原理样机试验验证，结果表明所提设计方法可以实现飞机模型绕速度矢量变气流角定速率、定气流角变速率等复杂变参数旋转运动，且定气流角方法既能满足三自由度定耦合比关系，还能准确地模拟战斗机正飞/倒飞尾旋运动，这将为深入研究尾旋和大迎角机动特性提供技术支持。     

翼吊布局长涵道发动机短舱气动布局优化研究

采用CFD数值计算的方法,对翼吊发动机长涵道短舱相对于机翼的前伸量和下沉量进行优化分析.分析了发动机短舱不同前伸量、下沉量时,飞机在高速巡航状态的干扰阻力和升力损失,以及满足低速平飞最小可用升力下,大迎角状态的失速特性,并计算分析了马赫数对优化结果的影响.计算结果表明,前伸量X/C =0.1时,干扰阻力及升力损失较小;...     

超音速旋转弹翼式“X-X”型导弹弹翼部分的诱导滚转力矩

本文研究的对象是以小迎角、小侧滑角和一般超音速飞行的旋转弹翼式“X-X”型导弹。当它偏转弹翼进行俯仰和偏航控制时,弹翼部分的不对称绕流会在弹翼上产生不对称载荷分布,从而诱导出滚转力矩。本文主要依据空气动力学中的细长体理论;在这个理论关于厚度问题、迎角问题和侧滑角问题的基础上,著重对两对弹翼偏转一定角度后,因气动干扰而在弹翼上产生的各种气动载荷进行了研究,并由此得出了弹翼部分诱导滚转力矩的计算公式。可以看到,它的大小与导弹的飞行条件、气动外形和操纵情况有关,一般情况下它是不大的。     

惯量特性对飞机尾旋特性及改出的影响研究

从尾旋运动的机理和惯性力矩产生的物理原因出发,通过分析惯性俯仰力矩、惯性偏航力矩、惯性滚转力矩在尾旋中的作用,研究了惯量特性对飞机尾旋特性的影响;通过分析各舵面在尾旋改出时的作用,研究了惯量特性对尾旋改出方法的影响。     

螺旋桨旋转方向对飞机俯仰力矩特性的影响

为了找到一种改善低平尾涡桨飞机中小迎角下纵向静稳定度的方法，采用数值模拟手段研究了螺旋桨旋转方向对飞机俯仰力矩特性的影响。基于动态面搭接网格技术和非定常雷诺平均Navier-Stokes （URANS）方程，首先对某T尾双发涡桨飞机进行了计算，验证了方法的精度和可靠性，然后对同向旋转（CO）、对转-内侧上洗（CNIU）和对转-外侧上洗（CNOU）3种低平尾涡桨飞机构型开展了数值模拟，分析了各构型的俯仰力矩变化特点及流场细节。研究结果表明：对于常见的CO构型，在小迎角下由于平尾整体效率降低，飞机的俯仰力矩曲线斜率较无动力构型大幅度下降；在小迎角下，CO构型左侧平尾的效率几乎丧失，但右侧平尾却具有良好的效率；CO构型左右两侧平尾的效率呈现巨大差异的主要原因在于两侧平尾当地的下洗梯度不同；3个构型中，CNOU构型的俯仰力矩特性最差，CNIU构型在整个中小迎角范围内都能保持良好的俯仰力矩特性。     

鸭翼对盒式翼布局气动特性的影响研究

盒式翼布局带有前置鸭翼对飞机纵向力矩特性产生显著的影响。针对某盒式翼布局无人机,采用数值模拟方法研究鸭翼对盒式翼布局气动性能的影响,以及鸭翼安装角、鸭翼沿机身轴线的纵向位置和鸭翼面积对巡航状态下盒式翼布局气动性能的影响。结果表明:鸭翼可以提高盒式翼布局的最大升力系数和失速迎角,可以有效地调节纵向力矩,但是会使最大升阻比略微减小;在巡航迎角3°、巡航速度50m/s状态下,鸭翼安装角和鸭翼面积对盒式翼布局气动特性影响较大,而鸭翼纵向位置对盒式翼布局气动特性影响较小。综合考虑鸭翼的上述参数,可以显著提高盒式翼布局的气动性能。     

无尾布局嵌入式舵面的大迎角纵向操纵能力研究

 针对某前掠翼翼身融合无尾布局由鸭面与尾舵组成的纵向基本控制舵面在大迎角状态操纵效率降低的问题,采用数值模拟方法研究一种机身下表面嵌入式新概念纵向操纵舵面实施大迎角纵向操纵补充的可行性。提出了嵌入式舵面的设计思想,研究了嵌入式舵面高度、偏度及其与尾舵组合时的相对位置等参数影响,提出了嵌入式舵面的设计原则、流动机理以及提供低头力矩增量的作用原理。研究结果表明:嵌入式舵面是无尾布局飞机大迎角纵向操纵的高效补充措施,单独使用,最大可提供约平衡10°迎角的低头操纵力矩,并对升阻特性影响很小;与尾舵组合使用,在研究迎角范围内(迎角α≤32°),可提供约6°迎角的低头平衡力矩增量,且对升阻性能产生有利影响。本文工作可为其他翼身融合无尾布局的气动舵面设计提供借鉴。     

某型飞机大迎角试飞液压流量需求仿真分析

某型飞机需要进行大迎角试飞,以验证防偏离尾旋功能,须考虑进入、改出尾旋的意外情况。进入尾旋后,如果飞机双发停车,应急液压系统应具有足够的压力、流量及工作时间满足飞控系统各操纵面偏转需求,顺利改出尾旋并安全着陆。本文利用西门子公司的LMS Imagine.Lab AMESim(简称AMESim)软件和Matlab/Simulink软件对液压部件和飞机进入、改出尾旋的状态进行建模仿真,计算飞行控制系统各操纵面液压部件的液压流量需求情况。     

尾旋预测中气动参数的拟合研究

针对现代高机动性能飞机大迎角动态特性分析，特别是在飞机尾旋特性分析预测中，需要的大量风洞实验气动力数据，推出采取多元最小二乘拟合法，进行高次多项式非线性拟合的方法，以某飞机旋转天平风洞实验实验气动力数据为例，进行了数据拟合分析，同时，应用拟合结果进行了该飞机的尾旋特性预测，并给出了部分计算结果和飞行试验结果的比较，证明所推出的数据拟合方法及得出的拟合结果，在大迎角研究领域应用中是可靠的。     

翼身组合体大迎角前体非对称涡流动性态研究

在亚临界流动范围内,对于带有鸭翼、机翼的翼身组合体,在其头尖部带有确定扰动的条件下,研究模型大迎角下的非对称背涡结构及其气动力特性随扰动周向角的演化规律。通过对模型表面的压力分布和侧向力分布分析,结合流场显示结果,表明翼身组合体绕流中鸭翼前各截面均处于非对称二涡区,头部截面侧向力分布随头尖部滚转而呈现出双稳态特性,鸭翼和机翼上方的流动在大迎角下处于完全分离流动状态,从而使得模型上鸭翼之后的截面侧向力接近为零。     

飞机失速/过失速特性的预测和分析

本文首先简单地介绍了飞机在失速迎角区飞行的一些重要现象,然后根据微分方程定性理论、分支和突变理论,建立了分析飞机失速/过失速特性的数学模型,并讨论了目前飞机设计中常用的预测失速和尾旋敏感性判据如 Cn(?)dyn 和 LCDP 等与平衡点处线化矩阵特征值之间的关系。结果表明,这些判据可以从飞机在特定状态下的线化矩阵经简化得到。因此,它们只能预测失速迎角区的局部稳定性。而全局稳定性应当根据微分方程的定性理论、分支和突变理论来研究。最后,通过算例指出了平衡点和周期吸引子与机翼摇晃、偏离和尾旋之间的关系,并用时间历程作了验证。     

机头顶点对战斗机大迎角航向气动特性影响研究

就机头微扰动、表面粗糙度、机头顶点形状等因素对战斗机大迎角航向气动特性的影响进行了试验研究。结果表明：大迎角下飞机的航向气动特性对机头表面粗糙度和顶点形状较敏感,不同表面粗糙度和不同机头顶点形状使飞机大迎角下的侧向力和偏航力矩有较大差异,圆头机头对消除和控制飞机在大迎角下的侧向力和偏航力矩效果明显;机头颗粒和顶点细微不对称对大迎角下飞机的航向气动特性微扰动作用明显,使大迎角偏航力矩方向和极值基本确定。     

民用飞机尾旋特性预测与尾旋风洞试验验证

通过查阅资料,收集在不同试验技术条件下研究所获得的不同固定翼飞机的尾旋特性数据,进行分析和比较获得了一些有意义的经验性结论。选取了几架在布局上与飞机A最为相似的飞机进行了尾旋特性的初步预测,并进一步利用飞机在完全发展尾旋条件下的力矩平衡原理,结合作图法(交点法)预测了飞机A在完全发展稳定尾旋条件下的攻角(α)与无因次旋转角速度(λ)。最后利用一个动力相似缩比飞机模型在尾旋风洞中进行尾旋试验研究,所获得的试验结果也印证了上述预测方法的合理性。     

速度矢量滚转的运动学及气动力分析

速度矢量滚转定义为飞机在保持定常迎角的情况下,围绕其瞬时速度矢量所产生的无侧滑、速度保持为常值的旋转运动。对于典型的战术飞机,最大俯仰力矩是飞机方位的函数,在水平轨迹中出现在倾斜90°的情况,此时飞机的滚转速率达到峰值,迎角超过45°。最大滚转力矩依赖于滚转模态时间常数。对于较小的滚转时间常数（快速响应）,最大滚转力矩出现在最大滚转加速度、零迎角,基本与飞机的方位无关;对于较大的滚转时间常数,最大滚转力矩出现在最大滚转速率、迎角最大、倾斜角180°的水平飞行中。最大的航向力矩出现在最大滚转加速度、迎角最大时,基本与飞机的方位无关。     

F-16飞机大迎角飞行偏离/尾旋特性分析

通过俯仰力矩系数随迎角的变化对F－16飞机的气动特性进行分析，并对其中大迎角时的偏离特性进行了剖析，通过计算给出了F－16飞机的m^βx,m^βy,m^δy,m^δyx,m^δyy,m^δyxy以及侧滑偏离参数（m^βydyn)和横向操纵偏离参数（LCDP）随迎角的变化曲线，最后通过m^βydyn和LCDP的综合，预测了F－16飞机的偏离特性，同时通过计算对尾旋运动特性和改出特性进行了研究，为分析F－16飞机大迎角飞行特性提供了理论依据。