关于高级教练机的垂尾设计及大迎角操稳特性

现代高机动性战斗机突出强调大迎角以至包括失速和过失速状态下的机动性已成明显趋势，因此为培养未来战斗机飞行员的新一代高级教练机也应当有一定程度的大迎角机动飞行能力，以便飞行学员易于向现代高机动性实战机种过渡。     

先进战斗机过失速机动模型飞行试验技术

具有过失速机动能力的战斗机在近距空战中能够取得快速占位、先敌瞄准、有效规避攻击的战术优势,是先进战斗机的标志性性能要求。模型飞行试验技术作为空气动力学研究三大手段之一,在解决飞行器技术难题、实现技术创新方面发挥了重要作用。本文介绍了中国空气动力研究与发展中心利用带动力自主控制模型飞行试验平台发展的过失速机动模型飞行试验技术,以及开展的先进战斗机构型典型过失速机动模型飞行试验,分述了在大迎角非定常气动建模、宽量程气流系参数测量、大迎角非线性控制、推力矢量控制、大迎角非定常气动参数辨识方面的研究工作与解决这些关键问题的技术途径。通过此项研究,在国内首次实现了先进战斗机构型缩比模型典型过失速机动飞行,相关研究成果可为先进战斗机实现过失速机动飞行能力提供有力的技术支撑。     

战斗机敏捷性评估方案及其对未来敏捷性战斗机设计的影响

本文的目的是介绍新型战斗机敏捷性评估方案并讨论评估方案对战斗机设计产生的影响，未来空战中要获胜就要求将飞机的机头，武器首先指出敌机，首先指向敌机就意味着具备了先敌发射的机会，全向攻击导弹（如AIM－9L）出现后，就对战斗机提出了指向－发射能力要求，指向敌机后全向攻击导弹可以从任意方向发射，其中包括飞机迎面遭遇情况，飞机速度较低时，未来战斗机可以利用它在较大过失速迎角（可达90°）下飞行的能力来提高其机头指向能力，未来过失速技术（PST）战斗机的操纵需要推力矢量动力装置和相应的操纵技术，它们使飞机具有了过失速机动能力，文章分析了战斗机的敏感性，并在大于和小于失速迎角这两个范围内评估了它对设计的影响，介绍了一些战斗机敏感性评估方案，在小于失速迎角范围内，用于表征俯仰敏捷性的参数有指向裕度（PM），相对能态（V／Vc)和作战循环时间（CCT），用于表征滚转敏捷性的参数有后向间隔距离（RSD），在大于失速迎角范围内，确定出的关键性能参数为迎角变化率能力，以较大的迎角变化率进入的过失速机动在发射位置具有更长的时间－这是一个性能优势，形成俯仰和偏航矢量控制功率需求设计曲线的假设前提是仅使用推力矢量就有可能实现过失速迎角下飞机的操纵，讨论了应用敏捷性（一般情况下和过失速情况下）方案对未来战斗机设计的影响。     

先进战斗机过失速机动大气数据融合估计方法

可控的过失速机动是先进战斗机超机动性能的重要标志，飞机飞行包线的扩大已超出传统的大气数据系统测量范围，可靠的迎角、侧滑角、总压、静压等飞行大气数据是制约先进战斗机过失速机动中飞行控制的关键因素。以中国推力矢量验证机为对象，基于过失速机动飞行试验的数据，开展大气参数估计与验证研究。结合过失速机动的时间与空间特性，研究了基于风速、地速、空速矢量和惯性姿态、导航参数的大气参数融合计算方法；针对过失速大迎角状态下飞机周围气流非定常、模型非线性导致的融合大气参数误差的复杂特性，进一步构建深度神经网络，对机动状态融合迎角、侧滑角的强非线性误差进行拟合。仿真和飞行试验表明：该方法可在大迎角飞行状态下实现主要大气参数的融合估计，过失速机动过程中融合迎角误差优于2.3°，融合得到的大气参数可为过失速大迎角机动飞行控制提供可靠的大气参数状态反馈。     

飞机大迎角飞行品质研究的进展

大迎角飞行品质要求的背景众所周知，在失速迎角前，能大迎角作无忧虑机动是当代（第三代）战斗机的标志，而具有过失速机动能力却是下一代（第四代）战斗机的重要特征。战斗机在失速迎角前后大迎角区作机动飞行的要求也是根据作战环境和作战方式确定的。当代战斗机面临着地（面指挥所）、空（中预警机）、天（卫星）实时侦察情报和指挥、控制和通信的统一这种作战环境。同时，70年代以来，随着机载雷达、火力控制系统和导弹武器的迅速发展，在战斗机上已经实现了雷达与火控系统甚至飞行控制系统的一体化。作为空战的主要武器──导弹也已发…     

X—31A飞机的设计特点和试飞情况

综述了为验证增强战斗机机动性(EFM)计划、衡量过失速机动飞行的可行性及其在近距空战中的战术价值,X-31A飞机在气动布局、大迎角抗偏离设施、推力矢量系统以及飞控系统方面的特点;介绍了X-31A飞机的有关飞行试验情况,特别是循序渐近的四种过失速机动动作以及空战效能评估结果。结果表明,X-31A飞机气动布局合理,能完成过失速机动飞行。且过失速机动技术和推力矢量组合,可以大大地提高飞机近距空战的作战效能。     

战斗机大迎角/过失速机动下的进气道气动特性

为掌握战斗机在大迎角和过失速机动飞行时进气道的稳、动态气动特性,采用基于动态嵌套网格的非定常雷诺平均Navier-Stokes （URANS）方程和大迎角风洞试验方法对某战斗机进行了研究,并通过大迎角和过失速机动飞行试验进行了验证。结果表明：大迎角稳态下进气道气动性能随迎角增大逐渐降低,天地相关性吻合良好,而计算仿真和飞行试验均捕捉了眼镜蛇机动下进气道的非定常迟滞效应。通过研究获得了战斗机在大迎角和过失速机动下的进气道气动特性,建立了过失速机动下进气道非定常非线性特性问题的研究方法。     

超机动飞机飞行控制及大迎角飞行品质研究

超机动飞机飞行控制和大迎角飞行品质研究,对于强调超机动能力的第四代战斗机的飞行控制律设计、验证和试飞评定有着重要意义。以鸭式布局飞机为研究对象,应用推力矢量技术,结合奇异摄动原理和逆系统理论,设计了基于非线性动态逆理论的超机动飞行控制律。从过失速状态飞机空气动力的非线性和非定常迟滞效应、大气紊流等方面初步验证了控制律的...     

鸭翼-前掠翼气动布局纵向气动特性实验研究

前掠翼布局由于其潜在的优势,在未来战斗机的研制中将占有日益重要的地位.本实验通过可变前掠翼和鸭式前翼布局的风洞测力实验,重点分析比较了平板机翼在不同掠角下的纵向气动性能以及鸭翼的影响.实验结果表明,前掠翼在大迎角时能有效提高模型的升力系数,小迎角时其升阻比也略优于后掠翼.前掠翼布局能有效推迟失速,具有良好的失速特性;前掠角较大时,升力系数曲线在失速迎角附近有一个升力系数的"平台",该布局具有"缓失速"特性.距离主机翼较远的鸭式前翼(模型M2)在主机翼前掠和后掠情况下,均可改善整体布局的失速特性,增大失速迎角,增强前掠翼布局缓失速的特点.近距耦合鸭翼(模型M3)显著提高了模型在大迎角下的升力系数.另外,主翼前掠和鸭式前翼布局飞行器具有较好的机动性.     

最佳过失速机动研究

 分航迹变向和机头指向目标两类问题对飞机过失速机动进行数值优化研究。结果表明,为获得大转弯率应在最大升力迎角区贴近角点速度飞行,因减速较快需用大油门。经典的转弯率图能够反映这类航迹机动的特点。而机头指向目标机动的前段仍是航迹变向问题,到适当位置后再利用超大迎角机动能力指向目标。飞行仿真表明,飞机具有过失速操纵力矩和良好的飞控系统时大部分最佳机动可顺利实施,但若有极低速度要求则仍可能超出操纵极限。     

现代战机的非常规机动--过失速机动技术分析

随着对新型战机机动性要求的提高及飞机在大迎角下过失速状态的深入研究,提出了新型战机的过失速机动技术.首先对过失速机动的技术内涵、判断准则作简要介绍,然后对现代近距空战中,采用过失速机动技术,战机可能取得的战术优势及存在的一些问题进行了分析.     

现代战斗机非定常空气动力学及其风洞实验研究

良好的过失速机动飞行能力是现代战斗机的主要性能指标之一.本文描述了现代战斗机大迎角过失速机动飞行中存在的典型非定常气动现象、目前的研究水平和发展趋势;介绍了中国空气动力研究与发展中心低速所在该领域的研究现状,存在的不足以及下一步的重点研究方向.     

一种过失速区飞行敏捷性评估方法的研究

在评估过失速机动飞行的敏捷性中，首先建立了具有过失速机动（ＰＳＴ）能力的战斗机Ｆ２的数学模型，对常规战斗机Ｆ１与ＰＳＴ战斗机Ｆ２的空战进行了数值仿真，计算了在两架战斗机中Ｆ２首先攻击时间（ｔ１）和攻击时间范围（ＴＷＩＦＥ）。结果表明，战斗机Ｆ２比Ｆ１更具有空中格斗优势，空战中发动机推力、迎角变化率、操纵规律和离轴发射角（μ０）等因素对战斗机过失速机动敏捷性有一定影响。     

对几种过失速机动的讨论

过失速机动是指飞机在超过其失速迎角之后仍能按照飞行员指令完成的战术机动。过失速机动的特征是高俯仰速率达到过失速迎角,绕速度矢量滚转或偏航,实现小速度、大迎角状态快速机头指向或防御机动,而后推杆低头增速。 一般来说,大迎角状态不利于飞机的航迹机动,但对于偏转机头实施最快的对敌指向,或在转弯中尽快减速和改变飞行方向,引诱敌机冲过目标,则是非常有用的。 大迎角(如70°)状态绕速度矢量的滚转(无侧滑或协调滚转)实际上是由以绕机体轴偏航为主、绕机体轴滚转为辅为辅的复合运动来实现的。即当迎角超过一定值之后,绕体轴的偏     

大迎角下飞行器的气动外形与飞行动力学优化研究

本文探讨了大迎角下飞行器的气动外形选择和飞行动力学问题,并将其发展为一套计算机程序,以供下一代高性能战斗机的气动外形设计及性能计算所用。该程序可用于带涡升力面飞行器的最优气动外形选择,最优超机动性能计算和大迎角下的动态稳定性分析。     

飞机大迎角飞行品质研究的进展

叙述了战斗机大迎角飞行品质研究的进展情况。说明了当代战斗机的作战环境和作战方式以及由此提出的大迎角机动飞行的背景。着重介绍了国外过失速区大迎角飞行品质研究的主要方面,飞行动力学机理,操纵效能,推力矢量及其控制律,飞行品质要求及其验证和评价方法,由此得出相应的结论。     

美国当前气动与飞行力学发展动向（二）

3 超机动性及其研究计划下一代先进的战斗机ATF,究竟是什么样子,目前已有预研投标的原型机,如YF22,23;但还不明朗,原因在于ATF在美国要求很高。 a.首先必须具有过失速机动能力,可用法向过载接近9; b.可以作超音速巡航,超音速持续机动能力大约为M=1.3～1.5时,ny=3～4;     

过失速大机动飞机的飞行控制律设计

对新一代带推力矢量的战斗机在大迎角过失速机动下的飞行控制律进行设计,并进行了机动指令飞行仿真。引进推力矢量技术,建立带推力矢量的飞机模型方程;采用奇异摄动理论,将控制回路分为两个快慢(内外)回路,对每个回路分别用动态逆方法进行飞行控制律设计;并采用结构奇异值μ综合和分析的方法对快(内)回路设计了鲁棒控制器;最后所设计的控制律进行了机动指令飞行仿真,仿真结果表明设计的过失速机动控制律良好。     

战斗机推力矢量关键技术及应用展望

战斗机推力矢量技术可极大地扩展战斗机使用包线,提升飞行安全性,增强飞机作战能力,是航空领域的重要关键技术,是先进战斗机的典型标志之一。该技术涉及气动、进排气、发动机和飞行控制等多个领域,其综合实现是一项跨领域、紧耦合、高风险的系统工程。本文回顾了战斗机推力矢量技术的发展历程,分析了关键技术体系,结合中国首架轴对称推力矢量验证机的工程实践,阐述了大迎角内外流气动设计、推力矢量发动机、综合飞/发控制和战斗机过失速机动飞行验证等关键技术,展望了推力矢量技术对作战效能的贡献及未来的应用方向。     

三种典型过失速机动的仿真

从飞机的六自由度运动方程出发,结合推力矢量控制系统,进行三种典型过失速机动(“眼镜蛇”,尾冲,Herbst机动)的数值仿真,主要研究了每一种机动的操纵规律;失速迎角后大迎角不对称气动力和力矩及气动迟滞对完成过失速机动的影响;推力矢量在实现过失速机动中所起到的作用.此外,对不同初始飞行状态也给予了讨论.仿真结果表明:推力矢量是实现过失速机动的有效手段;在设计操纵规律时,应予以充分考虑到不对称气动力矩的影响;气动迟滞、进入速度对过失速机动的影响也不容忽视.