大攻角非定常氣動(dòng)力建模及尾旋仿真研究.pdf

1、在南航 NH-2低速風(fēng)洞中對(duì)某飛機(jī)模型進(jìn)行大攻角大振幅非定常耦合運(yùn)動(dòng)風(fēng)洞試驗(yàn),分別進(jìn)行不同耦合比下的偏航滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng),同時(shí)進(jìn)行了帶副翼及方向舵舵偏的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)。通過(guò)對(duì)大量樣本數(shù)據(jù)的計(jì)算分析發(fā)現(xiàn),在大攻角耦合運(yùn)動(dòng)過(guò)程中,副翼和方向舵的效率都嚴(yán)重降低,且運(yùn)動(dòng)耦合比對(duì)舵面效率也有一定的影響。
　　在經(jīng)典六自由度方程的基礎(chǔ)上,改造了非定?？諝鈩?dòng)力的數(shù)學(xué)模型,建立了一種新穎的全量空氣動(dòng)力六自由度方程,命名為非定常模型。通過(guò)與傳統(tǒng)混合模型仿真結(jié)

2、果進(jìn)行對(duì)比,驗(yàn)證了非定常模型更適合用于尾旋仿真。
　　采用非定常模型進(jìn)行仿真計(jì)算,通過(guò)不同的舵面偏轉(zhuǎn)方式使飛機(jī)進(jìn)入尾旋,分析尾旋過(guò)程各個(gè)階段非定常氣動(dòng)力的遲滯特性。在多數(shù)情況下,偏航力矩遲滯環(huán)的發(fā)散特性是飛機(jī)進(jìn)入尾旋的主要誘因,而滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩遲滯環(huán)總體的收斂特性促使飛機(jī)改出尾旋。
　　最后對(duì)飛機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)慣量、靜態(tài)特性、舵面效率和進(jìn)入攻角對(duì)尾旋特性的影響進(jìn)行了仿真研究。轉(zhuǎn)動(dòng)慣量影響尾旋的縱橫向特性,靜態(tài)特性決定飛機(jī)的抗尾旋性