题目：飞机尾旋特性预测的风洞试验技术及理论研究

尾旋几乎是与飞机同时出现的，尾旋的发生使人们付出了惨重的代价，对飞行员来说，尾旋是最复杂、最危险的飞行状态之一。近百年人们发展了各种研究飞机尾旋特性的技术：大迎角静态测力、强迫振荡动导数、旋转天平测力和大幅度快速俯仰振荡等常规风洞非定常试验技术；流态分析试验技术；水平风洞、立式风洞、空中动力相似模型自由飞试验技术；理论分析研究；飞行模拟器；大迎角稳定性判据以及飞行试验研究。通过这些手段来研究飞机的尾旋，几乎用上了所有可用的结果、方法和设备，取得了显著的研究成果。人们曾经一度认为飞机尾旋的问题已经得到解决：采用某种准则或方法设计出来的飞机，既很难进入尾旋，又很容易从尾旋中退出，其所需要的操纵只是放任不管。随着飞机性能的不断提高，对高机动性和敏捷性的追求，飞机的尾旋特性发生了质的变化，因而造成了上世纪60到70年代尾旋事故成灾的局面。惨痛的教训，促进了人们对飞机尾旋特性的研究。但是，飞机尾旋特性研究总是面临新的挑战，直到二十一世纪，仍不时有飞机因发生尾旋而失事的报道出现在人们的视野中。因此，飞机尾旋特性研究贯穿于飞机型号研制的始终，尤其是现代高性能战斗机更是如此。研究飞机尾旋运动最迅捷、最经济、有效而且可靠性比较高的一种手段是风洞试验，因此，本文立足于通过风洞试验数据预测飞机的大迎角失速/偏离/尾旋特性，具体的工作有以下几个方面：（1）总结利用常规风洞进行飞机尾旋特性研究的方法和成果可以发现，现有的方法都具有一定的局限性。使用常规风洞测力试验数据计算飞机大迎角稳定性判据时，因飞机质量分布的不同而适于采用不同的判据，但对于目前正热门的飞翼布局飞机来说，航向静稳定性导数风洞试验准精度很差，用来作为计算中的重要数据，使得最终结果的可信度难以保证。直接使用旋转天平试验数据作图法获得尾旋平衡点的方法的假设误差较大，首先，尾旋过程中飞行员头部方向并不总是指向尾旋螺旋线的中心。其次，在失速及以上迎角，飞机总是承受一个不小的侧力，不能假设其为零，应该是升力和侧力的合力与其离心力相平衡；（2）经过近四年的研究，本项目组在中国航空工业空气动力研究院研制成功了飞行器非定常动态模拟综合试验系统，提高了研究飞机尾旋特性的风洞试验能力。本文对设备的情况进行了详细的介绍，包括机械结构、各种机动动作的实现原理、方法和性能指标；数据采集、调理、转换以及传递系统；数据处理原理和方法，等等。利用该套系统进行风洞试验，获得了飞机各种机动动作过程中的气动力。通过空气动力学以及飞行力学理论的分析，确定了结果的合理性和系统的可靠性。模型在各种复杂运动情况下的气动力主要体现了两个方面的特点：一是动态特性，气动力随模型运动剧烈程度的增加而量值加大，这包含了模型姿态变化引起的气动力“静”的变化，也包含了由运动引起的附加的气动力，是气动力“动”的变化；二是“迟滞”特性，运动中的模型在某个时刻的气动力不仅与模型当时的姿态有关，而且在很大程度上取决于模型当时的状态和到达这种状态的过程。在对飞机的操纵过程中，迟滞效应会引起飞机危险警告和操纵效果的迟钝，必须加以足够的重视；（3）从理论上推导了旋转流场下动导数试验的数据处理方法，在进行模型绕主轴的旋转与绕自身体轴的振荡相耦合的动态试验时，只要满足两个条件，相关滤波原理就成立：一是两种运动的频率不相等，二是相关滤波积分的长度是两种运动周期最小公倍数的整数倍。通过试验获得了旋转流场下的动导数结果，结果表明，在失速迎角以前，旋转流场对动导数的影响可以忽略。但在失速及以上迎角，动导数试验结果表现出了强烈的非线性，在飞机失速/偏离/尾旋特性分析中不能用常规动导数来代替；（4）分析了旋转天平风洞试验的误差来源，旋转天平由于要承受巨大的惯性载荷，因此使用的支杆、旋转机构等都很“粗壮”，对模型处的干扰很明显。通过研制另一种支撑，采用“两步法”试验获得了旋转天平试验支架干扰。通过对尾撑和背撑方式试验结果进行支架干扰修正，获得了比较一致的最终结果，提高了旋转天平风洞试验的准度；（5）推导了刚体六自由度运动方程，利用现有各种静、动态风洞试验获得的数据建立了合适的空气动力数学模型，进行了算例飞机失速/偏离/尾旋时间历程估算。在过去的研究中讨论了洗流时差动导数、旋转流场下动导数对估算结果的影响，在此重点考虑了旋转天平支架干扰修正对预测结果的影响。通过综合分析飞机失速/偏离/尾旋时间历程估算结果时发现，使用旋转天平支架干扰修正后数据计算的结果在尾旋的发展和改出阶段更具有合理性，与模型自由飞试验结果具有更好的相关性。总体来看，要提高飞机失速/偏离/尾旋时间历程估算的准度，获得准确的风洞试验数据基础和适当的空气动力数学模型是至关重要的；（6）目前通过风洞试验数据研究飞机失速/偏离/尾旋特性的工作还局限在一个狭窄的空间，试验数据都是在小雷诺数条件下获得的，与真实飞行还存在一定的差距。通过在大尺寸风洞和高雷诺数风洞建造动态试验设备，有望在这方面有所突破。一些其它方面的研究成果可以用于飞机尾旋特性研究，如推力转向、等离子体控制、零质量射流和型面微致动器等可以增强飞机的控制能力，在飞机尾旋特性研究方面的具有广阔的发展前景。由于各种条件的限制，对论文涉及到内容的研究有些还不够充分，加之自己的水平有限，论文中难免会存在谬误和纰漏，敬请大家批评指正。