● 摘要
吸气式高超声速飞行器飞行过程中受到大气紊流等外部干扰的作用时，飞行姿态很可能会偏离正常情况。大迎角就是其中的典型，大迎角情况下，飞行器各子系统的流场发生变化，从而引起气动力的陡然变化，建立大迎角下的模型必须首先研究这些现象发生的机理，并确定发生的临界条件。此外，为了提高操纵效率，高超声速飞行器多采用大后掠全动尾翼，且多使用轻质材料，飞行器偏离正常姿态时往往需要大角度偏转尾翼，这就带来了全动尾翼的气动弹性问题。
针对大迎角飞行时飞行器可能出现的气动弹性问题，首先建立了一种用于高超声速大迎角三维气动力计算的数值模型，经过试验验证之后，将数值方法与常用的工程算法——激波膨胀波法、修正牛顿理论和活塞理论进行对比，并分析了气体粘性效应和三维效应在大迎角下对气动力的影响。然后采用该数值方法对一种典型吸气式高超声速飞行器的流场进行了数值模拟，得到其流场特征和气动特性。重点针对大迎角情况，分别对整机气动特性、进气道性能和全动尾翼气动性能进行了分析，并结合流场特征做出解释。最后建立全动尾翼结构模型，耦合气动模型，对其在大迎角下大角度偏转时的气动弹性问题进行了研究。得出结论如下：
1、大迎角下使用工程算法计算气动力参数的精确度降低；气体粘性效应主要影响阻力系数，对升力的影响几乎可以忽略；大迎角下的三维效应显著，使用简化的二维模型代替三维模型会造成计算结果误差增大。
2、大迎角下飞行器的气动参数表现出非线性特性，升阻比减小，整机纵向表现为静不稳定，且不稳定性随迎角增大而增大；进气道性能在大迎角下降低，从而导致发动机推力下降，不利于发动机的正常工作，但却适当降低了整机的纵向静不稳定度；全动尾翼操纵效率降低从而使得配平难度增大。
3、全动尾翼的气动力和结构响应曲线均随时间逐渐衰减至平衡位置。迎角越大，初始振幅越大，但随时间衰减得越快。结构变形导致升阻力系数均减小，迎角越大减小比例越大。结构等效应力曲线在小迎角下由一阶固有频率主导，大迎角下变为由二阶频率主导。且大迎角下的结构弯曲/扭转耦合变形增大。