戰(zhàn)斗機大迎角氣動特性研究技術的發(fā)展與應用

王海峰，展京霞，陳 科，陳 翔，陳梓鈞

(成都飛機設計研究所，成都 610091)

0 引 言

現代空中戰(zhàn)爭對飛機機動性和敏捷性要求不斷提高，其中大迎角機動飛行能力決定著戰(zhàn)斗機快速改變機頭指向的能力，與飛機作戰(zhàn)效能和生存率息息相關[1]。隨著能力要求的提高，戰(zhàn)斗機大迎角區(qū)域飛行的設計理念發(fā)生著深刻的變革。二代機禁止進入失速狀態(tài)。三代機突破“失速”禁區(qū)，采用“允許進入大迎角/失速迎角區(qū)域且能安全恢復”的設計理念，而新型作戰(zhàn)飛機更進一步地采用了“主動進入大迎角/失速迎角區(qū)域進行可控飛行”的理念，飛行限制減少，飛行左邊界不斷左移，戰(zhàn)斗機的作戰(zhàn)潛能被不斷釋放。

廣義的大迎角飛行，是指飛機迎角接近或者超過失速迎角的飛行狀態(tài)，包括了過失速機動飛行。在大迎角飛行時，飛機上的流動局部分離或者完全分離，飛行品質惡化，飛機容易出現失速、偏離、尾旋等危及飛行安全的危險狀態(tài)[2-3]。大迎角氣動特性的研究對于預測和防范這些危險狀態(tài)、實現飛機大迎角飛行可控以及確保飛機大迎角飛行安全意義重大。

伴隨大迎角飛行的大迎角氣動特性具有非線性、非定常特征。影響大迎角非線性、非定常氣動力的因素眾多，參數耦合嚴重[4]。因此，戰(zhàn)斗機提高左邊界飛行能力的需求，向大迎角氣動特性的物理機理的認識、氣動數據獲取和工程設計實現等都提出了巨大的挑戰(zhàn)。對大迎角流動機理的研究是認識非線性、非定常大迎角氣動特性的物理基礎，數值計算方法和風洞試驗技術是獲取大迎角氣動特性的有效途徑，大迎角氣動數據庫構建技術是控制律設計的重要基礎，氣動力綜合驗證技術是開展戰(zhàn)斗機大迎角氣動特性和控制律驗證的重要途徑。

作戰(zhàn)需求催生設計理念，并促進戰(zhàn)斗機大迎角飛行氣動特性研究持續(xù)地發(fā)展和完善。在20世紀80年代，國內研究戰(zhàn)斗機大迎角氣動特性的技術基礎還很薄弱，研究方法和技術手段都亟待發(fā)展，關鍵技術問題有待澄清和解決。在20世紀八、九十年代，為了滿足國內飛機型號發(fā)展的需求，大迎角氣動特性研究在基礎試驗技術和數據工程應用方面得到了較大發(fā)展。近十五年來，在我國先進戰(zhàn)斗機的強烈需求牽引下，大迎角流動機理、大迎角數值計算方法研究、大迎角風洞氣動試驗技術、大迎角氣動數據庫構建、氣動與控制綜合驗證等關鍵技術得到了快速、充分的發(fā)展。這些技術為先進戰(zhàn)斗機的大迎角飛行能力的設計和實現提供了技術支持，具有重要的應用價值。本文結合工程設計經驗，對大迎角飛行氣動特性研究的發(fā)展及其工程應用進行闡述。

1 大迎角飛行流動機理研究

在常規(guī)迎角下，飛機翼面附近流場一般屬于無分離、弱耦合流動，滿足小擾動流動假設，可以近似用線性方程組描述。因此，飛機的縱向與橫向飛行動力學特性在小迎角表現出較良好的線性度，在中等迎角具有弱非線性，且只與飛行姿態(tài)有關，沒有非定常效應。

但是，在大迎角下，飛機表面流場以分離流動為主導，此時線化小擾動方程失效，流經飛機表面的氣流瀕臨分離或者已經發(fā)生嚴重分離，飛機流場結構復雜，出現穩(wěn)定與不穩(wěn)定的旋渦及其與附面層的干擾[5]，流場對于運動參數和氣流參數的響應機理復雜，氣動力具有非線性、強耦合的特點。在大迎角機動飛行中，飛機會發(fā)生快速的俯仰、滾轉和偏航運動，三軸角速率較大，飛機姿態(tài)在短時間內發(fā)生大幅變化，圍繞飛機的不穩(wěn)定流動或者分離流動無法快速響應飛機的姿態(tài)變化，致使飛機在大機動飛行中的氣動力/力矩與靜態(tài)氣動力/力矩存在較大差異，氣動力/力矩出現明顯的遲滯，這種遲滯對飛機飛行品質和安全的影響不容忽視。大迎角機動飛行中，氣動力/力矩遲滯效應的大小和特性與飛機的運動歷程有很大關系，具有典型的非定常特征（圖1）。

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

隨著迎角增大，飛機表面流動產生分離，直接導致失速；或者形成復雜的分離渦，機頭和各翼面渦系發(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，造成尾旋等危險事故。理解這些現象的機理是設計和使用大迎角非線性非定常氣動力的基礎，預測這些現象的發(fā)生，甚至主動加以利用，也是飛機在大迎角區(qū)安全可控飛行的基礎。

本節(jié)主要綜述戰(zhàn)斗機大迎角飛行典型流動機理，包括流動特點、影響機理、研究進展、工程預測、主動控制方法等。

1.1 流動分離導致的失速

飛機飛行迎角大于一定數值時，機翼表面流動分離可能導致失速，失速包括薄翼失速、前緣失速、后緣失速等類型。失速會造成升力下降、俯仰和滾轉力矩突變、氣動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、機翼平面形狀、來流馬赫數、雷諾數等參數[6]。在失速迎角附近，流動可能出現大幅度的低頻振蕩現象。

1.2 流動分離產生的渦系

對于典型戰(zhàn)斗機，當飛行迎角增大時，前機身、前邊條、機翼、前緣折點、翼身連接處等部位會產生沿前緣向下游發(fā)展的渦系，稱為前緣渦或邊條渦。這些渦系對飛機的氣動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，在機翼前緣/邊條等部位首先產生附體渦。氣流繞過機翼前緣時，因迎角較大，負壓提供的向心力不足以讓氣流及時轉彎、貼附到機翼表面，這導致了前緣氣流分離。在分離區(qū)內氣流高速旋轉，形成旋渦，渦心的負壓在機翼前緣上表面產生吸力區(qū)，可使升力系數提升。對該現象機理的經典解釋是“前緣吸力比擬”[7-8]。該比擬方法認為，對于后掠前緣，基于來流速度在前緣法向平面內的分量的等效迎角比實際迎角大，導致前緣上表面產生分離。分離區(qū)將二維翼型的前緣吸力方向翻轉90°，從指向飛行方向變?yōu)橹赶驒C翼的法向，由此產生升力。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可以占總升力的56%以上[6]（圖2）。渦升力是支持戰(zhàn)斗機大迎角飛行的主要氣動力來源。

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。不同部件產生的空間渦系彼此耦合干擾[9-10]。通過渦系間的有利耦合，可改善飛行器的升力和力矩特性[11]，例如機頭渦和前緣渦的有利耦合。李棟等[12]比對了類F-22的菱形截面機頭和橢圓截面機頭，發(fā)現機頭渦與主翼前緣渦耦合，產生增強和補能的效果，增大失速迎角，并顯著推遲了渦破裂。對于近距耦合鴨式布局，鴨翼渦對主翼也有類似的有利影響。在戰(zhàn)斗機設計中，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，飛機采用鴨式布局，通過渦系的有利耦合，令升力系數相比無耦合狀態(tài)提升了10%～25%（圖3）。

圖3 渦系干擾對升力系數的貢獻Fig. 3 Contribution of vortex interaction to the lift coefficient

1.2.3 渦系誘導分離

在某些特定迎角下，空間渦系作用于下游的飛機部件，如平尾、垂尾等，在原本不應有流動分離的位置產生非定常分離區(qū)。在分離區(qū)中，流動能量較低，造成飛機本體力矩非線性、氣動控制面效率下降、主翼上壓力分布非定常脈動、垂尾抖振等危險現象[11,16]。例如，F/A-18垂尾抖振就與邊條渦在垂尾上誘導的非定常分離有關[17]。這類現象對飛機結構和飛行安全構成嚴重威脅，在戰(zhàn)斗機設計中應盡量避免或推遲發(fā)生。例如，某鴨式布局飛機垂尾的流向位置比F/A-18顯著靠后，可以避開主翼前緣渦和邊條渦的影響區(qū)（見圖4），避免垂尾出現抖振現象。

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

1.2.4 渦破裂

在某個臨界迎角以上，前緣渦/邊條渦會突然破裂，導致渦升力驟降和力矩特性突變?？v向特性突變的機理是：在渦破裂前后，渦升力作用區(qū)突然減小，例如從整個機翼前緣的60%突然縮減到只有10%，導致渦升力作用中心突然前移。橫/航向特性突變的機理是：前緣渦/邊條渦本身是不穩(wěn)定的[18]，對上游的擾動非常敏感[19]。即使側滑和滾轉角極小、飛機構型對稱，因為微擾動，左右兩側的渦破裂也可能不是同時發(fā)生（圖5）。該現象造成橫航向非對稱、非定常的力矩變化，導致機翼搖滾、尾旋等，危害飛行安全。殲-10B飛機大迎角飛行中就發(fā)現有非指令性偏航的現象。隨著戰(zhàn)斗機飛行迎角增大，渦破裂是不可避免的，在飛機設計中應盡量推遲渦破裂的發(fā)生，減弱渦破裂的非對稱。

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

目前，人們對于大迎角非線性渦系的產生機理、影響因素的認識仍然很有限，對渦破裂現象的機理解釋大多是唯象的。如Gursul等[5]認為，渦破裂的機理是包裹前緣分離渦的桶狀剪切層Kelvin-Helmholtz失穩(wěn)導致的，如圖6（a）所示。他發(fā)現飛機大迎角飛行產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（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）、渦破裂點位置的振蕩（0.5～1 Hz）。因為缺乏有效的理論基礎，渦系的工程預測仍是難題，只有定性解釋。例如，前緣渦啟動與破裂的位置與雷諾數、迎角、機翼前緣后掠角、機翼上表面逆壓梯度、前緣鈍度等都有關系。前緣后掠角越大，渦破裂位置越靠后，如圖6（b）所示。

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

綜上所述，大迎角飛行氣動力存在非線性、非定常、強耦合等特點，流動機理存在大分離與多渦系耦合干擾等現象，涉及到多尺度結構、混沌、對稱性自發(fā)破缺等復雜數學問題。因此，用理論方法獲取大迎角飛行的氣動數據難度很大，工程上主要靠風洞試驗和數值計算得到大迎角氣動數據。

2 數值計算方法研究

本節(jié)對常見大迎角氣動特性數值方法做簡要介紹。

數值計算與理論研究、試驗研究并列，是氣動研究的三大方法之一。在小迎角下，戰(zhàn)斗機流動以附著流為主，恰當的計算流體力學方法能夠對全機靜態(tài)氣動力給出令人較為滿意的結果，包括飛行控制設計所需的各參數總量和差量（如舵效等）。因此，在飛機的方案選型設計中被大量使用。

然而，在大迎角下，非線性、非定常的復雜流動占主導，數值計算對失速迎角及失速迎角附近的升力、阻力、俯仰力矩、動導數、失速后的非對稱氣動力的計算置信度有待驗證。因此，在現階段，數值計算在飛機大迎角設計中一般只用于比較研究和機理分析，不可替代試驗。但數值計算可以給出豐富的流場細節(jié)和非定常特征，且使用方便靈活。作為試驗手段的補充和輔助，數值計算也有其優(yōu)勢和價值。

對于全機氣動力問題，求解N-S方程的計算流體力學方法是最典型的數值研究手段。而對于大迎角氣動特性問題，準確的湍流模擬方法是數值計算成功的關鍵。據第1節(jié)所述，因為分離流、渦系干擾等流動具有強非線性特點，涉及到從低頻到高頻的非定常脈動，以及從湍流到分離渦的多尺度結構，算法應該具有盡量高的空間分辨率和時間分辨率，有盡量低的耗散，以捕捉到各種尺度的流動結構，尤其是湍流。同時，因為工程項目進度的要求，這些方法也不能有太大的計算量。

下面對研究大迎角氣動特性問題的常用數值計算方法進行介紹，主要是湍流模擬方法，包括其原理、特性、適用問題和前沿進展。

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特性計算最常用的方法。目前，國內外針對戰(zhàn)斗機全機大迎角的工程計算幾乎都采用此方法。

該方法基于Boussinesq線性渦黏假設，將雷諾應力表述為湍動能、湍流頻率等參數的函數，計算量小，應用廣泛，成熟度高。對于大迎角氣動特性問題，該方法可以較準確地給出時均升阻特性與時均力矩特性。但該方法一般只能給出低頻或定常氣動力結果，對于轉捩、二次渦、渦破裂、非定常脈動等的預測精度不高，有低估流向渦吸力峰值的傾向[20]，對逆壓梯度引起的尾緣分離則表現出推遲失速、低估流動分離的特點，因此，該方法在工程上的置信度仍不如試驗，一般只作為試驗的補充和參考。

目前，已公開發(fā)表的湍流模型有數百種，只有選用合適的湍流模型才能得到準確結果。根據流動機理，用于分析大迎角問題的湍流模型需要能同時捕捉壁湍流、剪切層和大分離流動。對此，剪應力輸運模式（Shear Stress Transport, SST）是在大迎角問題上應用最廣泛的湍流模型。該方法魯棒性好，對參數不敏感，計算量也不大，因此在工程上應用廣泛。

工程上計算靜態(tài)氣動力通常采用上述方法。在1000萬左右的半模網格單元數下，全迎角范圍升力系數與低速風洞試驗結果的偏差不大于7%，俯仰力矩的偏差不大于15%（見圖7）；在4000萬左右的網格單元數下，能清晰地給出空間流場中的渦系干擾結構。但對于更多飛行器布局的研究表明，該方法對于渦破裂和非定常大分離等現象的計算精度不佳[21]。在30°以上的大迎角區(qū)間，計算結果往往是定性規(guī)律正確，但定量結果有偏差。

圖7 基于雷諾平均湍流模式和試驗的俯仰力矩系數對比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）是對大迎角問題的較精細、準確的氣動力模擬方法，但因為計算量巨大，研究對象一般是平板、圓柱等，更多用于大迎角氣動現象機理的學術研究。

理論上最精確的數值方法是直接數值模擬法（Direct Numerical Simulation, DNS）。該方法的網格各方向尺度都要取到微米量級，計算量極大，對于工程問題完全不適用。為了在減少計算量的同時保持對湍流多尺度現象的刻畫能力，Smagorinsky提出了大渦模擬方法[25]。該方法的思路是設置一個截斷尺度，小于該尺度的渦將被模型化，大于該尺度的渦才被真實模擬。該方法可應用于非定常脈動力、振動等問題研究，能給出頻譜，對分離流、渦系、渦破裂等問題計算精度高。但該方法的代價是計算資源需求大。一般而言，LES方法要求壁面網格法向尺度y+數值在1的量級，流向和展向尺度在10的量級。對于三維機翼，網格單元總量可達（1～10）億，單個狀態(tài)的計算時間可達數月。全機外形的計算量將更大。因此，目前LES方法基本都用于湍流與壓力脈動機理研究，或是二維翼型、旋成體等簡單外形，尚未見到將其應用于全機氣動力計算的案例。

2.3 雷諾平均-大渦模擬混合方法（DES/DDES/IDDES）

為了避免LES巨大的計算量，又希望保持對分離與渦破裂的捕捉精度，人們結合了上述兩種方法的優(yōu)勢，提出一系列雷諾平均-大渦模擬混合方法。因為計算量較大，該方法多用于氣動現象機理的學術研究，未來可能用于工程計算。此類方法數量繁多。其中最經典的是分離渦模擬（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]、改進的延遲脫體渦模擬（Improved DDES, IDDES）[28]等方法。最新的DDES/IDDES方法實現了剪切層自適應長度尺度，能更準確地預測渦破裂現象[29]。

目前，采用RANS-LES混合方法的研究主要集中在方法的驗證方面，實際工程問題的應用較少[30]。國外有Peng[20]、Mitchell[31]、Nonomur[32]、Morton[33]等，國內有孫東[34]、劉健[35]等，分別用DES/IDDES等研究了大迎角渦系流動，迎角范圍20°～70°。該方法可應用于非定常脈動力、振動等問題研究，能給出頻譜與能譜的信息。對于渦破裂等問題，采用此類方法的氣動力結果比RANS更精確，與風洞試驗結果更吻合[35]。眾多計算研究表明，此類方法可以準確地預測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構。然而，盡管此類方法計算資源需求比LES更小，但仍比RANS大一個數量級，尤其當大迎角分離與旋渦流動區(qū)域占主導時，對計算時間步長、網格尺寸等的要求與LES相當。這限制了該類方法在實際工程設計中的應用。

這三種方法在戰(zhàn)斗機大迎角問題上的應用總結見表1。

表1 不同數值方法的特點Table 1 Characteristics of different numerical methods

此外，通過將空氣動力學、飛行動力學耦合求解，對復雜飛行機動運動全過程進行實時數值計算模擬成為可能。美國國防部（DOD）、德國宇航研究中心（DLR）分別通過HPCMP和SikMa項目在這方面進行了研究。采用常用的RANS湍流模型結合SU/PG有限元方法[36]，可以模擬F-22等飛行器的機動歷程，研究結果的整體趨勢比較令人滿意（圖8）[37]。國內李鋒等[38]發(fā)展了一種氣動、飛行和控制一體化耦合的非定常數值求解策略，能夠計算復雜外形飛機的動導數、旋轉天平數據，顯現了非定常流動、運動與控制的時序演化過程。馬戎等[39]針對流動/運動耦合問題，建立了耦合非定常流場和六自由度運動的一體化松耦合與緊耦合計算方法。劉鐵中等[40]也開展了數值虛擬飛行方面的工作。這些研究展現了數值虛擬飛行在未來的可能性。

圖8 F-22過失速機動計算結果[37]Fig. 8 Numerical results of F-22 in the post-stall maneuver[37]

綜上，隨著計算機能力的提升和流體力學數值計算方法的發(fā)展，在全機大迎角動/靜態(tài)氣動力建庫、機理分析等問題上，數值計算已是重要的研究手段，但精度和效率還遠未達到能夠替代試驗的要求。精度上，效率足夠的數值方法難以捕捉大迎角飛行時典型的分離、渦破裂等現象，對網格質量、算法選用和研究者經驗的依賴性較大；效率上，精度夠高的數值方法需要巨大的網格量、極小的時間步長，計算量連千萬億次峰值計算速度的高性能集群也難以滿足工程研究的需求。因此，在工程設計中，高精度計算流體力學方法僅在進行典型大迎角狀態(tài)機理、規(guī)律研究時使用。飛機設計所需的大量的大迎角氣動特性數據，仍然需要通過風洞試驗的方法獲得。

3 大迎角氣動特性試驗技術

在中小迎角區(qū)域，飛機繞流為附著流或者未破裂的集中渦流動，通過地面試驗模擬獲取氣動力的技術手段較為成熟。在大迎角區(qū)域，飛機繞流為復雜分離流動，氣動力的非線性、非定常特征顯著。影響氣動力的因素眾多，除了飛機構型、舵偏、速度、迎角、側滑角等參數，角速率、角加速率和運動的時間歷程也對氣動力有很大影響。氣動力的遲滯效應突出，運動參數的影響還呈現強烈耦合和非線性特點。對于如此復雜的大迎角飛行氣動力，僅僅通過大迎角靜態(tài)測力試驗無法全面掌握大迎角氣動特性，還需要復雜的動態(tài)試驗技術來模擬多種運動參數及耦合狀態(tài)的影響，從而獲得更全面的大迎角氣動特性信息。

以大迎角靜態(tài)氣動力為基礎，通過動導數、旋轉天平和大幅振蕩等動態(tài)試驗獲得的大迎角氣動數據，開展飛機的大迎角氣動特性分析，是國內外研究飛機大迎角氣動特性的通常做法。美國在F-16、F/A-18、X-31和F-22等飛機上開展了大量的動導數研究、旋轉天平和大幅振蕩試驗研究（圖9）[41-44]，獲得了大迎角氣動特性研究的基礎數據。

圖9 F22開展的地面動態(tài)試驗[41]Fig. 9 Dynamic tests in wind tunnels for F-22[41]

國內與戰(zhàn)斗機大迎角氣動特性相關的動態(tài)試驗技術起步較晚。20世紀八、九十年代，在我國自主研發(fā)三代機的需求牽引下，動導數、旋轉天平等常規(guī)動態(tài)試驗技術建立[45-50]并得以少量應用。十幾年前，對于新型戰(zhàn)斗機的需求，這些技術在面向工程應用時還需要進一步完善；大振幅單自由度、雙自由度耦合試驗技術在南航、北航等高校和科研院所開展研究，工程應用很少。

在新型戰(zhàn)斗機需求的推動下，近十多年來，中國空氣動力研究與發(fā)展中心、航空工業(yè)空氣動力研究院、航天空氣動力技術研究院等院所完善或新建了動導數、旋轉天平試驗設施，改進了原有試驗技術，包括動態(tài)試驗支撐方式、模型強迫運動驅動方式等，以及優(yōu)化數據采集和運動控制技術，發(fā)展了新的大幅振蕩試驗技術與旋轉天平耦合強迫振蕩技術[50-54]。航空工業(yè)空氣動力研究院還新建了4 m量級動態(tài)特種試驗風洞，并在8 m連續(xù)風洞中建設動態(tài)試驗設備。這些進展使得國內大迎角非定常氣動力的地面試驗模擬能力獲得了很大的提升，支撐了國內飛機大迎角氣動特性的研究。

在戰(zhàn)斗機研制中，動態(tài)試驗技術的應用水平也有大幅提高。近十幾年，國內大量開展了動態(tài)試驗，完成了各型飛機的動導數（圖10）、旋轉天平（圖11）和大幅振蕩試驗，在研究中完善原有試驗設計方法、提出新的試驗設計方法，為飛機大迎角氣動特性研究提供了豐富的數據。通過這些方法的發(fā)展、完善和應用，業(yè)界對飛機大迎角氣動特性也有了更全面和深刻的認識。

圖10 動導數試驗Fig. 10 Dynamic derivative tests

下面從試驗基本方法、數據特點和價值、試驗技術挑戰(zhàn)及國內工程應用情況等方面，對常用的大迎角氣動特性獲取試驗技術進行簡要闡述，包括大迎角靜態(tài)測力試驗、動導數試驗、旋轉天平試驗和大幅振蕩試驗。

3.1 大迎角靜態(tài)測力試驗

大迎角靜態(tài)測力試驗在常規(guī)迎角靜態(tài)測力試驗技術基礎上，擴展試驗迎角和側滑角，試驗的姿態(tài)角范圍覆蓋包括過失速飛行的大迎角飛行包線。試驗中，模型姿態(tài)固定，通過測力天平，得到模型在大迎角、大側滑角下的定常氣動力和力矩。

大迎角靜態(tài)測力試驗數據可以反映飛機在大迎角區(qū)域的基本氣動特性，包括俯仰、偏航和滾轉方向的靜穩(wěn)定性變化和舵面控制能力等。對于飛機在大迎角區(qū)域的偏離、失速特性，依據大迎角測力數據能夠給出定性判斷和特征描述，這些信息在布局設計和飛控設計的初期階段非常重要。大迎角靜態(tài)測力數據也是構建大迎角氣動數據庫所需的最基礎和重要的氣動數據。

在大迎角靜態(tài)測力試驗中，姿態(tài)角范圍較大，飛機流動不穩(wěn)定性強，分離劇烈，導致在部分試驗工況下模型會發(fā)生劇烈抖動，試驗裝置需要進行專門設計以抑制或者減緩模型和機構的抖動，從而確保試驗安全和數據有效；另一方面，模型與試驗支撐系統(tǒng)、開口/閉口風洞之間的干擾更加復雜，大迎角試驗的風洞干擾修正方法至今還沒有統(tǒng)一[55-60]。

3.2 動導數試驗

動導數試驗基于線化小擾動假設，通過天平測量俯仰、滾轉或偏航方向小振幅振蕩下的氣動力，并與運動參數進行相關運算獲得阻尼導數等動導數數據[46-48,50]。根據振蕩方法的不同，又分為自由振蕩動導數試驗和強迫振蕩動導數試驗。

動導數數據表征飛機運動的角速率和姿態(tài)角角速率產生的附加氣動力對運動的影響，通過氣動力或力矩對角速率的導數來呈現這種影響。因為動導數在小幅振蕩運動中測量獲得，因此動導數可以反映飛機在較小的局部迎角區(qū)間的部分非定常特性。動導數也是大迎角氣動數據庫設計的重要數據來源。

動導數在小迎角區(qū)域迎角效應弱，接近常值，試驗頻率、振幅以及布局舵偏對動導數影響較小。但是在大迎角區(qū)域，有很強的迎角效應，量值和性質隨迎角變化劇烈。在大迎角區(qū)域，由頻率、風速等參數決定的無量綱折合頻率，對動導數數據有較大影響[61-63]。筆者在研究中也發(fā)現動導數在大迎角動態(tài)運動中不是常值，動導數與折合頻率具有強相關性（圖12，圖中A表示俯仰振蕩運動的振幅值），表現出與折合頻率的非線性關系；對于部分舵面（如鴨翼、垂尾等）的偏轉也較為敏感。大迎角區(qū)域的動導數特點使得動導數試驗的設計非常復雜，試驗量也比小迎角區(qū)域更大。試驗參數要盡量覆蓋飛行的角速率范圍，所要求的試驗機構能力也更高。

圖12 運動頻率對動導數的影響Fig. 12 Effect of moving frequencies on the dynamic derivative

3.3 旋轉天平試驗

旋轉天平試驗在一定的迎角和側滑角姿態(tài)下，模擬飛機繞速度矢做勻速旋轉運動時的氣動力[46,48,50]，試驗參數包括角速率、迎角、側滑角、各舵面偏度等。

國內試驗中通常將飛機模型固定在某個迎角和側滑角下，通過機構帶動模型實現一系列勻速旋轉，由內置天平測量氣動力，因此，旋轉天平試驗數據反映的是準定常情況下飛機繞速度矢運動時產生的全部氣動力/力矩。基于旋轉天平數據，可以獲得繞速度矢運動產生的附加氣動力，這是進行飛機尾旋特性研究的重要數據。對于大迎角氣動數據庫設計，旋轉天平數據也是重要的數據來源。

一般而言，旋轉運動產生的附加氣動力隨著旋轉角速率增大而增大，在失速迎角附近具有較強非線性（圖13）。由于需要考慮迎角、側滑角、角速率、飛機構型、舵面等參數的影響，旋轉天平試驗的參數組合狀態(tài)是巨量的。試驗中，往往需要設計者根據經驗對各種影響參數進行剪裁取舍來設計試驗，以縮減試驗量、降低試驗成本。旋轉天平試驗的無量綱旋轉角速率至少應覆蓋飛機的無量綱尾旋角速率。

圖13 大迎角區(qū)旋轉天平數據的非線性Fig. 13 Nonlinear aerodynamics caused by rotation at high angle of attack

3.4 大幅振蕩試驗

大幅振蕩試驗中，試驗機構帶動縮比模型進行俯仰、滾轉或偏航方向的單自由度或者雙自由度大振幅振蕩運動，采用內置天平測量運動中的飛機模型氣動力和力矩[50]。

與動導數試驗不同的是，大幅振蕩試驗中，模型的運動振幅較大。以俯仰振蕩為例，動導數試驗為了滿足小擾動假設，迎角振幅一般限制在5°以內，在大幅振蕩試驗中，迎角變化范圍一般至少在20°以上，大多到90°甚至更大。在大幅振蕩試驗歷程中飛機模型具有更大的角度變化范圍，因此，飛機繞流的流場結構會經歷從附著流到渦、再到渦破裂，繼而發(fā)展為完全分離流動的劇烈變化。在大幅振蕩試驗的運動歷程中，某個時刻，飛機在某個姿態(tài)角下的氣動力，既包含了當前時刻姿態(tài)的影響，也包含了當前時刻運動角速率、姿態(tài)角角速率及角加速率的影響，還包含了當前時刻之前所經歷的姿態(tài)及運動參數的影響，因此也形成了更為顯著的氣動力遲滯效應。因此，在空間和時間尺度上，大幅振蕩試驗中的流場對運動的響應特性包含了比動導數更為豐富的信息，也更接近真實飛行。由于大幅振蕩試驗獲得的飛機氣動力中包含的非定常影響比動導數反映的非定常特性更加全面和準確，這種試驗數據成為近年來構建大迎角非定常氣動力的最主要數據來源。

大幅振蕩試驗要求試驗機構模擬的無量綱角速率盡可能覆蓋飛機運動角速率和運動形式。根據相似準則，由于模型縮比，大幅振蕩試驗中，模型運動的絕對角速率要遠遠高于飛機的運動角速率。要實現角速率的覆蓋，在很高的轉速下帶動十幾千克的模型快速而穩(wěn)定運動，對試驗機構而言，在功率、結構、采集測控系統(tǒng)等方面都面臨巨大挑戰(zhàn)。

在大幅振蕩試驗中，通過俯仰、偏航和滾轉單自由度大幅振蕩試驗以及俯仰-滾轉耦合試驗、滾轉-偏航耦合試驗獲得非定常氣動數據。在偏航-滾轉耦合試驗中，偏航運動和滾轉運動的振幅和角速率匹配關系對非定常氣動力有很大影響（圖14）[64]，其組合無法窮舉。成都飛機設計研究所在試驗中引入衡量橫航向運動耦合程度的“耦合比”概念[64]，表征滾轉和偏航角速率的相對關系，定量衡量偏航和滾轉運動參數的匹配關系，在不同影響區(qū)域中設計典型耦合比進行試驗，既減少了試驗狀態(tài)，又抓住了主要的非定常氣動力特征。

圖14 不同耦合比運動中的氣動力遲滯環(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]

通過以上氣動力試驗獲得的各種風洞試驗數據，除了用于進行氣動特性分析，也用來構建大迎角氣動數據庫，最終供飛行控制律設計使用。

4 大迎角氣動數據庫構建技術

氣動數據庫是進行飛機飛行控制律設計不可缺少的重要輸入，它直接定量給出飛機在各種飛行條件下的氣動力和力矩。在飛機設計中，如何基于風洞試驗數據，為飛行控制提供可靠的氣動力預測是氣動數據庫構建的核心問題。

由于中小迎角和大迎角區(qū)域飛機繞流形態(tài)完全不同，迎角、側滑角、舵偏和運動參數對氣動力的影響有較大差異，因此，中小迎角的氣動數據庫設計與大迎角氣動數據庫設計有較大差別。

在大迎角飛行中，氣動力的遲滯效應突出，影響因素眾多，除了迎角、側滑角、馬赫數以及角速率等因素，角加速率和時間歷程也對氣動力有很大影響。運動參數的影響還呈現強烈耦合特點，即俯仰運動或者滾轉/偏航運動引起的氣動力變化既有縱向的也有橫航向的，縱向和橫航向氣動力緊密耦合在一起。面對眾多因素的復雜影響，具有強烈非線性、非定常、強耦合特征的大迎角氣動特性的表達難度大大增加。如何分析大迎角飛行中各種因素的影響，準確地表達非線性、非定常氣動力，在飛機設計流程中，更早地為布局設計提供大迎角特性的反饋，為飛行控制律設計提供準確的大迎角氣動特性輸入，是戰(zhàn)斗機大迎角氣動力工程設計的關鍵。

下面分別對中小迎角氣動數據庫設計和兩類大迎角氣動數據庫設計方法進行簡要闡述。

4.1 中小迎角氣動數據庫設計

傳統(tǒng)的中小迎角氣動數據庫以氣動導數的形式來表征氣動力。在小迎角范圍內，由于飛機氣動力具有良好的線性特點，可以使用小擾動線性化理論對飛機氣動力進行縱橫向解耦，認為在小迎角范圍內氣動力/力矩系數隨迎角、側滑角、舵偏等變量線性變化，使用導數形式進行表征，是一種典型的線性模型[65]，可以用下列計算式：

在這種模型中，飛機的氣動力簡單認為是迎角、側滑角、舵偏等變量的線性函數。然而，隨著航空技術的發(fā)展，現代戰(zhàn)斗機對大迎角失速區(qū)的機動提出更高要求。在大迎角飛行范圍內，氣動力呈現顯著的非線性，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，需要的風洞試驗數據量將極其龐大，且存在大量的耦合數據，這些對大迎角非線性氣動力模型的構建提出了巨大挑戰(zhàn)。需要建立一種工程可用的非線性氣動力模型，不僅能夠精確表征大迎角非線性段的氣動力系數，而且具備工程可實現性。

4.2 增量動態(tài)融合大迎角氣動數據庫設計

20世紀90年代，王海峰等[66-67]提出了一種工程適用的大迎角氣動數據庫設計方法——增量動態(tài)融合大迎角氣動數據庫，其不僅可以表征大迎角非線性段氣動力，而且具備工程可實現性。增量動態(tài)融合大迎角氣動數據庫由靜態(tài)氣動數據與動態(tài)氣動數據兩大部分組成。

其中靜態(tài)氣動數據采用基本量疊加增量的形式表達?；玖繛轱w機舵面全零的基本狀態(tài)氣動數據，增量為在基本狀態(tài)基礎上改變舵面得到的氣動力增量，還可考慮舵面之間的影響量。典型的靜態(tài)數據的表達式如下：

動態(tài)數據由兩部分組成：一部分通過動導數表達，由強迫振蕩動導數風洞試驗得出，包括Cmq、Cmα˙、Cnp、Cnr、Clp、Clr等分量；另一部分用旋轉天平風洞試驗得到的數據構建，表征旋轉運動產生的附加氣動力，其是迎角、側滑角、旋轉速率、舵偏等的函數，以增量形式給出?；陲L洞試驗結果建立上述各部分的氣動數據庫。采用局部線性思想，通過插值方法獲得特定飛行狀態(tài)下的靜態(tài)氣動力和旋轉運動氣動力；通過插值方法獲得動導數，計算得到角速率引起的氣動力；將三部分疊加獲得飛機的全部氣動力，用于飛行控制律設計。

這種氣動數據庫設計方法對傳統(tǒng)小迎角氣動導數模型進行了兩方面的改進。

第一是通過導數模型結合矩陣局部線性化插值處理，實現了大迎角氣動特性的非線性表達。增量動態(tài)融合大迎角氣動數據庫在數學表達形式上與氣動導數模型類似，但是結合以風洞試驗為基礎形成的矩陣氣動數據庫，通過數據庫插值，獲得各類氣動力或者氣動導數的非線性，進而進行增量疊加來表達飛機的整體氣動力。

第二方面的改進在于提出了一種運動動態(tài)融合的方法，解決了數據使用中動導數和旋轉天平在大迎角飛行中動態(tài)分配的難題。由于運動引起的氣動力來自動導數和旋轉天平兩種試驗數據，通常使用三分量或者四分量組合方法來使用兩種試驗數據。根據文獻[68]，兩種分量方法如下。

2）三分量法。將飛機總旋轉速率分解為三個分量，此方法通過將其中一個分量等于零來求解表達式中的ω量，再用求出的ω量計算剩余兩個分量。表達式為：

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

將靜態(tài)氣動數據與動態(tài)氣動數據組合，使用增量動態(tài)融合法的最終表達式如下：

這種形式的氣動數據庫物理意義明確、結構清晰，每一個部分都可形成單獨的數據模塊，可由不同的風洞試驗提供數據源。經過仿真和試飛驗證，這種增量動態(tài)融合的大迎角氣動數據庫結構完整、數據可靠，能夠準確反映平臺飛行特性，因此被成功應用于工程實踐中。這種數據庫也能較為準確地反映三代機的尾旋平衡特性。國外F-16飛機使用了類似的數據庫結構形式[69-70]。到目前為止，國內工程實踐上使用的數據庫設計大都參考了這種方法，在小迎角區(qū)域已經經過了充分驗證，對大迎角尾旋運動的適用性也經過了飛行驗證[71]；對于過失速機動和尾旋的進入、改出過程，由于動導數對非定常效應的反映具有局限性，這種模型的適用性還需開展更廣泛的研究。

4.3 基于非定常氣動力模型的大迎角氣動數據庫設計

在大迎角飛行時，氣動力不僅與當前飛行狀態(tài)參數有關，還與運動歷程密切相關，是運動歷程的非線性泛函[72-73]。此時，由于氣動力顯著的非定常特征，無法通過有限次的常規(guī)測力風洞試驗建立氣動數據庫。因此，除了增量動態(tài)融合大迎角氣動數據庫，研究者也探索了更多形式的大迎角氣動數據庫設計方法。有文獻資料表明國外針對F-16XL[74-76]、F-18[77-78]等型號開展了系統(tǒng)的大振幅動態(tài)模擬試驗研究和大迎角非線性、非定常氣動建模研究，用于飛行力學計算分析。國內外典型的思路是：在大迎角氣動數據庫的設計中，將氣動力和力矩拆分為靜態(tài)氣動力Cst和動態(tài)氣動力Cdyn兩個部分，而動態(tài)氣動力部分不再表達為運動角速率的導數模型形式，而采用非線性模型進行構建，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]、廣義氣動導數模型[91-92]、泛函分析模型[93-95]、神經網絡模型[96-97]、支持向量機模型等，由此形成了多種基于非線性、非定常模型的大迎角氣動數據庫設計方法。在這類數據庫設計中，大迎角非定常氣動力建模技術成為數據庫構建的關鍵技術。研究者期望通過非定常氣動力模型更準確地預測大迎角氣動特性，為控制律設計提供高質量的輸入數據，進而提高大迎角飛行品質；這類模型有望實現大迎角氣動特性的實時計算，從而可以為采用動態(tài)逆等現代控制理論的大迎角飛行設計提供數據庫。

大迎角非定常氣動力建模是獲得大迎角非線性、非定常氣動力的數學過程，通過選擇適當的數學模型作為非定常氣動力的表達結構，再通過動態(tài)的風洞試驗數據辨識氣動力模型的模型參數，從而由氣動力模型提供大迎角飛行過程中的非定常氣動力。文獻[72]對十多種非線性、非定常氣動力建模方法進行了全面和詳細的介紹。這些方法從理論基礎、模型預測結果和工程適用性角度看，各有優(yōu)劣。筆者也對狀態(tài)空間模型、微分方程模型、模糊邏輯模型和神經網絡模型等開展過研究，下文僅對幾種典型的大迎角非定常氣動力模型進行簡單闡述。

4.3.1 非線性階躍響應模型

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

非線性階躍響應模型的優(yōu)點是物理意義明確，模型較為完備。缺點也很明顯，其結構復雜，系統(tǒng)辨識過程較為困難，且尚未有對應的風洞試驗方法用于響應模型的估計，現有的大部分研究都集中在該方法的簡化形式[94]。

4.3.2 非線性代數模型

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

該模型本質上是將氣動力與力矩進行泰勒展開，表達為狀態(tài)變量的高階多項式，類似于穩(wěn)定導數的物理意義。缺點也較為明顯，辨識參數過多，待辨識的數據量非常龐大。

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，認為可以通過選擇一定量的參數來描述分離流場的關鍵特征，氣動力響應取決于參數與飛行狀態(tài)。以俯仰運動分離點動態(tài)特性為例，可用如下微分方程描述：

將此概念拓展到全機構型，則可表達為：

其中后三項為線性氣動導數項，第一項為非線性俯仰力矩系數項。

狀態(tài)空間模型的優(yōu)點是結構簡單，缺點是對于全機構型內在狀態(tài)變量的物理意義不明確，通過風洞試驗辨識未知參數較為困難。

4.3.4 微分方程模型

針對上述狀態(tài)空間模型參數辨識困難的缺點，Goman等[104]提出了一種直接描述氣動力系數的微分方程模型，該模型通過一組微分方程直接控制氣動力系數，以俯仰力矩為例，其形式為：

其中Cm,dyn為非定常氣動力項，使用微分方程形式來描述：

Goman微分方程模型在縱向氣動力建模中取得了較好的結果，且具有明確的物理意義，辨識參數也較少。然而在橫航向氣動力的建模中，其準確性還有待進一步研究。

4.3.5 人工智能類方法

20世紀90年代開始，基于人工智能類的方法開始在非定常氣動力建模領域應用，比較典型的方法包括模糊邏輯模型、支持向量機模型和神經網絡模型等。人工智能類方法避開了大迎角氣動特性的物理意義，利用風洞試驗樣本數據進行訓練學習，即可得到表征非定常氣動力的模型。

模糊邏輯模型是基于模糊數學的一種非線性系統(tǒng)辨識方法，主要包括隸屬函數、內部函數和輸出函數等元素。其重點在于隸屬函數的選取上，常用的有重疊直線型、三角型、二次型等。國內外使用這一方法進行了很多非定常氣動力建模的研究[85-91]，其氣動力預測精度也較高，缺點是計算量隨著建模參數的增加而增長得極為龐大，且不具備外插能力。

支持向量機由Vapnik等[105]提出，是目前機器學習領域較為熱門的工具。在小樣本情況下，支持向量機模型的預測精度明顯高于以往的智能學習方法。但是當訓練樣本數量較大時，其訓練算法將極其復雜，計算成本較大。

神經網絡模型憑借其強大的非線性映射能力在多個領域被廣泛應用，其具有自學習和自適應能力，能夠逼近任意形式的非線性函數，且不需要明確的數學或物理模型。由于其在非線性系統(tǒng)中的強大潛力，也被應用于非定常氣動力建模領域[96-97,106-107]。神經網絡模型的難點在于其建模結果很大程度上依賴于網絡結構的選擇以及樣本數據的完備情況，優(yōu)點在于非線性建模能力強，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，建模簡單，但是對多自由度的適用性還有待進一步研究。另一類是人工智能類模型，此類建模方法類似于“黑箱”，雖有強大的非線性建模能力但是物理意義不明確，難以應用于工程實踐當中?，F階段的大迎角非定常氣動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力建模方法。

在工程應用中，國內成都飛機設計研究所對于大迎角氣動數據庫的設計方法在參考國外方法的基礎上進行了改進，發(fā)展形成了增量動態(tài)融合大迎角氣動數據庫設計方法，應用于三代機設計，并對該方法在尾旋進入/改出過程以及復雜過失速機動設計中的表現進行了飛行驗證。結果表明，這種數據庫在大迎角復雜飛行過程中可用。同時也探索了微分方程模型、模糊邏輯模型、神經網絡模型等非定常氣動力建模方法，并在地面仿真試驗中進行了測試。

美國和俄羅斯戰(zhàn)斗機的過失速機動飛行，其背后必然有成熟的大迎角氣動數據庫解決方案作為支撐。盡管，從公開資料能看到美國在大迎角氣動特性建模方面的一些常規(guī)性或者探索性研究，但是，對于國外已經實現過失速機動飛行的飛機，目前未見文獻透露其過失速飛行大迎角氣動數據庫的解決方案。

5 大迎角飛行氣動-控制綜合驗證技術

大迎角飛行中，飛機的運動、氣動與控制深度耦合。驗證大迎角氣動設計結果，包括布局本體氣動特性的可行性和氣動數據庫的可靠性，需要集成大迎角飛行控制與氣動的綜合性驗證技術。

氣動數據庫驗證是大迎角氣動驗證的重要方面。氣動數據庫驗證通過一定手段檢驗數據庫輸出的氣動力是否符合飛機真實氣動力，以達到對氣動數據庫進行驗證的目的。數據庫驗證可以分為直接驗證與間接驗證兩個方向。直接驗證是通過風洞試驗或飛行試驗得出大迎角大機動狀態(tài)下飛機的真實氣動力，與數據庫輸出的氣動力進行對比驗證。間接驗證是通過飛行仿真的方式，將飛行仿真的運動歷程與真實飛行的運動歷程進行對比。由于飛行仿真中飛機運動由氣動數據庫驅動，而真實飛行狀態(tài)由飛機真實氣動力驅動。因此，可以通過對比運動歷程間接驗證數據庫輸出的氣動力是否與真實氣動力相近。

國外在20世紀70～90年代，發(fā)展了水平風洞試驗、縮比模型投放試驗和垂直風洞試驗等技術[108-111]，建立了風洞虛擬飛行（圖15）、風洞自由飛（圖16）等試驗技術，用以獲取特定耦合條件下的非定常氣動力，驗證飛機在大迎角飛行狀態(tài)下的響應和飛機的控制律設計等。這些試驗技術在戰(zhàn)斗機的大迎角失速/偏離特性預測、大迎角穩(wěn)定與控制特性分析、推力矢量應用等方面發(fā)揮了重要作用，構成了大迎角飛行綜合驗證的重要手段。

圖15 國外典型虛擬飛行試驗Fig. 15 Typical virtual flight tests in wind tunnels abroad

圖16 美國的水平風洞自由飛試驗Fig. 16 American free flight test in a horizontal wind tunnel

近十幾年，國內從無到有發(fā)展的機動歷程模擬試驗、風洞尾旋試驗、風洞虛擬飛行試驗、水平風洞自由飛試驗和縮比模型大氣飛行試驗等技術形成了我國重要的大迎角飛行控制與氣動綜合驗證途徑。這些試驗技術具有運動-氣動一體化或者控制-運動-氣動一體化特點，試驗中以某種方式發(fā)出運動控制指令，使模型實現多自由度耦合的運動狀態(tài)，測量飛機模型氣動力或者運動參數的變化，驗證大迎角氣動特性。其中，機動歷程模擬試驗屬于直接驗證大迎角氣動特性的技術，風洞尾旋試驗、風洞虛擬飛行試驗、水平風洞自由飛試驗和縮比模型大氣飛行試驗屬于間接驗證技術。下面對這些技術進行簡要闡述。

5.1 機動歷程模擬風洞試驗技術

機動歷程模擬風洞試驗，可以用于直接驗證氣動數據庫。這種試驗技術通過多軸機構的組合運動來模擬飛機的多自由度機動歷程，如眼鏡蛇機動、Herbst機動等，通過內置天平實時測量飛機在機動歷程中的非線性、非定常氣動力，其結果可以直接與根據數據庫計算的氣動力進行對比，用于驗證大迎角氣動數據庫。其優(yōu)點是可以對氣動力進行直接測量，缺點是由于風洞試驗機構運動自由度組合限制，只能對特定的典型機動歷程進行模擬測量。

機動歷程模擬風洞試驗最關鍵的問題是如何通過風洞試驗機構的運動和組合實現滿足相似律要求的大迎角飛行運動歷程。國內多家單位發(fā)展形成了可以模擬機動歷程的多軸機構，如中國空氣動力研究與發(fā)展中心的六自由度運動系統(tǒng)和航空工業(yè)氣動院的多軸機動歷程模擬系統(tǒng)（圖17），有力地支持了大迎角飛行氣動特性研究。

圖17 國內多軸機動歷程模擬系統(tǒng)Fig. 17 Multi-axis maneuver simulation systems in China

5.2 風洞尾旋試驗技術

尾旋是飛機在超過失速迎角出現繞其縱軸的自轉后，在氣動力、慣性力和重力作用下，一方面繞其自身體軸旋轉，另一方面又沿著半徑很小的螺旋形軌跡自發(fā)下降的運動。尾旋中，飛機的操縱性顯著變差，空間方位判斷和駕駛條件明顯復雜化，飛機容易進入失控狀態(tài)，造成機毀人亡事故[116-118]。因此尾旋特性研究是飛機研制過程中必須開展的一項重要內容[118]。

國際上主要通過三種試驗手段研究和驗證飛機的尾旋狀態(tài)，包括風洞尾旋試驗、縮比模型大氣飛行試驗以及真實飛機飛行試驗。

立式風洞是進行風洞尾旋試驗的主要設備。我國立式風洞2005年投入運行[119]，2007年開始型號風洞尾旋試驗以來，尾旋試驗測試技術不斷改進和完善[120-121]，技術日臻成熟，近些年在國內各型飛機研制中得到廣泛應用。

風洞尾旋試驗觀測幾何和動力學相似的縮比模型，在垂直風洞中尾旋平衡狀態(tài)的參數和改出尾旋運動的效果（見圖18），獲取飛機的尾旋特性，研究尾旋改出操縱方法，但是無法觀測尾旋進入和尾旋改出的發(fā)展過程。尾旋試驗需滿足幾何相似和弗洛德數相似，但是由于模型縮比原因，雷諾數與全尺寸飛機相似很難做到，這也導致對于某些分離流動對幾何尺度非常敏感的布局，風洞尾旋試驗獲得的尾旋特性與全尺寸飛機尾旋特性可能有較大差異。這種尺度效應，仍然需要進行大量研究。

圖18 風洞尾旋試驗示意圖[121]Fig. 18 Schematic diagram of spin test in a wind tunnel[121]

5.3 風洞虛擬飛行試驗技術

虛擬飛行試驗技術是國內近些年發(fā)展起來的新技術。風洞虛擬飛行試驗要求模型與真實飛機幾何相似且動力學相似。風洞虛擬飛行試驗與縮比模型大氣飛行試驗有很大差別。風洞虛擬飛行試驗中，模型支撐在風洞中，允許發(fā)生俯仰/偏航/滾轉方向上的單軸、雙軸或者三軸自由轉動；模型處于風洞流場中，舵面根據控制指令偏轉，模型發(fā)生運動，從而可以觀測開環(huán)或者閉環(huán)情況下飛機的運動響應[111-122]。試驗原理見圖19[111]。

圖19 風洞虛擬飛行試驗原理圖[111]Fig. 19 Schematic diagram of virtual flight test in a wind tunnel[111]

隨著國內虛擬飛行試驗技術的完善和成熟，近些年，通過更多的應用研究[123-130]，其在飛機設計中的應用價值逐漸顯現。對于大迎角氣動特性綜合分析，虛擬飛行試驗可用于間接驗證大迎角氣動數據庫、直接驗證大迎角偏離特性、大迎角滾轉/偏航/俯仰自由振蕩特性等，也有采用虛擬飛行試驗裝置進行尾旋研究的嘗試[131]。虛擬飛行試驗中，模型的線位移通常會因支撐機構能力而受到限制，由此而產生的與真實飛行響應之間的差異也值得關注[123-125]。

5.4 水平風洞自由飛試驗技術

近十幾年，在先進戰(zhàn)斗機需求牽引下，中國空氣動力研究與發(fā)展中心、航空工業(yè)空氣動力研究院從無到有發(fā)展形成了成熟的水平風洞自由飛試驗技術。

水平風洞自由飛是通過遠程控制實現飛機模型在風洞試驗段無系留六自由度自由飛行的試驗技術，可為縮比模型提供在風洞中模擬真機飛行運動的仿真試驗環(huán)境[132-133]。試驗中，通過高壓氣源提供動力，模型處于1g平飛狀態(tài)，允許觀測偏離平衡狀態(tài)的初始階段（見圖20）。目前，該技術應用于常規(guī)迎角的飛行控制律驗證、氣動參數辨識[134-135]。近年來，中國空氣動力研究與發(fā)展中心將水平風洞自由飛實試驗技術與噴流推力矢量結合，使得飛機模型能夠實現大迎角下的平衡，從而允許觀測特定大迎角下的偏離趨勢，但由于風洞空間限制和試驗安全要求，對于偏離的整體過程無法進行觀測。總體而言，由于必須首先實現飛機模型的平衡狀態(tài)，而且風洞空間尺寸有限，水平風洞自由飛試驗技術在觀測大迎角飛行過程方面的作用受限。

圖20 水平風洞自由飛試驗原理圖[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技術

飛行試驗是驗證氣動數據庫和飛機大迎角性能的最直接的技術途徑。與真機飛行相比，采用縮比模型開展飛行測試的縮比模型大氣飛行試驗成本相對較低，風險可控性更好[136]。

縮比模型大氣飛行試驗技術用于實現動力學相似縮比模型的大氣飛行試驗，試驗系統(tǒng)由幾何相似、動力學相似、推重比相似的縮比模型及通用性的空中/地面測控系統(tǒng)和飛控系統(tǒng)等組成[137]（見圖21）。2008年以前，我國只有少數飛機進行過無動力投放縮比模型自由飛尾旋試驗，帶動力縮比模型大氣飛行試驗技術在國內還屬于空白。近十年期間，在新型戰(zhàn)斗機研發(fā)需求的牽引和支撐下，通過成都飛機設計研究所提出和設計的帶動力縮比模型尾旋試驗和過失速機動飛行試驗的具體實踐和應用，中國空氣動力研究與發(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技術[136-137]，并于近年在國內其他各飛機設計研究所開始廣泛應用。

圖21 帶動力縮比模型飛行試驗系統(tǒng)構成[137]Fig. 21 Flight test system of scaled models with power[137]

縮比模型大氣飛行試驗是間接驗證氣動數據庫的途徑之一。通過飛行試驗對飛機氣動力進行辨識，獲得真實飛行中的氣動力。但是由于模型小、成本低，縮比模飛的測控系統(tǒng)精度相對真機較低，飛行條件的控制精度及參數測量的精度也較低，從而降低了辨識得到的氣動力精度。

縮比模型大氣飛行試驗除了用于氣動力辨識，其最大的價值在于通過高風險飛行狀態(tài)的縮比模型飛行試驗，最大程度地了解飛機在高風險飛行中的特性，有效降低真實飛機飛行風險。對于以奪取制空權為主要任務的戰(zhàn)斗機，尾旋與過失速飛行是典型的高風險飛行狀態(tài)。

風洞尾旋試驗是研究飛機尾旋特性的有效手段，但是不能模擬進入尾旋的過程，對改出尾旋的發(fā)展過程也不能全部觀測，因此有一定的局限性。帶動力縮比模型尾旋飛行試驗能夠觀測到完整的尾旋進入和改出過程，在尾旋過程研究上具有風洞尾旋試驗不可替代的優(yōu)勢，與風洞尾旋試驗技術互為補充，是研究飛機尾旋特性的重要技術手段?？s比模型大氣飛行尾旋試驗相比真實飛機的飛行試驗，屬于一種較為經濟的尾旋驗證途徑，風險相對真實飛機飛行試驗也更具可承受性。成都飛機設計研究所在戰(zhàn)斗機的研制過程中，依托于中國空氣動力研究與發(fā)展中心和航空工業(yè)試飛院的縮比模型大氣飛行試驗條件，先后開展了新型飛機和殲-10B等飛機的帶動力推力矢量縮比模型大氣飛行試驗，在國內率先完成了包括尾旋進入/改出、眼鏡蛇機動、Herbst機動、直升機機動、榔頭機動、大迎角穩(wěn)態(tài)飛行、大迎角下繞速度矢滾轉等大迎角飛行，成功驗證了殲-10B飛機等飛機的大迎角飛行能力；系統(tǒng)地驗證了飛機的尾旋特性、改出策略及過失速機動飛行能力，為戰(zhàn)斗機的大迎角飛行控制設計提供了重要的技術支持。

5.6 全尺寸飛機飛行試驗

全尺寸飛機飛行試驗對飛機本體氣動和運動特性及控制系統(tǒng)的效果反映最為直接、完整和準確，是大迎角氣動特性研究與驗證不可缺少的技術途徑。

在全尺寸飛行試驗方面，20世紀90年代初，美國和歐洲開始使用專門的驗證機來驗證過失速機動，美國以F-18HARV[138]、X-29[139]、X-31等型號或試驗機為平臺，開展了大迎角飛行試飛驗證。俄羅斯在同期也對過失速機動進行了大量驗證飛行，在蘇-30MKI、米格-29OVT試驗機上進行了飛行試驗。國內成都飛機設計研究所也完成了殲-10B飛機推力矢量演示驗證飛行[71]。對于飛機的大迎角飛行性能，真機飛行試驗無疑最具說服力。

相對而言，全尺寸試飛辨識的氣動力最準確，但是，難度也較大。從真實飛行狀態(tài)提取出飛機真實氣動力的氣動參數辨識技術是飛行器系統(tǒng)辨識中的關鍵技術。飛行器氣動力辨識的工作最早由Warner和Norton開始研究[140]，在早期只能由穩(wěn)定飛行的測量數據獲取最基本的飛行器空氣動力學信息，Milliken[141]通過頻率響應法和簡單的半圖形方法完成了最早的基于飛行數據的氣動力參數辨識工作。飛行器氣動力辨識最大的挑戰(zhàn)是怎樣應用于大迎角大機動飛行當中，Klein等[142]對此進行過相關研究。通過飛行試驗辨識獲得飛機在大迎角飛行中的真實氣動力，與大迎角氣動數據庫預測的氣動力進行比較，可以對大迎角氣動數據庫的準確性進行驗證。成都飛機設計研究所在國內率先進行了全尺寸飛機的大迎角飛行試驗（見圖22、圖23、圖24），成功驗證了殲-10B飛機的大迎角特性和結合推力矢量進行過失速飛行的能力。

圖22 殲-10B飛機眼鏡蛇機動Fig. 22 Cobra maneuver of J-10B

圖23 殲-10B飛機直升機機動Fig. 23 Helicopter maneuver of J-10B

圖24 殲-10B飛機全尺寸過失速機動飛行動作Fig. 24 Post-stall maneuver of J-10B in a full scale flight test

全尺寸試飛可以對氣動數據庫進行直接驗證，也可以將飛行試驗獲得的真機飛行歷程與用大迎角氣動數據庫驅動的仿真飛行歷程進行對比，從而對大迎角氣動特性及飛行控制設計進行間接驗證。

在飛機研制中，由于真機試驗成本高、風險高，一般在所有的地面模擬驗證和縮比飛行驗證完成后，才進行適量的關鍵技術真機飛行驗證。真機試飛更多地用于平臺性能和系統(tǒng)能力的驗證，大迎角氣動特性驗證只是其中的小部分內容。

對于以上大迎角飛行綜合驗證技術的特點和差異，列表說明見表2。

表2 大迎角飛行綜合驗證技術的特點Table 2 Characteristics of aerodynamics/dynamics/control synthesis tests

6 大迎角氣動特性綜合設計與研究方法

自三代機研制開始，尤其近十幾年以來，在新型戰(zhàn)斗機大迎角飛行的強烈需求牽引下，經過不懈努力，國內的大迎角氣動設計與研究水平得到了大幅的提升?；诖笥菤鈩犹匦匝芯康陌l(fā)展和完善，成都飛機設計所在不斷的工程實踐中，形成了一套系統(tǒng)、完整、閉環(huán)的飛機大迎角氣動特性設計與研究方法（如圖25所示），整套方法包括大迎角氣動特性的預先設計、全面獲取、準確表達（或預測）、綜合分析與一體化驗證五大環(huán)節(jié)。整套方法從考慮大迎角氣動特性的布局設計開始，以多種風洞試驗獲取的多種類型氣動數據為基礎，基于對氣動力的基本分析和認識，以工程實用方法構建大迎角氣動數據庫，用于大迎角飛行中氣動力的表達與預測，為控制律設計提供全套氣動數據；結合不同類型的氣動-控制-運動一體化綜合試驗技術，直接或者間接驗證大迎角氣動設計結果和控制律；分析與驗證的結果同時反饋給布局設計和數據庫設計，進而改進設計思路和方法。

圖25 大迎角氣動特性綜合設計與研究方法Fig. 25 Integrated method of design and research on aerodynamics at high angle of attack

氣動布局設計是決定飛機大迎角氣動特性和飛行能力的根本。大迎角飛行的需求在布局方案設計之初就應當考慮。在氣動布局設計中，以常規(guī)飛行性能為核心，融合大迎角氣動設計措施；在布局設計的早期，獲得大迎角特性的反饋，采取措施盡早改進大迎角氣動特性，可以更好地提升飛機的邊界飛行能力，增強飛行安全保障。

大迎角氣動特性獲取為構建大迎角氣動數據庫提供數據基礎，也是定量分析大迎角偏離和尾旋敏感性、開展風洞虛擬飛行等一體化綜合驗證試驗的數據基礎。目前，風洞試驗仍然是全面獲取大迎角氣動數據的主要手段。試驗類型包括大迎角靜態(tài)測力試驗、動導數試驗、旋轉天平試驗、單自由度大幅振蕩試驗與雙自由度大幅振蕩試驗。數值計算主要用于典型的大迎角氣動問題的流場結構與流動機理的細致研究。

大迎角氣動特性的表達是指以某種數學形式呈現飛機的大迎角氣動特性，形成氣動數據庫，用來預測隨飛機飛行狀態(tài)變化的氣動力，作為飛行控制系統(tǒng)的設計輸入，支持飛行控制律設計，也可以用于尾旋仿真、失穩(wěn)邊界和運動模態(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的設計輸入之一。大迎角氣動數據庫構建方法決定了需要哪些、需要多少大迎角氣動特性的試驗數據。大迎角氣動數據庫設計方法及其應用與發(fā)展詳見本文第4節(jié)。

大迎角氣動特性綜合分析基于原始風洞數據或者氣動數據庫進行，包括采用工程分析方法、仿真方法和運動模態(tài)穩(wěn)定性分析等。工程計算方法基于靜態(tài)試驗數據，應用Weissman準則和Kalviste準則等預測橫側失控特性和尾旋敏感性[2]，能夠幫助設計者在布局設計的早期階段發(fā)現飛機大迎角飛行品質存在的問題，是支持大迎角氣動數據庫構建不可或缺的步驟，也可以支持大迎角氣動數據獲取試驗的設計與狀態(tài)剪裁?；跉鈩訑祿?，采用數值仿真方法，包括尾旋平衡計算分析（3自由度）和尾旋仿真分析（6自由度），可以更準確、更細致地分析飛機尾旋特性；還可以采用相平面軌跡法、李雅普諾夫第二方法、描述函數法、分支與突變等理論方法進行大迎角運動模態(tài)預測分析，獲得飛機大迎角失穩(wěn)邊界和運動模態(tài)穩(wěn)定性。這些信息有助于飛行控制律的設計和一體化驗證試驗的設計和開展。

氣動-控制-運動一體化綜合試驗驗證環(huán)節(jié)選擇本文第5節(jié)所述的機動歷程模擬風洞試驗、風洞尾旋試驗、風洞虛擬飛行試驗、水平風洞自由飛試驗和縮比模型大氣飛行試驗等技術來實現。綜合試驗與驗證通過進一步模擬更為復雜的大迎角飛行狀態(tài)，拓展風洞試驗狀態(tài)，從而獲得更多參數耦合影響下更接近真實飛行狀態(tài)的大迎角氣動特性，或者確認飛機在復雜大迎角飛行狀態(tài)中的機動性能以及可控性和安全性。通過一體化綜合試驗還能對大迎角氣動設計結果和氣動數據庫設計結果進行直接或間接的驗證，基于試驗數據分析評估大迎角氣動數據庫是否真實可靠、是否滿足使用要求。氣動-控制-運動一體化綜合試驗從不同側重點、多角度、多方位、多層次驗證氣動力分析與數據庫結果的有效性，能夠有力保證大迎角氣動設計結果的質量，也有助于更全面地掌握大迎角氣動特性，對于降低大迎角飛行風險、保障飛行安全具有重要的價值。

飛機大迎角飛行氣動特性設計與研究方法針對大迎角氣動特性的復雜性提出了系統(tǒng)的解決方案，給出了戰(zhàn)斗機大迎角氣動設計和研究的工程設計流程，闡述了相關技術手段及研究方法的作用，確定了大迎角氣動特性研究中的多種數據關系，為戰(zhàn)斗機大迎角氣動設計與研究提供了總體框架。

7 總結與展望

本文對三十多年以來國內大迎角飛行氣動特性研究技術的發(fā)展與工程應用進行了綜述，并結合筆者的工程實踐，提出了一套系統(tǒng)的、通用的大迎角氣動特性綜合研究方法，闡明了大迎角氣動特性從設計、獲取、分析到表達和綜合驗證的整體研究思路和技術途徑，可供現有機型及未來戰(zhàn)斗機大迎角飛行氣動設計與研究參考。

今后，大迎角飛行氣動特性研究還需在以下方面持續(xù)開展更深入的工作，以進一步提高該領域相關技術的成熟度，加速工程應用轉化，提高裝備能力。具體包括：

1）開展以非線性、非定常氣動力模型為核心的大迎角氣動數據庫設計和飛行控制設計研究；

2）利用風洞虛擬飛行試驗、縮比模型大氣飛行試驗等技術開展更深入的大迎角氣動特性驗證工作；

3）利用飛行試驗數據和地面模擬技術與系統(tǒng)，研究大迎角氣動數據庫修正方法，得到更加精準的氣動模型，形成基于飛行試驗結果反饋修正大迎角氣動數據庫的實用技術；

4）結合大數據分析、人工智能等領域的先進理念和方法，發(fā)展大迎角氣動特性數值計算技術、數值飛行技術、計算-試驗-飛行數據融合技術，提高戰(zhàn)斗機大迎角氣動特性的置信度及綜合應用價值。