殲擊機(jī)大迎角尾旋特性分析和改出研究.pdf

1、超機(jī)動(dòng)性能已成為現(xiàn)代殲擊機(jī)重要的性能指標(biāo)之一，但這必然要求殲擊機(jī)主動(dòng)進(jìn)行大迎角飛行。殲擊機(jī)在大迎角飛行時(shí)將會(huì)出現(xiàn)嚴(yán)重的氣流分離現(xiàn)象，而使得其操縱效能急速下降，出現(xiàn)嚴(yán)重的不穩(wěn)定現(xiàn)象，如失速和尾旋等。準(zhǔn)確預(yù)測(cè)失控現(xiàn)象以及出現(xiàn)失控后進(jìn)行快速改出，實(shí)現(xiàn)飛行員的無憂慮操作是現(xiàn)代殲擊機(jī)氣動(dòng)布局和控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵。本文著重針對(duì)尾旋這一失控情形進(jìn)行了研究，其中包括尾旋的預(yù)測(cè)研究、尾旋模態(tài)特性和動(dòng)態(tài)特性研究、尾旋的影響因素和尾旋的邊界研究以及尾旋的改出

2、特性研究等。論文的主要內(nèi)容如下：
　　首先，參照國(guó)內(nèi)外關(guān)于尾旋研究的相關(guān)資料和已有的成果，建立了殲擊機(jī)的非線性動(dòng)力學(xué)模型、發(fā)動(dòng)機(jī)模型和大氣模型，并根據(jù)風(fēng)洞數(shù)據(jù)建立了殲擊機(jī)的氣動(dòng)模型并對(duì)所建模型進(jìn)行了驗(yàn)證和分析。在所建氣動(dòng)模型的基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)了方向穩(wěn)定性判據(jù)以Cndyn及橫側(cè)操作偏離判據(jù)LCDP，分析了殲擊機(jī)在大迎角情況下的穩(wěn)定性問題，為后面尾旋的預(yù)測(cè)和改出研究提供基礎(chǔ)。
　　其次，根據(jù)所建模型，基于連續(xù)算法求取了不同舵面偏轉(zhuǎn)情況

3、下的平衡面，并利用分支突變理論對(duì)所求取的平衡面進(jìn)行分析研究，分析了殲擊機(jī)大迎角運(yùn)動(dòng)特性。在此基礎(chǔ)上結(jié)合尾旋運(yùn)動(dòng)特性對(duì)殲擊機(jī)可能存在的尾旋狀態(tài)進(jìn)行了預(yù)測(cè)，并通過時(shí)間歷程仿真驗(yàn)證了預(yù)測(cè)的準(zhǔn)確性。
　　然后，針對(duì)殲擊機(jī)可能出現(xiàn)的尾旋情況進(jìn)行了細(xì)致深入的研究。首先，分析了殲擊機(jī)在不同舵偏情況下可能進(jìn)入的尾旋模態(tài)；其次比較了不同尾旋模態(tài)所對(duì)應(yīng)的動(dòng)態(tài)特性；然后基于分岔理論研究分析轉(zhuǎn)動(dòng)慣量和重心位置對(duì)尾旋特性的影響。最后，利用可達(dá)平衡集的思想求

4、取了繞速度軸滾轉(zhuǎn)情況下可能出現(xiàn)的尾旋區(qū)域，給出了繞速度軸滾轉(zhuǎn)的尾旋邊界。
　　接著，在前幾章研究的基礎(chǔ)上，針對(duì)傳統(tǒng)尾旋改出律對(duì)某些尾旋狀態(tài)改出不成功的情況，首先設(shè)計(jì)了基于積分滑模的無推力矢量的尾旋改出律，并與傳統(tǒng)尾旋改出律進(jìn)行了分析比較；然后設(shè)計(jì)了有推力矢量的尾旋改出律并與無推力矢量的情況進(jìn)行比較；然后建立的非定常氣動(dòng)模型并研究了定常氣動(dòng)模型以及改出指令對(duì)尾旋改出的影響。
　　最后，針對(duì)考慮推力矢量設(shè)計(jì)滑模尾旋改出律仍無法改