王海峰，展京霞，陳 科，陳 翔，陳梓鈞

(成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，成都 610091)

0 引 言

現(xiàn)代空中戰(zhàn)爭(zhēng)對(duì)飛機(jī)機(jī)動(dòng)性和敏捷性要求不斷提高，其中大迎角機(jī)動(dòng)飛行能力決定著戰(zhàn)斗機(jī)快速改變機(jī)頭指向的能力，與飛機(jī)作戰(zhàn)效能和生存率息息相關(guān)[1]。隨著能力要求的提高，戰(zhàn)斗機(jī)大迎角區(qū)域飛行的設(shè)計(jì)理念發(fā)生著深刻的變革。二代機(jī)禁止進(jìn)入失速狀態(tài)。三代機(jī)突破“失速”禁區(qū)，采用“允許進(jìn)入大迎角/失速迎角區(qū)域且能安全恢復(fù)”的設(shè)計(jì)理念，而新型作戰(zhàn)飛機(jī)更進(jìn)一步地采用了“主動(dòng)進(jìn)入大迎角/失速迎角區(qū)域進(jìn)行可控飛行”的理念，飛行限制減少，飛行左邊界不斷左移，戰(zhàn)斗機(jī)的作戰(zhàn)潛能被不斷釋放。

廣義的大迎角飛行，是指飛機(jī)迎角接近或者超過(guò)失速迎角的飛行狀態(tài)，包括了過(guò)失速機(jī)動(dòng)飛行。在大迎角飛行時(shí)，飛機(jī)上的流動(dòng)局部分離或者完全分離，飛行品質(zhì)惡化，飛機(jī)容易出現(xiàn)失速、偏離、尾旋等危及飛行安全的危險(xiǎn)狀態(tài)[2-3]。大迎角氣動(dòng)特性的研究對(duì)于預(yù)測(cè)和防范這些危險(xiǎn)狀態(tài)、實(shí)現(xiàn)飛機(jī)大迎角飛行可控以及確保飛機(jī)大迎角飛行安全意義重大。

伴隨大迎角飛行的大迎角氣動(dòng)特性具有非線性、非定常特征。影響大迎角非線性、非定常氣動(dòng)力的因素眾多，參數(shù)耦合嚴(yán)重[4]。因此，戰(zhàn)斗機(jī)提高左邊界飛行能力的需求，向大迎角氣動(dòng)特性的物理機(jī)理的認(rèn)識(shí)、氣動(dòng)數(shù)據(jù)獲取和工程設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)等都提出了巨大的挑戰(zhàn)。對(duì)大迎角流動(dòng)機(jī)理的研究是認(rèn)識(shí)非線性、非定常大迎角氣動(dòng)特性的物理基礎(chǔ)，數(shù)值計(jì)算方法和風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)是獲取大迎角氣動(dòng)特性的有效途徑，大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)構(gòu)建技術(shù)是控制律設(shè)計(jì)的重要基礎(chǔ)，氣動(dòng)力綜合驗(yàn)證技術(shù)是開(kāi)展戰(zhàn)斗機(jī)大迎角氣動(dòng)特性和控制律驗(yàn)證的重要途徑。

作戰(zhàn)需求催生設(shè)計(jì)理念，并促進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)大迎角飛行氣動(dòng)特性研究持續(xù)地發(fā)展和完善。在20世紀(jì)80年代，國(guó)內(nèi)研究戰(zhàn)斗機(jī)大迎角氣動(dòng)特性的技術(shù)基礎(chǔ)還很薄弱，研究方法和技術(shù)手段都亟待發(fā)展，關(guān)鍵技術(shù)問(wèn)題有待澄清和解決。在20世紀(jì)八、九十年代，為了滿足國(guó)內(nèi)飛機(jī)型號(hào)發(fā)展的需求，大迎角氣動(dòng)特性研究在基礎(chǔ)試驗(yàn)技術(shù)和數(shù)據(jù)工程應(yīng)用方面得到了較大發(fā)展。近十五年來(lái)，在我國(guó)先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)的強(qiáng)烈需求牽引下，大迎角流動(dòng)機(jī)理、大迎角數(shù)值計(jì)算方法研究、大迎角風(fēng)洞氣動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)、大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)構(gòu)建、氣動(dòng)與控制綜合驗(yàn)證等關(guān)鍵技術(shù)得到了快速、充分的發(fā)展。這些技術(shù)為先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)的大迎角飛行能力的設(shè)計(jì)和實(shí)現(xiàn)提供了技術(shù)支持，具有重要的應(yīng)用價(jià)值。本文結(jié)合工程設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，對(duì)大迎角飛行氣動(dòng)特性研究的發(fā)展及其工程應(yīng)用進(jìn)行闡述。

1 大迎角飛行流動(dòng)機(jī)理研究

在常規(guī)迎角下，飛機(jī)翼面附近流場(chǎng)一般屬于無(wú)分離、弱耦合流動(dòng)，滿足小擾動(dòng)流動(dòng)假設(shè)，可以近似用線性方程組描述。因此，飛機(jī)的縱向與橫向飛行動(dòng)力學(xué)特性在小迎角表現(xiàn)出較良好的線性度，在中等迎角具有弱非線性，且只與飛行姿態(tài)有關(guān)，沒(méi)有非定常效應(yīng)。

但是，在大迎角下，飛機(jī)表面流場(chǎng)以分離流動(dòng)為主導(dǎo)，此時(shí)線化小擾動(dòng)方程失效，流經(jīng)飛機(jī)表面的氣流瀕臨分離或者已經(jīng)發(fā)生嚴(yán)重分離，飛機(jī)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，出現(xiàn)穩(wěn)定與不穩(wěn)定的旋渦及其與附面層的干擾[5]，流場(chǎng)對(duì)于運(yùn)動(dòng)參數(shù)和氣流參數(shù)的響應(yīng)機(jī)理復(fù)雜，氣動(dòng)力具有非線性、強(qiáng)耦合的特點(diǎn)。在大迎角機(jī)動(dòng)飛行中，飛機(jī)會(huì)發(fā)生快速的俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航運(yùn)動(dòng)，三軸角速率較大，飛機(jī)姿態(tài)在短時(shí)間內(nèi)發(fā)生大幅變化，圍繞飛機(jī)的不穩(wěn)定流動(dòng)或者分離流動(dòng)無(wú)法快速響應(yīng)飛機(jī)的姿態(tài)變化，致使飛機(jī)在大機(jī)動(dòng)飛行中的氣動(dòng)力/力矩與靜態(tài)氣動(dòng)力/力矩存在較大差異，氣動(dòng)力/力矩出現(xiàn)明顯的遲滯，這種遲滯對(duì)飛機(jī)飛行品質(zhì)和安全的影響不容忽視。大迎角機(jī)動(dòng)飛行中，氣動(dòng)力/力矩遲滯效應(yīng)的大小和特性與飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)歷程有很大關(guān)系，具有典型的非定常特征（圖1）。

圖1 大迎角非線性、非定常氣動(dòng)力Fig. 1 Nonlinear and unsteady aerodynamic forces at high angle of attack

隨著迎角增大，飛機(jī)表面流動(dòng)產(chǎn)生分離，直接導(dǎo)致失速；或者形成復(fù)雜的分離渦，機(jī)頭和各翼面渦系發(fā)生耦合，可能改善性能，也可能破壞性能；迎角進(jìn)一步增大引起渦破裂，可能引發(fā)航向偏離，造成尾旋等危險(xiǎn)事故。理解這些現(xiàn)象的機(jī)理是設(shè)計(jì)和使用大迎角非線性非定常氣動(dòng)力的基礎(chǔ)，預(yù)測(cè)這些現(xiàn)象的發(fā)生，甚至主動(dòng)加以利用，也是飛機(jī)在大迎角區(qū)安全可控飛行的基礎(chǔ)。

本節(jié)主要綜述戰(zhàn)斗機(jī)大迎角飛行典型流動(dòng)機(jī)理，包括流動(dòng)特點(diǎn)、影響機(jī)理、研究進(jìn)展、工程預(yù)測(cè)、主動(dòng)控制方法等。

1.1 流動(dòng)分離導(dǎo)致的失速

飛機(jī)飛行迎角大于一定數(shù)值時(shí)，機(jī)翼表面流動(dòng)分離可能導(dǎo)致失速，失速包括薄翼失速、前緣失速、后緣失速等類型。失速會(huì)造成升力下降、俯仰和滾轉(zhuǎn)力矩突變、氣動(dòng)控制舵面失效等后果。失速形態(tài)和失速迎角主要取決于翼型、機(jī)翼平面形狀、來(lái)流馬赫數(shù)、雷諾數(shù)等參數(shù)[6]。在失速迎角附近，流動(dòng)可能出現(xiàn)大幅度的低頻振蕩現(xiàn)象。

1.2 流動(dòng)分離產(chǎn)生的渦系

對(duì)于典型戰(zhàn)斗機(jī)，當(dāng)飛行迎角增大時(shí)，前機(jī)身、前邊條、機(jī)翼、前緣折點(diǎn)、翼身連接處等部位會(huì)產(chǎn)生沿前緣向下游發(fā)展的渦系，稱為前緣渦或邊條渦。這些渦系對(duì)飛機(jī)的氣動(dòng)特性和控制能力都有顯著影響。

1.2.1 大迎角渦升力

隨著飛行迎角增加，在機(jī)翼前緣/邊條等部位首先產(chǎn)生附體渦。氣流繞過(guò)機(jī)翼前緣時(shí)，因迎角較大，負(fù)壓提供的向心力不足以讓氣流及時(shí)轉(zhuǎn)彎、貼附到機(jī)翼表面，這導(dǎo)致了前緣氣流分離。在分離區(qū)內(nèi)氣流高速旋轉(zhuǎn)，形成旋渦，渦心的負(fù)壓在機(jī)翼前緣上表面產(chǎn)生吸力區(qū)，可使升力系數(shù)提升。對(duì)該現(xiàn)象機(jī)理的經(jīng)典解釋是“前緣吸力比擬”[7-8]。該比擬方法認(rèn)為，對(duì)于后掠前緣，基于來(lái)流速度在前緣法向平面內(nèi)的分量的等效迎角比實(shí)際迎角大，導(dǎo)致前緣上表面產(chǎn)生分離。分離區(qū)將二維翼型的前緣吸力方向翻轉(zhuǎn)90°，從指向飛行方向變?yōu)橹赶驒C(jī)翼的法向，由此產(chǎn)生升力。前緣渦增升的效果非常顯著，例如典型三角翼的渦升力的貢獻(xiàn)可以占總升力的56%以上[6]（圖2）。渦升力是支持戰(zhàn)斗機(jī)大迎角飛行的主要?dú)鈩?dòng)力來(lái)源。

圖2 大迎角渦升力占總升力的典型比例[6]Fig. 2 Typical proportion of vortex lift to total lift at high angle of attack[6]

1.2.2 渦系耦合干擾

隨著迎角進(jìn)一步增加，前緣/邊條等部位的渦不再附體，成為空間渦系。不同部件產(chǎn)生的空間渦系彼此耦合干擾[9-10]。通過(guò)渦系間的有利耦合，可改善飛行器的升力和力矩特性[11]，例如機(jī)頭渦和前緣渦的有利耦合。李棟等[12]比對(duì)了類F-22的菱形截面機(jī)頭和橢圓截面機(jī)頭，發(fā)現(xiàn)機(jī)頭渦與主翼前緣渦耦合，產(chǎn)生增強(qiáng)和補(bǔ)能的效果，增大失速迎角，并顯著推遲了渦破裂。對(duì)于近距耦合鴨式布局，鴨翼渦對(duì)主翼也有類似的有利影響。在戰(zhàn)斗機(jī)設(shè)計(jì)中，利用渦系有利耦合可以有效提升飛行性能和控制能力[13-15]。例如，飛機(jī)采用鴨式布局，通過(guò)渦系的有利耦合，令升力系數(shù)相比無(wú)耦合狀態(tài)提升了10%～25%（圖3）。

圖3 渦系干擾對(duì)升力系數(shù)的貢獻(xiàn)Fig. 3 Contribution of vortex interaction to the lift coefficient

1.2.3 渦系誘導(dǎo)分離

在某些特定迎角下，空間渦系作用于下游的飛機(jī)部件，如平尾、垂尾等，在原本不應(yīng)有流動(dòng)分離的位置產(chǎn)生非定常分離區(qū)。在分離區(qū)中，流動(dòng)能量較低，造成飛機(jī)本體力矩非線性、氣動(dòng)控制面效率下降、主翼上壓力分布非定常脈動(dòng)、垂尾抖振等危險(xiǎn)現(xiàn)象[11,16]。例如，F(xiàn)/A-18垂尾抖振就與邊條渦在垂尾上誘導(dǎo)的非定常分離有關(guān)[17]。這類現(xiàn)象對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)和飛行安全構(gòu)成嚴(yán)重威脅，在戰(zhàn)斗機(jī)設(shè)計(jì)中應(yīng)盡量避免或推遲發(fā)生。例如，某鴨式布局飛機(jī)垂尾的流向位置比F/A-18顯著靠后，可以避開(kāi)主翼前緣渦和邊條渦的影響區(qū)（見(jiàn)圖4），避免垂尾出現(xiàn)抖振現(xiàn)象。

圖4 鴨式布局大迎角典型渦系結(jié)構(gòu)Fig. 4 Typical vortex structures for the canard configuration at high angles of attack

1.2.4 渦破裂

在某個(gè)臨界迎角以上，前緣渦/邊條渦會(huì)突然破裂，導(dǎo)致渦升力驟降和力矩特性突變?？v向特性突變的機(jī)理是：在渦破裂前后，渦升力作用區(qū)突然減小，例如從整個(gè)機(jī)翼前緣的60%突然縮減到只有10%，導(dǎo)致渦升力作用中心突然前移。橫/航向特性突變的機(jī)理是：前緣渦/邊條渦本身是不穩(wěn)定的[18]，對(duì)上游的擾動(dòng)非常敏感[19]。即使側(cè)滑和滾轉(zhuǎn)角極小、飛機(jī)構(gòu)型對(duì)稱，因?yàn)槲_動(dòng)，左右兩側(cè)的渦破裂也可能不是同時(shí)發(fā)生（圖5）。該現(xiàn)象造成橫航向非對(duì)稱、非定常的力矩變化，導(dǎo)致機(jī)翼?yè)u滾、尾旋等，危害飛行安全。殲-10B飛機(jī)大迎角飛行中就發(fā)現(xiàn)有非指令性偏航的現(xiàn)象。隨著戰(zhàn)斗機(jī)飛行迎角增大，渦破裂是不可避免的，在飛機(jī)設(shè)計(jì)中應(yīng)盡量推遲渦破裂的發(fā)生，減弱渦破裂的非對(duì)稱。

圖5 前緣渦對(duì)微擾敏感性導(dǎo)致橫航向非對(duì)稱力矩的原理[19]Fig. 5 Mechanism of asymmetric lateral moment induced by the leading-edge vortex sensitivity[19]

目前，人們對(duì)于大迎角非線性渦系的產(chǎn)生機(jī)理、影響因素的認(rèn)識(shí)仍然很有限，對(duì)渦破裂現(xiàn)象的機(jī)理解釋大多是唯象的。如Gursul等[5]認(rèn)為，渦破裂的機(jī)理是包裹前緣分離渦的桶狀剪切層Kelvin-Helmholtz失穩(wěn)導(dǎo)致的，如圖6（a）所示。他發(fā)現(xiàn)飛機(jī)大迎角飛行產(chǎn)生的渦具有不同的特征頻率，從高頻到低頻依次為湍流脈動(dòng)（106Hz）、剪切層不穩(wěn)定（50～200 Hz）、螺旋模態(tài)不穩(wěn)定（10～50 Hz）、渦脫落（1～10 Hz）、渦破裂點(diǎn)位置的振蕩（0.5～1 Hz）。因?yàn)槿狈τ行У睦碚摶A(chǔ)，渦系的工程預(yù)測(cè)仍是難題，只有定性解釋。例如，前緣渦啟動(dòng)與破裂的位置與雷諾數(shù)、迎角、機(jī)翼前緣后掠角、機(jī)翼上表面逆壓梯度、前緣鈍度等都有關(guān)系。前緣后掠角越大，渦破裂位置越靠后，如圖6（b）所示。

圖6 后掠機(jī)翼前緣渦破裂的機(jī)理解釋[5]Fig. 6 Mechanism of the vortex breakdown on a backward swept wing[5]

綜上所述，大迎角飛行氣動(dòng)力存在非線性、非定常、強(qiáng)耦合等特點(diǎn)，流動(dòng)機(jī)理存在大分離與多渦系耦合干擾等現(xiàn)象，涉及到多尺度結(jié)構(gòu)、混沌、對(duì)稱性自發(fā)破缺等復(fù)雜數(shù)學(xué)問(wèn)題。因此，用理論方法獲取大迎角飛行的氣動(dòng)數(shù)據(jù)難度很大，工程上主要靠風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算得到大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)。

2 數(shù)值計(jì)算方法研究

本節(jié)對(duì)常見(jiàn)大迎角氣動(dòng)特性數(shù)值方法做簡(jiǎn)要介紹。

數(shù)值計(jì)算與理論研究、試驗(yàn)研究并列，是氣動(dòng)研究的三大方法之一。在小迎角下，戰(zhàn)斗機(jī)流動(dòng)以附著流為主，恰當(dāng)?shù)挠?jì)算流體力學(xué)方法能夠?qū)θ珯C(jī)靜態(tài)氣動(dòng)力給出令人較為滿意的結(jié)果，包括飛行控制設(shè)計(jì)所需的各參數(shù)總量和差量（如舵效等）。因此，在飛機(jī)的方案選型設(shè)計(jì)中被大量使用。

然而，在大迎角下，非線性、非定常的復(fù)雜流動(dòng)占主導(dǎo)，數(shù)值計(jì)算對(duì)失速迎角及失速迎角附近的升力、阻力、俯仰力矩、動(dòng)導(dǎo)數(shù)、失速后的非對(duì)稱氣動(dòng)力的計(jì)算置信度有待驗(yàn)證。因此，在現(xiàn)階段，數(shù)值計(jì)算在飛機(jī)大迎角設(shè)計(jì)中一般只用于比較研究和機(jī)理分析，不可替代試驗(yàn)。但數(shù)值計(jì)算可以給出豐富的流場(chǎng)細(xì)節(jié)和非定常特征，且使用方便靈活。作為試驗(yàn)手段的補(bǔ)充和輔助，數(shù)值計(jì)算也有其優(yōu)勢(shì)和價(jià)值。

對(duì)于全機(jī)氣動(dòng)力問(wèn)題，求解N-S方程的計(jì)算流體力學(xué)方法是最典型的數(shù)值研究手段。而對(duì)于大迎角氣動(dòng)特性問(wèn)題，準(zhǔn)確的湍流模擬方法是數(shù)值計(jì)算成功的關(guān)鍵。據(jù)第1節(jié)所述，因?yàn)榉蛛x流、渦系干擾等流動(dòng)具有強(qiáng)非線性特點(diǎn)，涉及到從低頻到高頻的非定常脈動(dòng)，以及從湍流到分離渦的多尺度結(jié)構(gòu)，算法應(yīng)該具有盡量高的空間分辨率和時(shí)間分辨率，有盡量低的耗散，以捕捉到各種尺度的流動(dòng)結(jié)構(gòu)，尤其是湍流。同時(shí)，因?yàn)楣こ添?xiàng)目進(jìn)度的要求，這些方法也不能有太大的計(jì)算量。

下面對(duì)研究大迎角氣動(dòng)特性問(wèn)題的常用數(shù)值計(jì)算方法進(jìn)行介紹，主要是湍流模擬方法，包括其原理、特性、適用問(wèn)題和前沿進(jìn)展。

2.1 基于雷諾平均的湍流模型(RANS)

基于雷諾平均（Reynolds-Averaged Navier-Stokes Equations, RANS）的湍流模型是大迎角氣動(dòng)特性計(jì)算最常用的方法。目前，國(guó)內(nèi)外針對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)全機(jī)大迎角的工程計(jì)算幾乎都采用此方法。

該方法基于Boussinesq線性渦黏假設(shè)，將雷諾應(yīng)力表述為湍動(dòng)能、湍流頻率等參數(shù)的函數(shù)，計(jì)算量小，應(yīng)用廣泛，成熟度高。對(duì)于大迎角氣動(dòng)特性問(wèn)題，該方法可以較準(zhǔn)確地給出時(shí)均升阻特性與時(shí)均力矩特性。但該方法一般只能給出低頻或定常氣動(dòng)力結(jié)果，對(duì)于轉(zhuǎn)捩、二次渦、渦破裂、非定常脈動(dòng)等的預(yù)測(cè)精度不高，有低估流向渦吸力峰值的傾向[20]，對(duì)逆壓梯度引起的尾緣分離則表現(xiàn)出推遲失速、低估流動(dòng)分離的特點(diǎn)，因此，該方法在工程上的置信度仍不如試驗(yàn)，一般只作為試驗(yàn)的補(bǔ)充和參考。

目前，已公開(kāi)發(fā)表的湍流模型有數(shù)百種，只有選用合適的湍流模型才能得到準(zhǔn)確結(jié)果。根據(jù)流動(dòng)機(jī)理，用于分析大迎角問(wèn)題的湍流模型需要能同時(shí)捕捉壁湍流、剪切層和大分離流動(dòng)。對(duì)此，剪應(yīng)力輸運(yùn)模式（Shear Stress Transport, SST）是在大迎角問(wèn)題上應(yīng)用最廣泛的湍流模型。該方法魯棒性好，對(duì)參數(shù)不敏感，計(jì)算量也不大，因此在工程上應(yīng)用廣泛。

工程上計(jì)算靜態(tài)氣動(dòng)力通常采用上述方法。在1000萬(wàn)左右的半模網(wǎng)格單元數(shù)下，全迎角范圍升力系數(shù)與低速風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的偏差不大于7%，俯仰力矩的偏差不大于15%（見(jiàn)圖7）；在4000萬(wàn)左右的網(wǎng)格單元數(shù)下，能清晰地給出空間流場(chǎng)中的渦系干擾結(jié)構(gòu)。但對(duì)于更多飛行器布局的研究表明，該方法對(duì)于渦破裂和非定常大分離等現(xiàn)象的計(jì)算精度不佳[21]。在30°以上的大迎角區(qū)間，計(jì)算結(jié)果往往是定性規(guī)律正確，但定量結(jié)果有偏差。

圖7 基于雷諾平均湍流模式和試驗(yàn)的俯仰力矩系數(shù)對(duì)比Fig. 7 Pitch moment comparison between RANS and wind tunnel test

另外還有若干基于雷諾平均的湍流模型，如單方程S-A模型[22]、兩方程k-ε模型[23]、k-ω模型[24]等。但這些模式都有局限性，要么適用于近壁區(qū)而不適合于遠(yuǎn)壁區(qū)，要么適用于分離流/剪切層而不適合于附面層。

2.2 大渦模擬方法（LES）

大渦模擬方法（Large Eddy Simulation, LES）是對(duì)大迎角問(wèn)題的較精細(xì)、準(zhǔn)確的氣動(dòng)力模擬方法，但因?yàn)橛?jì)算量巨大，研究對(duì)象一般是平板、圓柱等，更多用于大迎角氣動(dòng)現(xiàn)象機(jī)理的學(xué)術(shù)研究。

理論上最精確的數(shù)值方法是直接數(shù)值模擬法（Direct Numerical Simulation, DNS）。該方法的網(wǎng)格各方向尺度都要取到微米量級(jí)，計(jì)算量極大，對(duì)于工程問(wèn)題完全不適用。為了在減少計(jì)算量的同時(shí)保持對(duì)湍流多尺度現(xiàn)象的刻畫能力，Smagorinsky提出了大渦模擬方法[25]。該方法的思路是設(shè)置一個(gè)截?cái)喑叨龋∮谠摮叨鹊臏u將被模型化，大于該尺度的渦才被真實(shí)模擬。該方法可應(yīng)用于非定常脈動(dòng)力、振動(dòng)等問(wèn)題研究，能給出頻譜，對(duì)分離流、渦系、渦破裂等問(wèn)題計(jì)算精度高。但該方法的代價(jià)是計(jì)算資源需求大。一般而言，LES方法要求壁面網(wǎng)格法向尺度y+數(shù)值在1的量級(jí)，流向和展向尺度在10的量級(jí)。對(duì)于三維機(jī)翼，網(wǎng)格單元總量可達(dá)（1～10）億，單個(gè)狀態(tài)的計(jì)算時(shí)間可達(dá)數(shù)月。全機(jī)外形的計(jì)算量將更大。因此，目前LES方法基本都用于湍流與壓力脈動(dòng)機(jī)理研究，或是二維翼型、旋成體等簡(jiǎn)單外形，尚未見(jiàn)到將其應(yīng)用于全機(jī)氣動(dòng)力計(jì)算的案例。

2.3 雷諾平均-大渦模擬混合方法（DES/DDES/IDDES）

為了避免LES巨大的計(jì)算量，又希望保持對(duì)分離與渦破裂的捕捉精度，人們結(jié)合了上述兩種方法的優(yōu)勢(shì)，提出一系列雷諾平均-大渦模擬混合方法。因?yàn)橛?jì)算量較大，該方法多用于氣動(dòng)現(xiàn)象機(jī)理的學(xué)術(shù)研究，未來(lái)可能用于工程計(jì)算。此類方法數(shù)量繁多。其中最經(jīng)典的是分離渦模擬（Detached Eddy Simulation,DES）方法[26]。該算法的基本思路是—在附著湍流區(qū)采用RANS方法，在分離區(qū)采用大渦模擬方法。在此思路下，人們還提出了延遲脫體渦模擬（Delayed DES, DDES）[27]、改進(jìn)的延遲脫體渦模擬（Improved DDES, IDDES）[28]等方法。最新的DDES/IDDES方法實(shí)現(xiàn)了剪切層自適應(yīng)長(zhǎng)度尺度，能更準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)渦破裂現(xiàn)象[29]。

目前，采用RANS-LES混合方法的研究主要集中在方法的驗(yàn)證方面，實(shí)際工程問(wèn)題的應(yīng)用較少[30]。國(guó)外有Peng[20]、Mitchell[31]、Nonomur[32]、Morton[33]等，國(guó)內(nèi)有孫東[34]、劉健[35]等，分別用DES/IDDES等研究了大迎角渦系流動(dòng)，迎角范圍20°～70°。該方法可應(yīng)用于非定常脈動(dòng)力、振動(dòng)等問(wèn)題研究，能給出頻譜與能譜的信息。對(duì)于渦破裂等問(wèn)題，采用此類方法的氣動(dòng)力結(jié)果比RANS更精確，與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果更吻合[35]。眾多計(jì)算研究表明，此類方法可以準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)渦破裂的流向位置和破裂后特性，并且獲得分離剪切層中的二次渦結(jié)構(gòu)。然而，盡管此類方法計(jì)算資源需求比LES更小，但仍比RANS大一個(gè)數(shù)量級(jí)，尤其當(dāng)大迎角分離與旋渦流動(dòng)區(qū)域占主導(dǎo)時(shí)，對(duì)計(jì)算時(shí)間步長(zhǎng)、網(wǎng)格尺寸等的要求與LES相當(dāng)。這限制了該類方法在實(shí)際工程設(shè)計(jì)中的應(yīng)用。

這三種方法在戰(zhàn)斗機(jī)大迎角問(wèn)題上的應(yīng)用總結(jié)見(jiàn)表1。

表1 不同數(shù)值方法的特點(diǎn)Table 1 Characteristics of different numerical methods

此外，通過(guò)將空氣動(dòng)力學(xué)、飛行動(dòng)力學(xué)耦合求解，對(duì)復(fù)雜飛行機(jī)動(dòng)運(yùn)動(dòng)全過(guò)程進(jìn)行實(shí)時(shí)數(shù)值計(jì)算模擬成為可能。美國(guó)國(guó)防部（DOD）、德國(guó)宇航研究中心（DLR）分別通過(guò)HPCMP和SikMa項(xiàng)目在這方面進(jìn)行了研究。采用常用的RANS湍流模型結(jié)合SU/PG有限元方法[36]，可以模擬F-22等飛行器的機(jī)動(dòng)歷程，研究結(jié)果的整體趨勢(shì)比較令人滿意（圖8）[37]。國(guó)內(nèi)李鋒等[38]發(fā)展了一種氣動(dòng)、飛行和控制一體化耦合的非定常數(shù)值求解策略，能夠計(jì)算復(fù)雜外形飛機(jī)的動(dòng)導(dǎo)數(shù)、旋轉(zhuǎn)天平數(shù)據(jù)，顯現(xiàn)了非定常流動(dòng)、運(yùn)動(dòng)與控制的時(shí)序演化過(guò)程。馬戎等[39]針對(duì)流動(dòng)/運(yùn)動(dòng)耦合問(wèn)題，建立了耦合非定常流場(chǎng)和六自由度運(yùn)動(dòng)的一體化松耦合與緊耦合計(jì)算方法。劉鐵中等[40]也開(kāi)展了數(shù)值虛擬飛行方面的工作。這些研究展現(xiàn)了數(shù)值虛擬飛行在未來(lái)的可能性。

圖8 F-22過(guò)失速機(jī)動(dòng)計(jì)算結(jié)果[37]Fig. 8 Numerical results of F-22 in the post-stall maneuver[37]

綜上，隨著計(jì)算機(jī)能力的提升和流體力學(xué)數(shù)值計(jì)算方法的發(fā)展，在全機(jī)大迎角動(dòng)/靜態(tài)氣動(dòng)力建庫(kù)、機(jī)理分析等問(wèn)題上，數(shù)值計(jì)算已是重要的研究手段，但精度和效率還遠(yuǎn)未達(dá)到能夠替代試驗(yàn)的要求。精度上，效率足夠的數(shù)值方法難以捕捉大迎角飛行時(shí)典型的分離、渦破裂等現(xiàn)象，對(duì)網(wǎng)格質(zhì)量、算法選用和研究者經(jīng)驗(yàn)的依賴性較大；效率上，精度夠高的數(shù)值方法需要巨大的網(wǎng)格量、極小的時(shí)間步長(zhǎng)，計(jì)算量連千萬(wàn)億次峰值計(jì)算速度的高性能集群也難以滿足工程研究的需求。因此，在工程設(shè)計(jì)中，高精度計(jì)算流體力學(xué)方法僅在進(jìn)行典型大迎角狀態(tài)機(jī)理、規(guī)律研究時(shí)使用。飛機(jī)設(shè)計(jì)所需的大量的大迎角氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)，仍然需要通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)的方法獲得。

3 大迎角氣動(dòng)特性試驗(yàn)技術(shù)

在中小迎角區(qū)域，飛機(jī)繞流為附著流或者未破裂的集中渦流動(dòng)，通過(guò)地面試驗(yàn)?zāi)M獲取氣動(dòng)力的技術(shù)手段較為成熟。在大迎角區(qū)域，飛機(jī)繞流為復(fù)雜分離流動(dòng)，氣動(dòng)力的非線性、非定常特征顯著。影響氣動(dòng)力的因素眾多，除了飛機(jī)構(gòu)型、舵偏、速度、迎角、側(cè)滑角等參數(shù)，角速率、角加速率和運(yùn)動(dòng)的時(shí)間歷程也對(duì)氣動(dòng)力有很大影響。氣動(dòng)力的遲滯效應(yīng)突出，運(yùn)動(dòng)參數(shù)的影響還呈現(xiàn)強(qiáng)烈耦合和非線性特點(diǎn)。對(duì)于如此復(fù)雜的大迎角飛行氣動(dòng)力，僅僅通過(guò)大迎角靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)無(wú)法全面掌握大迎角氣動(dòng)特性，還需要復(fù)雜的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)技術(shù)來(lái)模擬多種運(yùn)動(dòng)參數(shù)及耦合狀態(tài)的影響，從而獲得更全面的大迎角氣動(dòng)特性信息。

以大迎角靜態(tài)氣動(dòng)力為基礎(chǔ)，通過(guò)動(dòng)導(dǎo)數(shù)、旋轉(zhuǎn)天平和大幅振蕩等動(dòng)態(tài)試驗(yàn)獲得的大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)，開(kāi)展飛機(jī)的大迎角氣動(dòng)特性分析，是國(guó)內(nèi)外研究飛機(jī)大迎角氣動(dòng)特性的通常做法。美國(guó)在F-16、F/A-18、X-31和F-22等飛機(jī)上開(kāi)展了大量的動(dòng)導(dǎo)數(shù)研究、旋轉(zhuǎn)天平和大幅振蕩試驗(yàn)研究（圖9）[41-44]，獲得了大迎角氣動(dòng)特性研究的基礎(chǔ)數(shù)據(jù)。

圖9 F22開(kāi)展的地面動(dòng)態(tài)試驗(yàn)[41]Fig. 9 Dynamic tests in wind tunnels for F-22[41]

國(guó)內(nèi)與戰(zhàn)斗機(jī)大迎角氣動(dòng)特性相關(guān)的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)技術(shù)起步較晚。20世紀(jì)八、九十年代，在我國(guó)自主研發(fā)三代機(jī)的需求牽引下，動(dòng)導(dǎo)數(shù)、旋轉(zhuǎn)天平等常規(guī)動(dòng)態(tài)試驗(yàn)技術(shù)建立[45-50]并得以少量應(yīng)用。十幾年前，對(duì)于新型戰(zhàn)斗機(jī)的需求，這些技術(shù)在面向工程應(yīng)用時(shí)還需要進(jìn)一步完善；大振幅單自由度、雙自由度耦合試驗(yàn)技術(shù)在南航、北航等高校和科研院所開(kāi)展研究，工程應(yīng)用很少。

在新型戰(zhàn)斗機(jī)需求的推動(dòng)下，近十多年來(lái)，中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心、航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院、航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院等院所完善或新建了動(dòng)導(dǎo)數(shù)、旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)設(shè)施，改進(jìn)了原有試驗(yàn)技術(shù)，包括動(dòng)態(tài)試驗(yàn)支撐方式、模型強(qiáng)迫運(yùn)動(dòng)驅(qū)動(dòng)方式等，以及優(yōu)化數(shù)據(jù)采集和運(yùn)動(dòng)控制技術(shù)，發(fā)展了新的大幅振蕩試驗(yàn)技術(shù)與旋轉(zhuǎn)天平耦合強(qiáng)迫振蕩技術(shù)[50-54]。航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院還新建了4 m量級(jí)動(dòng)態(tài)特種試驗(yàn)風(fēng)洞，并在8 m連續(xù)風(fēng)洞中建設(shè)動(dòng)態(tài)試驗(yàn)設(shè)備。這些進(jìn)展使得國(guó)內(nèi)大迎角非定常氣動(dòng)力的地面試驗(yàn)?zāi)M能力獲得了很大的提升，支撐了國(guó)內(nèi)飛機(jī)大迎角氣動(dòng)特性的研究。

在戰(zhàn)斗機(jī)研制中，動(dòng)態(tài)試驗(yàn)技術(shù)的應(yīng)用水平也有大幅提高。近十幾年，國(guó)內(nèi)大量開(kāi)展了動(dòng)態(tài)試驗(yàn)，完成了各型飛機(jī)的動(dòng)導(dǎo)數(shù)（圖10）、旋轉(zhuǎn)天平（圖11）和大幅振蕩試驗(yàn)，在研究中完善原有試驗(yàn)設(shè)計(jì)方法、提出新的試驗(yàn)設(shè)計(jì)方法，為飛機(jī)大迎角氣動(dòng)特性研究提供了豐富的數(shù)據(jù)。通過(guò)這些方法的發(fā)展、完善和應(yīng)用，業(yè)界對(duì)飛機(jī)大迎角氣動(dòng)特性也有了更全面和深刻的認(rèn)識(shí)。

圖10 動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)Fig. 10 Dynamic derivative tests

下面從試驗(yàn)基本方法、數(shù)據(jù)特點(diǎn)和價(jià)值、試驗(yàn)技術(shù)挑戰(zhàn)及國(guó)內(nèi)工程應(yīng)用情況等方面，對(duì)常用的大迎角氣動(dòng)特性獲取試驗(yàn)技術(shù)進(jìn)行簡(jiǎn)要闡述，包括大迎角靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)、動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)、旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)和大幅振蕩試驗(yàn)。

3.1 大迎角靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)

大迎角靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)在常規(guī)迎角靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)技術(shù)基礎(chǔ)上，擴(kuò)展試驗(yàn)迎角和側(cè)滑角，試驗(yàn)的姿態(tài)角范圍覆蓋包括過(guò)失速飛行的大迎角飛行包線。試驗(yàn)中，模型姿態(tài)固定，通過(guò)測(cè)力天平，得到模型在大迎角、大側(cè)滑角下的定常氣動(dòng)力和力矩。

大迎角靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)數(shù)據(jù)可以反映飛機(jī)在大迎角區(qū)域的基本氣動(dòng)特性，包括俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)方向的靜穩(wěn)定性變化和舵面控制能力等。對(duì)于飛機(jī)在大迎角區(qū)域的偏離、失速特性，依據(jù)大迎角測(cè)力數(shù)據(jù)能夠給出定性判斷和特征描述，這些信息在布局設(shè)計(jì)和飛控設(shè)計(jì)的初期階段非常重要。大迎角靜態(tài)測(cè)力數(shù)據(jù)也是構(gòu)建大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)所需的最基礎(chǔ)和重要的氣動(dòng)數(shù)據(jù)。

在大迎角靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)中，姿態(tài)角范圍較大，飛機(jī)流動(dòng)不穩(wěn)定性強(qiáng)，分離劇烈，導(dǎo)致在部分試驗(yàn)工況下模型會(huì)發(fā)生劇烈抖動(dòng)，試驗(yàn)裝置需要進(jìn)行專門設(shè)計(jì)以抑制或者減緩模型和機(jī)構(gòu)的抖動(dòng)，從而確保試驗(yàn)安全和數(shù)據(jù)有效；另一方面，模型與試驗(yàn)支撐系統(tǒng)、開(kāi)口/閉口風(fēng)洞之間的干擾更加復(fù)雜，大迎角試驗(yàn)的風(fēng)洞干擾修正方法至今還沒(méi)有統(tǒng)一[55-60]。

3.2 動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)

動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)基于線化小擾動(dòng)假設(shè)，通過(guò)天平測(cè)量俯仰、滾轉(zhuǎn)或偏航方向小振幅振蕩下的氣動(dòng)力，并與運(yùn)動(dòng)參數(shù)進(jìn)行相關(guān)運(yùn)算獲得阻尼導(dǎo)數(shù)等動(dòng)導(dǎo)數(shù)數(shù)據(jù)[46-48,50]。根據(jù)振蕩方法的不同，又分為自由振蕩動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)和強(qiáng)迫振蕩動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)。

動(dòng)導(dǎo)數(shù)數(shù)據(jù)表征飛機(jī)運(yùn)動(dòng)的角速率和姿態(tài)角角速率產(chǎn)生的附加氣動(dòng)力對(duì)運(yùn)動(dòng)的影響，通過(guò)氣動(dòng)力或力矩對(duì)角速率的導(dǎo)數(shù)來(lái)呈現(xiàn)這種影響。因?yàn)閯?dòng)導(dǎo)數(shù)在小幅振蕩運(yùn)動(dòng)中測(cè)量獲得，因此動(dòng)導(dǎo)數(shù)可以反映飛機(jī)在較小的局部迎角區(qū)間的部分非定常特性。動(dòng)導(dǎo)數(shù)也是大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)設(shè)計(jì)的重要數(shù)據(jù)來(lái)源。

動(dòng)導(dǎo)數(shù)在小迎角區(qū)域迎角效應(yīng)弱，接近常值，試驗(yàn)頻率、振幅以及布局舵偏對(duì)動(dòng)導(dǎo)數(shù)影響較小。但是在大迎角區(qū)域，有很強(qiáng)的迎角效應(yīng)，量值和性質(zhì)隨迎角變化劇烈。在大迎角區(qū)域，由頻率、風(fēng)速等參數(shù)決定的無(wú)量綱折合頻率，對(duì)動(dòng)導(dǎo)數(shù)數(shù)據(jù)有較大影響[61-63]。筆者在研究中也發(fā)現(xiàn)動(dòng)導(dǎo)數(shù)在大迎角動(dòng)態(tài)運(yùn)動(dòng)中不是常值，動(dòng)導(dǎo)數(shù)與折合頻率具有強(qiáng)相關(guān)性（圖12，圖中A表示俯仰振蕩運(yùn)動(dòng)的振幅值），表現(xiàn)出與折合頻率的非線性關(guān)系；對(duì)于部分舵面（如鴨翼、垂尾等）的偏轉(zhuǎn)也較為敏感。大迎角區(qū)域的動(dòng)導(dǎo)數(shù)特點(diǎn)使得動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)的設(shè)計(jì)非常復(fù)雜，試驗(yàn)量也比小迎角區(qū)域更大。試驗(yàn)參數(shù)要盡量覆蓋飛行的角速率范圍，所要求的試驗(yàn)機(jī)構(gòu)能力也更高。

圖12 運(yùn)動(dòng)頻率對(duì)動(dòng)導(dǎo)數(shù)的影響Fig. 12 Effect of moving frequencies on the dynamic derivative

3.3 旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)

旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)在一定的迎角和側(cè)滑角姿態(tài)下，模擬飛機(jī)繞速度矢做勻速旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)時(shí)的氣動(dòng)力[46,48,50]，試驗(yàn)參數(shù)包括角速率、迎角、側(cè)滑角、各舵面偏度等。

國(guó)內(nèi)試驗(yàn)中通常將飛機(jī)模型固定在某個(gè)迎角和側(cè)滑角下，通過(guò)機(jī)構(gòu)帶動(dòng)模型實(shí)現(xiàn)一系列勻速旋轉(zhuǎn)，由內(nèi)置天平測(cè)量氣動(dòng)力，因此，旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)數(shù)據(jù)反映的是準(zhǔn)定常情況下飛機(jī)繞速度矢運(yùn)動(dòng)時(shí)產(chǎn)生的全部氣動(dòng)力/力矩?；谛D(zhuǎn)天平數(shù)據(jù)，可以獲得繞速度矢運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的附加氣動(dòng)力，這是進(jìn)行飛機(jī)尾旋特性研究的重要數(shù)據(jù)。對(duì)于大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)設(shè)計(jì)，旋轉(zhuǎn)天平數(shù)據(jù)也是重要的數(shù)據(jù)來(lái)源。

一般而言，旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的附加氣動(dòng)力隨著旋轉(zhuǎn)角速率增大而增大，在失速迎角附近具有較強(qiáng)非線性（圖13）。由于需要考慮迎角、側(cè)滑角、角速率、飛機(jī)構(gòu)型、舵面等參數(shù)的影響，旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)的參數(shù)組合狀態(tài)是巨量的。試驗(yàn)中，往往需要設(shè)計(jì)者根據(jù)經(jīng)驗(yàn)對(duì)各種影響參數(shù)進(jìn)行剪裁取舍來(lái)設(shè)計(jì)試驗(yàn)，以縮減試驗(yàn)量、降低試驗(yàn)成本。旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)的無(wú)量綱旋轉(zhuǎn)角速率至少應(yīng)覆蓋飛機(jī)的無(wú)量綱尾旋角速率。

圖13 大迎角區(qū)旋轉(zhuǎn)天平數(shù)據(jù)的非線性Fig. 13 Nonlinear aerodynamics caused by rotation at high angle of attack

3.4 大幅振蕩試驗(yàn)

大幅振蕩試驗(yàn)中，試驗(yàn)機(jī)構(gòu)帶動(dòng)縮比模型進(jìn)行俯仰、滾轉(zhuǎn)或偏航方向的單自由度或者雙自由度大振幅振蕩運(yùn)動(dòng)，采用內(nèi)置天平測(cè)量運(yùn)動(dòng)中的飛機(jī)模型氣動(dòng)力和力矩[50]。

與動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)不同的是，大幅振蕩試驗(yàn)中，模型的運(yùn)動(dòng)振幅較大。以俯仰振蕩為例，動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)為了滿足小擾動(dòng)假設(shè)，迎角振幅一般限制在5°以內(nèi)，在大幅振蕩試驗(yàn)中，迎角變化范圍一般至少在20°以上，大多到90°甚至更大。在大幅振蕩試驗(yàn)歷程中飛機(jī)模型具有更大的角度變化范圍，因此，飛機(jī)繞流的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)會(huì)經(jīng)歷從附著流到渦、再到渦破裂，繼而發(fā)展為完全分離流動(dòng)的劇烈變化。在大幅振蕩試驗(yàn)的運(yùn)動(dòng)歷程中，某個(gè)時(shí)刻，飛機(jī)在某個(gè)姿態(tài)角下的氣動(dòng)力，既包含了當(dāng)前時(shí)刻姿態(tài)的影響，也包含了當(dāng)前時(shí)刻運(yùn)動(dòng)角速率、姿態(tài)角角速率及角加速率的影響，還包含了當(dāng)前時(shí)刻之前所經(jīng)歷的姿態(tài)及運(yùn)動(dòng)參數(shù)的影響，因此也形成了更為顯著的氣動(dòng)力遲滯效應(yīng)。因此，在空間和時(shí)間尺度上，大幅振蕩試驗(yàn)中的流場(chǎng)對(duì)運(yùn)動(dòng)的響應(yīng)特性包含了比動(dòng)導(dǎo)數(shù)更為豐富的信息，也更接近真實(shí)飛行。由于大幅振蕩試驗(yàn)獲得的飛機(jī)氣動(dòng)力中包含的非定常影響比動(dòng)導(dǎo)數(shù)反映的非定常特性更加全面和準(zhǔn)確，這種試驗(yàn)數(shù)據(jù)成為近年來(lái)構(gòu)建大迎角非定常氣動(dòng)力的最主要數(shù)據(jù)來(lái)源。

大幅振蕩試驗(yàn)要求試驗(yàn)機(jī)構(gòu)模擬的無(wú)量綱角速率盡可能覆蓋飛機(jī)運(yùn)動(dòng)角速率和運(yùn)動(dòng)形式。根據(jù)相似準(zhǔn)則，由于模型縮比，大幅振蕩試驗(yàn)中，模型運(yùn)動(dòng)的絕對(duì)角速率要遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)角速率。要實(shí)現(xiàn)角速率的覆蓋，在很高的轉(zhuǎn)速下帶動(dòng)十幾千克的模型快速而穩(wěn)定運(yùn)動(dòng)，對(duì)試驗(yàn)機(jī)構(gòu)而言，在功率、結(jié)構(gòu)、采集測(cè)控系統(tǒng)等方面都面臨巨大挑戰(zhàn)。

在大幅振蕩試驗(yàn)中，通過(guò)俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)單自由度大幅振蕩試驗(yàn)以及俯仰-滾轉(zhuǎn)耦合試驗(yàn)、滾轉(zhuǎn)-偏航耦合試驗(yàn)獲得非定常氣動(dòng)數(shù)據(jù)。在偏航-滾轉(zhuǎn)耦合試驗(yàn)中，偏航運(yùn)動(dòng)和滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的振幅和角速率匹配關(guān)系對(duì)非定常氣動(dòng)力有很大影響（圖14）[64]，其組合無(wú)法窮舉。成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所在試驗(yàn)中引入衡量橫航向運(yùn)動(dòng)耦合程度的“耦合比”概念[64]，表征滾轉(zhuǎn)和偏航角速率的相對(duì)關(guān)系，定量衡量偏航和滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)參數(shù)的匹配關(guān)系，在不同影響區(qū)域中設(shè)計(jì)典型耦合比進(jìn)行試驗(yàn)，既減少了試驗(yàn)狀態(tài)，又抓住了主要的非定常氣動(dòng)力特征。

圖14 不同耦合比運(yùn)動(dòng)中的氣動(dòng)力遲滯環(huán)(θ j=35?,f=0.5Hz)[64]Fig. 14 Hysteresis loops of aerodynamic forces for different yaw-to-roll ratios (θ j=35?,f=0.5Hz)[64]

通過(guò)以上氣動(dòng)力試驗(yàn)獲得的各種風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)，除了用于進(jìn)行氣動(dòng)特性分析，也用來(lái)構(gòu)建大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)，最終供飛行控制律設(shè)計(jì)使用。

4 大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)構(gòu)建技術(shù)

氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)是進(jìn)行飛機(jī)飛行控制律設(shè)計(jì)不可缺少的重要輸入，它直接定量給出飛機(jī)在各種飛行條件下的氣動(dòng)力和力矩。在飛機(jī)設(shè)計(jì)中，如何基于風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)，為飛行控制提供可靠的氣動(dòng)力預(yù)測(cè)是氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)構(gòu)建的核心問(wèn)題。

由于中小迎角和大迎角區(qū)域飛機(jī)繞流形態(tài)完全不同，迎角、側(cè)滑角、舵偏和運(yùn)動(dòng)參數(shù)對(duì)氣動(dòng)力的影響有較大差異，因此，中小迎角的氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)設(shè)計(jì)與大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)設(shè)計(jì)有較大差別。

在大迎角飛行中，氣動(dòng)力的遲滯效應(yīng)突出，影響因素眾多，除了迎角、側(cè)滑角、馬赫數(shù)以及角速率等因素，角加速率和時(shí)間歷程也對(duì)氣動(dòng)力有很大影響。運(yùn)動(dòng)參數(shù)的影響還呈現(xiàn)強(qiáng)烈耦合特點(diǎn)，即俯仰運(yùn)動(dòng)或者滾轉(zhuǎn)/偏航運(yùn)動(dòng)引起的氣動(dòng)力變化既有縱向的也有橫航向的，縱向和橫航向氣動(dòng)力緊密耦合在一起。面對(duì)眾多因素的復(fù)雜影響，具有強(qiáng)烈非線性、非定常、強(qiáng)耦合特征的大迎角氣動(dòng)特性的表達(dá)難度大大增加。如何分析大迎角飛行中各種因素的影響，準(zhǔn)確地表達(dá)非線性、非定常氣動(dòng)力，在飛機(jī)設(shè)計(jì)流程中，更早地為布局設(shè)計(jì)提供大迎角特性的反饋，為飛行控制律設(shè)計(jì)提供準(zhǔn)確的大迎角氣動(dòng)特性輸入，是戰(zhàn)斗機(jī)大迎角氣動(dòng)力工程設(shè)計(jì)的關(guān)鍵。

下面分別對(duì)中小迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)設(shè)計(jì)和兩類大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)設(shè)計(jì)方法進(jìn)行簡(jiǎn)要闡述。

4.1 中小迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)設(shè)計(jì)

傳統(tǒng)的中小迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)以氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)的形式來(lái)表征氣動(dòng)力。在小迎角范圍內(nèi)，由于飛機(jī)氣動(dòng)力具有良好的線性特點(diǎn)，可以使用小擾動(dòng)線性化理論對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)力進(jìn)行縱橫向解耦，認(rèn)為在小迎角范圍內(nèi)氣動(dòng)力/力矩系數(shù)隨迎角、側(cè)滑角、舵偏等變量線性變化，使用導(dǎo)數(shù)形式進(jìn)行表征，是一種典型的線性模型[65]，可以用下列計(jì)算式：

在這種模型中，飛機(jī)的氣動(dòng)力簡(jiǎn)單認(rèn)為是迎角、側(cè)滑角、舵偏等變量的線性函數(shù)。然而，隨著航空技術(shù)的發(fā)展，現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)對(duì)大迎角失速區(qū)的機(jī)動(dòng)提出更高要求。在大迎角飛行范圍內(nèi)，氣動(dòng)力呈現(xiàn)顯著的非線性，上述線性模型將不再適用。如果完整組合（Ma,α,β,δe,δa,δr,p,q,r,···）等所有自變量，需要的風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)量將極其龐大，且存在大量的耦合數(shù)據(jù)，這些對(duì)大迎角非線性氣動(dòng)力模型的構(gòu)建提出了巨大挑戰(zhàn)。需要建立一種工程可用的非線性氣動(dòng)力模型，不僅能夠精確表征大迎角非線性段的氣動(dòng)力系數(shù)，而且具備工程可實(shí)現(xiàn)性。

4.2 增量動(dòng)態(tài)融合大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)設(shè)計(jì)

20世紀(jì)90年代，王海峰等[66-67]提出了一種工程適用的大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)設(shè)計(jì)方法——增量動(dòng)態(tài)融合大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)，其不僅可以表征大迎角非線性段氣動(dòng)力，而且具備工程可實(shí)現(xiàn)性。增量動(dòng)態(tài)融合大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)由靜態(tài)氣動(dòng)數(shù)據(jù)與動(dòng)態(tài)氣動(dòng)數(shù)據(jù)兩大部分組成。

其中靜態(tài)氣動(dòng)數(shù)據(jù)采用基本量疊加增量的形式表達(dá)?；玖繛轱w機(jī)舵面全零的基本狀態(tài)氣動(dòng)數(shù)據(jù)，增量為在基本狀態(tài)基礎(chǔ)上改變舵面得到的氣動(dòng)力增量，還可考慮舵面之間的影響量。典型的靜態(tài)數(shù)據(jù)的表達(dá)式如下：

動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)由兩部分組成：一部分通過(guò)動(dòng)導(dǎo)數(shù)表達(dá)，由強(qiáng)迫振蕩動(dòng)導(dǎo)數(shù)風(fēng)洞試驗(yàn)得出，包括Cmq、Cmα˙、Cnp、Cnr、Clp、Clr等分量；另一部分用旋轉(zhuǎn)天平風(fēng)洞試驗(yàn)得到的數(shù)據(jù)構(gòu)建，表征旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的附加氣動(dòng)力，其是迎角、側(cè)滑角、旋轉(zhuǎn)速率、舵偏等的函數(shù)，以增量形式給出?；陲L(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果建立上述各部分的氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)。采用局部線性思想，通過(guò)插值方法獲得特定飛行狀態(tài)下的靜態(tài)氣動(dòng)力和旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)氣動(dòng)力；通過(guò)插值方法獲得動(dòng)導(dǎo)數(shù)，計(jì)算得到角速率引起的氣動(dòng)力；將三部分疊加獲得飛機(jī)的全部氣動(dòng)力，用于飛行控制律設(shè)計(jì)。

這種氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)設(shè)計(jì)方法對(duì)傳統(tǒng)小迎角氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)模型進(jìn)行了兩方面的改進(jìn)。

第一是通過(guò)導(dǎo)數(shù)模型結(jié)合矩陣局部線性化插值處理，實(shí)現(xiàn)了大迎角氣動(dòng)特性的非線性表達(dá)。增量動(dòng)態(tài)融合大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)在數(shù)學(xué)表達(dá)形式上與氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)模型類似，但是結(jié)合以風(fēng)洞試驗(yàn)為基礎(chǔ)形成的矩陣氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)，通過(guò)數(shù)據(jù)庫(kù)插值，獲得各類氣動(dòng)力或者氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)的非線性，進(jìn)而進(jìn)行增量疊加來(lái)表達(dá)飛機(jī)的整體氣動(dòng)力。

第二方面的改進(jìn)在于提出了一種運(yùn)動(dòng)動(dòng)態(tài)融合的方法，解決了數(shù)據(jù)使用中動(dòng)導(dǎo)數(shù)和旋轉(zhuǎn)天平在大迎角飛行中動(dòng)態(tài)分配的難題。由于運(yùn)動(dòng)引起的氣動(dòng)力來(lái)自動(dòng)導(dǎo)數(shù)和旋轉(zhuǎn)天平兩種試驗(yàn)數(shù)據(jù)，通常使用三分量或者四分量組合方法來(lái)使用兩種試驗(yàn)數(shù)據(jù)。根據(jù)文獻(xiàn)[68]，兩種分量方法如下。

2）三分量法。將飛機(jī)總旋轉(zhuǎn)速率分解為三個(gè)分量，此方法通過(guò)將其中一個(gè)分量等于零來(lái)求解表達(dá)式中的ω量，再用求出的ω量計(jì)算剩余兩個(gè)分量。表達(dá)式為：

王海峰等[66-67]的研究結(jié)果表明，三分量法適用于飛機(jī)大幅振蕩的情形，四分量法更適用于穩(wěn)定的尾旋運(yùn)動(dòng)。

將靜態(tài)氣動(dòng)數(shù)據(jù)與動(dòng)態(tài)氣動(dòng)數(shù)據(jù)組合，使用增量動(dòng)態(tài)融合法的最終表達(dá)式如下：

這種形式的氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)物理意義明確、結(jié)構(gòu)清晰，每一個(gè)部分都可形成單獨(dú)的數(shù)據(jù)模塊，可由不同的風(fēng)洞試驗(yàn)提供數(shù)據(jù)源。經(jīng)過(guò)仿真和試飛驗(yàn)證，這種增量動(dòng)態(tài)融合的大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)結(jié)構(gòu)完整、數(shù)據(jù)可靠，能夠準(zhǔn)確反映平臺(tái)飛行特性，因此被成功應(yīng)用于工程實(shí)踐中。這種數(shù)據(jù)庫(kù)也能較為準(zhǔn)確地反映三代機(jī)的尾旋平衡特性。國(guó)外F-16飛機(jī)使用了類似的數(shù)據(jù)庫(kù)結(jié)構(gòu)形式[69-70]。到目前為止，國(guó)內(nèi)工程實(shí)踐上使用的數(shù)據(jù)庫(kù)設(shè)計(jì)大都參考了這種方法，在小迎角區(qū)域已經(jīng)經(jīng)過(guò)了充分驗(yàn)證，對(duì)大迎角尾旋運(yùn)動(dòng)的適用性也經(jīng)過(guò)了飛行驗(yàn)證[71]；對(duì)于過(guò)失速機(jī)動(dòng)和尾旋的進(jìn)入、改出過(guò)程，由于動(dòng)導(dǎo)數(shù)對(duì)非定常效應(yīng)的反映具有局限性，這種模型的適用性還需開(kāi)展更廣泛的研究。

4.3 基于非定常氣動(dòng)力模型的大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)設(shè)計(jì)

在大迎角飛行時(shí)，氣動(dòng)力不僅與當(dāng)前飛行狀態(tài)參數(shù)有關(guān)，還與運(yùn)動(dòng)歷程密切相關(guān)，是運(yùn)動(dòng)歷程的非線性泛函[72-73]。此時(shí)，由于氣動(dòng)力顯著的非定常特征，無(wú)法通過(guò)有限次的常規(guī)測(cè)力風(fēng)洞試驗(yàn)建立氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)。因此，除了增量動(dòng)態(tài)融合大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)，研究者也探索了更多形式的大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)設(shè)計(jì)方法。有文獻(xiàn)資料表明國(guó)外針對(duì)F-16XL[74-76]、F-18[77-78]等型號(hào)開(kāi)展了系統(tǒng)的大振幅動(dòng)態(tài)模擬試驗(yàn)研究和大迎角非線性、非定常氣動(dòng)建模研究，用于飛行力學(xué)計(jì)算分析。國(guó)內(nèi)外典型的思路是：在大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)的設(shè)計(jì)中，將氣動(dòng)力和力矩拆分為靜態(tài)氣動(dòng)力Cst和動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力Cdyn兩個(gè)部分，而動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力部分不再表達(dá)為運(yùn)動(dòng)角速率的導(dǎo)數(shù)模型形式，而采用非線性模型進(jìn)行構(gòu)建，如狀態(tài)方程模型[79-81]、微分方程模型[82-84]、模糊邏輯模型[85-90]、廣義氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)模型[91-92]、泛函分析模型[93-95]、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型[96-97]、支持向量機(jī)模型等，由此形成了多種基于非線性、非定常模型的大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)設(shè)計(jì)方法。在這類數(shù)據(jù)庫(kù)設(shè)計(jì)中，大迎角非定常氣動(dòng)力建模技術(shù)成為數(shù)據(jù)庫(kù)構(gòu)建的關(guān)鍵技術(shù)。研究者期望通過(guò)非定常氣動(dòng)力模型更準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)大迎角氣動(dòng)特性，為控制律設(shè)計(jì)提供高質(zhì)量的輸入數(shù)據(jù)，進(jìn)而提高大迎角飛行品質(zhì)；這類模型有望實(shí)現(xiàn)大迎角氣動(dòng)特性的實(shí)時(shí)計(jì)算，從而可以為采用動(dòng)態(tài)逆等現(xiàn)代控制理論的大迎角飛行設(shè)計(jì)提供數(shù)據(jù)庫(kù)。

大迎角非定常氣動(dòng)力建模是獲得大迎角非線性、非定常氣動(dòng)力的數(shù)學(xué)過(guò)程，通過(guò)選擇適當(dāng)?shù)臄?shù)學(xué)模型作為非定常氣動(dòng)力的表達(dá)結(jié)構(gòu)，再通過(guò)動(dòng)態(tài)的風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)辨識(shí)氣動(dòng)力模型的模型參數(shù)，從而由氣動(dòng)力模型提供大迎角飛行過(guò)程中的非定常氣動(dòng)力。文獻(xiàn)[72]對(duì)十多種非線性、非定常氣動(dòng)力建模方法進(jìn)行了全面和詳細(xì)的介紹。這些方法從理論基礎(chǔ)、模型預(yù)測(cè)結(jié)果和工程適用性角度看，各有優(yōu)劣。筆者也對(duì)狀態(tài)空間模型、微分方程模型、模糊邏輯模型和神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型等開(kāi)展過(guò)研究，下文僅對(duì)幾種典型的大迎角非定常氣動(dòng)力模型進(jìn)行簡(jiǎn)單闡述。

4.3.1 非線性階躍響應(yīng)模型

非線性階躍模型由Tobak等提出[98-101]，利用階躍響應(yīng)方法建立了氣動(dòng)力與飛行參數(shù)變化歷程的積分關(guān)系式，將飛行狀態(tài)的時(shí)間歷程分解為一系列階躍之和，得到階躍響應(yīng)形式的非線性氣動(dòng)力模型。以單自由度俯仰振蕩為例，可以表示為：

非線性階躍響應(yīng)模型的優(yōu)點(diǎn)是物理意義明確，模型較為完備。缺點(diǎn)也很明顯，其結(jié)構(gòu)復(fù)雜，系統(tǒng)辨識(shí)過(guò)程較為困難，且尚未有對(duì)應(yīng)的風(fēng)洞試驗(yàn)方法用于響應(yīng)模型的估計(jì)，現(xiàn)有的大部分研究都集中在該方法的簡(jiǎn)化形式[94]。

4.3.2 非線性代數(shù)模型

非線性的代數(shù)模型由Lin和Lan等[102]提出，又可稱為廣義導(dǎo)數(shù)模型。以俯仰振蕩為例，將氣動(dòng)力系數(shù)表達(dá)為飛行狀態(tài)變量與變化率的函數(shù)：

該模型本質(zhì)上是將氣動(dòng)力與力矩進(jìn)行泰勒展開(kāi)，表達(dá)為狀態(tài)變量的高階多項(xiàng)式，類似于穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)的物理意義。缺點(diǎn)也較為明顯，辨識(shí)參數(shù)過(guò)多，待辨識(shí)的數(shù)據(jù)量非常龐大。

4.3.3 狀態(tài)空間模型

狀態(tài)空間模型由Goman等[103]提出并發(fā)展，認(rèn)為可以通過(guò)選擇一定量的參數(shù)來(lái)描述分離流場(chǎng)的關(guān)鍵特征，氣動(dòng)力響應(yīng)取決于參數(shù)與飛行狀態(tài)。以俯仰運(yùn)動(dòng)分離點(diǎn)動(dòng)態(tài)特性為例，可用如下微分方程描述：

將此概念拓展到全機(jī)構(gòu)型，則可表達(dá)為：

其中后三項(xiàng)為線性氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)項(xiàng)，第一項(xiàng)為非線性俯仰力矩系數(shù)項(xiàng)。

狀態(tài)空間模型的優(yōu)點(diǎn)是結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，缺點(diǎn)是對(duì)于全機(jī)構(gòu)型內(nèi)在狀態(tài)變量的物理意義不明確，通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)辨識(shí)未知參數(shù)較為困難。

4.3.4 微分方程模型

針對(duì)上述狀態(tài)空間模型參數(shù)辨識(shí)困難的缺點(diǎn)，Goman等[104]提出了一種直接描述氣動(dòng)力系數(shù)的微分方程模型，該模型通過(guò)一組微分方程直接控制氣動(dòng)力系數(shù)，以俯仰力矩為例，其形式為：

其中Cm,dyn為非定常氣動(dòng)力項(xiàng)，使用微分方程形式來(lái)描述：

Goman微分方程模型在縱向氣動(dòng)力建模中取得了較好的結(jié)果，且具有明確的物理意義，辨識(shí)參數(shù)也較少。然而在橫航向氣動(dòng)力的建模中，其準(zhǔn)確性還有待進(jìn)一步研究。

4.3.5 人工智能類方法

20世紀(jì)90年代開(kāi)始，基于人工智能類的方法開(kāi)始在非定常氣動(dòng)力建模領(lǐng)域應(yīng)用，比較典型的方法包括模糊邏輯模型、支持向量機(jī)模型和神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型等。人工智能類方法避開(kāi)了大迎角氣動(dòng)特性的物理意義，利用風(fēng)洞試驗(yàn)樣本數(shù)據(jù)進(jìn)行訓(xùn)練學(xué)習(xí)，即可得到表征非定常氣動(dòng)力的模型。

模糊邏輯模型是基于模糊數(shù)學(xué)的一種非線性系統(tǒng)辨識(shí)方法，主要包括隸屬函數(shù)、內(nèi)部函數(shù)和輸出函數(shù)等元素。其重點(diǎn)在于隸屬函數(shù)的選取上，常用的有重疊直線型、三角型、二次型等。國(guó)內(nèi)外使用這一方法進(jìn)行了很多非定常氣動(dòng)力建模的研究[85-91]，其氣動(dòng)力預(yù)測(cè)精度也較高，缺點(diǎn)是計(jì)算量隨著建模參數(shù)的增加而增長(zhǎng)得極為龐大，且不具備外插能力。

支持向量機(jī)由Vapnik等[105]提出，是目前機(jī)器學(xué)習(xí)領(lǐng)域較為熱門的工具。在小樣本情況下，支持向量機(jī)模型的預(yù)測(cè)精度明顯高于以往的智能學(xué)習(xí)方法。但是當(dāng)訓(xùn)練樣本數(shù)量較大時(shí)，其訓(xùn)練算法將極其復(fù)雜，計(jì)算成本較大。

神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型憑借其強(qiáng)大的非線性映射能力在多個(gè)領(lǐng)域被廣泛應(yīng)用，其具有自學(xué)習(xí)和自適應(yīng)能力，能夠逼近任意形式的非線性函數(shù)，且不需要明確的數(shù)學(xué)或物理模型。由于其在非線性系統(tǒng)中的強(qiáng)大潛力，也被應(yīng)用于非定常氣動(dòng)力建模領(lǐng)域[96-97,106-107]。神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型的難點(diǎn)在于其建模結(jié)果很大程度上依賴于網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)的選擇以及樣本數(shù)據(jù)的完備情況，優(yōu)點(diǎn)在于非線性建模能力強(qiáng)，具有很好的魯棒性。

從物理意義是否明晰的維度，還可以把非定常氣動(dòng)力模型分為兩大類。一類是物理意義明確的模型，如非線性階躍模型、狀態(tài)空間模型、微分方程模型等，此類建模方法具有清晰的物理意義，建模簡(jiǎn)單，但是對(duì)多自由度的適用性還有待進(jìn)一步研究。另一類是人工智能類模型，此類建模方法類似于“黑箱”，雖有強(qiáng)大的非線性建模能力但是物理意義不明確，難以應(yīng)用于工程實(shí)踐當(dāng)中?，F(xiàn)階段的大迎角非定常氣動(dòng)力建模方法還都處于理論研究階段，各有優(yōu)劣，尚未發(fā)展出一種成熟的工程適用的非定常氣動(dòng)力建模方法。

在工程應(yīng)用中，國(guó)內(nèi)成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所對(duì)于大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)的設(shè)計(jì)方法在參考國(guó)外方法的基礎(chǔ)上進(jìn)行了改進(jìn)，發(fā)展形成了增量動(dòng)態(tài)融合大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)設(shè)計(jì)方法，應(yīng)用于三代機(jī)設(shè)計(jì)，并對(duì)該方法在尾旋進(jìn)入/改出過(guò)程以及復(fù)雜過(guò)失速機(jī)動(dòng)設(shè)計(jì)中的表現(xiàn)進(jìn)行了飛行驗(yàn)證。結(jié)果表明，這種數(shù)據(jù)庫(kù)在大迎角復(fù)雜飛行過(guò)程中可用。同時(shí)也探索了微分方程模型、模糊邏輯模型、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型等非定常氣動(dòng)力建模方法，并在地面仿真試驗(yàn)中進(jìn)行了測(cè)試。

美國(guó)和俄羅斯戰(zhàn)斗機(jī)的過(guò)失速機(jī)動(dòng)飛行，其背后必然有成熟的大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)解決方案作為支撐。盡管，從公開(kāi)資料能看到美國(guó)在大迎角氣動(dòng)特性建模方面的一些常規(guī)性或者探索性研究，但是，對(duì)于國(guó)外已經(jīng)實(shí)現(xiàn)過(guò)失速機(jī)動(dòng)飛行的飛機(jī)，目前未見(jiàn)文獻(xiàn)透露其過(guò)失速飛行大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)的解決方案。

5 大迎角飛行氣動(dòng)-控制綜合驗(yàn)證技術(shù)

大迎角飛行中，飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)、氣動(dòng)與控制深度耦合。驗(yàn)證大迎角氣動(dòng)設(shè)計(jì)結(jié)果，包括布局本體氣動(dòng)特性的可行性和氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)的可靠性，需要集成大迎角飛行控制與氣動(dòng)的綜合性驗(yàn)證技術(shù)。

氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)驗(yàn)證是大迎角氣動(dòng)驗(yàn)證的重要方面。氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)驗(yàn)證通過(guò)一定手段檢驗(yàn)數(shù)據(jù)庫(kù)輸出的氣動(dòng)力是否符合飛機(jī)真實(shí)氣動(dòng)力，以達(dá)到對(duì)氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)進(jìn)行驗(yàn)證的目的。數(shù)據(jù)庫(kù)驗(yàn)證可以分為直接驗(yàn)證與間接驗(yàn)證兩個(gè)方向。直接驗(yàn)證是通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)或飛行試驗(yàn)得出大迎角大機(jī)動(dòng)狀態(tài)下飛機(jī)的真實(shí)氣動(dòng)力，與數(shù)據(jù)庫(kù)輸出的氣動(dòng)力進(jìn)行對(duì)比驗(yàn)證。間接驗(yàn)證是通過(guò)飛行仿真的方式，將飛行仿真的運(yùn)動(dòng)歷程與真實(shí)飛行的運(yùn)動(dòng)歷程進(jìn)行對(duì)比。由于飛行仿真中飛機(jī)運(yùn)動(dòng)由氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)驅(qū)動(dòng)，而真實(shí)飛行狀態(tài)由飛機(jī)真實(shí)氣動(dòng)力驅(qū)動(dòng)。因此，可以通過(guò)對(duì)比運(yùn)動(dòng)歷程間接驗(yàn)證數(shù)據(jù)庫(kù)輸出的氣動(dòng)力是否與真實(shí)氣動(dòng)力相近。

國(guó)外在20世紀(jì)70～90年代，發(fā)展了水平風(fēng)洞試驗(yàn)、縮比模型投放試驗(yàn)和垂直風(fēng)洞試驗(yàn)等技術(shù)[108-111]，建立了風(fēng)洞虛擬飛行（圖15）、風(fēng)洞自由飛（圖16）等試驗(yàn)技術(shù)，用以獲取特定耦合條件下的非定常氣動(dòng)力，驗(yàn)證飛機(jī)在大迎角飛行狀態(tài)下的響應(yīng)和飛機(jī)的控制律設(shè)計(jì)等。這些試驗(yàn)技術(shù)在戰(zhàn)斗機(jī)的大迎角失速/偏離特性預(yù)測(cè)、大迎角穩(wěn)定與控制特性分析、推力矢量應(yīng)用等方面發(fā)揮了重要作用，構(gòu)成了大迎角飛行綜合驗(yàn)證的重要手段。

圖15 國(guó)外典型虛擬飛行試驗(yàn)Fig. 15 Typical virtual flight tests in wind tunnels abroad

圖16 美國(guó)的水平風(fēng)洞自由飛試驗(yàn)Fig. 16 American free flight test in a horizontal wind tunnel

近十幾年，國(guó)內(nèi)從無(wú)到有發(fā)展的機(jī)動(dòng)歷程模擬試驗(yàn)、風(fēng)洞尾旋試驗(yàn)、風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)、水平風(fēng)洞自由飛試驗(yàn)和縮比模型大氣飛行試驗(yàn)等技術(shù)形成了我國(guó)重要的大迎角飛行控制與氣動(dòng)綜合驗(yàn)證途徑。這些試驗(yàn)技術(shù)具有運(yùn)動(dòng)-氣動(dòng)一體化或者控制-運(yùn)動(dòng)-氣動(dòng)一體化特點(diǎn)，試驗(yàn)中以某種方式發(fā)出運(yùn)動(dòng)控制指令，使模型實(shí)現(xiàn)多自由度耦合的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，測(cè)量飛機(jī)模型氣動(dòng)力或者運(yùn)動(dòng)參數(shù)的變化，驗(yàn)證大迎角氣動(dòng)特性。其中，機(jī)動(dòng)歷程模擬試驗(yàn)屬于直接驗(yàn)證大迎角氣動(dòng)特性的技術(shù)，風(fēng)洞尾旋試驗(yàn)、風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)、水平風(fēng)洞自由飛試驗(yàn)和縮比模型大氣飛行試驗(yàn)屬于間接驗(yàn)證技術(shù)。下面對(duì)這些技術(shù)進(jìn)行簡(jiǎn)要闡述。

5.1 機(jī)動(dòng)歷程模擬風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)

機(jī)動(dòng)歷程模擬風(fēng)洞試驗(yàn)，可以用于直接驗(yàn)證氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)。這種試驗(yàn)技術(shù)通過(guò)多軸機(jī)構(gòu)的組合運(yùn)動(dòng)來(lái)模擬飛機(jī)的多自由度機(jī)動(dòng)歷程，如眼鏡蛇機(jī)動(dòng)、Herbst機(jī)動(dòng)等，通過(guò)內(nèi)置天平實(shí)時(shí)測(cè)量飛機(jī)在機(jī)動(dòng)歷程中的非線性、非定常氣動(dòng)力，其結(jié)果可以直接與根據(jù)數(shù)據(jù)庫(kù)計(jì)算的氣動(dòng)力進(jìn)行對(duì)比，用于驗(yàn)證大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)。其優(yōu)點(diǎn)是可以對(duì)氣動(dòng)力進(jìn)行直接測(cè)量，缺點(diǎn)是由于風(fēng)洞試驗(yàn)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)自由度組合限制，只能對(duì)特定的典型機(jī)動(dòng)歷程進(jìn)行模擬測(cè)量。

機(jī)動(dòng)歷程模擬風(fēng)洞試驗(yàn)最關(guān)鍵的問(wèn)題是如何通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)機(jī)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)和組合實(shí)現(xiàn)滿足相似律要求的大迎角飛行運(yùn)動(dòng)歷程。國(guó)內(nèi)多家單位發(fā)展形成了可以模擬機(jī)動(dòng)歷程的多軸機(jī)構(gòu)，如中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心的六自由度運(yùn)動(dòng)系統(tǒng)和航空工業(yè)氣動(dòng)院的多軸機(jī)動(dòng)歷程模擬系統(tǒng)（圖17），有力地支持了大迎角飛行氣動(dòng)特性研究。

圖17 國(guó)內(nèi)多軸機(jī)動(dòng)歷程模擬系統(tǒng)Fig. 17 Multi-axis maneuver simulation systems in China

5.2 風(fēng)洞尾旋試驗(yàn)技術(shù)

尾旋是飛機(jī)在超過(guò)失速迎角出現(xiàn)繞其縱軸的自轉(zhuǎn)后，在氣動(dòng)力、慣性力和重力作用下，一方面繞其自身體軸旋轉(zhuǎn)，另一方面又沿著半徑很小的螺旋形軌跡自發(fā)下降的運(yùn)動(dòng)。尾旋中，飛機(jī)的操縱性顯著變差，空間方位判斷和駕駛條件明顯復(fù)雜化，飛機(jī)容易進(jìn)入失控狀態(tài)，造成機(jī)毀人亡事故[116-118]。因此尾旋特性研究是飛機(jī)研制過(guò)程中必須開(kāi)展的一項(xiàng)重要內(nèi)容[118]。

國(guó)際上主要通過(guò)三種試驗(yàn)手段研究和驗(yàn)證飛機(jī)的尾旋狀態(tài)，包括風(fēng)洞尾旋試驗(yàn)、縮比模型大氣飛行試驗(yàn)以及真實(shí)飛機(jī)飛行試驗(yàn)。

立式風(fēng)洞是進(jìn)行風(fēng)洞尾旋試驗(yàn)的主要設(shè)備。我國(guó)立式風(fēng)洞2005年投入運(yùn)行[119]，2007年開(kāi)始型號(hào)風(fēng)洞尾旋試驗(yàn)以來(lái)，尾旋試驗(yàn)測(cè)試技術(shù)不斷改進(jìn)和完善[120-121]，技術(shù)日臻成熟，近些年在國(guó)內(nèi)各型飛機(jī)研制中得到廣泛應(yīng)用。

風(fēng)洞尾旋試驗(yàn)觀測(cè)幾何和動(dòng)力學(xué)相似的縮比模型，在垂直風(fēng)洞中尾旋平衡狀態(tài)的參數(shù)和改出尾旋運(yùn)動(dòng)的效果（見(jiàn)圖18），獲取飛機(jī)的尾旋特性，研究尾旋改出操縱方法，但是無(wú)法觀測(cè)尾旋進(jìn)入和尾旋改出的發(fā)展過(guò)程。尾旋試驗(yàn)需滿足幾何相似和弗洛德數(shù)相似，但是由于模型縮比原因，雷諾數(shù)與全尺寸飛機(jī)相似很難做到，這也導(dǎo)致對(duì)于某些分離流動(dòng)對(duì)幾何尺度非常敏感的布局，風(fēng)洞尾旋試驗(yàn)獲得的尾旋特性與全尺寸飛機(jī)尾旋特性可能有較大差異。這種尺度效應(yīng)，仍然需要進(jìn)行大量研究。

圖18 風(fēng)洞尾旋試驗(yàn)示意圖[121]Fig. 18 Schematic diagram of spin test in a wind tunnel[121]

5.3 風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)技術(shù)

虛擬飛行試驗(yàn)技術(shù)是國(guó)內(nèi)近些年發(fā)展起來(lái)的新技術(shù)。風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)要求模型與真實(shí)飛機(jī)幾何相似且動(dòng)力學(xué)相似。風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)與縮比模型大氣飛行試驗(yàn)有很大差別。風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)中，模型支撐在風(fēng)洞中，允許發(fā)生俯仰/偏航/滾轉(zhuǎn)方向上的單軸、雙軸或者三軸自由轉(zhuǎn)動(dòng)；模型處于風(fēng)洞流場(chǎng)中，舵面根據(jù)控制指令偏轉(zhuǎn)，模型發(fā)生運(yùn)動(dòng)，從而可以觀測(cè)開(kāi)環(huán)或者閉環(huán)情況下飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)響應(yīng)[111-122]。試驗(yàn)原理見(jiàn)圖19[111]。

圖19 風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)原理圖[111]Fig. 19 Schematic diagram of virtual flight test in a wind tunnel[111]

隨著國(guó)內(nèi)虛擬飛行試驗(yàn)技術(shù)的完善和成熟，近些年，通過(guò)更多的應(yīng)用研究[123-130]，其在飛機(jī)設(shè)計(jì)中的應(yīng)用價(jià)值逐漸顯現(xiàn)。對(duì)于大迎角氣動(dòng)特性綜合分析，虛擬飛行試驗(yàn)可用于間接驗(yàn)證大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)、直接驗(yàn)證大迎角偏離特性、大迎角滾轉(zhuǎn)/偏航/俯仰自由振蕩特性等，也有采用虛擬飛行試驗(yàn)裝置進(jìn)行尾旋研究的嘗試[131]。虛擬飛行試驗(yàn)中，模型的線位移通常會(huì)因支撐機(jī)構(gòu)能力而受到限制，由此而產(chǎn)生的與真實(shí)飛行響應(yīng)之間的差異也值得關(guān)注[123-125]。

5.4 水平風(fēng)洞自由飛試驗(yàn)技術(shù)

近十幾年，在先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)需求牽引下，中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心、航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院從無(wú)到有發(fā)展形成了成熟的水平風(fēng)洞自由飛試驗(yàn)技術(shù)。

水平風(fēng)洞自由飛是通過(guò)遠(yuǎn)程控制實(shí)現(xiàn)飛機(jī)模型在風(fēng)洞試驗(yàn)段無(wú)系留六自由度自由飛行的試驗(yàn)技術(shù)，可為縮比模型提供在風(fēng)洞中模擬真機(jī)飛行運(yùn)動(dòng)的仿真試驗(yàn)環(huán)境[132-133]。試驗(yàn)中，通過(guò)高壓氣源提供動(dòng)力，模型處于1g平飛狀態(tài)，允許觀測(cè)偏離平衡狀態(tài)的初始階段（見(jiàn)圖20）。目前，該技術(shù)應(yīng)用于常規(guī)迎角的飛行控制律驗(yàn)證、氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)[134-135]。近年來(lái)，中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心將水平風(fēng)洞自由飛實(shí)試驗(yàn)技術(shù)與噴流推力矢量結(jié)合，使得飛機(jī)模型能夠?qū)崿F(xiàn)大迎角下的平衡，從而允許觀測(cè)特定大迎角下的偏離趨勢(shì)，但由于風(fēng)洞空間限制和試驗(yàn)安全要求，對(duì)于偏離的整體過(guò)程無(wú)法進(jìn)行觀測(cè)?？傮w而言，由于必須首先實(shí)現(xiàn)飛機(jī)模型的平衡狀態(tài)，而且風(fēng)洞空間尺寸有限，水平風(fēng)洞自由飛試驗(yàn)技術(shù)在觀測(cè)大迎角飛行過(guò)程方面的作用受限。

圖20 水平風(fēng)洞自由飛試驗(yàn)原理圖[132]Fig. 20 Schematic diagram of free flight test in a horizontal wind tunnel[132]

5.5 縮比模型大氣飛行試驗(yàn)技術(shù)

飛行試驗(yàn)是驗(yàn)證氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)和飛機(jī)大迎角性能的最直接的技術(shù)途徑。與真機(jī)飛行相比，采用縮比模型開(kāi)展飛行測(cè)試的縮比模型大氣飛行試驗(yàn)成本相對(duì)較低，風(fēng)險(xiǎn)可控性更好[136]。

縮比模型大氣飛行試驗(yàn)技術(shù)用于實(shí)現(xiàn)動(dòng)力學(xué)相似縮比模型的大氣飛行試驗(yàn)，試驗(yàn)系統(tǒng)由幾何相似、動(dòng)力學(xué)相似、推重比相似的縮比模型及通用性的空中/地面測(cè)控系統(tǒng)和飛控系統(tǒng)等組成[137]（見(jiàn)圖21）。2008年以前，我國(guó)只有少數(shù)飛機(jī)進(jìn)行過(guò)無(wú)動(dòng)力投放縮比模型自由飛尾旋試驗(yàn)，帶動(dòng)力縮比模型大氣飛行試驗(yàn)技術(shù)在國(guó)內(nèi)還屬于空白。近十年期間，在新型戰(zhàn)斗機(jī)研發(fā)需求的牽引和支撐下，通過(guò)成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所提出和設(shè)計(jì)的帶動(dòng)力縮比模型尾旋試驗(yàn)和過(guò)失速機(jī)動(dòng)飛行試驗(yàn)的具體實(shí)踐和應(yīng)用，中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心和航空工業(yè)試飛院等單位先后發(fā)展建立了成熟的縮比模型大氣飛行試驗(yàn)技術(shù)[136-137]，并于近年在國(guó)內(nèi)其他各飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所開(kāi)始廣泛應(yīng)用。

圖21 帶動(dòng)力縮比模型飛行試驗(yàn)系統(tǒng)構(gòu)成[137]Fig. 21 Flight test system of scaled models with power[137]

縮比模型大氣飛行試驗(yàn)是間接驗(yàn)證氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)的途徑之一。通過(guò)飛行試驗(yàn)對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)力進(jìn)行辨識(shí)，獲得真實(shí)飛行中的氣動(dòng)力。但是由于模型小、成本低，縮比模飛的測(cè)控系統(tǒng)精度相對(duì)真機(jī)較低，飛行條件的控制精度及參數(shù)測(cè)量的精度也較低，從而降低了辨識(shí)得到的氣動(dòng)力精度。

縮比模型大氣飛行試驗(yàn)除了用于氣動(dòng)力辨識(shí)，其最大的價(jià)值在于通過(guò)高風(fēng)險(xiǎn)飛行狀態(tài)的縮比模型飛行試驗(yàn)，最大程度地了解飛機(jī)在高風(fēng)險(xiǎn)飛行中的特性，有效降低真實(shí)飛機(jī)飛行風(fēng)險(xiǎn)。對(duì)于以?shī)Z取制空權(quán)為主要任務(wù)的戰(zhàn)斗機(jī)，尾旋與過(guò)失速飛行是典型的高風(fēng)險(xiǎn)飛行狀態(tài)。

風(fēng)洞尾旋試驗(yàn)是研究飛機(jī)尾旋特性的有效手段，但是不能模擬進(jìn)入尾旋的過(guò)程，對(duì)改出尾旋的發(fā)展過(guò)程也不能全部觀測(cè)，因此有一定的局限性。帶動(dòng)力縮比模型尾旋飛行試驗(yàn)?zāi)軌蛴^測(cè)到完整的尾旋進(jìn)入和改出過(guò)程，在尾旋過(guò)程研究上具有風(fēng)洞尾旋試驗(yàn)不可替代的優(yōu)勢(shì)，與風(fēng)洞尾旋試驗(yàn)技術(shù)互為補(bǔ)充，是研究飛機(jī)尾旋特性的重要技術(shù)手段?？s比模型大氣飛行尾旋試驗(yàn)相比真實(shí)飛機(jī)的飛行試驗(yàn)，屬于一種較為經(jīng)濟(jì)的尾旋驗(yàn)證途徑，風(fēng)險(xiǎn)相對(duì)真實(shí)飛機(jī)飛行試驗(yàn)也更具可承受性。成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所在戰(zhàn)斗機(jī)的研制過(guò)程中，依托于中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心和航空工業(yè)試飛院的縮比模型大氣飛行試驗(yàn)條件，先后開(kāi)展了新型飛機(jī)和殲-10B等飛機(jī)的帶動(dòng)力推力矢量縮比模型大氣飛行試驗(yàn)，在國(guó)內(nèi)率先完成了包括尾旋進(jìn)入/改出、眼鏡蛇機(jī)動(dòng)、Herbst機(jī)動(dòng)、直升機(jī)機(jī)動(dòng)、榔頭機(jī)動(dòng)、大迎角穩(wěn)態(tài)飛行、大迎角下繞速度矢滾轉(zhuǎn)等大迎角飛行，成功驗(yàn)證了殲-10B飛機(jī)等飛機(jī)的大迎角飛行能力；系統(tǒng)地驗(yàn)證了飛機(jī)的尾旋特性、改出策略及過(guò)失速機(jī)動(dòng)飛行能力，為戰(zhàn)斗機(jī)的大迎角飛行控制設(shè)計(jì)提供了重要的技術(shù)支持。

5.6 全尺寸飛機(jī)飛行試驗(yàn)

全尺寸飛機(jī)飛行試驗(yàn)對(duì)飛機(jī)本體氣動(dòng)和運(yùn)動(dòng)特性及控制系統(tǒng)的效果反映最為直接、完整和準(zhǔn)確，是大迎角氣動(dòng)特性研究與驗(yàn)證不可缺少的技術(shù)途徑。

在全尺寸飛行試驗(yàn)方面，20世紀(jì)90年代初，美國(guó)和歐洲開(kāi)始使用專門的驗(yàn)證機(jī)來(lái)驗(yàn)證過(guò)失速機(jī)動(dòng)，美國(guó)以F-18HARV[138]、X-29[139]、X-31等型號(hào)或試驗(yàn)機(jī)為平臺(tái)，開(kāi)展了大迎角飛行試飛驗(yàn)證。俄羅斯在同期也對(duì)過(guò)失速機(jī)動(dòng)進(jìn)行了大量驗(yàn)證飛行，在蘇-30MKI、米格-29OVT試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行了飛行試驗(yàn)。國(guó)內(nèi)成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所也完成了殲-10B飛機(jī)推力矢量演示驗(yàn)證飛行[71]。對(duì)于飛機(jī)的大迎角飛行性能，真機(jī)飛行試驗(yàn)無(wú)疑最具說(shuō)服力。

相對(duì)而言，全尺寸試飛辨識(shí)的氣動(dòng)力最準(zhǔn)確，但是，難度也較大。從真實(shí)飛行狀態(tài)提取出飛機(jī)真實(shí)氣動(dòng)力的氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)技術(shù)是飛行器系統(tǒng)辨識(shí)中的關(guān)鍵技術(shù)。飛行器氣動(dòng)力辨識(shí)的工作最早由Warner和Norton開(kāi)始研究[140]，在早期只能由穩(wěn)定飛行的測(cè)量數(shù)據(jù)獲取最基本的飛行器空氣動(dòng)力學(xué)信息，Milliken[141]通過(guò)頻率響應(yīng)法和簡(jiǎn)單的半圖形方法完成了最早的基于飛行數(shù)據(jù)的氣動(dòng)力參數(shù)辨識(shí)工作。飛行器氣動(dòng)力辨識(shí)最大的挑戰(zhàn)是怎樣應(yīng)用于大迎角大機(jī)動(dòng)飛行當(dāng)中，Klein等[142]對(duì)此進(jìn)行過(guò)相關(guān)研究。通過(guò)飛行試驗(yàn)辨識(shí)獲得飛機(jī)在大迎角飛行中的真實(shí)氣動(dòng)力，與大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)預(yù)測(cè)的氣動(dòng)力進(jìn)行比較，可以對(duì)大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)的準(zhǔn)確性進(jìn)行驗(yàn)證。成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所在國(guó)內(nèi)率先進(jìn)行了全尺寸飛機(jī)的大迎角飛行試驗(yàn)（見(jiàn)圖22、圖23、圖24），成功驗(yàn)證了殲-10B飛機(jī)的大迎角特性和結(jié)合推力矢量進(jìn)行過(guò)失速飛行的能力。

圖22 殲-10B飛機(jī)眼鏡蛇機(jī)動(dòng)Fig. 22 Cobra maneuver of J-10B

圖23 殲-10B飛機(jī)直升機(jī)機(jī)動(dòng)Fig. 23 Helicopter maneuver of J-10B

圖24 殲-10B飛機(jī)全尺寸過(guò)失速機(jī)動(dòng)飛行動(dòng)作Fig. 24 Post-stall maneuver of J-10B in a full scale flight test

全尺寸試飛可以對(duì)氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)進(jìn)行直接驗(yàn)證，也可以將飛行試驗(yàn)獲得的真機(jī)飛行歷程與用大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)驅(qū)動(dòng)的仿真飛行歷程進(jìn)行對(duì)比，從而對(duì)大迎角氣動(dòng)特性及飛行控制設(shè)計(jì)進(jìn)行間接驗(yàn)證。

在飛機(jī)研制中，由于真機(jī)試驗(yàn)成本高、風(fēng)險(xiǎn)高，一般在所有的地面模擬驗(yàn)證和縮比飛行驗(yàn)證完成后，才進(jìn)行適量的關(guān)鍵技術(shù)真機(jī)飛行驗(yàn)證。真機(jī)試飛更多地用于平臺(tái)性能和系統(tǒng)能力的驗(yàn)證，大迎角氣動(dòng)特性驗(yàn)證只是其中的小部分內(nèi)容。

對(duì)于以上大迎角飛行綜合驗(yàn)證技術(shù)的特點(diǎn)和差異，列表說(shuō)明見(jiàn)表2。

表2 大迎角飛行綜合驗(yàn)證技術(shù)的特點(diǎn)Table 2 Characteristics of aerodynamics/dynamics/control synthesis tests

6 大迎角氣動(dòng)特性綜合設(shè)計(jì)與研究方法

自三代機(jī)研制開(kāi)始，尤其近十幾年以來(lái)，在新型戰(zhàn)斗機(jī)大迎角飛行的強(qiáng)烈需求牽引下，經(jīng)過(guò)不懈努力，國(guó)內(nèi)的大迎角氣動(dòng)設(shè)計(jì)與研究水平得到了大幅的提升?；诖笥菤鈩?dòng)特性研究的發(fā)展和完善，成都飛機(jī)設(shè)計(jì)所在不斷的工程實(shí)踐中，形成了一套系統(tǒng)、完整、閉環(huán)的飛機(jī)大迎角氣動(dòng)特性設(shè)計(jì)與研究方法（如圖25所示），整套方法包括大迎角氣動(dòng)特性的預(yù)先設(shè)計(jì)、全面獲取、準(zhǔn)確表達(dá)（或預(yù)測(cè)）、綜合分析與一體化驗(yàn)證五大環(huán)節(jié)。整套方法從考慮大迎角氣動(dòng)特性的布局設(shè)計(jì)開(kāi)始，以多種風(fēng)洞試驗(yàn)獲取的多種類型氣動(dòng)數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，基于對(duì)氣動(dòng)力的基本分析和認(rèn)識(shí)，以工程實(shí)用方法構(gòu)建大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)，用于大迎角飛行中氣動(dòng)力的表達(dá)與預(yù)測(cè)，為控制律設(shè)計(jì)提供全套氣動(dòng)數(shù)據(jù)；結(jié)合不同類型的氣動(dòng)-控制-運(yùn)動(dòng)一體化綜合試驗(yàn)技術(shù)，直接或者間接驗(yàn)證大迎角氣動(dòng)設(shè)計(jì)結(jié)果和控制律；分析與驗(yàn)證的結(jié)果同時(shí)反饋給布局設(shè)計(jì)和數(shù)據(jù)庫(kù)設(shè)計(jì)，進(jìn)而改進(jìn)設(shè)計(jì)思路和方法。

圖25 大迎角氣動(dòng)特性綜合設(shè)計(jì)與研究方法Fig. 25 Integrated method of design and research on aerodynamics at high angle of attack

氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)是決定飛機(jī)大迎角氣動(dòng)特性和飛行能力的根本。大迎角飛行的需求在布局方案設(shè)計(jì)之初就應(yīng)當(dāng)考慮。在氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)中，以常規(guī)飛行性能為核心，融合大迎角氣動(dòng)設(shè)計(jì)措施；在布局設(shè)計(jì)的早期，獲得大迎角特性的反饋，采取措施盡早改進(jìn)大迎角氣動(dòng)特性，可以更好地提升飛機(jī)的邊界飛行能力，增強(qiáng)飛行安全保障。

大迎角氣動(dòng)特性獲取為構(gòu)建大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)提供數(shù)據(jù)基礎(chǔ)，也是定量分析大迎角偏離和尾旋敏感性、開(kāi)展風(fēng)洞虛擬飛行等一體化綜合驗(yàn)證試驗(yàn)的數(shù)據(jù)基礎(chǔ)。目前，風(fēng)洞試驗(yàn)仍然是全面獲取大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)的主要手段。試驗(yàn)類型包括大迎角靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)、動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)、旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)、單自由度大幅振蕩試驗(yàn)與雙自由度大幅振蕩試驗(yàn)。數(shù)值計(jì)算主要用于典型的大迎角氣動(dòng)問(wèn)題的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)與流動(dòng)機(jī)理的細(xì)致研究。

大迎角氣動(dòng)特性的表達(dá)是指以某種數(shù)學(xué)形式呈現(xiàn)飛機(jī)的大迎角氣動(dòng)特性，形成氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)，用來(lái)預(yù)測(cè)隨飛機(jī)飛行狀態(tài)變化的氣動(dòng)力，作為飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)輸入，支持飛行控制律設(shè)計(jì)，也可以用于尾旋仿真、失穩(wěn)邊界和運(yùn)動(dòng)模態(tài)穩(wěn)定性分析等大迎角特性綜合分析工作，也是縮比模型飛行試驗(yàn)的設(shè)計(jì)輸入之一。大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)構(gòu)建方法決定了需要哪些、需要多少大迎角氣動(dòng)特性的試驗(yàn)數(shù)據(jù)。大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)設(shè)計(jì)方法及其應(yīng)用與發(fā)展詳見(jiàn)本文第4節(jié)。

大迎角氣動(dòng)特性綜合分析基于原始風(fēng)洞數(shù)據(jù)或者氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)進(jìn)行，包括采用工程分析方法、仿真方法和運(yùn)動(dòng)模態(tài)穩(wěn)定性分析等。工程計(jì)算方法基于靜態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)，應(yīng)用Weissman準(zhǔn)則和Kalviste準(zhǔn)則等預(yù)測(cè)橫側(cè)失控特性和尾旋敏感性[2]，能夠幫助設(shè)計(jì)者在布局設(shè)計(jì)的早期階段發(fā)現(xiàn)飛機(jī)大迎角飛行品質(zhì)存在的問(wèn)題，是支持大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)構(gòu)建不可或缺的步驟，也可以支持大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)獲取試驗(yàn)的設(shè)計(jì)與狀態(tài)剪裁?；跉鈩?dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)，采用數(shù)值仿真方法，包括尾旋平衡計(jì)算分析（3自由度）和尾旋仿真分析（6自由度），可以更準(zhǔn)確、更細(xì)致地分析飛機(jī)尾旋特性；還可以采用相平面軌跡法、李雅普諾夫第二方法、描述函數(shù)法、分支與突變等理論方法進(jìn)行大迎角運(yùn)動(dòng)模態(tài)預(yù)測(cè)分析，獲得飛機(jī)大迎角失穩(wěn)邊界和運(yùn)動(dòng)模態(tài)穩(wěn)定性。這些信息有助于飛行控制律的設(shè)計(jì)和一體化驗(yàn)證試驗(yàn)的設(shè)計(jì)和開(kāi)展。

氣動(dòng)-控制-運(yùn)動(dòng)一體化綜合試驗(yàn)驗(yàn)證環(huán)節(jié)選擇本文第5節(jié)所述的機(jī)動(dòng)歷程模擬風(fēng)洞試驗(yàn)、風(fēng)洞尾旋試驗(yàn)、風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)、水平風(fēng)洞自由飛試驗(yàn)和縮比模型大氣飛行試驗(yàn)等技術(shù)來(lái)實(shí)現(xiàn)。綜合試驗(yàn)與驗(yàn)證通過(guò)進(jìn)一步模擬更為復(fù)雜的大迎角飛行狀態(tài)，拓展風(fēng)洞試驗(yàn)狀態(tài)，從而獲得更多參數(shù)耦合影響下更接近真實(shí)飛行狀態(tài)的大迎角氣動(dòng)特性，或者確認(rèn)飛機(jī)在復(fù)雜大迎角飛行狀態(tài)中的機(jī)動(dòng)性能以及可控性和安全性。通過(guò)一體化綜合試驗(yàn)還能對(duì)大迎角氣動(dòng)設(shè)計(jì)結(jié)果和氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)設(shè)計(jì)結(jié)果進(jìn)行直接或間接的驗(yàn)證，基于試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析評(píng)估大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)是否真實(shí)可靠、是否滿足使用要求。氣動(dòng)-控制-運(yùn)動(dòng)一體化綜合試驗(yàn)從不同側(cè)重點(diǎn)、多角度、多方位、多層次驗(yàn)證氣動(dòng)力分析與數(shù)據(jù)庫(kù)結(jié)果的有效性，能夠有力保證大迎角氣動(dòng)設(shè)計(jì)結(jié)果的質(zhì)量，也有助于更全面地掌握大迎角氣動(dòng)特性，對(duì)于降低大迎角飛行風(fēng)險(xiǎn)、保障飛行安全具有重要的價(jià)值。

飛機(jī)大迎角飛行氣動(dòng)特性設(shè)計(jì)與研究方法針對(duì)大迎角氣動(dòng)特性的復(fù)雜性提出了系統(tǒng)的解決方案，給出了戰(zhàn)斗機(jī)大迎角氣動(dòng)設(shè)計(jì)和研究的工程設(shè)計(jì)流程，闡述了相關(guān)技術(shù)手段及研究方法的作用，確定了大迎角氣動(dòng)特性研究中的多種數(shù)據(jù)關(guān)系，為戰(zhàn)斗機(jī)大迎角氣動(dòng)設(shè)計(jì)與研究提供了總體框架。

7 總結(jié)與展望

本文對(duì)三十多年以來(lái)國(guó)內(nèi)大迎角飛行氣動(dòng)特性研究技術(shù)的發(fā)展與工程應(yīng)用進(jìn)行了綜述，并結(jié)合筆者的工程實(shí)踐，提出了一套系統(tǒng)的、通用的大迎角氣動(dòng)特性綜合研究方法，闡明了大迎角氣動(dòng)特性從設(shè)計(jì)、獲取、分析到表達(dá)和綜合驗(yàn)證的整體研究思路和技術(shù)途徑，可供現(xiàn)有機(jī)型及未來(lái)戰(zhàn)斗機(jī)大迎角飛行氣動(dòng)設(shè)計(jì)與研究參考。

今后，大迎角飛行氣動(dòng)特性研究還需在以下方面持續(xù)開(kāi)展更深入的工作，以進(jìn)一步提高該領(lǐng)域相關(guān)技術(shù)的成熟度，加速工程應(yīng)用轉(zhuǎn)化，提高裝備能力。具體包括：

1）開(kāi)展以非線性、非定常氣動(dòng)力模型為核心的大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)設(shè)計(jì)和飛行控制設(shè)計(jì)研究；

2）利用風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)、縮比模型大氣飛行試驗(yàn)等技術(shù)開(kāi)展更深入的大迎角氣動(dòng)特性驗(yàn)證工作；

3）利用飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)和地面模擬技術(shù)與系統(tǒng)，研究大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)修正方法，得到更加精準(zhǔn)的氣動(dòng)模型，形成基于飛行試驗(yàn)結(jié)果反饋修正大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)的實(shí)用技術(shù)；

4）結(jié)合大數(shù)據(jù)分析、人工智能等領(lǐng)域的先進(jìn)理念和方法，發(fā)展大迎角氣動(dòng)特性數(shù)值計(jì)算技術(shù)、數(shù)值飛行技術(shù)、計(jì)算-試驗(yàn)-飛行數(shù)據(jù)融合技術(shù)，提高戰(zhàn)斗機(jī)大迎角氣動(dòng)特性的置信度及綜合應(yīng)用價(jià)值。