● 摘要
双垂尾布局飞行器，如F22，以其优越的隐身性能、敏捷性、及操纵性而闻名。但这种布局飞行器在中、大迎角下，会使飞机横航向气动特性存在严重的非线性问题。这不仅在很大程度上限制了飞行器机动性能的发挥，而且容易出现配平困难，危及飞机的飞行安全。本文主要是运用数值计算的手段研究影响飞行器在侧滑飞行时偏航力矩非线性变化的流动原因并提出改善方案，改善双垂尾布局飞行器偏航力矩的非线性现象。
首先，在迎角α≤30°双垂尾是影响全机偏航力矩非线性变化的主要贡献部件。根据垂尾区影响全机偏航力矩非线性变化的流动特点，将垂尾区的流动随迎角分为四个区：线性稳定区(0°≤α≤10°):垂尾表面为附着流动，全机的偏航力矩大小基本保持不变。非线性减小区(10°≤α≤20°)，非线性增大区(20°≤α≤30°)：垂尾受到机头、进气道等部件产生的涡的诱导作用，偏航力矩曲线呈非线性变化。分别在α=20°减小到最小值，α=30°达到最大值。尾流区(30°<α)：机头、进气道等部件产生的涡发展到垂尾区域时已经破裂，垂尾受到尾流的影响，偏航力矩迅速减小。
其次，本文的计算模型有较多的部件，但由机头、进气道、前翼、边条产生的涡向垂尾区发展时，相互卷绕，仅形成一个涡结构称为前体涡，这个涡结构与机翼涡之间存在较强的诱导作用。由于在侧滑飞行时，两侧机翼的有效迎角不同，导致两侧的机翼涡的强度、破裂角度是非对称的。因此机翼涡对前体涡的诱导作用不同，作用在垂尾表面导致了偏航力矩的非线性变化。
最后，为改善偏航力矩的非线性变化采用了偏转机翼前缘襟翼的控制技术。偏转前缘襟翼后，改变偏转侧机翼的有效迎角，使偏转侧的机翼涡的涡量以及涡位都有相应的变化，此时机翼涡对前体涡的诱导作用被改变。最终使α≤30°时偏航力矩大小基本保持不变。双垂尾布局飞行器，如F22，以其优越的隐身性能、敏捷性、及操纵性而闻名。但这种布局飞行器在中、大迎角下，会使飞机横航向气动特性存在严重的非线性问题。这不仅在很大程度上限制了飞行器机动性能的发挥，而且容易出现配平困难，危及飞机的飞行安全。本文主要是运用数值计算的手段研究影响飞行器在侧滑飞行时偏航力矩非线性变化的流动原因并提出改善方案，改善双垂尾布局飞行器偏航力矩的非线性现象。
首先，在迎角α≤30°双垂尾是影响全机偏航力矩非线性变化的主要贡献部件。根据垂尾区影响全机偏航力矩非线性变化的流动特点，将垂尾区的流动随迎角分为四个区：线性稳定区(0°≤α≤10°):垂尾表面为附着流动，全机的偏航力矩大小基本保持不变。非线性减小区(10°≤α≤20°)，非线性增大区(20°≤α≤30°)：垂尾受到机头、进气道等部件产生的涡的诱导作用，偏航力矩曲线呈非线性变化。分别在α=20°减小到最小值，α=30°达到最大值。尾流区(30°<α)：机头、进气道等部件产生的涡发展到垂尾区域时已经破裂，垂尾受到尾流的影响，偏航力矩迅速减小。
其次，本文的计算模型有较多的部件，但由机头、进气道、前翼、边条产生的涡向垂尾区发展时，相互卷绕，仅形成一个涡结构称为前体涡，这个涡结构与机翼涡之间存在较强的诱导作用。由于在侧滑飞行时，两侧机翼的有效迎角不同，导致两侧的机翼涡的强度、破裂角度是非对称的。因此机翼涡对前体涡的诱导作用不同，作用在垂尾表面导致了偏航力矩的非线性变化。
最后，为改善偏航力矩的非线性变化采用了偏转机翼前缘襟翼的控制技术。偏转前缘襟翼后，改变偏转侧机翼的有效迎角，使偏转侧的机翼涡的涡量以及涡位都有相应的变化，此时机翼涡对前体涡的诱导作用被改变。最终使α≤30°时偏航力矩大小基本保持不变。