本文針對(duì)新一代戰(zhàn)斗機(jī)大迎角可控飛行的需要,針對(duì)角速度矢量引起的非定常氣動(dòng)力開展了大迎角非定常風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)、非定常氣動(dòng)特性和氣動(dòng)力建模、相應(yīng)的大迎角側(cè)向偏離預(yù)測(cè)分析、增穩(wěn)控制律設(shè)計(jì)、飛行仿真以及大迎角尾旋特性等相關(guān)問題的研究。第一部分,首先開展了大迎角偏航-滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究。通過調(diào)整實(shí)驗(yàn)中偏航、滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的振幅實(shí)現(xiàn)不同偏航-滾轉(zhuǎn)耦合程度的運(yùn)動(dòng),從而系統(tǒng)性地研究了偏航-滾轉(zhuǎn)耦合效應(yīng)對(duì)非定常氣動(dòng)特性的影響。比較了實(shí)驗(yàn)范圍內(nèi)頻率和耦合比對(duì)偏航、滾轉(zhuǎn)力矩阻尼特性的影響。對(duì)比了動(dòng)導(dǎo)數(shù)模型計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值的區(qū)別。結(jié)果表明,常規(guī)動(dòng)導(dǎo)數(shù)無法準(zhǔn)確反映不同耦合運(yùn)動(dòng)中橫航向氣動(dòng)力矩阻尼特性的變化。第二部分,在上述風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上,將角速度矢量產(chǎn)生的非定常氣動(dòng)力分解為角速度矢量的模和姿態(tài)變化引起的側(cè)滑角變化率產(chǎn)生的非定常量兩部分,建立了一種非定常氣動(dòng)力（?）模型。該模型可以較好地實(shí)現(xiàn)對(duì)運(yùn)動(dòng)頻率的拓展。分別使用（?）模型和動(dòng)導(dǎo)數(shù)模型對(duì)偏航-滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)、旋轉(zhuǎn)流場(chǎng)下疊加單自由度偏航/滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)、俯仰-滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)以及俯仰-偏航耦合運(yùn)動(dòng)等不同運(yùn)動(dòng)中的橫航向氣動(dòng)力進(jìn)行計(jì)算并與風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了比較。結(jié)果表明（?）模型... 

【文章來源】：南京航空航天大學(xué)江蘇省 211工程院校

【文章頁數(shù)】：132 頁

【學(xué)位級(jí)別】：博士

【部分圖文】：

Weissman組合判據(jù)發(fā)展過程

第二章 偏航-滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)由于飛機(jī)在大迎角飛行時(shí)，繞機(jī)身的氣流流動(dòng)存在分離和渦破裂等復(fù)雜現(xiàn)象，特別是在機(jī)動(dòng)過程中，往往還伴隨著繞多個(gè)軸轉(zhuǎn)動(dòng)的耦合運(yùn)動(dòng)，導(dǎo)致氣動(dòng)力呈現(xiàn)強(qiáng)烈的非線性、非遲滯特征。對(duì)于此類運(yùn)動(dòng)中非定常氣動(dòng)特性的研究，目前主要依賴風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)?zāi)M。以往的實(shí)驗(yàn)通常只針對(duì)單自由度運(yùn)動(dòng)，并不能充分反映高機(jī)動(dòng)動(dòng)作過程中氣動(dòng)力的非定常耦合。本章設(shè)計(jì)了一種偏航-滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)方法，對(duì)實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了分析，研究了偏轉(zhuǎn)耦合效應(yīng)對(duì)橫航向氣動(dòng)特性的影響。同時(shí)使用動(dòng)導(dǎo)數(shù)模型計(jì)算了偏航-滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)中航向氣動(dòng)力矩系數(shù)并與實(shí)驗(yàn)值進(jìn)行了比較，討論了動(dòng)導(dǎo)數(shù)在大迎角區(qū)域的適用性。.1 實(shí)驗(yàn)設(shè)備、模型和方法.1.1 風(fēng)洞本文開展的偏航-滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)實(shí)驗(yàn)和常規(guī)靜態(tài)實(shí)驗(yàn)均在南京航空航天大學(xué) NH-2 風(fēng)洞中。NH-2 風(fēng)洞為封閉式低速回流風(fēng)洞，其主要部件如圖 2.1 所示。

表 2.1（續(xù)）參數(shù) 數(shù)值進(jìn)口截面積 7.18m2最大風(fēng)速 90m/s最小穩(wěn)定風(fēng)速 5m/s平均氣流偏角 α≤±0.1°; ≤±0.1°紊流度 ≤0.1 0.14%模型區(qū)速度場(chǎng)系數(shù) μ≤0.5%型對(duì)象為一個(gè)具有典型第三代戰(zhàn)斗機(jī)構(gòu)型的實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ�。該模型為帶進(jìn)氣道、單發(fā)單垂尾構(gòu)型，如圖 2.2 所示。該實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ驼归L（b）.244m2，平均氣動(dòng)弦長（cA）0.33m。

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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博士論文
[1]飛機(jī)大迎角非線性動(dòng)力學(xué)特性分析與控制[D]. 陳永亮.南京航空航天大學(xué) 2007
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碩士論文
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本文編號(hào)：3461830