摘　要：飛機(jī)布局的大迎角氣動(dòng)特性是決定飛行包線左邊界的主要因素之一。在飛行包線左邊界區(qū)域的飛行能力決定了飛機(jī)的大迎角機(jī)動(dòng)性和敏捷性，但是同時(shí)也極大地挑戰(zhàn)著飛機(jī)的安全。幾十年來，隨著大迎角飛行研究技術(shù)的發(fā)展，戰(zhàn)斗機(jī)不斷突破失速迎角附近及以上區(qū)域，將飛行左邊界左移，擴(kuò)大了飛行包線，減少了飛行限制，挖掘了戰(zhàn)斗機(jī)的作戰(zhàn)潛能。本文對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)大迎角飛行相關(guān)的氣動(dòng)特性研究技術(shù)，包括流動(dòng)機(jī)理研究、數(shù)值計(jì)算方法研究、風(fēng)洞氣動(dòng)力試驗(yàn)、氣動(dòng)力建模與數(shù)據(jù)庫(kù)構(gòu)建、氣動(dòng)與控制綜合驗(yàn)證等關(guān)鍵技術(shù)的發(fā)展與應(yīng)用進(jìn)行了闡述。基于這些技術(shù)的發(fā)展，結(jié)合筆者的工程實(shí)踐，提出了戰(zhàn)斗機(jī)大迎角氣動(dòng)特性研究的整體思路和方法，包括大迎角氣動(dòng)力預(yù)先設(shè)計(jì)、氣動(dòng)力獲取、表達(dá)、綜合分析和氣動(dòng)-運(yùn)動(dòng)-控制一體化驗(yàn)證五個(gè)部分，以供相關(guān)裝備研制參考。

　　關(guān)鍵詞：大迎角;非線性非定常氣動(dòng)力;風(fēng)洞試驗(yàn);氣動(dòng)力模型;氣動(dòng)-運(yùn)動(dòng)-控制綜合試驗(yàn)

　　0引　言

　　現(xiàn)代空中戰(zhàn)爭(zhēng)對(duì)飛機(jī)機(jī)動(dòng)性和敏捷性要求不斷提高，其中大迎角機(jī)動(dòng)飛行能力決定著戰(zhàn)斗機(jī)快速改變機(jī)頭指向的能力，與飛機(jī)作戰(zhàn)效能和生存率息息相關(guān)[1]。隨著能力要求的提高，戰(zhàn)斗機(jī)大迎角區(qū)域飛行的設(shè)計(jì)理念發(fā)生著深刻的變革。

　　二代機(jī)禁止進(jìn)入失速狀態(tài)，三代機(jī)突破“失速”禁區(qū)采用“允許進(jìn)入大迎角/失速迎角區(qū)域且能安全恢復(fù)”的設(shè)計(jì)理念，而新型作戰(zhàn)飛機(jī)更進(jìn)一步，采用“主動(dòng)進(jìn)入大迎角/失速迎角區(qū)域進(jìn)行可控飛行”的理念，飛行限制減少、飛行左邊界不斷左移，戰(zhàn)斗機(jī)的作戰(zhàn)潛能被不斷釋放。廣義的大迎角飛行，是指飛機(jī)迎角接近或者超過失速迎角的飛行狀態(tài)，包括了過失速機(jī)動(dòng)飛行。在大迎角飛行時(shí)，飛機(jī)上的流動(dòng)局部分離或者完全分離，飛行品質(zhì)惡化，飛機(jī)容易出現(xiàn)失速、偏離、尾旋等危及飛行安全的危險(xiǎn)狀態(tài)[2-3]。

　　大迎角氣動(dòng)特性的研究對(duì)于預(yù)測(cè)和防范這些危險(xiǎn)狀態(tài)、實(shí)現(xiàn)飛機(jī)大迎角飛行可控和確保飛機(jī)大迎角飛行安全意義重大。與大迎角飛行伴隨的大迎角氣動(dòng)力具有非線性非定常特征。影響大迎角非線性非定常氣動(dòng)力的因素眾多、參數(shù)耦合嚴(yán)重[4]。因此，戰(zhàn)斗機(jī)提高左邊界飛行能力的需求向大迎角氣動(dòng)特性的物理機(jī)理的認(rèn)識(shí)、氣動(dòng)力數(shù)據(jù)獲取和工程設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)等都提出了巨大的挑戰(zhàn)。

　　對(duì)大迎角流動(dòng)機(jī)理的研究是認(rèn)識(shí)非線性非定常大迎角氣動(dòng)力的物理基礎(chǔ)，數(shù)值計(jì)算方法和風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)是獲取大迎角氣動(dòng)力的有效途徑，大迎角氣動(dòng)力數(shù)據(jù)庫(kù)構(gòu)建技術(shù)是控制律設(shè)計(jì)的重要基礎(chǔ)，氣動(dòng)力綜合驗(yàn)證技術(shù)是開展戰(zhàn)斗機(jī)大迎角氣動(dòng)力和控制律驗(yàn)證的重要途徑。作戰(zhàn)需求催生設(shè)計(jì)理念，并促進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)大迎角飛行氣動(dòng)特性研究技術(shù)持續(xù)地發(fā)展和完善。在20世紀(jì)80年代，國(guó)內(nèi)研究戰(zhàn)斗機(jī)大迎角氣動(dòng)力的技術(shù)基礎(chǔ)還很薄弱，研究方法和技術(shù)手段都亟待發(fā)展，關(guān)鍵技術(shù)問題有待澄清和解決。在20世紀(jì)八、九十年代，為了滿足國(guó)內(nèi)飛機(jī)型號(hào)發(fā)展的需求，大迎角氣動(dòng)特性研究技術(shù)在基礎(chǔ)試驗(yàn)技術(shù)和數(shù)據(jù)工程應(yīng)用方面得到了較大發(fā)展.

　　近十五年來，在我國(guó)先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)的強(qiáng)烈需求牽引下，相關(guān)技術(shù)包括大迎角流動(dòng)機(jī)理研究、大迎角數(shù)值計(jì)算方法研究、大迎角風(fēng)洞氣動(dòng)力試驗(yàn)技術(shù)、大迎角氣動(dòng)力數(shù)據(jù)庫(kù)構(gòu)建技術(shù)、氣動(dòng)與控制綜合驗(yàn)證技術(shù)等關(guān)鍵技術(shù)得到了快速而充分的發(fā)展。這些技術(shù)為先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)的大迎角飛行能力的設(shè)計(jì)和實(shí)現(xiàn)提供了技術(shù)支持，具有重要的應(yīng)用價(jià)值。本文結(jié)合工程設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，對(duì)大迎角飛行氣動(dòng)特性研究技術(shù)的發(fā)展及其工程應(yīng)用進(jìn)行闡述。

　　1大迎角飛行流動(dòng)機(jī)理研究

　　在常規(guī)迎角下，飛機(jī)翼面附近流場(chǎng)一般符合無分離、弱耦合，滿足小擾動(dòng)流動(dòng)的假設(shè)，可以近似用線性方程組描述。

　　因此，飛機(jī)的縱向與橫向飛行動(dòng)力學(xué)特性在小迎角表現(xiàn)出較好的線性度，在中等迎角具有弱非線性，且只和飛行器的姿態(tài)狀態(tài)有關(guān)，沒有非定常效應(yīng)。但是，在大迎角下，飛機(jī)表面流場(chǎng)以分離渦主導(dǎo)，此時(shí)線化小擾動(dòng)方程失效，經(jīng)過飛機(jī)表面的氣流瀕臨分離或者已經(jīng)發(fā)生嚴(yán)重分離，飛機(jī)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，出現(xiàn)穩(wěn)定與不穩(wěn)定的旋渦流動(dòng)和分離流動(dòng)及其與附面層的干擾[5]，流場(chǎng)對(duì)于運(yùn)動(dòng)參數(shù)的響應(yīng)和氣流參數(shù)的變化極其敏感，氣動(dòng)力具有非線性、強(qiáng)耦合的特點(diǎn)。

　　在大迎角機(jī)動(dòng)飛行中，飛機(jī)會(huì)發(fā)生快速的俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航運(yùn)動(dòng)，三軸角速率較大，飛機(jī)姿態(tài)在短時(shí)間內(nèi)發(fā)生大幅變化，圍繞飛機(jī)的不穩(wěn)定流動(dòng)或者分離流動(dòng)，無法快速響應(yīng)飛機(jī)的姿態(tài)變化，致使飛機(jī)在大機(jī)動(dòng)飛行中的氣動(dòng)力/力矩與靜態(tài)氣動(dòng)力/力矩出現(xiàn)較大差異，氣動(dòng)力/力矩出現(xiàn)明顯的遲滯，這種遲滯對(duì)飛機(jī)飛行品質(zhì)和安全的影響不容忽視。

　　大迎角機(jī)動(dòng)飛行中，氣動(dòng)力/力矩遲滯效應(yīng)的大小和特性與飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)歷程有很大關(guān)系，具有典型的非定常特征。隨著戰(zhàn)斗機(jī)迎角增大，飛機(jī)表面流動(dòng)產(chǎn)生分離，直接導(dǎo)致失速;或者形成復(fù)雜的分離渦，機(jī)頭和各翼面渦系發(fā)生耦合，可能改善性能，也可能破壞性能;迎角進(jìn)一步增大引起渦破裂，可能引發(fā)偏離，造成尾旋等危險(xiǎn)事故。理解這些現(xiàn)象的機(jī)理、預(yù)測(cè)這些現(xiàn)象的發(fā)生，甚至主動(dòng)加以利用，是飛機(jī)在大迎角區(qū)安全可控飛行的基礎(chǔ)。本節(jié)主要綜述戰(zhàn)斗機(jī)大迎角飛行典型流動(dòng)機(jī)理，包括它們的流動(dòng)特點(diǎn)、影響機(jī)理、研究進(jìn)展、工程預(yù)測(cè)或主動(dòng)控制的方法。

　　1.1流動(dòng)分離導(dǎo)致的失速戰(zhàn)斗機(jī)飛行迎角大于一定數(shù)值時(shí)，機(jī)翼表面流動(dòng)分離可能導(dǎo)致失速，包括薄翼失速、前緣失速、后緣失速等類型。失速會(huì)造成升力下降、俯仰和滾轉(zhuǎn)力矩突變、氣動(dòng)控制舵面失效等后果。失速形態(tài)和失速迎角主要決定于翼型、機(jī)翼平面形狀、來流馬赫數(shù)、雷諾數(shù)等來流參數(shù)[6]。在失速迎角附近，流動(dòng)可能出現(xiàn)大幅度的低頻振蕩現(xiàn)象。

　　1.2流動(dòng)分離產(chǎn)生的渦系當(dāng)飛行迎角進(jìn)一步增大時(shí)，典型戰(zhàn)斗機(jī)的前機(jī)身、前邊條、機(jī)翼、前緣折點(diǎn)、翼身連接處等部位會(huì)產(chǎn)生沿前緣向下游發(fā)展的渦系，稱為前緣渦或邊條渦。這些渦系對(duì)飛機(jī)的氣動(dòng)特性和控制能力都有顯著影響，主要包括下述內(nèi)容。

　　1.2.1 大迎角渦升力隨著飛行迎角增加，在機(jī)翼前緣/邊條等部位首先產(chǎn)生附體渦。氣流繞過機(jī)翼前緣時(shí)，因迎角較大，負(fù)壓提供的向心力不足以讓氣流及時(shí)轉(zhuǎn)彎、貼附到機(jī)翼表面，這導(dǎo)致了前緣氣流分離。在分離區(qū)內(nèi)氣流高速旋轉(zhuǎn)，形成旋渦，渦心的負(fù)壓在機(jī)翼前緣上表面產(chǎn)生吸力區(qū)，可令升力系數(shù)提升。對(duì)該現(xiàn)象機(jī)理的經(jīng)典解釋是“前緣吸力比擬”[7-8]。

　　該比擬方法認(rèn)為，對(duì)于后掠前緣，基于來流速度在前緣法向平面內(nèi)分量的等效迎角比實(shí)際迎角大，導(dǎo)致前緣上表面產(chǎn)生分離。分離區(qū)將二維翼型的前緣吸力方向翻轉(zhuǎn)90°，從指向飛行方向，變?yōu)橹赶驒C(jī)翼的法向，由此產(chǎn)生升力。前緣渦增升的效果是非常顯著的，對(duì)于典型三角翼，渦升力的貢獻(xiàn)可以占總升力的56%以上[6]。渦升力是支持戰(zhàn)斗機(jī)大迎角飛行的主要?dú)鈩?dòng)力來源。

　　1.2.2 渦系耦合干擾

　　隨著迎角進(jìn)一步增加，前緣/邊條等部位的渦不再附體，成為空間渦系。不同部件產(chǎn)生的空間渦系可以彼此耦合干擾[9-10]，通過渦系間的有利耦合，可改善飛行器的升力和力矩特性[11]。例如機(jī)頭渦和前緣渦的有利耦合，李棟等[12]比對(duì)了類F-22的菱形截面機(jī)頭和橢圓截面機(jī)頭，發(fā)現(xiàn)機(jī)頭渦與主翼前緣渦耦合，產(chǎn)生增強(qiáng)和補(bǔ)能的效果，增大失速迎角，并顯著推遲了渦破裂。對(duì)于近距耦合鴨式布局，鴨翼渦對(duì)主翼也有類似的有利影響。在戰(zhàn)斗機(jī)設(shè)計(jì)中，利用渦系有利耦合可以有效提升飛行性能和控制能力[13-15]。例如，飛機(jī)采用鴨翼布局，通過渦系的有利耦合，令升力系數(shù)相比無耦合狀態(tài)提升了10%～25%。

　　1.2.3 渦系誘導(dǎo)分離

　　在某些特定迎角下，空間渦系作用于下游的飛機(jī)部件，如平尾、垂尾等，在原本不應(yīng)有流動(dòng)分離的位置產(chǎn)生非定常分離區(qū)。在分離區(qū)中，流動(dòng)能量較低，造成飛機(jī)本體力矩非線性、氣動(dòng)控制面效率下降、主翼上壓力分布非定常脈動(dòng)、垂尾抖振等危險(xiǎn)現(xiàn)象[11,16]。例如，F(xiàn)/A-18垂尾抖振就與邊條渦在垂尾上誘導(dǎo)的非定常分離有關(guān)[17]。這類現(xiàn)象對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)和飛行安全構(gòu)成嚴(yán)重威脅，在戰(zhàn)斗機(jī)設(shè)計(jì)中應(yīng)盡量避免或推遲發(fā)生。例如，某鴨式布局飛機(jī)垂尾的流向位置比F/A18顯著靠后，可以避開主翼前緣渦和邊條渦的影響區(qū)，避免垂尾出現(xiàn)抖振現(xiàn)象。

　　1.2.4 渦破裂

　　在某個(gè)臨界迎角以上，前緣渦/邊條渦會(huì)突然破裂，導(dǎo)致渦升力驟降和力矩特性突變。縱向特性突變的機(jī)理是：在渦破裂前后，渦升力作用區(qū)突然減小，例如從整個(gè)機(jī)翼前緣的60%突然縮減到只有10%，導(dǎo)致渦升力作用中心突然前移。橫/航向特性突變的機(jī)理是：前緣渦/邊條渦本身是不穩(wěn)定的[18]，對(duì)上游的擾動(dòng)非常敏感[19]。即使側(cè)滑和滾轉(zhuǎn)角極小、飛機(jī)構(gòu)型對(duì)稱，因?yàn)槲�擾，左右兩側(cè)的渦破裂也可能不是同時(shí)發(fā)生。

　　該現(xiàn)象造成橫航向非對(duì)稱、非定常的力矩變化，導(dǎo)致機(jī)翼?yè)u滾、尾旋等，危害飛行安全。殲10B飛機(jī)大迎角飛行中就發(fā)現(xiàn)有非指令性偏航的現(xiàn)象。隨著戰(zhàn)斗機(jī)飛行迎角增大，渦破裂是不可避免的，在飛機(jī)設(shè)計(jì)中應(yīng)盡量推遲渦破裂的發(fā)生，減弱渦破裂的非對(duì)稱。

　　2數(shù)值計(jì)算方法研究

　　數(shù)值計(jì)算方法與理論、試驗(yàn)方法并列，是氣動(dòng)研究的三大方法之一。在小迎角下，戰(zhàn)斗機(jī)附近流動(dòng)近似線性，恰當(dāng)?shù)挠?jì)算流體力學(xué)方法能夠?qū)θ珯C(jī)靜態(tài)氣動(dòng)力給出令人較為滿意的結(jié)果，包括飛行控制設(shè)計(jì)所需的各參數(shù)總量和差量(如舵效等)。

　　因此，在飛機(jī)的方案選型設(shè)計(jì)中被大量使用。然而，在大迎角下，非線性、非定常的復(fù)雜流動(dòng)占主導(dǎo)。數(shù)值計(jì)算方法對(duì)失速迎角、失速迎角附近的升力、阻力和俯仰力矩、動(dòng)導(dǎo)數(shù)以及失速后的非對(duì)稱氣動(dòng)力的計(jì)算置信度有待驗(yàn)證。因此，在現(xiàn)階段，數(shù)值計(jì)算方法在飛機(jī)大迎角設(shè)計(jì)中一般只用于比較研究和機(jī)理分析，不可替代試驗(yàn)。但數(shù)值計(jì)算可以給出豐富的流場(chǎng)細(xì)節(jié)和非定常特征，且使用方便靈活。作為試驗(yàn)手段的補(bǔ)充和輔助，數(shù)值計(jì)算方法也有其優(yōu)勢(shì)和價(jià)值。

　　對(duì)于全機(jī)氣動(dòng)力問題，求解NS方程的計(jì)算流體力學(xué)方法是最典型的數(shù)值研究手段。而對(duì)于大迎角氣動(dòng)力問題，準(zhǔn)確的湍流模擬方法是數(shù)值計(jì)算成功的關(guān)鍵。據(jù)前一節(jié)所述，因?yàn)榉蛛x流、渦系干擾等流動(dòng)具有強(qiáng)非線性特點(diǎn)，涉及到從低頻到高頻的非定常脈動(dòng)，以及從湍流到分離渦的多尺度結(jié)構(gòu)，算法應(yīng)該要具有盡量高的空間分辨率和時(shí)間分辨率，有盡量低的耗散，以捕捉到各種尺度的流動(dòng)結(jié)構(gòu)，尤其是湍流。同時(shí)，因?yàn)楣こ添?xiàng)目進(jìn)度的要求，這些方法也不能有太大的計(jì)算量。下面對(duì)研究大迎角氣動(dòng)力問題的常用數(shù)值方法進(jìn)行介紹，主要是湍流模擬方法，包括其原理、特性、適用問題和前沿進(jìn)展。

　　2.1基于雷諾平均的湍流模式(RANS)

　　基于雷諾平均(Reynolds-Averaged Navier-StokesEquations, RANS)的湍流模式是大迎角氣動(dòng)力計(jì)算最常用的方法。目前，國(guó)內(nèi)外針對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)全機(jī)大迎角的工程計(jì)算幾乎都采用此方法。該方法基于Boussinesq線性渦黏假設(shè)將雷諾應(yīng)力表述為湍動(dòng)能、湍流頻率等參數(shù)的函數(shù)，計(jì)算量小，應(yīng)用廣泛，成熟度高。對(duì)于大迎角氣動(dòng)力問題，該方法可以較準(zhǔn)確地給出時(shí)均升阻特性與時(shí)均力矩特性。

　　但該方法一般只能給出低頻或定常氣動(dòng)力結(jié)果，對(duì)于轉(zhuǎn)捩、二次渦、渦破裂、非定常脈動(dòng)等的預(yù)測(cè)精度不高，有低估流向渦吸力峰值的傾向[20]，對(duì)逆壓梯度引起的尾緣分離則表現(xiàn)出推遲失速、低估流動(dòng)分離的特點(diǎn)，因此，該方法在工程上的置信度還不如試驗(yàn)，一般只作為試驗(yàn)的補(bǔ)充和參考。目前，已公開發(fā)表的湍流模式有數(shù)百種，只有選用合適的湍流模式才能得到準(zhǔn)確結(jié)果。根據(jù)流動(dòng)機(jī)理，用于分析大迎角問題的湍流模式需要能同時(shí)捕捉壁湍流、剪切層和大分離流動(dòng)。對(duì)此，剪應(yīng)力輸運(yùn)模式(Shear Stress Transport, SST)是在大迎角問題上應(yīng)用最廣泛的湍流模式。

　　該方法魯棒性好，對(duì)參數(shù)不敏感，計(jì)算量也不大，因此在工程上廣泛應(yīng)用。工程上計(jì)算靜態(tài)氣動(dòng)力通常采用上述方法。在1000萬左右的半模網(wǎng)格單元數(shù)下，全迎角范圍升力系數(shù)與低速風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的偏差不大于7%，俯仰力矩的偏差不大于15%;在4000萬左右的網(wǎng)格單元數(shù)下，能清晰地給出空間流場(chǎng)中的渦系干擾結(jié)構(gòu)。但對(duì)于更多飛行器布局的研究表明，該方法對(duì)于渦破裂和非定常大分離等現(xiàn)象的計(jì)算精度不佳[21]。在30°以上的大迎角區(qū)間，計(jì)算結(jié)果往往是定性規(guī)律正確，但定量結(jié)果有偏差。另外還有若干基于雷諾平均的湍流模式，如單方程S-A模型[22]、兩方程k-ε模型[23]、k-ω模型[24]等。但這些模式都有局限性，要么適用于近壁區(qū)而不適合于遠(yuǎn)壁區(qū)，要么適用于分離流/剪切層而不適合于附面層。

　　2.2大渦模擬方法(LES)

　　大渦模擬方法(Large Eddy Simulation, LES)是對(duì)大迎角問題的較精細(xì)、準(zhǔn)確的氣動(dòng)力模擬方法，但因?yàn)橛?jì)算量巨大，研究對(duì)象一般是平板、圓柱等，只用于大迎角氣動(dòng)現(xiàn)象機(jī)理的學(xué)術(shù)研究。理論上最精確的數(shù)值方法是直接物理模擬法(Direct Numerical Simulation, DNS)。該方法的網(wǎng)格各方向尺度都要取到微米量級(jí)，計(jì)算量極大，對(duì)于工程問題完全不適用。

　　為了減少計(jì)算量的同時(shí)保持對(duì)湍流多尺度現(xiàn)象的刻畫能力，Smagorinsky提出了大渦模擬方法[25]。該方法的思路是設(shè)置了一個(gè)截?cái)喑叨龋�小于該尺度的渦將被模型化，大于該尺度的渦才被真實(shí)模擬。該方法可應(yīng)用于非定常脈動(dòng)力、振動(dòng)等問題研究，能給出頻譜，對(duì)分離流、渦系、渦破裂等問題計(jì)算精度高。但該方法的代價(jià)是計(jì)算資源需求大。

　　一般而言，LES方法要求壁面網(wǎng)格法向尺度y+數(shù)在1的量級(jí)，流向和展向尺度在10的量級(jí)。對(duì)于三維機(jī)翼，網(wǎng)格單元總量可達(dá)1～10億，單個(gè)狀態(tài)的計(jì)算時(shí)間可達(dá)數(shù)月。全機(jī)外形的計(jì)算將更大。因此，目前LES方法基本都用于湍流與壓力脈動(dòng)機(jī)理研究，或是二維翼型、旋成體等簡(jiǎn)單外形，尚未見到將其應(yīng)用于全機(jī)氣動(dòng)力計(jì)算的案例。

　　2.3雷諾平均-大渦模擬混合方法(DES/DDES/IDDES)

　　為了避免LES巨大的計(jì)算量，又希望保持對(duì)分離與渦破裂的捕捉精度，人們結(jié)合了上述兩種方法的優(yōu)勢(shì)，提出一系列雷諾平均-大渦模擬混合方法。因?yàn)橛?jì)算量較大，該方法多用于氣動(dòng)現(xiàn)象機(jī)理的學(xué)術(shù)研究，未來可能用于工程計(jì)算。此類方法數(shù)量繁多。其中最經(jīng)典的是分離渦模擬(Detached Eddy Simulation, DES)方法[26]。該算法的基本思路是：在附著湍流區(qū)采用RANS方法，在分離區(qū)采用大渦模擬方法。

　　在此思路下，人們還提出了延遲脫體渦模擬(Delayed DES, DDES)[27]、改進(jìn)的延遲脫體渦模擬(Improved DDES, IDDES)[28]等方法。最新的DDES/IDDES方法實(shí)現(xiàn)了剪切層自適應(yīng)長(zhǎng)度尺度，能更準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)渦破裂現(xiàn)象[29]。目前，采用RANS-LES混合方法的研究主要集中在方法的驗(yàn)證方面，實(shí)際工程問題的應(yīng)用較少[30]。國(guó)外有Peng[20]、Mitchell[31]、Nonomur[32]、Morton等[33]，國(guó)內(nèi)有孫東[34]、劉健等[35]，分別用DES/IDDES等研究了大迎角渦系流動(dòng)，迎角范圍從20°到70°。該方法可應(yīng)用于非定常脈動(dòng)力、振動(dòng)等問題研究，能給出頻譜與能譜的信息。

　　對(duì)于渦破裂等問題，采用此類方法的氣動(dòng)力結(jié)果比RANS更精確，與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果更吻合[35]。眾多計(jì)算研究表明，此類方法可以準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)渦破裂的流向位置和破裂后特性，并且獲得分離剪切層中的二次渦結(jié)構(gòu)。然而，盡管此類方法計(jì)算資源需求比LES更小，但仍比RANS大一個(gè)數(shù)量級(jí)，尤其當(dāng)大迎角分離與旋渦流動(dòng)區(qū)域占主導(dǎo)時(shí)，對(duì)計(jì)算時(shí)間步長(zhǎng)、網(wǎng)格尺寸等的要求與LES相當(dāng)。這限制了該類方法在實(shí)際工程設(shè)計(jì)中的應(yīng)用。

　　3大迎角氣動(dòng)力試驗(yàn)技術(shù)

　　在中小迎角區(qū)域，飛機(jī)繞流為附著流或者未破裂的集中渦流動(dòng)，通過地面試驗(yàn)?zāi)�擬獲取氣動(dòng)力的技術(shù)手段較為成熟。在大迎角區(qū)域，飛機(jī)繞流為復(fù)雜分離流動(dòng)，氣動(dòng)力的非線性、非定常特征顯著。影響氣動(dòng)力的因素眾多，除了飛機(jī)構(gòu)型、舵偏、速度、迎角、側(cè)滑角等參數(shù)，角速率、角加速率和運(yùn)動(dòng)的時(shí)間歷程也對(duì)氣動(dòng)力有很大影響。氣動(dòng)力的遲滯效應(yīng)突出，運(yùn)動(dòng)參數(shù)的影響還呈現(xiàn)強(qiáng)烈耦合和非線性特點(diǎn)。對(duì)于如此復(fù)雜的大迎角飛行氣動(dòng)力，僅僅通過大迎角靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)無法全面掌握大迎角氣動(dòng)特性，還需要復(fù)雜的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)技術(shù)來模擬多種運(yùn)動(dòng)參數(shù)及其耦合狀態(tài)的影響，從而獲得更全面的大迎角氣動(dòng)力信息。

　　以大迎角靜態(tài)氣動(dòng)力為基礎(chǔ)，通過動(dòng)導(dǎo)數(shù)、旋轉(zhuǎn)天平和大幅振蕩等動(dòng)態(tài)試驗(yàn)獲得的大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)開展飛機(jī)的大迎角氣動(dòng)力分析，是國(guó)內(nèi)外研究飛機(jī)大迎角氣動(dòng)特性的通常做法。美國(guó)在F-16、F/A-18、X31和F-22等飛機(jī)上開展了大量的動(dòng)導(dǎo)數(shù)研究、旋轉(zhuǎn)天平和大幅振蕩試驗(yàn)研究(圖9)[41-44]，獲得大迎角氣動(dòng)力研究的基礎(chǔ)數(shù)據(jù)。國(guó)內(nèi)與戰(zhàn)斗機(jī)大迎角氣動(dòng)特性相關(guān)的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)技術(shù)起步較晚。在上世紀(jì)八、九十年代，在我國(guó)自主研發(fā)三代機(jī)的需求牽引下，動(dòng)導(dǎo)數(shù)、旋轉(zhuǎn)天平等常規(guī)動(dòng)態(tài)試驗(yàn)技術(shù)建立[45-50]并得以少量應(yīng)用。

　　十幾年前，對(duì)于新型戰(zhàn)斗機(jī)的需求，這些技術(shù)在面向工程應(yīng)用時(shí)還需要進(jìn)一步完善;大振幅單自由度、雙自由度耦合試驗(yàn)技術(shù)以高校力量為主發(fā)展和研究，工程應(yīng)用很少。在新型戰(zhàn)斗機(jī)需求的推動(dòng)下，近十多年來，中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心、航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院、航天空氣動(dòng)力研究院等院所完善或新建了動(dòng)導(dǎo)數(shù)、旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)設(shè)施，改進(jìn)了原有試驗(yàn)技術(shù)，包括動(dòng)態(tài)試驗(yàn)支撐方式、模型強(qiáng)迫運(yùn)動(dòng)驅(qū)動(dòng)方式等、優(yōu)化數(shù)據(jù)采集和運(yùn)動(dòng)控制技術(shù);發(fā)展了新的大幅振蕩試驗(yàn)技術(shù)與旋轉(zhuǎn)天平耦合強(qiáng)迫振蕩技術(shù)[50-54]。航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院還新建了4 m量級(jí)動(dòng)態(tài)特種試驗(yàn)風(fēng)洞，并在8 m連續(xù)風(fēng)洞中建設(shè)動(dòng)態(tài)試驗(yàn)設(shè)備。這些進(jìn)展使得國(guó)內(nèi)大迎角非定常氣動(dòng)力的地面試驗(yàn)?zāi)�擬能力獲得了很大的提升，支撐了國(guó)內(nèi)飛機(jī)大迎角氣動(dòng)特性的研究。

　　在戰(zhàn)斗機(jī)研制中，動(dòng)態(tài)試驗(yàn)技術(shù)的應(yīng)用水平也有大幅提高。近十幾年，國(guó)內(nèi)大量開展了動(dòng)態(tài)試驗(yàn)，完成了各型飛機(jī)的動(dòng)導(dǎo)數(shù)、旋轉(zhuǎn)天平和大幅振蕩試驗(yàn)，在研究中完善原有試驗(yàn)設(shè)計(jì)方法、提出新的試驗(yàn)設(shè)計(jì)方法，為飛機(jī)大迎角氣動(dòng)特性研究提供了豐富的數(shù)據(jù)。通過這些方法的發(fā)展、完善和應(yīng)用，業(yè)界對(duì)飛機(jī)大迎角氣動(dòng)特性也有了更全面和深刻的認(rèn)識(shí)。 下面對(duì)常用的大迎角氣動(dòng)力獲取試驗(yàn)技術(shù)從試驗(yàn)基本方法、數(shù)據(jù)特點(diǎn)和價(jià)值、試驗(yàn)技術(shù)挑戰(zhàn)及國(guó)內(nèi)工程應(yīng)用情況等方面進(jìn)行簡(jiǎn)要闡述，包括大迎角靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)、動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)、旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)和大幅振蕩試驗(yàn)。

　　3.1大迎角靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)

　　大迎角靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)在常規(guī)迎角靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)技術(shù)基礎(chǔ)上，擴(kuò)展試驗(yàn)迎角和側(cè)滑角，試驗(yàn)的姿態(tài)角范圍覆蓋包括過失速飛行的大迎角飛行包線。試驗(yàn)中，模型姿態(tài)固定，通過測(cè)力天平，得到模型在大迎角大側(cè)滑角下的定常氣動(dòng)力和力矩。大迎角靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)數(shù)據(jù)可以反映飛機(jī)在大迎角區(qū)域的基本氣動(dòng)特性，包括俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)方向的靜穩(wěn)定性變化和舵面控制能力等。對(duì)于飛機(jī)在大迎角區(qū)域的偏離、失速特性，依據(jù)大迎角測(cè)力數(shù)據(jù)能夠給出定性判斷和特征描述，這些信息在布局設(shè)計(jì)和飛控設(shè)計(jì)的初期階段是非常重要的。大迎角靜態(tài)測(cè)力數(shù)據(jù)也是構(gòu)建大迎角氣動(dòng)力數(shù)據(jù)庫(kù)所需的最基礎(chǔ)和重要的氣動(dòng)力數(shù)據(jù)。

　　在大迎角靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)中，姿態(tài)角范圍較大，飛機(jī)流動(dòng)不穩(wěn)定性強(qiáng)、分離劇烈，導(dǎo)致在部分試驗(yàn)工況下模型會(huì)發(fā)生劇烈抖動(dòng)，試驗(yàn)裝置需要進(jìn)行專門設(shè)計(jì)以抑制或者減緩模型和機(jī)構(gòu)的抖動(dòng)，從而確保試驗(yàn)安全和數(shù)據(jù)有效;另一方面，模型與試驗(yàn)支撐系統(tǒng)、開口/閉口風(fēng)洞之間的干擾更加復(fù)雜，大迎角試驗(yàn)的風(fēng)洞干擾修正方法至今還沒有統(tǒng)一[55-60]。

　　4大迎角氣動(dòng)力數(shù)據(jù)庫(kù)構(gòu)建技術(shù)

　　氣動(dòng)力數(shù)據(jù)庫(kù)是進(jìn)行飛機(jī)飛行控制律設(shè)計(jì)不可缺少的重要輸入，它直接定量給出飛機(jī)在各種飛行條件下的氣動(dòng)力和力矩。在飛機(jī)設(shè)計(jì)中，如何基于風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)，為飛行控制提供可靠的氣動(dòng)力預(yù)測(cè)是氣動(dòng)力數(shù)據(jù)庫(kù)構(gòu)建的核心問題。由于中小迎角和大迎角區(qū)域飛機(jī)繞流形態(tài)完全不同，迎角、側(cè)滑角、舵偏和運(yùn)動(dòng)參數(shù)對(duì)氣動(dòng)力的影響有較大差異，因此，中小迎角的氣動(dòng)力數(shù)據(jù)庫(kù)設(shè)計(jì)與大迎角氣動(dòng)力數(shù)據(jù)庫(kù)設(shè)計(jì)有較大差別。在大迎角飛行中，氣動(dòng)力的遲滯效應(yīng)突出，影響因素眾多，除了迎角、側(cè)滑角、馬赫數(shù)以及角速率等因素，角加速率和時(shí)間歷程也對(duì)氣動(dòng)力有很大影響。

　　運(yùn)動(dòng)參數(shù)的影響還呈現(xiàn)強(qiáng)烈耦合特點(diǎn)，即俯仰運(yùn)動(dòng)或者滾轉(zhuǎn)/偏航運(yùn)動(dòng)引起的氣動(dòng)力變化既有縱向的也有橫航向的，縱向和橫航向氣動(dòng)力緊密耦合在一起。面對(duì)眾多因素的復(fù)雜影響，具有強(qiáng)烈非線性、非定常、強(qiáng)耦合特征的大迎角氣動(dòng)力的表達(dá)難度大大增加。如何分析大迎角飛行中各種因素的影響，準(zhǔn)確地表達(dá)非線性非定常氣動(dòng)力，在飛機(jī)設(shè)計(jì)流程中，更早的為布局設(shè)計(jì)提供大迎角特性的反饋，為飛行控制律設(shè)計(jì)提供準(zhǔn)確的大迎角氣動(dòng)力輸入，是戰(zhàn)斗機(jī)大迎角氣動(dòng)力工程設(shè)計(jì)的關(guān)鍵。

　　5大迎角飛行氣動(dòng)-控制綜合驗(yàn)證技術(shù)

　　大迎角飛行中飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)、氣動(dòng)與控制深度耦合。驗(yàn)證大迎角氣動(dòng)力設(shè)計(jì)結(jié)果，包括布局本體氣動(dòng)特性的可行性和氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)的可靠性，需要集成大迎角飛行控制與氣動(dòng)的綜合性驗(yàn)證技術(shù)。氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)驗(yàn)證是大迎角氣動(dòng)驗(yàn)證的重要方面。

　　氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)驗(yàn)證通過一定手段檢驗(yàn)數(shù)據(jù)庫(kù)輸出的氣動(dòng)力是否符合飛機(jī)真實(shí)氣動(dòng)力，以達(dá)到對(duì)氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)進(jìn)行驗(yàn)證的目的。數(shù)據(jù)庫(kù)驗(yàn)證可以分為直接驗(yàn)證與間接驗(yàn)證兩個(gè)方向，直接驗(yàn)證是通過風(fēng)洞試驗(yàn)或飛行試驗(yàn)得出大迎角大機(jī)動(dòng)狀態(tài)下飛機(jī)的真實(shí)氣動(dòng)力，與數(shù)據(jù)庫(kù)輸出的氣動(dòng)力進(jìn)行對(duì)比驗(yàn)證。

　　間接驗(yàn)證是通過飛行仿真的方式，將飛行仿真的運(yùn)動(dòng)歷程與真實(shí)飛行的運(yùn)動(dòng)歷程進(jìn)行對(duì)比，由于飛行仿真中飛機(jī)運(yùn)動(dòng)由氣動(dòng)力數(shù)據(jù)庫(kù)驅(qū)動(dòng)，而真實(shí)飛行狀態(tài)由飛機(jī)真實(shí)氣動(dòng)力驅(qū)動(dòng)，因此，可以通過對(duì)比運(yùn)動(dòng)歷程間接驗(yàn)證數(shù)據(jù)庫(kù)輸出的氣動(dòng)力是否與真實(shí)氣動(dòng)力相近。

　　國(guó)外在20世紀(jì)70-90年代，發(fā)展了水平風(fēng)洞試驗(yàn)、縮比模型投放試驗(yàn)和垂直風(fēng)洞試驗(yàn)等技術(shù)[109-112]，建立了風(fēng)洞虛擬飛行、風(fēng)洞自由飛等試驗(yàn)技術(shù)，用以獲取特定耦合條件下的非定常氣動(dòng)力、驗(yàn)證飛機(jī)在大迎角飛行狀態(tài)下的響應(yīng)和飛機(jī)的控制律設(shè)計(jì)等。這些試驗(yàn)技術(shù)在戰(zhàn)斗機(jī)的大迎角失速/偏離特性預(yù)測(cè)、大迎角穩(wěn)定與控制特性、推力矢量應(yīng)用等研究上發(fā)揮了重要作用，構(gòu)成了大迎角飛行綜合驗(yàn)證的重要手段。

　　近十幾年，國(guó)內(nèi)從無到有新發(fā)展的機(jī)動(dòng)歷程模擬試驗(yàn)、風(fēng)洞尾旋試驗(yàn)、風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)、水平風(fēng)洞自由飛試驗(yàn)和縮比模型大氣飛行試驗(yàn)等技術(shù)形成了我國(guó)重要的大迎角飛行控制與氣動(dòng)綜合性驗(yàn)證途徑。這些試驗(yàn)技術(shù)具有運(yùn)動(dòng)-氣動(dòng)一體化或者控制運(yùn)動(dòng)-氣動(dòng)一體化的特點(diǎn)，試驗(yàn)中通過某種方式發(fā)出運(yùn)動(dòng)控制指令使模型實(shí)現(xiàn)多自由度耦合的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，測(cè)量飛機(jī)模型氣動(dòng)力或者運(yùn)動(dòng)參數(shù)的變化，驗(yàn)證大迎角氣動(dòng)特性。其中，機(jī)動(dòng)歷程模擬試驗(yàn)屬于直接驗(yàn)證大迎角氣動(dòng)力的技術(shù)，風(fēng)洞尾旋試驗(yàn)、風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)、水平風(fēng)洞自由飛試驗(yàn)和縮比模型大氣飛行試驗(yàn)屬于間接驗(yàn)證技術(shù)。

　　6大迎角氣動(dòng)特性綜合設(shè)計(jì)與研究方法

　　自三代機(jī)研制開始，尤其近十多年以來，在新型戰(zhàn)斗機(jī)大迎角飛行的強(qiáng)烈需求牽引下，經(jīng)過不懈努力，國(guó)內(nèi)的大迎角氣動(dòng)力設(shè)計(jì)與研究水平得到了大幅的提升。基于大迎角氣動(dòng)特性研究技術(shù)的發(fā)展和完善，成都飛機(jī)設(shè)計(jì)所在不斷的工程實(shí)踐中，形成了一套系統(tǒng)、完整、閉環(huán)的飛機(jī)大迎角氣動(dòng)特性設(shè)計(jì)與研究方法。

　　整套方法包括大迎角氣動(dòng)力的預(yù)先設(shè)計(jì)、全面獲取、準(zhǔn)確表達(dá)(或預(yù)測(cè))、綜合分析與一體化驗(yàn)證五個(gè)大的環(huán)節(jié)。整套方法從考慮大迎角氣動(dòng)特性的布局設(shè)計(jì)開始，以多種風(fēng)洞試驗(yàn)獲取的多種類型氣動(dòng)力數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，基于對(duì)氣動(dòng)力的基本分析和認(rèn)識(shí)，以工程實(shí)用方法構(gòu)建大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)，用于大迎角飛行中氣動(dòng)力的表達(dá)與預(yù)測(cè)，為控制律設(shè)計(jì)提供全套氣動(dòng)力數(shù)據(jù);結(jié)合不同類型的氣動(dòng)控制-運(yùn)動(dòng)一體化綜合試驗(yàn)技術(shù)直接或者間接驗(yàn)證大迎角氣動(dòng)力設(shè)計(jì)結(jié)果和控制律;分析與驗(yàn)證結(jié)果同時(shí)反饋給布局設(shè)計(jì)和數(shù)據(jù)庫(kù)設(shè)計(jì)，進(jìn)而改進(jìn)設(shè)計(jì)思路和方法。

　　7總結(jié)與展望

　　本文對(duì)三十年以來國(guó)內(nèi)大迎角飛行氣動(dòng)特性研究技術(shù)的發(fā)展與工程應(yīng)用進(jìn)行了綜述，并結(jié)合筆者的工程實(shí)踐，提出了一套系統(tǒng)的、通用的大迎角氣動(dòng)特性綜合研究方法，闡明了大迎角氣動(dòng)力從設(shè)計(jì)、獲取、分析到表達(dá)和綜合驗(yàn)證的整體研究思路和技術(shù)途徑，可供現(xiàn)有機(jī)型及未來戰(zhàn)斗機(jī)大迎角飛行氣動(dòng)力設(shè)計(jì)與研究參考。今后，大迎角飛行氣動(dòng)特性研究還需在以下方面持續(xù)開展更深入的工作，以進(jìn)一步提高該領(lǐng)域相關(guān)技術(shù)的成熟度，加速工程應(yīng)用轉(zhuǎn)化，提高裝備能力。包括：

　　1)開展以非線性非定常氣動(dòng)力模型為核心的大迎角氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)驅(qū)動(dòng)的飛控設(shè)計(jì)與綜合驗(yàn)證研究;2)利用風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)、縮比模型大氣飛行試驗(yàn)等技術(shù)開展更深入的大迎角氣動(dòng)特性驗(yàn)證工作;3)利用飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)和地面模擬技術(shù)與系統(tǒng)，研究大迎角氣動(dòng)力數(shù)據(jù)庫(kù)修正方法，得到更加精準(zhǔn)的氣動(dòng)模型，形成基于飛行試驗(yàn)結(jié)果反饋修正大迎角氣動(dòng)力數(shù)據(jù)庫(kù)的實(shí)用技術(shù);4)結(jié)合大數(shù)據(jù)分析、人工智能等領(lǐng)域的先進(jìn)理念和方法，發(fā)展大迎角氣動(dòng)力數(shù)值計(jì)算技術(shù)、數(shù)值飛行技術(shù)、計(jì)算/試驗(yàn)/飛行數(shù)據(jù)融合技術(shù)，提高戰(zhàn)斗機(jī)大迎角氣動(dòng)力的置信度及綜合應(yīng)用價(jià)值。

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　　作者：王海峰*，展京霞，陳 科，陳 翔，陳梓鈞