摘　要：飛機布局的大迎角氣動特性是決定飛行包線左邊界的主要因素之一。在飛行包線左邊界區域的飛行能力決定了飛機的大迎角機動性和敏捷性，但是同時也極大地挑戰著飛機的安全。幾十年來，隨著大迎角飛行研究技術的發展，戰斗機不斷突破失速迎角附近及以上區域，將飛行左邊界左移，擴大了飛行包線，減少了飛行限制，挖掘了戰斗機的作戰潛能。本文對戰斗機大迎角飛行相關的氣動特性研究技術，包括流動機理研究、數值計算方法研究、風洞氣動力試驗、氣動力建模與數據庫構建、氣動與控制綜合驗證等關鍵技術的發展與應用進行了闡述。基于這些技術的發展，結合筆者的工程實踐，提出了戰斗機大迎角氣動特性研究的整體思路和方法，包括大迎角氣動力預先設計、氣動力獲取、表達、綜合分析和氣動-運動-控制一體化驗證五個部分，以供相關裝備研制參考。

　　關鍵詞：大迎角;非線性非定常氣動力;風洞試驗;氣動力模型;氣動-運動-控制綜合試驗

　　0引　言

　　現代空中戰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斗機快速改變機頭指向的能力，與飛機作戰效能和生存率息息相關[1]。隨著能力要求的提高，戰斗機大迎角區域飛行的設計理念發生著深刻的變革。

　　二代機禁止進入失速狀態，三代機突破“失速”禁區采用“允許進入大迎角/失速迎角區域且能安全恢復”的設計理念，而新型作戰飛機更進一步，采用“主動進入大迎角/失速迎角區域進行可控飛行”的理念，飛行限制減少、飛行左邊界不斷左移，戰斗機的作戰潛能被不斷釋放。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，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[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、實現飛機大迎角飛行可控和確保飛機大迎角飛行安全意義重大。與大迎角飛行伴隨的大迎角氣動力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、氣動力數據獲取和工程設計實現等都提出了巨大的挑戰。

　　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力的物理基礎，數值計算方法和風洞試驗技術是獲取大迎角氣動力的有效途徑，大迎角氣動力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斗機大迎角氣動力和控制律驗證的重要途徑。作戰需求催生設計理念，并促進戰斗機大迎角飛行氣動特性研究技術持續地發展和完善。在20世紀80年代，國內研究戰斗機大迎角氣動力的技術基礎還很薄弱，研究方法和技術手段都亟待發展，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展的需求，大迎角氣動特性研究技術在基礎試驗技術和數據工程應用方面得到了較大發展.

　　近十五年來，在我國先進戰斗機的強烈需求牽引下，相關技術包括大迎角流動機理研究、大迎角數值計算方法研究、大迎角風洞氣動力試驗技術、大迎角氣動力數據庫構建技術、氣動與控制綜合驗證技術等關鍵技術得到了快速而充分的發展。這些技術為先進戰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技術的發展及其工程應用進行闡述。

　　1大迎角飛行流動機理研究

　　在常規迎角下，飛機翼面附近流場一般符合無分離、弱耦合，滿足小擾動流動的假設，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好的線性度，在中等迎角具有弱非線性，且只和飛行器的姿態狀態有關，沒有非定常效應。但是，在大迎角下，飛機表面流場以分離渦主導，此時線化小擾動方程失效，經過飛機表面的氣流瀕臨分離或者已經發生嚴重分離，飛機流場結構復雜，出現穩定與不穩定的旋渦流動和分離流動及其與附面層的干擾[5]，流場對于運動參數的響應和氣流參數的變化極其敏感，氣動力具有非線性、強耦合的特點。

　　在大迎角機動飛行中，飛機會發生快速的俯仰、滾轉和偏航運動，三軸角速率較大，飛機姿態在短時間內發生大幅變化，圍繞飛機的不穩定流動或者分離流動，無法快速響應飛機的姿態變化，致使飛機在大機動飛行中的氣動力/力矩與靜態氣動力/力矩出現較大差異，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。隨著戰斗機迎角增大，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，可能引發偏離，造成尾旋等危險事故。理解這些現象的機理、預測這些現象的發生，甚至主動加以利用，是飛機在大迎角區安全可控飛行的基礎。本節主要綜述戰斗機大迎角飛行典型流動機理，包括它們的流動特點、影響機理、研究進展、工程預測或主動控制的方法。

　　1.1流動分離導致的失速戰斗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，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。失速形態和失速迎角主要決定于翼型、機翼平面形狀、來流馬赫數、雷諾數等來流參數[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當飛行迎角進一步增大時，典型戰斗機的前機身、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，主要包括下述內容。

　　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，可令升力系數提升。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。分離區將二維翼型的前緣吸力方向翻轉90°，從指向飛行方向，變為指向機翼的法向，由此產生升力。前緣渦增升的效果是非常顯著的，對于典型三角翼，渦升力的貢獻可以占總升力的56%以上[6]。渦升力是支持戰斗機大迎角飛行的主要氣動力來源。

　　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可以彼此耦合干擾[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，飛機采用鴨翼布局，通過渦系的有利耦合，令升力系數相比無耦合狀態提升了10%～25%。

　　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。在分離區中，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，在戰斗機設計中應盡量避免或推遲發生。例如，某鴨式布局飛機垂尾的流向位置比F/A18顯著靠后，可以避開主翼前緣渦和邊條渦的影響區，避免垂尾出現抖振現象。

　　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。縱向特性突變的機理是：在渦破裂前后，渦升力作用區突然減小，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，左右兩側的渦破裂也可能不是同時發生。

　　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現有非指令性偏航的現象。隨著戰斗機飛行迎角增大，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生，減弱渦破裂的非對稱。

　　2數值計算方法研究

　　數值計算方法與理論、試驗方法并列，是氣動研究的三大方法之一。在小迎角下，戰斗機附近流動近似線性，恰當的計算流體力學方法能夠對全機靜態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。數值計算方法對失速迎角、失速迎角附近的升力、阻力和俯仰力矩、動導數以及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，數值計算方法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，數值計算方法也有其優勢和價值。

　　對于全機氣動力問題，求解NS方程的計算流體力學方法是最典型的數值研究手段。而對于大迎角氣動力問題，準確的湍流模擬方法是數值計算成功的關鍵。據前一節所述，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，算法應該要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力問題的常用數值方法進行介紹，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式(RANS)

　　基于雷諾平均(Reynolds-Averaged Navier-StokesEquations, RANS)的湍流模式是大迎角氣動力計算最常用的方法。目前，國內外針對戰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。對于大迎角氣動力問題，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還不如試驗，一般只作為試驗的補充和參考。目前，已公開發表的湍流模式有數百種，只有選用合適的湍流模式才能得到準確結果。根據流動機理，用于分析大迎角問題的湍流模式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式。

　　該方法魯棒性好，對參數不敏感，計算量也不大，因此在工程上廣泛應用。工程上計算靜態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%;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°以上的大迎角區間，計算結果往往是定性規律正確，但定量結果有偏差。另外還有若干基于雷諾平均的湍流模式，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，要么適用于近壁區而不適合于遠壁區，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，只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物理模擬法(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了一個截斷尺度，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，單個狀態的計算時間可達數月。全機外形的計算將更大。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：在附著湍流區采用RANS方法，在分離區采用大渦模擬方法。

　　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等[33]，國內有孫東[34]、劉健等[35]，分別用DES/IDDES等研究了大迎角渦系流動，迎角范圍從20°到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。

　　3大迎角氣動力試驗技術

　　在中小迎角區域，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，還需要復雜的動態試驗技術來模擬多種運動參數及其耦合狀態的影響，從而獲得更全面的大迎角氣動力信息。

　　以大迎角靜態氣動力為基礎，通過動導數、旋轉天平和大幅振蕩等動態試驗獲得的大迎角氣動數據開展飛機的大迎角氣動力分析，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、X31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]，獲得大迎角氣動力研究的基礎數據。國內與戰斗機大迎角氣動特性相關的動態試驗技術起步較晚。在上世紀八、九十年代，在我國自主研發三代機的需求牽引下，動導數、旋轉天平等常規動態試驗技術建立[45-50]并得以少量應用。

　　十幾年前，對于新型戰斗機的需求，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以高校力量為主發展和研究，工程應用很少。在新型戰斗機需求的推動下，近十多年來，中國空氣動力研究與發展中心、航空工業空氣動力研究院、航天空氣動力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，包括動態試驗支撐方式、模型強迫運動驅動方式等、優化數據采集和運動控制技術;發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]。航空工業空氣動力研究院還新建了4 m量級動態特種試驗風洞，并在8 m連續風洞中建設動態試驗設備。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。

　　在戰斗機研制中，動態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試驗，完成了各型飛機的動導數、旋轉天平和大幅振蕩試驗，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。通過這些方法的發展、完善和應用，業界對飛機大迎角氣動特性也有了更全面和深刻的認識。 下面對常用的大迎角氣動力獲取試驗技術從試驗基本方法、數據特點和價值、試驗技術挑戰及國內工程應用情況等方面進行簡要闡述，包括大迎角靜態測力試驗、動導數試驗、旋轉天平試驗和大幅振蕩試驗。

　　3.1大迎角靜態測力試驗

　　大迎角靜態測力試驗在常規迎角靜態測力試驗技術基礎上，擴展試驗迎角和側滑角，試驗的姿態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。大迎角靜態測力試驗數據可以反映飛機在大迎角區域的基本氣動特性，包括俯仰、偏航和滾轉方向的靜穩定性變化和舵面控制能力等。對于飛機在大迎角區域的偏離、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是非常重要的。大迎角靜態測力數據也是構建大迎角氣動力數據庫所需的最基礎和重要的氣動力數據。

　　在大迎角靜態測力試驗中，姿態角范圍較大，飛機流動不穩定性強、分離劇烈，導致在部分試驗工況下模型會發生劇烈抖動，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、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一[55-60]。

　　4大迎角氣動力數據庫構建技術

　　氣動力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力數據庫構建的核心問題。由于中小迎角和大迎角區域飛機繞流形態完全不同，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，中小迎角的氣動力數據庫設計與大迎角氣動力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力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，更早的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力輸入，是戰斗機大迎角氣動力工程設計的關鍵。

　　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。驗證大迎角氣動力設計結果，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力數據庫驅動，而真實飛行狀態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[109-112]，建立了風洞虛擬飛行、風洞自由飛等試驗技術，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下的響應和飛機的控制律設計等。這些試驗技術在戰斗機的大迎角失速/偏離特性預測、大迎角穩定與控制特性、推力矢量應用等研究上發揮了重要作用，構成了大迎角飛行綜合驗證的重要手段。

　　近十幾年，國內從無到有新發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性驗證途徑。這些試驗技術具有運動-氣動一體化或者控制運動-氣動一體化的特點，試驗中通過某種方式發出運動控制指令使模型實現多自由度耦合的運動狀態，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力的技術，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。

　　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，尤其近十多年以來，在新型戰斗機大迎角飛行的強烈需求牽引下，經過不懈努力，國內的大迎角氣動力設計與研究水平得到了大幅的提升。基于大迎角氣動特性研究技術的發展和完善，成都飛機設計所在不斷的工程實踐中，形成了一套系統、完整、閉環的飛機大迎角氣動特性設計與研究方法。

　　整套方法包括大迎角氣動力的預先設計、全面獲取、準確表達(或預測)、綜合分析與一體化驗證五個大的環節。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力數據為基礎，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力數據;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力設計結果和控制律;分析與驗證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。

　　7總結與展望

　　本文對三十年以來國內大迎角飛行氣動特性研究技術的發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，闡明了大迎角氣動力從設計、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斗機大迎角飛行氣動力設計與研究參考。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。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驅動的飛控設計與綜合驗證研究;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，研究大迎角氣動力數據庫修正方法，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力數據庫的實用技術;4)結合大數據分析、人工智能等領域的先進理念和方法，發展大迎角氣動力數值計算技術、數值飛行技術、計算/試驗/飛行數據融合技術，提高戰斗機大迎角氣動力的置信度及綜合應用價值。

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　　作者：王海峰*，展京霞，陳 科，陳 翔，陳梓鈞