大攻角非定常气动力建模及飞机尾旋特性的仿真研究
本课题在NH-2低速风洞中对某飞机模型进行了大振幅运动动态实验，实验主要关心模型在大攻角机动运动过程中副翼和方向舵的效率。实验中模型运动方式包括单独滚转运动、单独偏航运动及偏航滚转耦合运动。 在大量实验数据的基础上，本文对副翼和方向舵舵面操纵效率进行了计算分析，结果表明，模型在大攻角耦合运动过程中，其舵偏效率要小于静态时的舵偏效率，而且模型运动的耦合比对舵偏效率影响较大。 其次，本文通过气动力建模，提出了一种线性“外插”的方法，预估模型较高运动频率时的非定常空气动力。结果显示，该方法预测的非定常气动力与实验值吻合较好。在此基础上，将低频时的样本数据和扩频后的高频运动数据结合，建立了由侧滑角速率引起的非定常气动力模型。 再次，本文讨论了基于尾旋运动仿真的混合模型及非定常模型的适用性，说明混合模型不能得到稳定的尾旋结果，而非定常模型可以在不同副翼舵偏的情况下仿真出不同尾旋特性。接着采用非定常气动力模型，对不同舵偏操纵方式进行尾旋仿真计算，结果表明，三种舵偏的输入方式均可使飞机进入和改出尾旋。通过对尾旋三个过程的非定常气动力迟滞环进行分析，发现非定常气动力矩迟滞环的发散特性是导致飞机进入尾旋运动的根本原因，而迟滞环的阻尼特性是导致飞机成功改出尾旋状态的根本原因。 最后，本文分析了飞机惯量对尾旋仿真结果的影响，发现绕飞机三个轴的转动惯量矩对飞机尾旋特性有一定的影响，而xy轴之间惯量积的影响较小。
非定常气动力学;飞机模型;尾旋特性;运动轨迹;操纵效率
南京航空航天大学
硕士
飞行器设计
黄达
2013
中文
V211.15;V212.128
77
2013-07-31（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）