提高战斗机大迎角稳定性的方法
迎角
航空术语
迎角大小与飞机的空气动力密切相关。飞机的升力与升力系数成正比；阻力与阻力系数成正比。升力系数和 阻力系数都是迎角的函数。在一定范围内，迎角越大，升力系数与阻力系数也越大。但是，当迎角超过某一数值 （称为临界迎角），升力系数反而开始减小，同时由于迎角较大时，出现了粘滞压差阻力的增量，阻力系数与迎 角的二次方成反比，当超过临界迎角时，分离区扩及整个上翼面，阻力系数急剧增大。这时飞机就可能失速。
由于大迎角流动的极其复杂性，风洞试验仍然是预测大迎角气动特性、研究大迎角流动机理以及探索大迎角 气动特性控制技术的主要手段。美、俄等航空发达国家都在其大风洞中发展了成熟先进的大迎角试验技术，其一 系列高机动飞机的研制成功就是例证。国内高速风洞尺寸偏小，开展大迎角试验技术研究难度较大，其关键技术 问题有：
恒定
从50年代发展起来的以保持飞行速度恒定的动力补偿系统有效地抑制了飞机的长周期运动。但不久发现这种 油门管理系统并非理想。例如要保持良好的续航性,当燃油消耗重量变化时对最优空速值的调整范围可达 120km/h,而采用迎角恒定的动力补偿系统,则设定后的最优迎角可不必随飞行重量变化进行调整。更重要的是迎 角恒定动力补偿系统,可实现飞行轨迹角对姿态角的快速精确响应。将它应用于舰载机的自动进近着舰系统 (ACLS)，可明显提高轨迹控制精度。
试验
新一代高性能战斗机和战术弹都要求具有在超大迎角过失速状态下飞行的能力。如苏-27在50°~110°的超 大迎角范围内仍具有非常规机动能力，美国第四代歼击机F-22的稳定飞行迎角大于60°，正在预研的下一代歼击 机将没有稳定飞行迎角的限制。大迎角气动力已成为高机动飞行器研制的共同关键性技术，受到空气动力学界的 高度重视。
因此，迎角是重要的飞行参数之一，飞行员必须使飞机在一定的迎角范围内飞行。所以有的飞机有一块专门 指示迎角的仪表——迎角表。有的飞机还有失速警告系统。当实际迎角接近临界迎角而使飞机有失速的危险时， 失速警告系统即发出各种形式的告警信号。
鸭 翼
鸭翼鸭式布局，是一种十分适合于超音速空战的气动布局。
早在二战前，前苏联已经发现如果将水平尾翼移到主翼之前的机头两侧，就可以用较小的翼面来达到同样的操纵效能，而且前翼和机翼可以同时产生升力，而不像水平尾翼那样，平衡俯仰力矩多数情况下会产生负升力。
早期的鸭式布局飞起来像一只鸭子，“鸭式布局”由此得名。
采用鸭式布局的飞机的前翼称为“鸭翼”。
战机的鸭翼有两种，一种是不能操纵的，其功能是当飞机处在大迎角状态时加强机翼的前缘涡流，改善飞机大迎角状态的性能，也有利于飞机的短矩起降。
真正有可操纵鸭翼的战机目前有欧洲的EF－2000、法国的“阵风”瑞典的JAS－39等。
这些飞机的鸭翼除了用以产生涡流外，还用于改善跨音速过程中安定性骤降的问题，同时也可减少配平阻力、有利于超音速空战。
在降落时，鸭翼还可偏转一个很大的负角，起减速板的作用。
据称，俄罗斯下一代的飞机也考虑使用鸭式布局。
尾翼是安装在飞机后部的起稳定和操纵作用的装置。
一般分为垂直尾翼和水平尾翼。
垂直尾翼由固定的垂直安定面和可动的方向舵组成，它在飞机上主要起方向安定和方向操纵的作用------垂直尾翼简称垂尾或立尾。
根据垂尾的数目，飞机可分为单垂尾、双垂尾、三垂尾和四垂尾飞机。
水平尾翼由固定的水平安定面和可动的升降舵组成，它在飞机土主要起纵向安定和俯仰操纵的作用。
水平屋翼可简称平尾。
有的飞机为了提高俯仰操纵效率，采用的是全动乎尾，即平尾没有水平安定面，整个翼面均可偏转。
有一种特殊的V字形尾翼，它既可以起垂直尾翼的作用，也可以起水平尾翼的作用。
总之，尾翼是用来调整方向及稳定的！翼面积大，调整力强。
而鸭翼根据【距离类型】的不同分为近距耦合鸭翼和远距耦合鸭翼，根据【是否固定】，分为全动式和固定式，功能稍有差别---有人也称它为前置的“尾翼”。
它主要提高的是战斗机在飞行时机翼前部的气流稳定性，并提高飞机的有效升力，增大载重和机动性，同时它还能提高飞机的飞行稳定性。
【就是由于它的“增升”能力，歼-10才具备了在250米起降能力，也就是说能在国内任意8车道以上，有250米直线的公路上紧急起降。
先进战斗机大迎角运动特性分析和试验
先进战斗机大迎角运动特性分析和试验
王海峰;杨朝旭;王成良
【期刊名称】《飞行力学》
【年(卷),期】2006(24)2
【摘要】描述了先进战斗机大迎角气动数据库的结构,介绍了使用全局稳定性理论对大迎角特性的预测分析结果和控制律的设计逻辑,之后进行了六自由度仿真计算,并根据飞行品质模拟器评价试验和自由飞试验结果对大迎角运动特性和控制律设计逻辑进行了验证。
【总页数】4页(P5-8)
【关键词】气动数据库;飞行品质模拟;自由飞试验
【作者】王海峰;杨朝旭;王成良
【作者单位】西北工业大学航空学院;成都飞机设计研究所总师办
【正文语种】中文
【中图分类】V212.1
【相关文献】
1.大斜度井眼中钻柱运动特性模拟试验 [J], 温欣;管志川;邵冬冬;周英操
2.大尺度水下综合试验模型拖曳运动特性研究 [J], 郁荣;马向能;孙大鹏
3.氧化锆陶瓷纵扭超声磨削运动特性与试验分析 [J], 马文举;薛进学;杨宇辉;赵恒;胡广豪;隆志力
4.螺旋式分杯机构运动特性分析与试验 [J], 张云飞;李震;张大斌;陈维林;曹阳
5.电传飞控战斗机大迎角特性飞行试验 [J], 王启;张培田;李树有
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
用X系列研究机的研究成果改善飞机的大迎角操纵品质
用X系列研究机的研究成果改善飞机的大迎角操纵品质
张立功
【期刊名称】《试飞研究》
【年(卷),期】1998(000)002
【摘要】战斗机把大操纵面、放宽稳定性和电传飞控计算机等结合在一起从而可在极大的迎角下进行机动。
推力矢量技术使可用的迎角包线迅速增大。
Ｆ－１５、Ｆ／Ａ－１８、Ｆ－１６、苏－２９、米格－３１这些战斗机的共同设计特征是前机身细长，尖头雷达天线罩远在飞机重心前部，在可达到的迎角范围内，随着迎角的迅速增大与细长的前机身相耦合，使这些战斗机对不对称表层涡流分离空气动力现象较为敏感，从而导致大迎角方向发散运动分离、非指
【总页数】5页(P2-5,40)
【作者】张立功
【作者单位】无
【正文语种】中文
【中图分类】V212.128
【相关文献】
1.飞机纵向飞行品质对大迎角气动导数的敏感性研究 [J], 胡朝江
2.超机动飞机飞行控制及大迎角飞行品质研究 [J], 张聪;田福礼;刘超;杨生民
3.某型飞机高亚声速大迎角横向静稳定性改善研究 [J], 陈斌
4.NASA F／A—18大迎角研究机的大迎角参数识别 [J], 马玉香
5.采用机头边条改善飞机大迎角横侧气动特性的风洞试验研究 [J], 祝明红;王勋年;陈洪
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
战斗机大迎角气动特性研究技术的发展与应用
战斗机大迎角气动特性研究技术的发展与应用
王海峰;展京霞;陈科;陈翔;陈梓钧
【期刊名称】《空气动力学学报》
【年(卷),期】2022(40)1
【摘要】飞机布局的大迎角气动特性是决定飞行包线左边界的主要因素之一。
飞行包线左边界区域的扩展增强了飞机的大迎角机动性和敏捷性,但是同时也极大地挑战着飞机的安全。
几十年来,随着大迎角飞行研究技术的发展,战斗机飞行不断突破失速迎角附近及以上区域,将飞行左边界左移,扩大了飞行包线,减少了飞行限制,挖掘了战斗机的作战潜能。
本文对战斗机大迎角飞行相关的气动特性研究技术,包括流动机理研究、数值计算方法研究、风洞气动试验、气动建模与数据库构建、气动与控制综合验证等关键技术的发展与应用进行了阐述。
基于这些技术的发展,结合工程实践经验,提出了战斗机大迎角气动特性研究的整体思路和方法,包括大迎角气动力预先设计、气动力获取、气动力表达、气动力综合分析和气动-运动-控制一体化验证五个部分,以供相关装备研制参考。
【总页数】25页(P1-25)
【作者】王海峰;展京霞;陈科;陈翔;陈梓钧
【作者单位】成都飞机设计研究所
【正文语种】中文
【中图分类】V211.24
【相关文献】
1.大后掠翼大迎角定常与非定常俯仰气动特性及其控制
2.弹射救生系统大迎角大侧滑角气动特性工程计算方法研究
3.机头颗粒微扰动对战斗机大迎角航向气动特性的影响研究
4.机头顶点对战斗机大迎角航向气动特性影响研究
5.战斗机大迎角特性的预测研究
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
升力系数和迎角的关系
升力系数和迎角的关系
随着飞机设计技术的发展，升阻比（Lift to Drag Ratio，简称L/D）越来越受到重视，它决定了飞机在飞行时所受抗阻力的大小，也就决定了飞机的能源利用效率，并直接影响到飞机的经济性和运行成本。
因此，如何提高L/D的效率成为航空科学领域的主要方向之一。
L/D是指飞机飞行时受到的升力与阻力的数值比值，一般而言，L/D的比值越大，飞机的抗阻力就越小，而且更加节省能源。
那么如何提高L/D的比值呢？答案就是迎角（Angle of Attack）。
迎角是指飞机机翼和空气流之间的夹角，当机翼和空气流之间夹角越大，空气形成的力将延展到更大的空气面积，给飞机带来更大的升力，从而降低机翼对空气流的阻力，从而提高L/D的比率。
因此，迎角对于飞机提高L/D数值有重要的作用。
但是要注意，迎角的调节也会有一定的取舍。
一般来说，当迎角超过某个限度时，L/D的比值将开始下降，即使再提高迎角，也不会进一步提高L/D的比值，反而使飞机受到更大的阻力，影响飞行和经济性。
因此，只有选择适当的迎角，才能保证机翼正常工作，达到最大L/D的比值。
综上所述，L/D的比值受到迎角影响较大，只有选择适当的迎角，才能达到最大L/D的比值，从而获得最高的抗阻效率。
未来，技术的发展将会更好的提升飞机的能源效率，保证飞行的安全和高效。
某型飞机高亚音速大迎角横向静稳定性改善的研究
第二届全国怔踌超声速空气动力学交流会论文集第一卷某型飞机高亚音速大迎角横向静稳定性改善研究陈斌（成都飞机工业（集团）有限责任公司技术中心６１００９２）摘要本文根据＝｜ｌ｛；型飞机存在的商噩音速大迎角横向静不稳定性问题，分析了出现该问题的原吲，提出了解决问题的方向与措施，最后通过风洞试验验证，以较小的代价成功的解决了飞帆鲢离亚音速大迎角横向静不稳定性商题，保证了飞机在正常使用范围内的飞行安全。
关键词高亚音速大迎角横向稳定性１引言在Ｅ机的设计过程中，飞机的静稳定性一直是一个十分重要且必需面对的问题。
在三代以前的飞机均设计为三轴静稳定性的，而且在使用飞行包线以内均保持有一定的、必要的静稳定性裕度。
随着主动控制技术的不断发展与成熟，在三代飞机上开始采用主动控制技术，出现了静稳定性放宽的飞机与纵向局部静不稳定的Ｅ机，但对于机动飞机横航向还是基本设计为静稳定的，只是对飞机的静稳定性要求有所放宽。
比如苏２７就是纵向局部静不稳定的，横航向正常使用时均在静稳定性范围内，尽管它能作象眼镜蛇那样的过失速机动，但那只是短暂的，在过失速范围只有凡秒钟，如果采ｊ＿ｉ：ｊ了矢量推力技术，飞机也不可能氏时间在过失速范丽内机动，因为飞机翼面等的气流分离使飞机严重晃动与抖振，飞行员难以承受。
因此，到目前为止飞机在使用范围内横航向基本上均设计为静稳定的，Ｆ．２２采用了十分先进的主动控制技术也不例外。
文中将要介绍的飞机不带主动控制技术，其横航向正常使用范围内应设计为静稳定的，在使用范围内出现了横向静不稳定，必需加以改善，使之变成静稳定。
２问题的提出Ｅ机的横向滚转力矩系数帆表示的是绕飞机纵轴的滚转气动力矩系数，滚转力矩系数％对侧滑角即胸的导数ｍ？称之为横向静稳定性导数，当埘？＜ｏ表示飞机是横向静稳定的，反之”？＞ｏ飞机则是横向静不稳定的，卅ｆ＝ｏ时的攻角口表示横向临界攻角，横向临界攻角对应横向滚转力矩系数口ｋ的反号与交叉攻角。
横向临界攻角口的值越火表示Ｅ陈斌：某型飞机高亚音速大迎角横向静稳定性改善研究６５图１飞机在Ｍ＝Ｏ６时的ｍ。
迎角
机翼前沿在离地以后要要3度的迎角其实就是在地面，用一根绳子从尾翼拉到机翼，然后让机翼前沿高出来3度就可以了机翼弦线与机身中心线之间的夹角叫安装角。
（就是从侧面的角度来看，机翼翼弦和飞机纵轴的夹角，不明白的话想象一下迎角风标）。
以巡航姿态为主的运输机安装角一般在4度。
冲角飞机起飞时的迎角是怎么回事？用一条直线把飞机机翼最前端的点和最后端的点连起来，这条线叫翼弦。
飞机飞行中，相对气流和翼弦的夹角就叫迎角。
迎角为正（飞机抬着头），在机翼上下表面才能产生压力差，从而产生升力，飞机才能飞行。
升力是和迎角有关系的。
迎角从负的开始增大时，飞机升力系数先增大，后减小。
对应最大升力系数的那个迎角就叫临界迎角，对应升力系数为0的迎角就叫零升力迎角。
所以飞机增大迎角，升力会上升。
但是超过临界迎角，飞机就会失速坠毁。
飞机起飞要放襟翼以增加升力，加大离地迎角，来增大升力系数，从而减小离地速度，缩短起飞滑跑距离。
冲角（Angle of attack）又称“攻角”、“迎角”。
对于固定翼飞机，机翼的前进方向（相当于气流的方向）和翼弦（与机身轴线不同）的夹角叫冲角，也称为攻角，它是确定机翼在气流中姿态的基准。
目录1冲角的概念2大冲角? 概念? 意义1冲角的概念编辑冲角大小与飞机的空气动力密切相关。
飞机的升力与升力系数成正比；阻力与阻力系数成正比。
升力系数和阻力系数都是冲角的函数。
在一定范围内，冲角越大，升力系数与阻力系数也越大。
但是，当冲角超过某一数值（称为临界冲角），升力系数与阻力系数反而减小。
这时飞机就可能失速。
因此，冲角是重要的飞行参数之一，飞行员必须使飞机在一定的冲角范围内飞行。
所以有的飞机有一块专门指示冲角的仪表——冲角表。
有的飞机还有失速警告系统。
当实际冲角接近临界冲角而使飞机有失速的危险时，失速警告系统即发出各种形式的告警信号。
对于直升机和旋翼机，冲角的表示方法与固定翼飞机略有不同，它是指与前进方向垂直的轴和旋翼的控制轴之间的夹角。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
尾翼之间的协调设计。先进的气动
布局设计加上推力矢量对于现代战 斗机而言简直就是如虎添翼，相信
下一代战斗机能够在ｏ。一３６００迎 角范围内进行无忧虑机动。
学．北京：北京航空航天大学出版社，
１９９ｌ
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
前的中央翼结构前部到机头的这一 段。为了平衡机翼上洗气流的影响， 苏一２７前机身呈弓形，机头下垂，座 舱后的机身部分开始向机翼和尾部 平滑过渡，形成良好的翼身融合体 造型。
四、结束语
推力矢量控制技术也可以弥补 战斗机纵横向稳定性的不足，其在 苏一３５和Ｆ一２２、Ｆ与５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、
参议院拨款委员会还将增加３．４亿美元给Ｆ一３５联合攻击战斗机（Ｌ】ＳＦ） 的替换发动枧作为下一年的经费。在附予拨款清单的一份报告中，该委员会 说，它对国防部在２００７财年预算申请中姗去替换发动机项目感到“沮丧”。 在承认国防部面临着“困难的预算挑战”的同时，该委员会还是认为，“竞争 对以最低价格采购最有价值的发动机是很关键的，而且，竞争将导致在寿命 期内的全面节省”。
4.会议论文 孟宣市.乔志德.高超.罗时钧.刘锋 带背鳍细长平板三角翼大迎角下的流场特性 2006
对细长平板三角翼和加上不同高度背鳍后的组合体在低速风洞进行了六分量天平测力实验和烟/激光片光流场显示实验,三角翼后掠角82.5度,背鳍当 地高度与模型当地半展长比值分别为0.3、0.6、0.75和1.5.实验结果分析表明:零侧滑角下,在翼面上发生旋涡破裂前,单独细长平板三角翼在实验迎角范 围的流场始终对称、锥型和定常;加上低背鳍后,对原来旋涡的稳定性有削弱和破坏的作用,流场变得非对称;在更大的迎角下,流场变得非对称、非锥型和 非定常.背鳍的高度不同,流场变得非对称进而变得非定常的迎角不同;而在相同的迎角下加上高背鳍后,平板三角翼的旋涡流场会恢复到稳定的状态.实验 结果初步验证Cai,Liu和Luo(J.F1uod Mech.,2003,480:65-94)等人关于细长锥体分离涡的稳定性理论,给出了旋涡失稳后,随着迎角的增大,流场进一步发 展的状态,并分析了加上不同高度背鳍后三角翼流场形态变化的趋势.
参考文献(3条) 1.邓学蓥.夏雪涧 工程分离流动力学 1991 2.方宝瑞 飞机气动布局设计 1997
3.钱丰学.梁贞桧 边条机翼布局战斗机稳定性改进研究[期刊论文]-飞行力学 2002(06)
相似文献(10条)
1.会议论文 陈斌 某型飞机高亚音速大迎角横向静稳定性改善研究 2003
本文根据某型飞机存在的高亚音速大迎角横向静不稳定性问题,分析了再现该问题的原因,提出了解决问题的方向与措施,最后通过风洞试验验证,以 较小的代价成功的解决了飞机的高亚音速大迎角横向静不稳定性问题,保证了飞机在正常使用范围内的飞行安全.
2.学位论文 祝明红 利用旋涡发生器进行前体涡控制的风洞试验研究 1999
该文对试验研究所使用的试验设备、试验条件、以及处理等进行了简要地介绍;着重对该次试验所获得的结果进行了详细分析并获得了几点有价值的 结论.a.对称安装前机身边条能有效控制前体涡的非对称性,消除或减小飞机大迎角时的大侧向力偏航力矩,其中,在前机身截面最宽处安装边条,其控制效 果最好.b.对称安装前机身边条能增大飞机的航向稳定性,c<,nβ>的反号迎角增大;而对习机横向稳定性的影响较小.c.改变前机身边条的形 状参数,对前 机身边的贡献有一定的影响,其中边条长度、宽度的增加,前机身边条的作用更大一些,其原因是前机身边条涡增强了.边条后掠角越大,其作用越大,对俯 仰稳定性的影响越小.d.前机身边条的安装位置对其作用的影响较大.e.欲 获得飞机大馆角时的偏航控制的能力,前机身边条必须是可控制的(边务偏转 或移动).f.飞机部件对前机身边条作用的影响较大.光机身时,对称安装前机身边条均能消除或大大减小大迎角时的偏航力矩,边条反对称偏转所产生的偏 航控制力矩最大.
5.学位论文 孟宣市 背鳍对细长平板三角翼涡的稳定性影响的研究 2005
本文的目的主要是通过实验来研究细长三角翼加背鳍后对前缘涡的影响,并进一步解释涡在不稳定后的发展.实验部分在西北工业大学翼型研究中心 的NF-3低湍流度亚音速风洞中进行.模型后掠角为82.5°,迎角为29°,基于模型根弦长的雷诺数为2.99×10<'5>.实验采用烟流/激光片光的流动显示技术 ,测定涡核中心的坐标,并进行对称性、锥性和定常性分析研究.模型使用同一个具有尖锐边缘的平板三角翼,对两个不同高度的背鳍进行实验研究,当地背 鳍高度与当地半展长之比分别为0.75和1.5.计算用的平板三角翼模型几何尺寸和实验用模型保持一致,程序所用控制方程为三维非定常Euler方程.对于单 独的平板三角翼,实验和计算的结果都清楚地表明:涡流场始终保持对称、锥型和定常;同样的实验条件,当在模型背部对称线上加上比例为0.75的背鳍后 ,原本对称、锥形和稳定的涡流场变得非对称、非锥形、非定常;而当背鳍的高度比增加到1.5时,涡流场又恢复对称、锥形、稳定.实验结果和理论分析的 结果吻合,同时显示加背鳍后的不稳定涡变得非对称非锥型和非定常.
（６）
一
首架Ａ４００Ｍ运输机机身开始装配
在德国的Ｂｒｅｍ仑ｎ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１０６００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、南非和圭耳其工厂制造。这四个部件靠半 自动铆接机将它们连接在一起。
3.期刊论文 陈斌.CHEN Bin 某型飞机高亚声速大迎角横向静稳定性改善研究 -实验流体力学2005,19(1)
根据某型飞机存在的高亚声速大迎角横向静不稳定性问题,分析了出现该问题的原因,提出了解决问题的方法与措施,最后通过风洞试验验证,以较小 的代价成功地解决了飞机的高亚声速大迎角横向静不稳定性问题,保证了飞机在正常使用范围内的飞行安全.
6.期刊论文 孟宣市.乔志德.高超.罗时钧.刘锋.MENG Xuan-shi.QIAO Zhi-de.GAO Chao.LUO Shi-jun.LIU Feng 低
背鳍对细长平板三角翼大迎角空气动力的影响 -航空学报2007,28(3)
对细长体平板三角翼和加上两个不同高度背鳍后的组合体在低速风洞进行了六分量天平测力实验,三角翼后掠角82.5°,背鳍当地高度与模型当地半 展长比值分别为0.3和0.6,实验迎角范围12°～32°,包括1.66×106和2.33×106两个雷诺数.实验结果表明:0°侧滑角下,在翼面上发生旋涡破裂前,单独 细长平板三角翼的横向力及横向力矩在实验迎角范围内始终为零;加上两个不同高度的低背鳍后,在一定的迎角下,三角翼的横向力及横向力矩开始不为零 ,流场定常;在更大的迎角下,流场变得非定常.实验结果初步验证了前人关于细长锥体分离涡的稳定性理论,并给出了旋涡失稳后,随着迎角的增大,流场进 一步发展的状态.
7.期刊论文 税清才.孙本华 基于飞机空气动力和动力学方程的非线性分析李雅普诺夫稳定性 -空军工程大学学报
(自然科学版)2003,4(3)
飞机的稳定性是飞行动力学的重要组成部分,基于飞机空气动力和动力学方程的非线性,将李雅普诺夫稳定性分析方法应用于飞机在定常大迎角飞行 状态的稳定性分析,该方法克服了小迎角的局限性,在某型号设计中得到了具体的应用.
8.期刊论文 祝明红.王勋年.陈洪.Zhu Minghong.Wang Xunnian.Chen Hong 采用机头边条改善飞机大迎角横侧气动
特性的风洞试验研究 -流体力学实验与测量1999,13(2)
飞机大迎角横侧气动特性是决定其机动性及敏捷性的主要因素之一.本文就采用机头边条改善飞机大迎角横侧气动特性进行了讨论.着重对机头边条 的大小、安装位置等对飞机稳定性的影响进行讨论.试验是在气动中心低速所4m×3m和 3.2m风洞中进行的.
但是，该委员会还是从ＪＳＦ项目中削减了１０亿荚元，为了进行额外的 试验和使设计成熟故将生产推迟一年。
航空科学技术·２００６年第４期
２７
万方数据
提高战斗机大迎角稳定性的方法
作者： 作者单位： 刊名：
英文刊名： 年，卷(期)： 被引用次数：
田云 北京航空航天大学
航空科学技术 AERONAUTICAL SCIENCE AND TECHNOLOGY 2006，(4) 0次
万方数据
万方数据
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一２７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。 ２．进气道及发动机布局形式 苏一２７飞机的两个单独的发动 机吊舱布置在机翼和机身组成的升 力体之下。两个单独的发动机吊舱 间距较大，在进气道后部逐渐过渡 成与发动机外形轮廓配合的圆型截 面，发动机吊舱突出于机身上表面， 这种进气道布局可以保证飞机大迎 角时的进气质量和流量。两台发动 机安装位置靠后且相隔距离较大， 转动惯量较大，有利于稳定。 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 苏一２７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问 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。 ５．机身及座舱布局 从苏一２７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，苏一２７的机身只有在进气道