張子軍，趙彤，孫燁，李宏信

（1.航空工業(yè)沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所總體氣動(dòng)部，沈陽 110000）

（2.南京航空航天大學(xué) 航空學(xué)院，南京 210016）

0 引言

現(xiàn)代空戰(zhàn)雖然以超視距作戰(zhàn)為主，但受導(dǎo)彈命中率的限制，以及復(fù)雜戰(zhàn)場態(tài)勢下敵我識別精度的影響，近距格斗在未來的空戰(zhàn)格斗中仍不可避免。對于戰(zhàn)斗機(jī)近距格斗能力的需要在美國F-22、F-35與俄羅斯Su-35、Su-57等先進(jìn)戰(zhàn)機(jī)的設(shè)計(jì)理念中都有不同程度地體現(xiàn)。

飛機(jī)一旦進(jìn)入近距格斗的單環(huán)戰(zhàn)或雙環(huán)戰(zhàn)，飛行員總期望自己的飛機(jī)以更快的角速度獲取迎頭攻擊占位優(yōu)勢或迫使敵方提前退出纏斗而獲得尾后追擊的優(yōu)勢。更快的角速度意味著更大的過載與迎角，因此在近距空戰(zhàn)中，飛行員都會(huì)有意或被迫地使飛機(jī)進(jìn)入大迎角飛行狀態(tài)。大迎角飛行問題是現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)設(shè)計(jì)必須考慮和解決的重、難點(diǎn)問題。

從公開發(fā)表的文獻(xiàn)來看，大迎角相關(guān)單項(xiàng)技術(shù)研究較多，而面向工程的綜合論述較少，本文針對戰(zhàn)斗機(jī)設(shè)計(jì)過程中所面臨的大迎角問題，從大迎角氣動(dòng)特性出發(fā)，結(jié)合飛機(jī)大迎角設(shè)計(jì)流程所包含的風(fēng)洞試驗(yàn)、動(dòng)力學(xué)分析、控制律設(shè)計(jì)以及飛行試驗(yàn)等方面工作展開論述，通過總結(jié)已有研究成果，歸納大迎角后續(xù)研究方向，以期為進(jìn)一步推動(dòng)大迎角問題研究的發(fā)展。

1 大迎角氣動(dòng)特性

1.1 大迎角飛行特性

飛機(jī)進(jìn)入大迎角后，不僅伴隨著氣動(dòng)力系數(shù)的非線性變化，還會(huì)出現(xiàn)抖振、機(jī)翼搖晃、翼落、操縱反向、航向發(fā)散、過載突然下降等現(xiàn)象。這些現(xiàn)象，與大迎角下氣動(dòng)阻尼喪失、非對稱、氣動(dòng)力遲滯等大迎角流動(dòng)特性密切相關(guān)。

1.2 氣動(dòng)阻尼喪失

氣動(dòng)阻尼喪失是大迎角流動(dòng)的一種普遍現(xiàn)象，這體現(xiàn)在迎角增大動(dòng)導(dǎo)數(shù)的符號將會(huì)出現(xiàn)由負(fù)（穩(wěn)定）到正（不穩(wěn)定）的變化。其中一個(gè)典型例子就是飛機(jī)進(jìn)入大迎角后出現(xiàn)的機(jī)翼搖晃。

80°后掠三角翼自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)如圖1所示，可以看出：存在兩個(gè)穩(wěn)定的極限環(huán)，其中一個(gè)是大振幅周期振蕩，對應(yīng)機(jī)翼搖晃狀態(tài)。

圖1 80°后掠三角翼自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)［6］Fig.1 Free roll test of 80°swept delta wing［6］

1.3 大迎角氣動(dòng)力非對稱

具有細(xì)長前體布局的典型二、三代戰(zhàn)斗機(jī)即便是零側(cè)滑，在大迎角時(shí)也存在較大的偏航力矩。典型細(xì)長體在水洞中不同迎角下的流場結(jié)構(gòu)流動(dòng)顯示結(jié)果如圖2所示。當(dāng)迎角提升至48°，背風(fēng)面形成穩(wěn)定的對稱渦；繼續(xù)提升至60°，背面風(fēng)變成了非對稱渦，這種非對稱渦是飛機(jī)在大迎角出現(xiàn)不對稱偏航力矩的主要原因。

圖2 細(xì)長體在不同迎角下的流動(dòng)特點(diǎn)［7］Fig.2 Flow characteristics of slender bodies at different angles of attack［7］

試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，前機(jī)身截面形狀對前體渦流場有較大的影響。相較于三代飛機(jī)近似圓錐型前機(jī)身，四代飛機(jī)菱錐機(jī)頭減弱了氣動(dòng)力不對稱現(xiàn)象。典型三代飛機(jī)與四代飛機(jī)不對稱偏航力矩的對比如圖3所示。

圖3 典型三、四代不對稱偏航力矩系數(shù)對比［7］Fig.3 Comparison of asymmetric yaw pitch coefficient between the 3rd and 4th generation aircraft［7］

飛機(jī)在機(jī)頭加裝空速管后，由于空速管產(chǎn)生的渦與飛機(jī)前體渦相互作用，使偏航力矩在迎角30°～50°范圍內(nèi)出現(xiàn)振蕩特性，如圖4所示。

圖4 有無機(jī)頭空速管的不對稱偏航力矩系數(shù)對比［7］Fig.4 Comparison of asymmetric yaw pitch coefficient with or without nose boom［7］

1.4 氣動(dòng)力遲滯

氣動(dòng)力遲滯現(xiàn)象是指迎角增大（?＞0）與減?。?＜0）時(shí)氣動(dòng)力出現(xiàn)非單值現(xiàn)象。此時(shí)，氣動(dòng)力表現(xiàn)出與頻率和幅值的嚴(yán)重依賴關(guān)系。當(dāng)迎角變化時(shí)，迎角增加所形成的氣流分離區(qū)與迎角減小形成的恢復(fù)區(qū)之間，存在氣動(dòng)力遲滯現(xiàn)象，如圖5所示。

圖5 某型飛機(jī)的氣動(dòng)力遲滯現(xiàn)象Fig.5 Aerodynamic hysteresis of an aircraft

2 大迎角風(fēng)洞試驗(yàn)與建模方法

2.1 風(fēng)洞試驗(yàn)

大迎角風(fēng)洞試驗(yàn)包括靜態(tài)測力、強(qiáng)迫振蕩、旋轉(zhuǎn)天平、立式風(fēng)洞試驗(yàn)以及風(fēng)洞虛擬飛試驗(yàn)和風(fēng)洞自由飛試驗(yàn)等。靜態(tài)測力、強(qiáng)迫振蕩、旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)主要用于獲取建立大迎角氣動(dòng)模型所需的氣動(dòng)數(shù)據(jù)，立式風(fēng)洞、風(fēng)洞虛擬飛與風(fēng)洞自由飛由于釋放了一個(gè)以上的自由度，可以用于研究飛機(jī)失速、偏離、尾旋等動(dòng)態(tài)特性。

2.1.1 靜態(tài)試驗(yàn)

大迎角靜態(tài)測力試驗(yàn)是構(gòu)建大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫，獲取飛機(jī)靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)的基礎(chǔ)。結(jié)合動(dòng)態(tài)偏航發(fā)散參數(shù)判據(jù)（C）、橫側(cè)操縱偏離參數(shù)（LCDP）判據(jù)、+軸穩(wěn)定性判據(jù)、Weissman組合偏離判據(jù)，可幫助設(shè)計(jì)人員盡早地了解飛機(jī)大迎角特性，以便及時(shí)更改相關(guān)設(shè)計(jì)。

J.Chambers對若干型飛機(jī)的大迎角氣動(dòng) 力試驗(yàn)進(jìn)行了經(jīng)驗(yàn)總結(jié)，不同尺寸模型風(fēng)洞試驗(yàn)所得航向靜穩(wěn)定性的差異情況如圖6所示。為了減小雷諾數(shù)、支撐干擾等因素的影響，應(yīng)盡量選擇較大尺寸模型。

圖6 不同尺寸模型靜態(tài)風(fēng)洞數(shù)據(jù)對比［10］Fig.6 Comparison of static wind tunnel data of different size models［10］

2.1.2 強(qiáng)迫振蕩試驗(yàn)

強(qiáng)迫振蕩試驗(yàn)用于獲取飛機(jī)大迎角狀態(tài)下的動(dòng)導(dǎo)數(shù)據(jù)。通過仿真發(fā)現(xiàn)，動(dòng)導(dǎo)數(shù)據(jù)對于尾旋模態(tài)有重要影響，這與文獻(xiàn)［11］的結(jié)論是一致的。某型飛機(jī)俯仰阻尼、滾轉(zhuǎn)阻尼、偏航阻尼以及交叉阻尼在標(biāo)稱值附近攝動(dòng)的尾旋蒙特卡羅仿真結(jié)果如圖7所示，可以看出：動(dòng)導(dǎo)攝動(dòng)對能否進(jìn)入穩(wěn)定尾旋以及尾旋偏航角速率產(chǎn)生了影響。

圖7 動(dòng)導(dǎo)數(shù)攝動(dòng)下尾旋蒙特卡羅仿真結(jié)果Fig.7 Monte Carlo simulation results of aircraft spin on condi-tion of perturbation in aerodynamic derivatives

2.1.3 旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)

旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)是進(jìn)行高逼真度尾旋仿真必不可少的試驗(yàn)。試驗(yàn)一般采用固定來流速度、迎角和側(cè)滑角，通過改變模型旋轉(zhuǎn)速率，得到模型的氣動(dòng)力和力矩隨的變化關(guān)系。通常來說，旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)要求如下：

（1）試驗(yàn)迎角范圍20°～90°；

（2）側(cè)滑角范圍-20°～20°；

（3）旋轉(zhuǎn)速率變化范圍-0.3～0.3（°）/s；

（4）試驗(yàn)內(nèi)容應(yīng)考慮外掛武器及舵面偏轉(zhuǎn)（極限狀態(tài)）帶來的影響。

由旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)數(shù)據(jù)計(jì)算所得滾轉(zhuǎn)力矩與實(shí)際尾旋滾轉(zhuǎn)力矩的相關(guān)性以及兩者的差量如圖8所示。通過研究發(fā)現(xiàn)，旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)在預(yù)測滾轉(zhuǎn)、俯仰力矩時(shí)精度較高，因此試驗(yàn)點(diǎn)間隔可稍大，而對偏航力矩則需進(jìn)一步加密試驗(yàn)網(wǎng)格點(diǎn)。另外在型號設(shè)計(jì)過程中，可先期開展立式風(fēng)洞試驗(yàn)獲取飛機(jī)尾旋的典型模態(tài)，優(yōu)化好主要的試驗(yàn)參數(shù)后再進(jìn)行旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)。

圖8 旋轉(zhuǎn)天平數(shù)據(jù)與立式風(fēng)洞數(shù)據(jù)對比Fig.8 Correlation of rotary balance data and wind tunnel experiment data

2.1.4 立式風(fēng)洞試驗(yàn)

立式風(fēng)洞試驗(yàn)是一種特殊形式的風(fēng)洞試驗(yàn)，主要用于確定尾旋特性和尾旋改出的操縱方法。目前國內(nèi)的立式風(fēng)洞為中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心于2005年建成的5 m立式風(fēng)洞。在進(jìn)行立式風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)，應(yīng)該考慮多種舵面組合形式，必須獲取在最不利舵面配置下的尾旋模態(tài)和改出方法。立式風(fēng)洞還可以用來進(jìn)行反尾旋傘選型與初期的效能評估，C.M.Fremaux詳細(xì)地介紹了開展立式風(fēng)洞尾旋試驗(yàn)的詳細(xì)流程。

結(jié)合參數(shù)辨識技術(shù)，立式風(fēng)洞試驗(yàn)可以定量地獲取動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力，以此開展氣動(dòng)力模型修正工作。基于立式風(fēng)洞試驗(yàn)，C.M.Fremaux給出了一種估算尾旋時(shí)氣動(dòng)力矩的方法，由立式風(fēng)洞試驗(yàn)獲取的某型飛機(jī)尾旋過程中的俯仰力矩系數(shù)隨迎角的變化情況如圖9所示。

圖9 俯仰力矩隨迎角變化Fig.9 Pitching moment varies with angle of attack

2.1.5 風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)

風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)最早由M.E.Thomas等提出，通過在試驗(yàn)段釋放模型若干自由度來實(shí)現(xiàn)較為逼真的機(jī)動(dòng)運(yùn)動(dòng)過程，能夠模擬氣動(dòng)力對飛行器的作用及其產(chǎn)生的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)響應(yīng)，并且模擬與運(yùn)動(dòng)歷程相關(guān)的復(fù)雜氣動(dòng)力作用，特別適合用于飛行器失速偏離特性的研究。

M.H.Lowenberg等研制了 鐘 擺 形運(yùn)動(dòng) 機(jī)構(gòu)，并基于單自由度及二自由度俯仰運(yùn)動(dòng)研究，發(fā)現(xiàn)了極限環(huán)振蕩現(xiàn)象。俄羅斯中央空氣流體動(dòng)力學(xué)研究院（Central Aerohydrodynamic Institute，簡稱TsAGI）發(fā)展了背撐三自由度動(dòng)態(tài)機(jī)構(gòu)，開展大迎角下機(jī)翼搖晃現(xiàn)象及控制問題研究。

國內(nèi)，中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心為最早開展風(fēng)洞虛擬飛試驗(yàn)技術(shù)研究的單位，取得了一系列成果；中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院張石玉等開展了類F-16飛行器風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)專題研究，發(fā)現(xiàn)在迎角22°以上發(fā)生俯仰極限環(huán)振蕩，迎角為-5°后，發(fā)生橫航向極限環(huán)振蕩；南京航空航天大學(xué)付軍泉等對BWB布局飛行器偏離特性進(jìn)行了分析，并基于虛擬風(fēng)洞試驗(yàn)開展了驗(yàn)證工作；中國航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院也開展了類似研究。

風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)技術(shù)滿足了氣動(dòng)/飛行力學(xué)/控制一體化設(shè)計(jì)的研制需求，其試驗(yàn)周期短、費(fèi)用低，特別適用于需要大量重復(fù)試驗(yàn)進(jìn)行比較及敏感性分析類的研究，該試驗(yàn)有助于飛機(jī)大迎角下各種失穩(wěn)現(xiàn)象的研究、邊界的確定與控制律設(shè)計(jì)、驗(yàn)證和優(yōu)化，可有效降低研制后期出現(xiàn)重大問題的概率、縮短研制周期、降低研制成本，在新一代軍用飛機(jī)大迎角問題研究中應(yīng)給予重點(diǎn)關(guān)注。

2.2 大迎角氣動(dòng)力建模

20世紀(jì)80年代初，美國開展了F-14飛機(jī)的非定常氣動(dòng)力建模及仿真研究。通過數(shù)值仿真研究了尾旋進(jìn)入、發(fā)展及改出的時(shí)間歷程，并同1∶10無動(dòng)力模型自由飛試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對比分析，主要結(jié)論如下：

（1）過失速和尾旋進(jìn)入階段的預(yù)測結(jié)果并不好，尾旋的發(fā)展階段及改出的初始階段預(yù)測結(jié)果很好；

（2）仿真結(jié)果表明旋轉(zhuǎn)天平數(shù)據(jù)是必要的，只有使用了旋轉(zhuǎn)天平數(shù)據(jù)，才能較好地預(yù)測飛機(jī)的尾旋運(yùn)動(dòng)；

（3）俯仰阻尼導(dǎo)數(shù)C對尾旋特性影響很大，飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)對舵面的使用時(shí)機(jī)極為敏感；

（4）50°～90°迎角時(shí)的靜態(tài)偏航力矩對尾旋的進(jìn)入很重要，對發(fā)展了的尾旋影響不大。

根據(jù)相關(guān)文獻(xiàn)報(bào)道，F(xiàn)-16VISTA/MATV、F-18E/F、F-16XL等在構(gòu)建大迎角氣動(dòng)力模型時(shí)均使用了靜態(tài)測力、強(qiáng)迫振蕩、旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)數(shù)據(jù)組合。在實(shí)際使用時(shí)要對三種數(shù)據(jù)進(jìn)行融合，保證消去重疊部分。數(shù)據(jù)融合的基本思路是將飛機(jī)體軸系角速度分量、、合成到沿速度矢的主分量和沿體軸的剩余振蕩分量、、，具體的合成方法有直接分解法、KALVISTE法、交替三軸分解法、ERR法以及Goman法等。

M.Austin等對 運(yùn) 輸 機(jī) 模 型結(jié) 合 直接 分 解法、KALVISTE法、ERR法開展了尾旋仿真，比較了不同融合方法對仿真結(jié)果的影響。結(jié)果表明尾旋進(jìn)入受不同分解方法的影響較大；對于穩(wěn)態(tài)尾旋，仿真結(jié)果對分解方法不敏感；對于過失速旋轉(zhuǎn)和振蕩尾旋，不同方法所得仿真結(jié)果差異較大。

為了更好地表征氣動(dòng)力動(dòng)態(tài)遲滯效應(yīng)，P.C.Murphy等、V.Klein、A.Khrabrov等、M.G.Goman等對非定常氣動(dòng)力建模開展了深入的研究，發(fā)展了如Fourier分析減縮頻率模型、階躍響應(yīng)模型、狀態(tài)空間模型、微分方程模型等。國內(nèi)，汪清等對各種非定常氣動(dòng)力建模方法進(jìn)行了綜述。據(jù)已有公開報(bào)道歐洲SUPRA項(xiàng)目在建模時(shí)成功地引入了非定常氣動(dòng)力模型。

3 大迎角動(dòng)力學(xué)分析

3.1 穩(wěn)定尾旋解

航空工業(yè)沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所給出了穩(wěn)態(tài)尾旋的圖解法，使用圖解法得到了某型飛機(jī)穩(wěn)態(tài)尾旋預(yù)測結(jié)果如圖10所示，可以看出：該飛機(jī)在迎角65°時(shí)存在一個(gè)右尾旋平衡點(diǎn)，在迎角53°處存在一個(gè)深失速點(diǎn)。

圖10 某型飛機(jī)大攻角穩(wěn)定模態(tài)的預(yù)測結(jié)果圖Fig.10 The prediction result of the stable mode of a certain type of aircraft at a large angle of attack

通過數(shù)值求解飛機(jī)6自由度平衡方程得到穩(wěn)定尾旋解，M.Jehanzeb等給出了不同平尾偏度下，穩(wěn)定尾旋迎角、旋轉(zhuǎn)角速率隨舵面偏度的變化趨勢。

3.2 分叉分析

隨著非線性系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)理論的完善以及非線性計(jì)算工具的普及，航空界開始將其中一些研究成果用于飛行器大迎角穩(wěn)定性分析。1979年R.K.Mehra等首先應(yīng)用分叉和突變理論方法研究了飛機(jī)大迎角快速滾轉(zhuǎn)的穩(wěn)定性和操縱性，并在后續(xù)工作中對飛機(jī)的尾旋特性進(jìn)行了分析；J.Craig等、C.A.Hawkin、N.K.Sinha等開展了針對F-14、F-15、F-18等飛機(jī)的分叉分析研究工作；N.Ananthkrishnan等又對標(biāo)準(zhǔn)分叉分析方法進(jìn)行擴(kuò)充，形成了擴(kuò)展分叉分析方法。國內(nèi)Chen Y L等、高 浩 等、方 振 平 等也 應(yīng) 用BACTM方法對飛機(jī)非線性動(dòng)力學(xué)特性進(jìn)行了較深入的研究，取得了大量的成果。

分叉分析主要捕捉飛機(jī)不同類型的失穩(wěn)點(diǎn)，給出飛機(jī)進(jìn)入失速、偏離以及尾旋可能的條件，對飛機(jī)大迎角動(dòng)力學(xué)給出一種全局直觀描述。以某型飛機(jī)為例，方向舵和副翼保持中立，升降舵變化時(shí)飛機(jī)的平衡點(diǎn)分叉特性如圖11所示。

圖11 迎角隨升降舵偏角變化平衡曲線Fig.11 The balance curve of the angle of attack varying with the deflection angle of the elevator

從圖11可以看出：隨著升降舵偏角增大，平衡點(diǎn)由大迎角分支向常規(guī)迎角分支跳躍。在迎角0.59 rad時(shí)出現(xiàn)霍夫分岔點(diǎn)，分岔點(diǎn)代表附近存在周期吸引子，系統(tǒng)會(huì)以周期振蕩形式響應(yīng)，疑似機(jī)翼滾擺。當(dāng)升降舵偏角為負(fù)數(shù)時(shí)，飛機(jī)在大迎角區(qū)域有平衡分支，綜合其他參數(shù)判斷，該分支為深失速分支。

3.3 提高動(dòng)力學(xué)仿真精度的方法

在完成初步的動(dòng)力學(xué)分析后，大迎角研究的重要一環(huán)就是進(jìn)行失速、尾旋動(dòng)力學(xué)仿真，從而為控制律設(shè)計(jì)、以及后續(xù)的飛行試驗(yàn)做好準(zhǔn)備，這要求動(dòng)力學(xué)仿真模型具有較高的逼真度。然而大迎角風(fēng)洞試驗(yàn)更易受風(fēng)洞流場特性影響，導(dǎo)致試驗(yàn)測試數(shù)據(jù)離散度大，支架、洞壁等干擾影響修正難度更大，加上效應(yīng)對氣流分離特性影響顯著，小尺寸模型與大尺寸真機(jī)存在差異。因此僅憑地面試驗(yàn)所構(gòu)建的氣動(dòng)模型難以準(zhǔn)確地表達(dá)飛機(jī)在大迎角條件下的真實(shí)受力情況，必須通過試飛等手段對氣動(dòng)力模型進(jìn)行修正，完成建模/修模/驗(yàn)?zāi)５难h(huán)迭代，最終形成高精度的氣動(dòng)模型。

在模型校準(zhǔn)時(shí)，可以采用試飛數(shù)據(jù)與仿真數(shù)據(jù)同源對比（如圖12所示）結(jié)合參數(shù)辨識的方法，按照先縱向、后橫側(cè)向，先靜態(tài)、后動(dòng)態(tài)，最后非定常的順序，依次完成氣動(dòng)力模型的校核，逐步提高模型各分量的精度直至響應(yīng)與實(shí)際情況滿足一致性要求。

據(jù)中正輿情中心博客提供的數(shù)據(jù)顯示，該事件輿論發(fā)酵的路徑經(jīng)歷了從自媒體介質(zhì)到傳統(tǒng)媒體平臺的過程。 事件起始，微信平臺開始流傳事件消息，內(nèi)容為死者母親見到尸體哭泣、當(dāng)日下午拍攝的訴說“孩子在學(xué)校沒有人身安全”的視頻片段與截圖、T中學(xué)群眾聚集的照片等。 這些內(nèi)容隨后迅速擴(kuò)散到網(wǎng)絡(luò)空間，傳播內(nèi)容以趙某“被校霸打死的‘內(nèi)幕’”為主，甚至出現(xiàn)了多種針對政府部門包庇兇手的流言。 自媒體的極速傳播迅速帶動(dòng)了傳統(tǒng)平面媒體的介入，包括人民網(wǎng)、中國新聞網(wǎng)、中國青年網(wǎng)、中國經(jīng)濟(jì)網(wǎng)、中國廣播網(wǎng)、澎湃新聞、騰訊、網(wǎng)易、搜狐、新浪等眾多新聞網(wǎng)站都對該事件進(jìn)行了報(bào)道。[4]

圖12 基于同源對比的氣動(dòng)力修正示意圖Fig.12 Schematic diagram of aerodynamic model modification base on simulation and flight data

代爾夫特理工大學(xué)開發(fā)了一種可以進(jìn)行高保真飛機(jī)失速仿真的方法，經(jīng)過修正后的動(dòng)力學(xué)模型體軸系角速度仿真結(jié)果與立式風(fēng)洞試驗(yàn)的對比如圖13所示。

圖13 立式風(fēng)洞試驗(yàn)與修正后模型仿真結(jié)果的對比Fig.13 Correlation of wind tunnel experiment data and simulation with model modified

4 大迎角控制律設(shè)計(jì)

4.1 迎角限制

20世紀(jì)70年代前迎角限制通常采用“抖桿器”“推桿器”等“硬限制”，隨著電傳技術(shù)的發(fā)展，出現(xiàn)了“軟限制”方式。迎角軟限制功能有多種實(shí)現(xiàn)方法，如附加迎角反饋限制方式、“取最大值”邏輯限制方式、“四條線”限制方式等。

附加迎角反饋限制方式控制律原理如圖14所示，在控制律內(nèi)環(huán)引入迎角反饋，通過間接改變駕駛桿到舵面增益來實(shí)現(xiàn)對迎角的邊界限制。

圖14 附加迎角反饋限制方式控制律原理［55］Fig.14 Control law principle of additional angle of attack feedback limitation mode［55］

這種迎角限制器優(yōu)點(diǎn)是通過二級折線式軟限制方式實(shí)現(xiàn)迎角限制功能，通過改變二級折線轉(zhuǎn)折點(diǎn)和反饋增益，可以盡量發(fā)揮飛機(jī)機(jī)動(dòng)能力和不同速壓下迎角限制。缺點(diǎn)是采用迎角反饋，容易造成系統(tǒng)的穩(wěn)定儲(chǔ)備不足，另外此方法無法實(shí)現(xiàn)最大負(fù)迎角限制。

“取最大值”邏輯限制方式控制律原理如圖15所示。取大值比較邏輯進(jìn)行動(dòng)態(tài)比較，當(dāng)迎角限制反饋信號大于過載反饋信號時(shí)，采用指令迎角控制，實(shí)現(xiàn)迎角限制。這種迎角限制器優(yōu)點(diǎn)是通過“取大值”軟限制方式實(shí)現(xiàn)迎角/過載限制，相比附加迎角反饋方式，控制律調(diào)參變量少、實(shí)現(xiàn)更容易。缺點(diǎn)同樣是使系統(tǒng)穩(wěn)定儲(chǔ)備降低。

圖15 “取最大值”邏輯限制方式控制律原理［56］Fig.15"Maximum value"logic limit method control law principle［56］

“四條線”迎角限制方式的設(shè)計(jì)原理如下：通過限制值以及操縱靈敏度要求確定駕駛桿任意位置對應(yīng)的迎角/過載響應(yīng)上下邊界，并與飛行員指令進(jìn)行比較，取中間值作為指令對飛機(jī)進(jìn)行控制。該限制方式有效實(shí)現(xiàn)了適當(dāng)?shù)牟倏v靈敏度特性和正負(fù)迎角/過載限制功能，同時(shí)對系統(tǒng)的穩(wěn)定儲(chǔ)備無影響。

4.2 自動(dòng)改尾旋控制

雖然飛機(jī)迎角限制能有效防止飛機(jī)突破失速迎角，但在極端情況下迎角限制可能會(huì)失效，例如控制律不能阻止飛機(jī)因持續(xù)大仰角爬升導(dǎo)致的失速，例如“尾沖”。這種情況下迎角會(huì)保持在一定的范圍內(nèi)直到速度降到氣動(dòng)舵面可有效發(fā)揮控制作用的速度以下，飛機(jī)會(huì)發(fā)生偏離、尾旋，因此要考慮尾旋自動(dòng)改出。

一種自動(dòng)改尾旋子系統(tǒng)如圖16所示，整個(gè)系統(tǒng)由兩個(gè)子系統(tǒng)組成，分別稱為主系統(tǒng)和次系統(tǒng)。主系統(tǒng)的任務(wù)是識別初始尾旋的方向和姿態(tài)，根據(jù)迎角和偏航角速度大小，當(dāng)超過門限值時(shí)，系統(tǒng)啟動(dòng)，隨后發(fā)出改出操縱指令。其操縱動(dòng)作包括順尾旋方向最大偏轉(zhuǎn)副翼、逆尾旋方向最大偏轉(zhuǎn)方向舵。這些操縱動(dòng)作一直保持到飛機(jī)的偏航角速度變號，隨后對飛機(jī)的操縱轉(zhuǎn)給次系統(tǒng)。

次系統(tǒng)的作用在于保證對飛機(jī)的控制，防止飛機(jī)進(jìn)入另一方向的尾旋，直到駕駛員恢復(fù)對飛機(jī)的控制。次系統(tǒng)操縱動(dòng)作是桿舵回中，使方向舵、副翼回零，同時(shí)升降舵偏轉(zhuǎn)到預(yù)定的配平位置以使飛機(jī)抬頭，隨后三個(gè)舵面位置固定或啟動(dòng)常規(guī)的三個(gè)方向角速度阻尼器。

圖16 自動(dòng)改尾旋系統(tǒng)示意圖Fig.16 Schematic diagram of an auto spin recovery system

在設(shè)計(jì)控制律時(shí)，首先要對控制律接通的判別條件做出限定，可根據(jù)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)關(guān)鍵參數(shù)長時(shí)間滯留在尾旋區(qū)來判定。R.A.Bunge等介紹了一種的根據(jù)大氣、慣導(dǎo)數(shù)據(jù)判定進(jìn)入失速、尾旋的方法，F(xiàn)-18飛機(jī)選取如下條件判定進(jìn)入尾旋：（1）空速低于222.24±27.78 km/h；（2）偏航速率15～20（°）/s持 續(xù) 約15 s，或50～60（°）/s持 續(xù) 約2 s。

特別應(yīng)注意一些缺乏下俯能力的飛機(jī)在改出尾旋后可能出現(xiàn)“深失速”或“落葉飄”現(xiàn)象，改出這種運(yùn)動(dòng)可能需要采用縱桿振蕩激勵(lì)的方式。通過以往飛行器模擬飛行經(jīng)驗(yàn)，此時(shí)如不能快速使飛機(jī)恢復(fù)小迎角或飛行員在縱桿操作時(shí)引入橫航向激勵(lì)，飛機(jī)極有可能再次進(jìn)入尾旋。為此針對F-35戰(zhàn)斗機(jī)專門開發(fā)了自動(dòng)反深失速模態(tài)（Automatic Pitch Rocker）。航空工業(yè)沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所給出了一種俯仰振蕩激勵(lì)控制器的設(shè)計(jì)方法；B.C.Chang等基于F-18飛機(jī)設(shè)計(jì)了介紹了一種自動(dòng)從失速狀態(tài)改出的控制器。

4.3 過失速機(jī)動(dòng)控制

推力矢量技術(shù)的發(fā)展使得在過失速區(qū)域內(nèi)精確的可控飛行成為可能。推力矢量涉及到復(fù)雜的飛/推綜合控制技術(shù)，王海峰對此進(jìn)行了全方位、細(xì)致的總結(jié)。

作為控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)，最主要的問題是如何消除被控對象在過失速條件下無法精確建模對控制系統(tǒng)魯棒性與有效性的影響。為了解決過失速機(jī)動(dòng)存在的高非線性、強(qiáng)不確定性、強(qiáng)耦合等特性，F(xiàn)-35采用了動(dòng)態(tài)逆控制律。針對建模誤差的問題，除了通過飛行試驗(yàn)對模型進(jìn)行細(xì)致的修正外，F(xiàn)-35使用增量式動(dòng)態(tài)逆方法，成功地提高了控制算法的魯棒性。

國內(nèi)設(shè)計(jì)人員也對動(dòng)態(tài)逆方法進(jìn)行了優(yōu)化改進(jìn)。陳森等、劉俊杰等基于自抗擾方法直接給出了過失速機(jī)動(dòng)控制律的設(shè)計(jì)方法，實(shí)時(shí)估計(jì)補(bǔ)償建模不確定性，并基于動(dòng)態(tài)逆結(jié)合自抗擾的狀態(tài)觀測器成功地進(jìn)行了設(shè)計(jì)，并經(jīng)過了縮比模型飛行驗(yàn)證。

5 大迎角飛行試驗(yàn)

5.1 縮比模型飛行試驗(yàn)

最早的縮比模型飛是為了研究飛機(jī)尾旋問題，由于縮比模型飛是最貼近全尺飛機(jī)飛行的模擬手段，因此是大迎角問題研究必須開展的一項(xiàng)工作。早期的縮比模型飛行試驗(yàn)均為無動(dòng)力形式，由載機(jī)掛載到指定高度后拋下，由地面人員操控完成試驗(yàn)科目。隨著無人機(jī)技術(shù)的發(fā)展，逐步向有動(dòng)力自主飛行發(fā)展，配裝推力矢量的縮比模型可進(jìn)一步完成過失速機(jī)動(dòng)技術(shù)驗(yàn)證。開展縮比模型飛工作主要考慮4個(gè)內(nèi)容。

（1）相似關(guān)系

滿足外形相似，質(zhì)量、慣性矩相似，動(dòng)力相似等準(zhǔn)則?？刂葡到y(tǒng)組成系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)環(huán)節(jié)的特征參數(shù)應(yīng)滿足相應(yīng)的相似比例關(guān)系。

（2）總體布局

模型內(nèi)部需要安裝測試系統(tǒng)、遙控系統(tǒng)、回收系統(tǒng)、發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)、起落架系統(tǒng)，因此模型內(nèi)部需要有足夠的空間。在設(shè)計(jì)之初要考慮模型總體布局，包括各個(gè)設(shè)備的分布及各個(gè)功能艙位置、開口蓋位置、內(nèi)部安裝空間、傘艙位置和開傘方式，保證模型各艙段內(nèi)試驗(yàn)設(shè)備拆裝方便，便于檢查、調(diào)試和試驗(yàn)，并由此劃分結(jié)構(gòu)、結(jié)構(gòu)框的位置及儀器的安裝位置。

（3）測試系統(tǒng)

模型自由飛試驗(yàn)需要記錄試飛參數(shù)，包括高度、空速、迎角、側(cè)滑角、角速率、姿態(tài)角和過載等，準(zhǔn)確采集和記錄這些試飛參數(shù)是測試系統(tǒng)設(shè)計(jì)的一個(gè)關(guān)鍵環(huán)節(jié)。一般來說對于大迎角典型飛行參數(shù)測試系統(tǒng)要求如表1所示。

表1 飛行參數(shù)測試系統(tǒng)要求Table 1 Flight parameter test system requirements

（4）試驗(yàn)設(shè)計(jì)

在開展大迎角飛行前，要詳細(xì)地制定試飛方案，制定不同舵面組合表，以獲取飛機(jī)的全面失速特性、偏離敏感性、尾旋模態(tài)以及改出方法?；诳s比模型飛還應(yīng)開展尾旋傘效能評估等試驗(yàn)。

5.2 全尺寸飛行試驗(yàn)

飛行試驗(yàn)必須參照試驗(yàn)規(guī)范進(jìn)行，主要包括試驗(yàn)機(jī)的改裝和飛行試驗(yàn)實(shí)施兩方面。

試驗(yàn)機(jī)改裝要考慮換裝大迎角測試設(shè)備，增加應(yīng)急動(dòng)力、進(jìn)氣道畸變實(shí)時(shí)監(jiān)控測量設(shè)備以及反尾旋傘等。為考察飛機(jī)倒飛尾旋零負(fù)過載飛行能力、發(fā)動(dòng)機(jī)空中起動(dòng)能力，必要時(shí)也要進(jìn)行相應(yīng)改裝。在試驗(yàn)開始前制定發(fā)動(dòng)機(jī)停車迫降返場剖面，并在模擬器上對試飛員進(jìn)行反復(fù)訓(xùn)練。特別注意快速尾旋時(shí)縱向過載對機(jī)體結(jié)構(gòu)的影響，必要時(shí)進(jìn)行補(bǔ)強(qiáng)或限制。

反尾旋傘初步選型可參考文獻(xiàn)［63］，但必須經(jīng)過風(fēng)洞試驗(yàn)或縮比模型飛驗(yàn)證其效能。

相 關(guān) 文 獻(xiàn) 分 別 介 紹 了F-14、F-15、鷹獅等飛機(jī)尾旋試飛情況。J.W.Hamstra詳細(xì)介紹了F-35飛機(jī)在系統(tǒng)開發(fā)和演示階段大迎角飛行控制系統(tǒng)開發(fā)和測試，重點(diǎn)介紹了其非線性動(dòng)態(tài)逆控制律的開發(fā)、技術(shù)挑戰(zhàn)和關(guān)鍵的飛行測試結(jié)果；王啟等介紹了J-7L飛機(jī)失速、尾旋試驗(yàn)情況，殲-10飛機(jī)完成了過失速機(jī)動(dòng)的飛行試驗(yàn)并在珠海航展上完成了相關(guān)演示。

6 大迎角問題研究展望

6.1 概述

20世紀(jì)末是大迎角研究的黃金時(shí)代，美、俄等航空發(fā)達(dá)國家通過近20年的努力，基本已解決軍用飛機(jī)大迎角設(shè)計(jì)問題。我國在大迎角理論研究、工程實(shí)踐、裝備實(shí)戰(zhàn)化等方面也取得了豐厚的成果。

未來使用新手段、新方法提高氣動(dòng)力精度，實(shí)現(xiàn)動(dòng)力學(xué)精準(zhǔn)建模，提高控制系統(tǒng)的魯棒性以及控制精度，仍然將是大迎角研究不變的主題；而未來高隱身、高機(jī)動(dòng)新布局飛行器將會(huì)是大迎角研究的熱點(diǎn)。

6.2 高逼真度氣動(dòng)力模型構(gòu)建體系

如何建立一套盡可能逼近真實(shí)情況的氣動(dòng)力模型未來仍將會(huì)是戰(zhàn)斗機(jī)大迎角設(shè)計(jì)面臨的首要挑戰(zhàn)，這對于減少控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)負(fù)擔(dān)，避免過約束設(shè)計(jì)，充分釋放平臺性能都是密切相關(guān)的。

隨著增壓風(fēng)洞、全尺寸風(fēng)洞、風(fēng)洞虛擬飛等試驗(yàn)技術(shù)手段的發(fā)展，可進(jìn)一步減小支撐干擾、對模型精度的影響。高精度動(dòng)態(tài)、旋轉(zhuǎn)流場計(jì)算能力的進(jìn)一步提升，將使得CFD與風(fēng)洞試驗(yàn)形成優(yōu)勢互補(bǔ)，極大縮短項(xiàng)目研制周期?；陲L(fēng)洞試驗(yàn)、CFD計(jì)算、飛行試驗(yàn)等多種手段綜合的氣動(dòng)力模型相關(guān)性分析，將形成對大迎角氣動(dòng)力建模誤差帶的準(zhǔn)確描述。結(jié)合目前新興的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)、機(jī)器學(xué)習(xí)等人工智能技術(shù)，可進(jìn)一步構(gòu)建高精度非定常氣動(dòng)力模型。

6.3 高不確定性系統(tǒng)的魯棒控制

未來防失速、抗尾旋仍然是大迎角控制永恒的工作，在本體建模存在誤差情況下以較高的魯棒性在飛行邊界處實(shí)現(xiàn)指令級別控制，抑制不可控或從不可控狀態(tài)立即恢復(fù)，實(shí)現(xiàn)無憂慮操縱將是未來大迎角控制主要研究的方向。

另外，隨著機(jī)載設(shè)備計(jì)算能力的提高，先進(jìn)角加速度測量傳感器的出現(xiàn)，使得對于被控對象的實(shí)時(shí)在線建模與補(bǔ)償成為可能，一些先進(jìn)的非線性控制算法、模糊控制、自適應(yīng)控制等具備了較高的應(yīng)用前景，特別適合大迎角被控對象不確定的情況，值得未來進(jìn)一步探索。

6.4 大迎角主動(dòng)流動(dòng)控制與新質(zhì)舵面使用

為了改善飛機(jī)大迎角流動(dòng)特性，解決傳統(tǒng)舵面大迎角下操縱效能不足的問題，研究人員提出了機(jī)頭吹氣、翼尖射流等基于主流流動(dòng)控制的解決方案。未來推力矢量控制的研究重點(diǎn)是解決新一代飛機(jī)扁平化無尾布局的橫航向控制問題。主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)也將和機(jī)翼、機(jī)身變結(jié)構(gòu)等技術(shù)形成新質(zhì)大迎角控制舵面，隨之而來的舵面分配優(yōu)化問題應(yīng)予以重點(diǎn)關(guān)注。

7 結(jié)束語

本文針對戰(zhàn)斗機(jī)大迎角設(shè)計(jì)流程關(guān)鍵環(huán)節(jié)展開了綜述，對大迎角氣動(dòng)特性、風(fēng)洞試驗(yàn)、動(dòng)力學(xué)分析、控制律設(shè)計(jì)與飛行試驗(yàn)等方面總結(jié)了現(xiàn)有研究成果，并對大迎角研究的主要熱點(diǎn)方向進(jìn)行了展望。

目前大迎角設(shè)計(jì)對于常規(guī)構(gòu)型飛機(jī)來說，應(yīng)主要考慮設(shè)計(jì)良好的氣動(dòng)外形，通過控制系統(tǒng)抑制飛機(jī)失速后的偏離、尾旋，保證飛機(jī)可以在失速邊界甚至突破失速邊界“無憂慮”地飛行，依托推力矢量進(jìn)行精準(zhǔn)、敏捷的操控。未來對于高隱身無尾布局等新概念飛行器，需采用新質(zhì)舵面結(jié)合主動(dòng)流動(dòng)控制彌補(bǔ)飛機(jī)本體失速迎角低，航向靜不穩(wěn)定等缺陷。結(jié)合正在飛速發(fā)展的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)、機(jī)器學(xué)習(xí)等人工智能技術(shù)，進(jìn)一步解決氣動(dòng)力建模精度與魯棒控制等問題。