提高战斗机大迎角稳定性的方法

利地实现突防。美国海军航空兵司 研制隐身或部分隐身飞行器， 对现 中将面临严峻的挑战。因此， 必须加
令部和英国费兰蒂计算机有限公司 役的非隐身 飞 行 器 进 行 隐身 改 装 大力度研究发展高性能的隐身飞行
对 微 波 指 示 技 术 进 行 了 深 入 的 研 等。隐身技术的出现打破了世界各 器。
１． 鸭翼和边条
鸭翼和边条都能够在中等以上 迎角时产生有利涡干扰， 从而推迟 机翼气流大面积分离， 并在失速前 提供可观的非线性涡升力， 增大了 失速迎角。由于大迎角气流总是从 飞机后部开始分离， 而鸭翼和边条 安装位置比较靠前， 可以避开分离 流的影响， 因而对提高大迎角横侧 稳定性有积极作用， 各种试验也证 实了这一点。第三代战斗机普遍采 用 了 鸭 翼 、边 条 或 三 翼 面 布 局 形 式 。
舱 后 的 机 身 部 分 开 始 向 机 翼 和 尾 部 下 一 代 战 斗 机 能 够 在 ０°～３６０° 迎
平滑过渡， 形成良好的翼身融合体 角范围内进行无忧虑机动。
造型。
参考文献
１ 邓学蓥， 夏雪涧． 工程分离流动力
四 、结 束 语
学． 北京： 北京航空航天大学出版社，
推 力 矢 量 控 制 技 术 也 可 以 弥 补 １９９１
３． 双垂尾
双垂尾相隔较远， 可以避开机翼 尾流的干扰， 同时也可以减小垂尾 之间的相互干扰。
４． 平尾 苏 － ２７ 的 全 动 平 尾 位 置 在 机 身
结构的外侧， 偏外侧的全动平尾受 机身结构的遮蔽和机翼涡流的影响 较 低 。 苏 － ２７ 的 平 尾 除 可 进 行 同 角 度偏转外， 还可差动偏转， 与机翼上 的襟副翼配合进行滚转控制。全动 平尾内侧延伸到发动机舱和垂尾间 的引射夹道的一段， 可以对引射气 流进行加速偏转， 提高平尾效率。
面 积 比 燕 八 哥 大 ２００ 倍 。蜜 蜂 的 形 体 小于麻雀， 但它的雷达散射截面积
界各国重点发展的国防高科技。隐 身技术正在向着综合运用、权衡隐
３ 美 国 ＡＤ 报 告 ．Ｔｈｅ ＩＲ Ｍｉｓｓｉｌｅ
Ｃｏｕｎｔｅｒ ｍｅａｓｕｒｅｓ，ＡＤ－ Ａ２８６１１７
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比 麻 雀 大 １６ 倍 。 有 关 科 学 家 正 在 研 身 性 能 和 其 他 性 能 、 扩 展 频 率 范 围
战斗机纵横向稳定性的不足， 其在 苏 － ３５ 和 Ｆ－ ２２、Ｆ－ ３５ 上 都 已 应 用 。 推力矢量控制技术的应用需要先进 的发动机技术和控制技术， 但必须 更 加 注 意 发 动 机 尾 喷 管 、机 身 后 体 、
２ 方宝瑞主编．飞机气动布局设计． 北
京 ：航 空 工 业 出 版 社 ，１９９７
３ 钱丰学， 梁贞桧． 边条机翼布局战
斗 机 稳 定 性 改 进 研 究 ． 飞 行 力 学 ．２００２
（ ６）
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首架 Ａ４００Ｍ 运输机机身开始装配
在德国的 Ｂｒ ｅｍｅｎ 举行了启动首架 Ａ４００Ｍ军用运输机的机身装配（ ＩＦＡ） 工作仪式。
机身装配的开始标志着空中客车公司在德国新工厂的试运行。该工厂 投资 ９５００ 万欧元， 装配厂房面积为 １ ０６００ 平方英尺（ ９８６ 平方米） ， 能够在 ８ 个工作日之内完成 Ａ４００Ｍ机身装配， 包括飞机前部。Ａ４００Ｍ机身长 ３２ 米， 由 四个主要部件组成， 分别由德 国 、南 非 和 土 耳 其工 厂 制 造 ， 这 四 个 部 件 靠半 自动铆接机将它们连接在一起。
５． 机身及座舱布局 从 苏 － ２７ 采 用 的 气 动 布 局 很 难
明确指出机身范围， 按照传统的概 念 标 准 ， 苏 － ２７ 的 机 身 只 有 在 进 气 道
前的中央翼结构前部到机头的这一 尾翼之间的协调设计。先进的气动
段。为了平衡机翼上洗气流的影响， 布局设计加上推力矢量对于现代战
苏 － ２７ 前 机 身 呈 弓 形 ， 机 头 下 垂 ， 座 斗 机 而 言 简 直 就 是 如 虎 添 翼 ， 相 信
关键词： 大迎角 稳定性 非对称涡 分离流 推力矢量
成为设计时的关键气动力问题。 一般细长前体战斗机在进行大
迎角机动时， 由于前体会产生非对 称涡， 而且此时飞机的操纵面都已 失速或处于背风区分离流之中， 操 纵效率急剧降低， 所以大迎角时飞 机的纵横向稳定性会变得很差。
自 ２０ 世 纪 ７０ 年 代 以 来 ， 战 斗 机 设计的指导思想发生了深刻
究。
国现有的攻防平衡， 显著地提高了
参考文献
３． 应用仿生技术
作 战 平 台（ 进 攻 平 台 和 防 护 平 台） 的 １ 谭 显 裕．电 光 与 控 制，１９９７，１
实验证明， 海鸥虽与燕八哥的形 效能， 增强了电子作战能力， 提高了 ２ 方绍强．飞行器等离子体隐身技术．
体 大 小 相 近 ， 但 海 鸥 的 雷 达 散 射 截 目 标 的 生 存 和 突 防 能 力 ， 是 当 今 世 现 代 防 御 技 术，２００５，４
３． 背腹鳍
背腹鳍对于提高飞机横侧稳定 性的作用是明显的， 而且在整个迎 角范围内都能够发挥一定作用。其
应用机理同垂尾一样， 都能够提供 横侧阻尼稳定力矩， 因而能够起到 提高飞机横侧稳定性的作用。但这 并不意味着多加或加大背腹鳍面积 就一定要比不加或小背腹鳍好， 因 为横侧稳定性太好就会导致机动性 恶化， 而且还会带来结构重量和阻 力的增加。
航空科学技术·２００６ 年第 ４ 期
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学术交流
对称涡的存在产生了与法向力同量 级的侧向力。研究表明， 非对称前体 涡是由于大迎角时绕前体流动对前 体非对称微弱扰动的极端敏感而产 生的， 而现有加工技术是不能消除 前体的微弱非对称的。可以采取人 为加入人工大扰动的方式将加工小 扰动给屏蔽掉， 这样通过改变人为 扰动大小和形式就可以控制非对称 涡的流动， 进而控制飞机的横侧运 动。这一类控制统称为机头控制， 具 体可分为机头主动控制和机头被动 控制。
４． 涡襟翼
涡襟翼与普通襟翼外形类似， 但 工作原理却完全不一样。涡襟翼是 在适当偏度下旋涡诱导的吸力通过它的偏 角可以得到较大的推力分量。大迎 角时， 可以差动偏转涡襟翼而提供 偏航和滚转力矩， 且其大小是随升 力系数增大而增加的。
５． 升力面展向吹气
学术交流
提高战斗机大迎角稳定性的方法
Te ch n iq u e s t o Im p ro ve t h e S t a b ilit ie s o f Co m b a t Aircra ft a t Hig h An g le o f At t a ck
□北京航空航天大学 田 云
摘要： 介绍了机头控制提高战斗机大迎角稳定性的方法； 分析 了 加 装 鸭 翼 、边 条 、翼 刀 、涡 发 生 器 、涡 襟 翼 、背 腹 鳍 、展 向 吹 气 、 扰 流 减 速 板 、防 尾 旋 伞 的 气 动 机 理 ； 以 苏 － ２７ 为 例 ， 介 绍 了 气 动 布局中合理搭配和修形对提高飞机大迎角稳定性的作用。
学术交流
和修形可以提高飞机大迎角稳定性 的 ， 以 第 三 代 战 斗 机 中 的 苏 － ２７ 为 例， 分析它是怎样在气动布局上保 证其卓越机动性能的。
１ ． 边 条 、翼 身 融 合
翼身融合技术在第三代战斗机 中应用比较广泛， 它所带来的最大 好处是可以保证飞机两个最大的部 件之间产生有利干扰， 使气流平滑 过渡， 减小干扰阻力， 保证飞机稳定 性。
上已进行了多年探索， 取得了一定
“ 波 道 ”， 使 突 防 飞 行 器 在 雷 达 覆 盖 四 、结 束 语
成果， 有的方面已达到实用水平。从
区 的“ 空 隙 ”、“ 盲 区 ”和“ 波 道 ”外 飞
目前， 世界上许多国家和地区都 现在周边环境的发展趋势来看， 我
行， 以避开敌方雷达的探测， 从而顺 在研究和发展飞行器的隐身技术， 国的军用飞行器在未来的作战环境
原 则 设 计 的 战 斗 机 ， 容 易 出 现 中 、大 迎角纵横向力矩系数随迎角变化的
一、机头控制提高战斗机大 迎角稳定性的方法
变革， 机动性成为现代战斗机的主 要 指 标 之 一 ， 这 就 对 战 斗 机 中 、大 迎
严重非线性或稳定性不足的问题， 这不仅在限制了战斗机机动性能的
经过研究， 得出了采用气动力布 局技术来提高战斗机纵、横向稳定
由于反尾旋伞阻力的作用点（通 常在锁钩处） 远离飞机的重心位置， 因此， 当尾旋中反尾旋伞张开后， 其 阻力将形成一个绕重心的反尾旋偏 航力矩和俯仰力矩。在这两个力矩 的作用下， 尾旋将被迫停止， 迎角回 到失速迎角以下。
三 、气 动 布 局 协 调 的 分 析 在气动布局中有一些合理搭配
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航空科学技术·２００６ 年第 ４ 期
而改变机头形状主要有将机头 圆 截 面 改 为 横 椭 圆 （ 如 苏 － ２７） 、脊 形（ 如 Ｆ－ ２２） 。螺 旋 绊 线 是 一 对 线 体 由机头尖从上到下呈螺旋线形贴附 在机头表面上， 线的直径与当地附 面层厚度成比率， 在大迎角时， 绊线 与附面层流向近乎垂直， 促使附面 层沿绊线分离， 产生一系列小涡， 组 成机头两侧的对称涡片， 因此可以 消除大迎角时气动力的非对称性。
角气动设计提出了更高要求。研究 发挥， 而且可能危及飞行安全。因 性的一些方法。常规前体在大迎角
表 明 ， 现 代 战 斗 机 ， 尤 其 是 按 静 稳 定 此 ， 战 斗 机 的 纵 、横 向 稳 定 性 问 题 就 时 会 产 生 非 对 称 涡 ， 而 正 是 由 于 非
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