大攻角非定常氣動(dòng)力建模及飛機(jī)尾旋特性的仿真研究.pdf

1、本課題在NH-2低速風(fēng)洞中對(duì)某飛機(jī)模型進(jìn)行了大振幅運(yùn)動(dòng)動(dòng)態(tài)實(shí)驗(yàn)，實(shí)驗(yàn)主要關(guān)心模型在大攻角機(jī)動(dòng)運(yùn)動(dòng)過程中副翼和方向舵的效率。實(shí)驗(yàn)中模型運(yùn)動(dòng)方式包括單獨(dú)滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)、單獨(dú)偏航運(yùn)動(dòng)及偏航滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)。
　　在大量實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上，本文對(duì)副翼和方向舵舵面操縱效率進(jìn)行了計(jì)算分析，結(jié)果表明，模型在大攻角耦合運(yùn)動(dòng)過程中，其舵偏效率要小于靜態(tài)時(shí)的舵偏效率，而且模型運(yùn)動(dòng)的耦合比對(duì)舵偏效率影響較大。
　　其次，本文通過氣動(dòng)力建模，提出了一種線性“外

2、插”的方法，預(yù)估模型較高運(yùn)動(dòng)頻率時(shí)的非定常空氣動(dòng)力。結(jié)果顯示，該方法預(yù)測(cè)的非定常氣動(dòng)力與實(shí)驗(yàn)值吻合較好。在此基礎(chǔ)上，將低頻時(shí)的樣本數(shù)據(jù)和擴(kuò)頻后的高頻運(yùn)動(dòng)數(shù)據(jù)結(jié)合，建立了由側(cè)滑角速率引起的非定常氣動(dòng)力模型。
　　再次，本文討論了基于尾旋運(yùn)動(dòng)仿真的混合模型及非定常模型的適用性，說明混合模型不能得到穩(wěn)定的尾旋結(jié)果，而非定常模型可以在不同副翼舵偏的情況下仿真出不同尾旋特性。接著采用非定常氣動(dòng)力模型，對(duì)不同舵偏操縱方式進(jìn)行尾旋仿真計(jì)算，結(jié)果