● 摘要
本文针对边条翼常规布局战斗机，利用风洞大迎角静、动态试验数据及旋转天平试验数据，开展了飞机大迎角全局稳定性分析、六自由度计算及地面飞行模拟试验等研究，并利用投放模型进行了自由飞尾旋试验。为了精确描述大迎角机动非定常气动力与机体运动耦合的物理特性，研究了非定常气动力的建模方法。基于动力学系统建模思想，采用非线性微分方程模型描述非定常气动特性，分析揭示该模型的物理机理，并发展和改进了模型参数的辨识方法：首先，基于小振幅强迫振荡风洞实验结果，采用线性回归参数辨识方法，辨识确定气动模型中特征时间常数等线性参数；其次，基于大振幅强迫振荡实验结果，采用遗传算法全局寻优辨识气动模型中的非线性影响参数。研究结果表明，非线性微分方程非定常气动模型结构符合非定常流动机理，辨识方法具有较强的工程可行性，模型可便捷应用于飞行动力学特性分析与控制律设计。在非定常建模基础上，给出了全量六自由度飞行动力学建模研究。综合静、动态及旋转天平等气动数据，采用旋转角速度分解方法，建立了考虑非定常气动效应的全量六自由度飞行动力学模型，并进行了模态分析与对比。最后，进行了迎角跟踪及尾旋机动等人在环飞行仿真试验研究，对预测结果与试验结果进行了相关分析，结果表明两者有较好的一致性。