飞机大迎角横航向非定常气动力偏离特性及其形成机理研究

In the current investigation of unsteady aerodynamic characteristics of an advanced fighter, there is actually no accurate stability criterion of lateral-directional departure at high angles of attack. In this investigation, large amplitude yaw-roll coupled wind tunnel tests and unsteady aerodynamic model are used to study the effects of aerodynamic derivatives and kinematic parameters on the departure characteristics, an accurate and common criteria of departure is obtained. The important role of the degree of yaw-roll coupling (coupling ratio) in the departure criterion is emphasized. The technologies of flow visualization and flow field measurement are adopted to study the flow characteristics and mechanisms in the departure behavior at high angles of attack. There are some significances of this project: the specific state in which the departure behavior appears can be confirmed, so that the design of control-augmentation system for departure suppression is no longer blind; it is also made possible to suppress the departure behavior by flow control methods in the design process of an aircraft.

针对新一代战斗机大迎角横航向偏离特性无准确判据这一现状，本项目试图结合飞机大振幅偏航滚转耦合运动风洞试验结果和非定常数学模型，研究多个模型运动参数及气动导数对偏离特性的影响，从而获得一个比较准确且通用的偏离判据。特别提出了模型运动的偏航滚转耦合程度（“耦合比”）在偏离判据中的重要作用。在此基础上，采用流动显示和流场测量等技术，对产生大迎角偏离的流动特性进行研究，探索产生非定常气动力偏离的流动机理。本项目的研究意义在于：能准确找到飞机气动力偏离的飞行状态，可以为 “纠偏”飞控设计提供准确的目标；另外，可以在飞机设计阶段为通过流动控制手段抑制偏离提供方向。

战斗机在大迎角机动过程中极易因横航向偏离阻尼的丧失进入危险飞行状态，而目前并无针对大迎角横航向偏离特性预测的准确判据，因此大迎角增稳控制设计极为困难。针对这一问题，本项目提出了一套大迎角偏航-滚转耦合风洞试验方法，系统地开展了大迎角横航向不同耦合程度状态下的非定常气动力测量。结果表明飞机大迎角横航向气动阻尼特性与横航向运动耦合程度密切相关，基于单自由度风洞试验的传统方法无法准确反映运动耦合对非定常气动特性的影响，因此无法准确预测偏离阻尼。在此基础上，提出了一种基于矢量分解原理的新的非定常气动力模型，通过将旋转矢量产生的气动力分解为矢量的模产生的准定常部分和矢量的方向引起的飞机姿态变化产生的非定常部分，使获得的空气动力模型不仅具有明确的物理意义，还具有极高的精度。对比验证表明使用本项目提出的空气动力模型预测非定常气动力时，误差不到5%，进行飞行仿真时，轨迹误差与风洞自由飞结果对比不超过10%。更重要的是，通过将本项目提出的空气动力模型进行局部线性化处理，可以获得与传统动导数形式类似的名义动导数，用于开展飞行动力学实践。基于本项目获得的名义动导数，提出了一套新的大迎角偏离特性预测判据，不仅可以准确预测偏离临界迎角，还能将各迎角偏离区域精确到具体的耦合比范围。在此基础上设计的增稳控制律比通过传统方法获得的增稳系统表现出了更高的“纠偏”效率，可以使增稳系统以更少的舵面消耗达到更高的增稳效果。