民機(jī)極限飛行狀態(tài)非定常氣動(dòng)力建模

岑飛，劉志濤,*，蔣永，郭天豪，張磊，孔軼男

1. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 低速空氣動(dòng)力研究所，綿陽(yáng) 621000 2. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 計(jì)算空氣動(dòng)力研究所，綿陽(yáng) 621000

對(duì)商用航空運(yùn)輸中致命性飛行事故統(tǒng)計(jì)結(jié)果表明，因惡劣天氣、系統(tǒng)故障或機(jī)組人為因素等使飛機(jī)進(jìn)入超出正常飛行包線范圍的極限飛行狀態(tài)，從而造成飛行失控(Loss of Control-in Flight, LOC-I)，是導(dǎo)致災(zāi)難性航空事故的重要原因(飛行失控在2010—2019年十年間共造成10起事故、781人死亡，在所有飛行事故類(lèi)型中，無(wú)論事故數(shù)量還是死亡人數(shù)均占比最高)。降低飛機(jī)飛行失控引起的安全隱患的有效對(duì)策是開(kāi)展失控預(yù)防與改出飛行模擬培訓(xùn)，培訓(xùn)飛行員避免進(jìn)入失控狀態(tài)，并在失控狀態(tài)形成過(guò)程中進(jìn)行干預(yù)或者對(duì)飛機(jī)進(jìn)行安全控制，這種熟練性訓(xùn)練已被證明是實(shí)現(xiàn)這個(gè)目標(biāo)的最佳和唯一方法，其必要性和重要性已獲得飛機(jī)制造商、航空公司和飛行安全組織的共識(shí)。

然而，超出正常飛行包線范圍的氣動(dòng)特性、氣動(dòng)力模型和運(yùn)動(dòng)學(xué)特征預(yù)測(cè)目前仍是制約飛行模擬訓(xùn)練逼真度和飛行安全性提升的基礎(chǔ)性和關(guān)鍵性難題。一方面，對(duì)飛行員進(jìn)行飛行失控預(yù)防與改出訓(xùn)練，要求訓(xùn)練飛行員的飛行模擬器具有全包線模擬能力，即模擬器中的氣動(dòng)力模型在超出常規(guī)飛行包線外也是適用的。然而，目前民用飛機(jī)飛行模擬器中對(duì)于超出正常迎角/側(cè)滑角包線范圍的數(shù)據(jù)，一般是在正常包線數(shù)據(jù)基礎(chǔ)上外推，存在定性的誤差。如果沒(méi)有準(zhǔn)確的氣動(dòng)力模型數(shù)據(jù)，當(dāng)飛機(jī)飛行范圍超出常規(guī)邊界后，模擬器訓(xùn)練效果非但不能達(dá)到訓(xùn)練目的，反而會(huì)產(chǎn)生負(fù)作用。另一方面，飛機(jī)一旦進(jìn)入超出正常包線的極限飛行狀態(tài)區(qū)域，往往處于飛行姿態(tài)和運(yùn)動(dòng)參數(shù)劇烈變化過(guò)程，飛行運(yùn)動(dòng)具有大姿態(tài)角變化、高動(dòng)態(tài)過(guò)程、多自由度耦合等特征，空間流場(chǎng)結(jié)構(gòu)表現(xiàn)出強(qiáng)烈的非線性遲滯，這與正常飛行包線范圍的線性、定常特征有著本質(zhì)的不同，氣動(dòng)力不僅僅是飛行狀態(tài)的函數(shù)，而且依賴(lài)于運(yùn)動(dòng)時(shí)間歷程，導(dǎo)致飛機(jī)的氣動(dòng)與運(yùn)動(dòng)呈現(xiàn)顯著的非線性、強(qiáng)耦合、快時(shí)變等特征，這種非線性、非定常的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力環(huán)境，遠(yuǎn)遠(yuǎn)超出了飛機(jī)設(shè)計(jì)所依據(jù)的定?？諝鈩?dòng)力學(xué)和線性飛行力學(xué)的范疇，給氣動(dòng)建模和運(yùn)動(dòng)學(xué)研究帶來(lái)巨大挑戰(zhàn)。

近幾十年來(lái)，關(guān)于非定常氣動(dòng)力建模，主要圍繞戰(zhàn)斗機(jī)大迎角過(guò)失速機(jī)動(dòng)研究而開(kāi)展，發(fā)展了多種建模方法，主要分為兩類(lèi)：一是以對(duì)非定常流動(dòng)現(xiàn)象和機(jī)理認(rèn)識(shí)為基礎(chǔ)的數(shù)學(xué)建模方法；二是以神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型等為代表的回避了復(fù)雜流動(dòng)機(jī)理的人工智能類(lèi)建模方法。這些方法應(yīng)用在戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)特性研究與建模中，使得戰(zhàn)斗機(jī)大迎角機(jī)動(dòng)過(guò)程中的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力問(wèn)題得到相當(dāng)充分的認(rèn)識(shí)和不同程度的解決。然而，已有研究表明非定常氣動(dòng)特性與布局密切相關(guān)，不同建模方法在大型民機(jī)極限飛行狀態(tài)氣動(dòng)力建模中的適用性需要具體分析；綜合已有的研究進(jìn)展，有關(guān)民機(jī)非定常氣動(dòng)力建模研究還有限，且對(duì)非定常建模結(jié)果主要限于定性評(píng)價(jià)(如SUPRA項(xiàng)目中的研究)，缺乏定量分析和驗(yàn)證；另外，建模中不僅要考慮極限飛行狀態(tài)氣動(dòng)力試驗(yàn)數(shù)據(jù)特點(diǎn)，還應(yīng)便于與飛機(jī)運(yùn)動(dòng)方程相結(jié)合，實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)/運(yùn)動(dòng)耦合分析，這在以前研究中少有涉及。

針對(duì)上述問(wèn)題，本文選擇具有布局典型性的CRM(Common Research Model)民機(jī)標(biāo)模，開(kāi)展極限飛行狀態(tài)大振幅振蕩測(cè)力試驗(yàn)，獲得極限飛行狀態(tài)非定常氣動(dòng)力數(shù)據(jù)；基于大迎角流動(dòng)分離物理機(jī)理和Goman狀態(tài)空間建模方法，提出了針對(duì)大型民機(jī)極限飛行狀態(tài)的非定常氣動(dòng)力模型及并驗(yàn)證了模型的泛化能力；將非定常氣動(dòng)力模型與飛機(jī)運(yùn)動(dòng)方程結(jié)合，形成非定常氣動(dòng)力/非線性運(yùn)動(dòng)狀態(tài)方程組，進(jìn)行氣動(dòng)/運(yùn)動(dòng)耦合分岔分析，預(yù)測(cè)極限飛行狀態(tài)飛機(jī)穩(wěn)定與運(yùn)動(dòng)特性，最后利用風(fēng)洞模型飛行試驗(yàn)進(jìn)行極限飛行狀態(tài)建模與運(yùn)動(dòng)分析結(jié)果驗(yàn)證。

1 飛機(jī)模型

考慮到布局典型性，選擇NASA通用運(yùn)輸機(jī)標(biāo)模CRM作為研究模型，如圖1所示。CRM是NASA發(fā)布的代表典型雙發(fā)、遠(yuǎn)程、雙通道寬體商用運(yùn)輸機(jī)布局的標(biāo)模，飛機(jī)三維數(shù)模及數(shù)據(jù)面向國(guó)際合作公開(kāi)發(fā)布。該標(biāo)模對(duì)機(jī)翼進(jìn)行全新設(shè)計(jì)，采用現(xiàn)代先進(jìn)的超臨界翼型，飛機(jī)機(jī)翼展弦比9.0，根稍比0.275，機(jī)翼1/4弦線后掠角35°；而飛機(jī)的機(jī)身、平尾和垂尾等部位的關(guān)鍵尺寸、布局參數(shù)與波音777-200保持一致，設(shè)計(jì)巡航馬赫數(shù)=085(設(shè)計(jì)點(diǎn)升力系數(shù)0.5)。值得一提的是，在NASA發(fā)布的CRM原始標(biāo)模中，飛機(jī)不帶操縱面，本研究為了后續(xù)開(kāi)展極限飛行狀態(tài)操控特性研究需要，參考波音777-200操縱面設(shè)計(jì)了升降舵、副翼和方向舵。

圖1 CRM布局Fig.1 CRM configuration

本研究采用2.45%縮比模型開(kāi)展靜動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力風(fēng)洞試驗(yàn)(見(jiàn)圖2)，模型主要參數(shù)如表1所示，開(kāi)展了大迎角靜態(tài)測(cè)力、動(dòng)導(dǎo)數(shù)、大振幅以及旋轉(zhuǎn)天平等測(cè)力風(fēng)洞試驗(yàn)，試驗(yàn)迎角范圍-10°～80°，側(cè)滑角范圍-30°～30°。

圖2 CRM模型測(cè)力試驗(yàn)Fig.2 Force test of CRM model

表1 CRM測(cè)力試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛥?shù)值[30]Table 1 CRM force test model parameters[30]

2 民機(jī)非定常氣動(dòng)力建模

2.1 Goman狀態(tài)空間模型

為了描述氣動(dòng)力的非定常特性，這里采用Goman-Khrabrov狀態(tài)空間建模方法(G-K模型)，通過(guò)引入描述流場(chǎng)狀態(tài)的內(nèi)部變量即氣流分離點(diǎn)位置，來(lái)描述分離流流場(chǎng)的動(dòng)態(tài)發(fā)展過(guò)程，從而建立氣動(dòng)力響應(yīng)的非定常模型。以飛機(jī)縱向運(yùn)動(dòng)為例，Goman在翼型分離流動(dòng)狀態(tài)空間基礎(chǔ)上，提出飛機(jī)全機(jī)動(dòng)態(tài)非定常氣動(dòng)力模型,其表達(dá)式為

(1)

(2)

式中:

式中：0為=0°時(shí)的升力系數(shù)。

2.2 民機(jī)非定常氣動(dòng)力建模

按照2.1節(jié)所述方法，文獻(xiàn)[31]中以升力系數(shù)為例，對(duì)非定常氣動(dòng)力模型進(jìn)行研究，升力非定常氣動(dòng)力模型表達(dá)式為

(3)

式中:

作為一個(gè)計(jì)算實(shí)例，文獻(xiàn)[31]中根據(jù)CRM飛機(jī)的一條靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果和一條初始迎角=15°，振幅=10°，頻率=1 Hz的大振幅振蕩試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行參數(shù)辨識(shí)，結(jié)果如下：

按照這組參數(shù)建立升力非定常氣動(dòng)力數(shù)學(xué)模型與靜態(tài)測(cè)力和大振幅試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比如圖3和圖4所示?？梢?jiàn)，對(duì)民機(jī)布局飛機(jī)，使用上述非定常氣動(dòng)力模型可以準(zhǔn)確描述升力的非定常特征。這與文獻(xiàn)[34]中給出的研究結(jié)果是類(lèi)似的。

然而，進(jìn)一步的研究發(fā)現(xiàn)，按照文獻(xiàn)[31]和文獻(xiàn)[34]所述的氣動(dòng)力模型形式，難以對(duì)CRM大振幅振蕩過(guò)程中俯仰力矩進(jìn)行建模。如在圖3和圖4所示的升力能夠得到準(zhǔn)確建模時(shí)，對(duì)于俯仰力矩的建模結(jié)果則如圖5所示。

圖3 非定常建模與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比[31]Fig.3 Result comparison between unsteady aerodynamic model and test[31]

圖4 非定常模型預(yù)測(cè)與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比[31]Fig.4 Result comparison between aerodynamics model predicted and test[31]

2.3 民機(jī)非定常氣動(dòng)力模型的改進(jìn)

基于以上分析，為了進(jìn)行俯仰力矩建模，必須對(duì)文獻(xiàn)[31]所述的非定常氣動(dòng)力模型進(jìn)行進(jìn)一步改進(jìn)。改進(jìn)思路是，按照機(jī)翼、平尾、垂尾等主要翼面部件，對(duì)每個(gè)部件單獨(dú)利用上述狀態(tài)空間模型建模，即在非定常氣動(dòng)力模型狀態(tài)空間描述中，針對(duì)不同翼面部件，引入反映其空間流場(chǎng)特征的狀態(tài)變量。由此，對(duì)于本研究的CRM飛機(jī)縱向非定常氣動(dòng)力，在式(1)的基礎(chǔ)上，針對(duì)機(jī)翼和平尾，分別利用兩個(gè)狀態(tài)變量、來(lái)單獨(dú)描述其空間流場(chǎng)的等效分離點(diǎn)位置，得到擴(kuò)展的系統(tǒng)狀態(tài)方程和輸出方程為

式中：下標(biāo)帶w表示機(jī)翼參數(shù)；下標(biāo)帶t表示平尾參數(shù)。

同樣地，作為一個(gè)計(jì)算實(shí)例，選擇CRM飛機(jī)的一條靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果和一條=15°，=10°，=1 Hz的大振幅振蕩試驗(yàn)結(jié)果(與文獻(xiàn)[31] 相同)進(jìn)行模型參數(shù)辨識(shí)，升力和俯仰力矩參數(shù)辨識(shí)結(jié)果如下：

圖6給出了=15°、=10°、=1 Hz時(shí)建模結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比，可以看出，采用擴(kuò)展的非定常氣動(dòng)力模型后，對(duì)升力和俯仰力矩均可以進(jìn)行精確建模；進(jìn)一步地，利用未參與建模的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，來(lái)驗(yàn)證該不同情況下非定常氣動(dòng)力建模結(jié)果，如圖7和圖8所示，分別驗(yàn)證了=05 Hz和=125 Hz時(shí)模型預(yù)測(cè)結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比。可以看出，該非定常氣動(dòng)力模型對(duì)于縱向氣動(dòng)力和力矩非定常特性實(shí)現(xiàn)準(zhǔn)確反映，驗(yàn)證了該模型結(jié)構(gòu)改進(jìn)方法在民機(jī)布局飛機(jī)非定常氣動(dòng)力建模上的適用性，尤其是解決了俯仰力矩非定常建模問(wèn)題。

圖6 非定常氣動(dòng)力建模與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比(f=1 Hz)Fig.6 Result comparison between unsteady aerodynamic model and test (f=1 Hz)

圖7 非定常氣動(dòng)力模型預(yù)測(cè)結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比(f=0.5 Hz)Fig.7 Result comparison between aerodynamics model predicted and test (f=0.5 Hz)

圖8 非定常氣動(dòng)力模型預(yù)測(cè)結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比(f=1.25 Hz)Fig.8 Result comparison between aerodynamics model predicted and test (f=1.25 Hz)

3 非線性運(yùn)動(dòng)分析與風(fēng)洞模型飛行試驗(yàn)驗(yàn)證

在2.3節(jié)中，通過(guò)與大振幅測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比，進(jìn)行了非定常氣動(dòng)力模型的驗(yàn)證。從飛行運(yùn)動(dòng)角度，大型民機(jī)在過(guò)失速區(qū)域，會(huì)出現(xiàn)異常復(fù)雜的非線性動(dòng)力學(xué)現(xiàn)象，諸如偏離、機(jī)翼旋轉(zhuǎn)、極限環(huán)振蕩等，在之前的相關(guān)研究中，氣動(dòng)力試驗(yàn)與建模主要基于動(dòng)導(dǎo)數(shù)線性氣動(dòng)力參數(shù)描述思想，加入非定常氣動(dòng)力模型后，這種方法是否能夠預(yù)示非線性氣動(dòng)力的迎角范圍并準(zhǔn)確捕捉主要的非線性運(yùn)動(dòng)的發(fā)展演化特征，需要進(jìn)行分析和試驗(yàn)驗(yàn)證。為此，本研究采用分岔分析方法進(jìn)行極限飛行狀態(tài)的非線性運(yùn)動(dòng)預(yù)測(cè)，通過(guò)開(kāi)展3-DOF風(fēng)洞模型飛行試驗(yàn)進(jìn)行驗(yàn)證。風(fēng)洞模型飛行試驗(yàn)在CARDC FL-14風(fēng)洞開(kāi)展(見(jiàn)圖9)，將CRM動(dòng)力相似縮比模型飛機(jī)通過(guò)3-DOF球絞與腹撐支桿相連接安裝于風(fēng)洞試驗(yàn)段，使模型線位移固定但具有3個(gè)角運(yùn)動(dòng)自由度，模型上安裝機(jī)載傳感器測(cè)量飛機(jī)運(yùn)動(dòng)參數(shù)，飛機(jī)操縱面通過(guò)電動(dòng)舵機(jī)控制偏轉(zhuǎn)，從而可以進(jìn)行開(kāi)環(huán)或閉環(huán)的飛機(jī)操縱響應(yīng)試驗(yàn)。

圖9 CRM 3-DOF風(fēng)洞模型飛行試驗(yàn)照片F(xiàn)ig.9 CRM 3-DOF wind tunnel model flight test

圖9所示的風(fēng)洞模型飛行試驗(yàn)中，為了使試驗(yàn)結(jié)果反映飛機(jī)的動(dòng)力學(xué)特性，弗勞德數(shù)(Froude number，)是必須滿足的相似準(zhǔn)則，對(duì)應(yīng)的參數(shù)相似關(guān)系詳見(jiàn)文獻(xiàn)[40]。本試驗(yàn)中，CRM模型為以碳纖維作為主要材料加工的2.45%動(dòng)力學(xué)相似縮比模型，模型主要質(zhì)慣量參數(shù)如表2所示。

表2 CRM飛行試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛥?shù)Table 2 CRM flight test model parameters

模型上安裝風(fēng)標(biāo)傳感器測(cè)量迎角/側(cè)滑角，慣性測(cè)量單元測(cè)量三軸角速率，通過(guò)電動(dòng)舵機(jī)驅(qū)動(dòng)模型升降舵、副翼和方向舵偏轉(zhuǎn)，傳感器和舵機(jī)的主要技術(shù)指標(biāo)如表3所示。

表3 機(jī)載傳感器和舵機(jī)技術(shù)指標(biāo)Table 3 Parameters of onboard sensors and actuators

首先，進(jìn)行不考慮非定常氣動(dòng)力的分岔分析結(jié)果和風(fēng)洞飛行試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比。同樣地，本文僅考慮縱向動(dòng)力學(xué)驗(yàn)證。為了實(shí)現(xiàn)縱向動(dòng)力學(xué)特性驗(yàn)證試驗(yàn)，同時(shí)避免橫航向出現(xiàn)偏離、機(jī)翼旋轉(zhuǎn)，試驗(yàn)條件設(shè)定為：試驗(yàn)風(fēng)速=3675 m/s，升降舵角度從=-35°開(kāi)始，給升降舵施加一個(gè)-0.1(°)/s 的緩慢斜坡激勵(lì)，直至=-35°，如圖10所示。

圖10 升降舵激勵(lì)時(shí)間歷程Fig.10 Time history of elevator deflection

同時(shí)，縱向保持開(kāi)環(huán)狀態(tài)(不施加控制增穩(wěn))，橫航向進(jìn)行控制增穩(wěn)，使?jié)L轉(zhuǎn)角和側(cè)滑角均保持0°。橫航向控制律采用常規(guī)PID控制，橫航向控制律表達(dá)式為

圖11給出了將升降舵角度從=-35°開(kāi)始，以-0.1(°)/s的速度偏轉(zhuǎn)時(shí)的3-DOF風(fēng)洞模型飛行試驗(yàn)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)響應(yīng)結(jié)果繪制到分岔分析曲線圖中的對(duì)比結(jié)果。此時(shí)，分岔分析中的氣動(dòng)力模型采用常規(guī)的靜態(tài)分量疊加動(dòng)導(dǎo)數(shù)分量的方式建立，未包含非定常氣動(dòng)力模型。從分岔分析計(jì)算結(jié)果和風(fēng)洞模型飛行試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比可以看出，飛機(jī)縱向不同區(qū)域的基本動(dòng)力學(xué)特征，包括穩(wěn)定平衡狀態(tài)、縱向極限環(huán)振蕩等基本吻合；分岔點(diǎn)位置未精確一致，但分岔類(lèi)型一致且位置比較接近。說(shuō)明在不考慮非定常氣動(dòng)力情況下，分岔分析可以反映飛機(jī)基本的非線性動(dòng)力學(xué)特征，能夠大致捕獲動(dòng)力學(xué)特性出現(xiàn)突變的臨界點(diǎn)和突變性質(zhì)。在無(wú)非定常氣動(dòng)力影響的區(qū)域(穩(wěn)定平衡狀態(tài))，分岔計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果一致；在極限環(huán)振蕩區(qū)域，由于非定常氣動(dòng)力的影響，迎角和俯仰角速率振蕩幅值有一定差異。

圖11 試驗(yàn)結(jié)果與分岔分析結(jié)果對(duì)比Fig.11 Result comparison between bifurcation analysis and test

為了更準(zhǔn)確捕捉特定區(qū)域的定量特性，還需要考慮非定常氣動(dòng)力影響。按照2.3節(jié)縱向非定常氣動(dòng)力建模結(jié)果，把描述空間流場(chǎng)狀態(tài)方程和飛機(jī)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)方程結(jié)合起來(lái)，用于分岔分析計(jì)算。具體而言，按照風(fēng)洞模型飛行試驗(yàn)飛機(jī)線運(yùn)動(dòng)約束條件，表征飛機(jī)縱向運(yùn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)狀態(tài)變量為,,,，狀態(tài)方程如下：

狀態(tài)方程中相關(guān)系數(shù)和參數(shù)值如2.3節(jié)所示。

圖12給出了利用縱向非定常氣動(dòng)力模型進(jìn)行分岔分析的計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞模型飛行試驗(yàn)結(jié)果

對(duì)比?？梢钥闯?，相比于圖11結(jié)果，引入非定常氣動(dòng)力模型后，能夠更精確捕捉分岔點(diǎn)位置，定量上極限環(huán)振蕩的發(fā)展演化也與試驗(yàn)結(jié)果更吻合。

4 結(jié) 論

1) Goman-Khrabrov狀態(tài)空間建模方法基于非定常分離流動(dòng)機(jī)理進(jìn)行建模，物理意義清晰，在民機(jī)布局極限飛行狀態(tài)非定常氣動(dòng)力建模中有應(yīng)用前景。

2) 對(duì)于CRM民機(jī)布局飛機(jī)，使用Goman-Khrabrov狀態(tài)空間模型可以準(zhǔn)確反映升力的非定常特性，但難以對(duì)俯仰力矩進(jìn)行準(zhǔn)確建模；進(jìn)一步在狀態(tài)空間模型中改進(jìn)模型結(jié)構(gòu)，針對(duì)機(jī)翼和平尾，分別引入反映其空間流場(chǎng)特征的狀態(tài)變量，改進(jìn)后的模型對(duì)于民機(jī)縱向氣動(dòng)力非定常特性實(shí)現(xiàn)了準(zhǔn)確捕獲，尤其是解決了俯仰力矩非定常建模問(wèn)題，模型預(yù)測(cè)能力經(jīng)過(guò)了大振幅試驗(yàn)驗(yàn)證。

3) 分岔分析結(jié)果揭示了該典型民機(jī)布局飛機(jī)在失速后飛機(jī)典型非線性動(dòng)力學(xué)特性，結(jié)合非定常氣動(dòng)力建模，可以更準(zhǔn)確捕捉飛機(jī)動(dòng)力學(xué)特性出現(xiàn)突變的臨界點(diǎn)和突變性質(zhì)，預(yù)測(cè)飛機(jī)失速后縱向極限環(huán)振蕩現(xiàn)象。

4) 風(fēng)洞模型飛行試驗(yàn)在高度非線性、不易預(yù)測(cè)的飛行狀態(tài)中捕捉真實(shí)的物理現(xiàn)象，獲得飛機(jī)極限飛行狀態(tài)飛行動(dòng)力學(xué)特性的發(fā)展演化，為氣動(dòng)力模型以及飛行動(dòng)力學(xué)分析結(jié)果的驗(yàn)證提供了受控、可重復(fù)的試驗(yàn)條件，為民機(jī)極限飛行狀態(tài)氣動(dòng)和動(dòng)力學(xué)特性研究提供了試驗(yàn)驗(yàn)證手段。