大攻角非定常氣動力建模及尾旋仿真研究.pdf

1、在南航 NH-2低速風洞中對某飛機模型進行大攻角大振幅非定常耦合運動風洞試驗,分別進行不同耦合比下的偏航滾轉耦合運動,同時進行了帶副翼及方向舵舵偏的動態(tài)試驗。通過對大量樣本數(shù)據(jù)的計算分析發(fā)現(xiàn),在大攻角耦合運動過程中,副翼和方向舵的效率都嚴重降低,且運動耦合比對舵面效率也有一定的影響。
　　在經典六自由度方程的基礎上,改造了非定?？諝鈩恿Φ臄?shù)學模型,建立了一種新穎的全量空氣動力六自由度方程,命名為非定常模型。通過與傳統(tǒng)混合模型仿真結

2、果進行對比,驗證了非定常模型更適合用于尾旋仿真。
　　采用非定常模型進行仿真計算,通過不同的舵面偏轉方式使飛機進入尾旋,分析尾旋過程各個階段非定常氣動力的遲滯特性。在多數(shù)情況下,偏航力矩遲滯環(huán)的發(fā)散特性是飛機進入尾旋的主要誘因,而滾轉力矩和偏航力矩遲滯環(huán)總體的收斂特性促使飛機改出尾旋。
　　最后對飛機轉動慣量、靜態(tài)特性、舵面效率和進入攻角對尾旋特性的影響進行了仿真研究。轉動慣量影響尾旋的縱橫向特性,靜態(tài)特性決定飛機的抗尾旋性