殲擊機大迎角尾旋特性分析和改出研究.pdf

1、超機動性能已成為現(xiàn)代殲擊機重要的性能指標之一，但這必然要求殲擊機主動進行大迎角飛行。殲擊機在大迎角飛行時將會出現(xiàn)嚴重的氣流分離現(xiàn)象，而使得其操縱效能急速下降，出現(xiàn)嚴重的不穩(wěn)定現(xiàn)象，如失速和尾旋等。準確預(yù)測失控現(xiàn)象以及出現(xiàn)失控后進行快速改出，實現(xiàn)飛行員的無憂慮操作是現(xiàn)代殲擊機氣動布局和控制系統(tǒng)設(shè)計的關(guān)鍵。本文著重針對尾旋這一失控情形進行了研究，其中包括尾旋的預(yù)測研究、尾旋模態(tài)特性和動態(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，建立了殲擊機的非線性動力學(xué)模型、發(fā)動機模型和大氣模型，并根據(jù)風(fēng)洞數(shù)據(jù)建立了殲擊機的氣動模型并對所建模型進行了驗證和分析。在所建氣動模型的基礎(chǔ)上設(shè)計了方向穩(wěn)定性判據(jù)以Cndyn及橫側(cè)操作偏離判據(jù)LCDP，分析了殲擊機在大迎角情況下的穩(wěn)定性問題，為后面尾旋的預(yù)測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所求取的平衡面進行分析研究，分析了殲擊機大迎角運動特性。在此基礎(chǔ)上結(jié)合尾旋運動特性對殲擊機可能存在的尾旋狀態(tài)進行了預(yù)測，并通過時間歷程仿真驗證了預(yù)測的準確性。
　　然后，針對殲擊機可能出現(xiàn)的尾旋情況進行了細致深入的研究。首先，分析了殲擊機在不同舵偏情況下可能進入的尾旋模態(tài)；其次比較了不同尾旋模態(tài)所對應(yīng)的動態(tài)特性；然后基于分岔理論研究分析轉(zhuǎn)動慣量和重心位置對尾旋特性的影響。最后，利用可達平衡集的思想求

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，針對傳統(tǒng)尾旋改出律對某些尾旋狀態(tài)改出不成功的情況，首先設(shè)計了基于積分滑模的無推力矢量的尾旋改出律，并與傳統(tǒng)尾旋改出律進行了分析比較；然后設(shè)計了有推力矢量的尾旋改出律并與無推力矢量的情況進行比較；然后建立的非定常氣動模型并研究了定常氣動模型以及改出指令對尾旋改出的影響。
　　最后，針對考慮推力矢量設(shè)計滑模尾旋改出律仍無法改