战斗机大迎角气动特性研究技术的发展与应用

　　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。在飞行包线左边界区域的飞行能力决定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、风洞气动力试验、气动力建模与数据库构建、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，结合笔者的工程实践，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、表达、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。

　　关键词：大迎角;非线性非定常气动力;风洞试验;气动力模型;气动-运动-控制综合试验

　　0引　言

　　现代空中战争对飞机机动性和敏捷性要求不断提高，其中大迎角机动飞行能力决定着战斗机快速改变机头指向的能力，与飞机作战效能和生存率息息相关[1]。随着能力要求的提高，战斗机大迎角区域飞行的设计理念发生着深刻的变革。

　　二代机禁止进入失速状态，三代机突破“失速”禁区采用“允许进入大迎角/失速迎角区域且能安全恢复”的设计理念，而新型作战飞机更进一步，采用“主动进入大迎角/失速迎角区域进行可控飞行”的理念，飞行限制减少、飞行左边界不断左移，战斗机的作战潜能被不断释放。广义的大迎角飞行，是指飞机迎角接近或者超过失速迎角的飞行状态，包括了过失速机动飞行。在大迎角飞行时，飞机上的流动局部分离或者完全分离，飞行品质恶化，飞机容易出现失速、偏离、尾旋等危及飞行安全的危险状态[2-3]。

　　大迎角气动特性的研究对于预测和防范这些危险状态、实现飞机大迎角飞行可控和确保飞机大迎角飞行安全意义重大。与大迎角飞行伴随的大迎角气动力具有非线性非定常特征。影响大迎角非线性非定常气动力的因素众多、参数耦合严重[4]。因此，战斗机提高左边界飞行能力的需求向大迎角气动特性的物理机理的认识、气动力数据获取和工程设计实现等都提出了巨大的挑战。

　　对大迎角流动机理的研究是认识非线性非定常大迎角气动力的物理基础，数值计算方法和风洞试验技术是获取大迎角气动力的有效途径，大迎角气动力数据库构建技术是控制律设计的重要基础，气动力综合验证技术是开展战斗机大迎角气动力和控制律验证的重要途径。作战需求催生设计理念，并促进战斗机大迎角飞行气动特性研究技术持续地发展和完善。在20世纪80年代，国内研究战斗机大迎角气动力的技术基础还很薄弱，研究方法和技术手段都亟待发展，关键技术问题有待澄清和解决。在20世纪八、九十年代，为了满足国内飞机型号发展的需求，大迎角气动特性研究技术在基础试验技术和数据工程应用方面得到了较大发展.

　　近十五年来，在我国先进战斗机的强烈需求牵引下，相关技术包括大迎角流动机理研究、大迎角数值计算方法研究、大迎角风洞气动力试验技术、大迎角气动力数据库构建技术、气动与控制综合验证技术等关键技术得到了快速而充分的发展。这些技术为先进战斗机的大迎角飞行能力的设计和实现提供了技术支持，具有重要的应用价值。本文结合工程设计经验，对大迎角飞行气动特性研究技术的发展及其工程应用进行阐述。

　　1大迎角飞行流动机理研究

　　在常规迎角下，飞机翼面附近流场一般符合无分离、弱耦合，满足小扰动流动的假设，可以近似用线性方程组描述。

　　因此，飞机的纵向与横向飞行动力学特性在小迎角表现出较好的线性度，在中等迎角具有弱非线性，且只和飞行器的姿态状态有关，没有非定常效应。但是，在大迎角下，飞机表面流场以分离涡主导，此时线化小扰动方程失效，经过飞机表面的气流濒临分离或者已经发生严重分离，飞机流场结构复杂，出现稳定与不稳定的旋涡流动和分离流动及其与附面层的干扰[5]，流场对于运动参数的响应和气流参数的变化极其敏感，气动力具有非线性、强耦合的特点。

　　在大迎角机动飞行中，飞机会发生快速的俯仰、滚转和偏航运动，三轴角速率较大，飞机姿态在短时间内发生大幅变化，围绕飞机的不稳定流动或者分离流动，无法快速响应飞机的姿态变化，致使飞机在大机动飞行中的气动力/力矩与静态气动力/力矩出现较大差异，气动力/力矩出现明显的迟滞，这种迟滞对飞机飞行品质和安全的影响不容忽视。

　　大迎角机动飞行中，气动力/力矩迟滞效应的大小和特性与飞机的运动历程有很大关系，具有典型的非定常特征。随着战斗机迎角增大，飞机表面流动产生分离，直接导致失速;或者形成复杂的分离涡，机头和各翼面涡系发生耦合，可能改善性能，也可能破坏性能;迎角进一步增大引起涡破裂，可能引发偏离，造成尾旋等危险事故。理解这些现象的机理、预测这些现象的发生，甚至主动加以利用，是飞机在大迎角区安全可控飞行的基础。本节主要综述战斗机大迎角飞行典型流动机理，包括它们的流动特点、影响机理、研究进展、工程预测或主动控制的方法。

　　1.1流动分离导致的失速战斗机飞行迎角大于一定数值时，机翼表面流动分离可能导致失速，包括薄翼失速、前缘失速、后缘失速等类型。失速会造成升力下降、俯仰和滚转力矩突变、气动控制舵面失效等后果。失速形态和失速迎角主要决定于翼型、机翼平面形状、来流马赫数、雷诺数等来流参数[6]。在失速迎角附近，流动可能出现大幅度的低频振荡现象。

　　1.2流动分离产生的涡系当飞行迎角进一步增大时，典型战斗机的前机身、前边条、机翼、前缘折点、翼身连接处等部位会产生沿前缘向下游发展的涡系，称为前缘涡或边条涡。这些涡系对飞机的气动特性和控制能力都有显著影响，主要包括下述内容。

　　1.2.1 大迎角涡升力随着飞行迎角增加，在机翼前缘/边条等部位首先产生附体涡。气流绕过机翼前缘时，因迎角较大，负压提供的向心力不足以让气流及时转弯、贴附到机翼表面，这导致了前缘气流分离。在分离区内气流高速旋转，形成旋涡，涡心的负压在机翼前缘上表面产生吸力区，可令升力系数提升。对该现象机理的经典解释是“前缘吸力比拟”[7-8]。

　　该比拟方法认为，对于后掠前缘，基于来流速度在前缘法向平面内分量的等效迎角比实际迎角大，导致前缘上表面产生分离。分离区将二维翼型的前缘吸力方向翻转90°，从指向飞行方向，变为指向机翼的法向，由此产生升力。前缘涡增升的效果是非常显著的，对于典型三角翼，涡升力的贡献可以占总升力的56%以上[6]。涡升力是支持战斗机大迎角飞行的主要气动力来源。

　　1.2.2 涡系耦合干扰

　　随着迎角进一步增加，前缘/边条等部位的涡不再附体，成为空间涡系。不同部件产生的空间涡系可以彼此耦合干扰[9-10]，通过涡系间的有利耦合，可改善飞行器的升力和力矩特性[11]。例如机头涡和前缘涡的有利耦合，李栋等[12]比对了类F-22的菱形截面机头和椭圆截面机头，发现机头涡与主翼前缘涡耦合，产生增强和补能的效果，增大失速迎角，并显著推迟了涡破裂。对于近距耦合鸭式布局，鸭翼涡对主翼也有类似的有利影响。在战斗机设计中，利用涡系有利耦合可以有效提升飞行性能和控制能力[13-15]。例如，飞机采用鸭翼布局，通过涡系的有利耦合，令升力系数相比无耦合状态提升了10%～25%。

　　1.2.3 涡系诱导分离

　　在某些特定迎角下，空间涡系作用于下游的飞机部件，如平尾、垂尾等，在原本不应有流动分离的位置产生非定常分离区。在分离区中，流动能量较低，造成飞机本体力矩非线性、气动控制面效率下降、主翼上压力分布非定常脉动、垂尾抖振等危险现象[11,16]。例如，F/A-18垂尾抖振就与边条涡在垂尾上诱导的非定常分离有关[17]。这类现象对飞机结构和飞行安全构成严重威胁，在战斗机设计中应尽量避免或推迟发生。例如，某鸭式布局飞机垂尾的流向位置比F/A18显著靠后，可以避开主翼前缘涡和边条涡的影响区，避免垂尾出现抖振现象。

　　1.2.4 涡破裂

　　在某个临界迎角以上，前缘涡/边条涡会突然破裂，导致涡升力骤降和力矩特性突变。纵向特性突变的机理是：在涡破裂前后，涡升力作用区突然减小，例如从整个机翼前缘的60%突然缩减到只有10%，导致涡升力作用中心突然前移。横/航向特性突变的机理是：前缘涡/边条涡本身是不稳定的[18]，对上游的扰动非常敏感[19]。即使侧滑和滚转角极小、飞机构型对称，因为微扰，左右两侧的涡破裂也可能不是同时发生。

　　该现象造成横航向非对称、非定常的力矩变化，导致机翼摇滚、尾旋等，危害飞行安全。歼10B飞机大迎角飞行中就发现有非指令性偏航的现象。随着战斗机飞行迎角增大，涡破裂是不可避免的，在飞机设计中应尽量推迟涡破裂的发生，减弱涡破裂的非对称。

　　2数值计算方法研究

　　数值计算方法与理论、试验方法并列，是气动研究的三大方法之一。在小迎角下，战斗机附近流动近似线性，恰当的计算流体力学方法能够对全机静态气动力给出令人较为满意的结果，包括飞行控制设计所需的各参数总量和差量(如舵效等)。

　　因此，在飞机的方案选型设计中被大量使用。然而，在大迎角下，非线性、非定常的复杂流动占主导。数值计算方法对失速迎角、失速迎角附近的升力、阻力和俯仰力矩、动导数以及失速后的非对称气动力的计算置信度有待验证。因此，在现阶段，数值计算方法在飞机大迎角设计中一般只用于比较研究和机理分析，不可替代试验。但数值计算可以给出丰富的流场细节和非定常特征，且使用方便灵活。作为试验手段的补充和辅助，数值计算方法也有其优势和价值。

　　对于全机气动力问题，求解NS方程的计算流体力学方法是最典型的数值研究手段。而对于大迎角气动力问题，准确的湍流模拟方法是数值计算成功的关键。据前一节所述，因为分离流、涡系干扰等流动具有强非线性特点，涉及到从低频到高频的非定常脉动，以及从湍流到分离涡的多尺度结构，算法应该要具有尽量高的空间分辨率和时间分辨率，有尽量低的耗散，以捕捉到各种尺度的流动结构，尤其是湍流。同时，因为工程项目进度的要求，这些方法也不能有太大的计算量。下面对研究大迎角气动力问题的常用数值方法进行介绍，主要是湍流模拟方法，包括其原理、特性、适用问题和前沿进展。

　　2.1基于雷诺平均的湍流模式(RANS)

　　基于雷诺平均(Reynolds-Averaged Navier-StokesEquations, RANS)的湍流模式是大迎角气动力计算最常用的方法。目前，国内外针对战斗机全机大迎角的工程计算几乎都采用此方法。该方法基于Boussinesq线性涡黏假设将雷诺应力表述为湍动能、湍流频率等参数的函数，计算量小，应用广泛，成熟度高。对于大迎角气动力问题，该方法可以较准确地给出时均升阻特性与时均力矩特性。

　　但该方法一般只能给出低频或定常气动力结果，对于转捩、二次涡、涡破裂、非定常脉动等的预测精度不高，有低估流向涡吸力峰值的倾向[20]，对逆压梯度引起的尾缘分离则表现出推迟失速、低估流动分离的特点，因此，该方法在工程上的置信度还不如试验，一般只作为试验的补充和参考。目前，已公开发表的湍流模式有数百种，只有选用合适的湍流模式才能得到准确结果。根据流动机理，用于分析大迎角问题的湍流模式需要能同时捕捉壁湍流、剪切层和大分离流动。对此，剪应力输运模式(Shear Stress Transport, SST)是在大迎角问题上应用最广泛的湍流模式。

　　该方法鲁棒性好，对参数不敏感，计算量也不大，因此在工程上广泛应用。工程上计算静态气动力通常采用上述方法。在1000万左右的半模网格单元数下，全迎角范围升力系数与低速风洞试验结果的偏差不大于7%，俯仰力矩的偏差不大于15%;在4000万左右的网格单元数下，能清晰地给出空间流场中的涡系干扰结构。但对于更多飞行器布局的研究表明，该方法对于涡破裂和非定常大分离等现象的计算精度不佳[21]。在30°以上的大迎角区间，计算结果往往是定性规律正确，但定量结果有偏差。另外还有若干基于雷诺平均的湍流模式，如单方程S-A模型[22]、两方程k-ε模型[23]、k-ω模型[24]等。但这些模式都有局限性，要么适用于近壁区而不适合于远壁区，要么适用于分离流/剪切层而不适合于附面层。

　　2.2大涡模拟方法(LES)

　　大涡模拟方法(Large Eddy Simulation, LES)是对大迎角问题的较精细、准确的气动力模拟方法，但因为计算量巨大，研究对象一般是平板、圆柱等，只用于大迎角气动现象机理的学术研究。理论上最精确的数值方法是直接物理模拟法(Direct Numerical Simulation, DNS)。该方法的网格各方向尺度都要取到微米量级，计算量极大，对于工程问题完全不适用。

　　为了减少计算量的同时保持对湍流多尺度现象的刻画能力，Smagorinsky提出了大涡模拟方法[25]。该方法的思路是设置了一个截断尺度，小于该尺度的涡将被模型化，大于该尺度的涡才被真实模拟。该方法可应用于非定常脉动力、振动等问题研究，能给出频谱，对分离流、涡系、涡破裂等问题计算精度高。但该方法的代价是计算资源需求大。

　　一般而言，LES方法要求壁面网格法向尺度y+数在1的量级，流向和展向尺度在10的量级。对于三维机翼，网格单元总量可达1～10亿，单个状态的计算时间可达数月。全机外形的计算将更大。因此，目前LES方法基本都用于湍流与压力脉动机理研究，或是二维翼型、旋成体等简单外形，尚未见到将其应用于全机气动力计算的案例。

　　2.3雷诺平均-大涡模拟混合方法(DES/DDES/IDDES)

　　为了避免LES巨大的计算量，又希望保持对分离与涡破裂的捕捉精度，人们结合了上述两种方法的优势，提出一系列雷诺平均-大涡模拟混合方法。因为计算量较大，该方法多用于气动现象机理的学术研究，未来可能用于工程计算。此类方法数量繁多。其中最经典的是分离涡模拟(Detached Eddy Simulation, DES)方法[26]。该算法的基本思路是：在附着湍流区采用RANS方法，在分离区采用大涡模拟方法。

　　在此思路下，人们还提出了延迟脱体涡模拟(Delayed DES, DDES)[27]、改进的延迟脱体涡模拟(Improved DDES, IDDES)[28]等方法。最新的DDES/IDDES方法实现了剪切层自适应长度尺度，能更准确地预测涡破裂现象[29]。目前，采用RANS-LES混合方法的研究主要集中在方法的验证方面，实际工程问题的应用较少[30]。国外有Peng[20]、Mitchell[31]、Nonomur[32]、Morton等[33]，国内有孙东[34]、刘健等[35]，分别用DES/IDDES等研究了大迎角涡系流动，迎角范围从20°到70°。该方法可应用于非定常脉动力、振动等问题研究，能给出频谱与能谱的信息。

　　对于涡破裂等问题，采用此类方法的气动力结果比RANS更精确，与风洞试验结果更吻合[35]。众多计算研究表明，此类方法可以准确地预测涡破裂的流向位置和破裂后特性，并且获得分离剪切层中的二次涡结构。然而，尽管此类方法计算资源需求比LES更小，但仍比RANS大一个数量级，尤其当大迎角分离与旋涡流动区域占主导时，对计算时间步长、网格尺寸等的要求与LES相当。这限制了该类方法在实际工程设计中的应用。

　　3大迎角气动力试验技术

　　在中小迎角区域，飞机绕流为附着流或者未破裂的集中涡流动，通过地面试验模拟获取气动力的技术手段较为成熟。在大迎角区域，飞机绕流为复杂分离流动，气动力的非线性、非定常特征显著。影响气动力的因素众多，除了飞机构型、舵偏、速度、迎角、侧滑角等参数，角速率、角加速率和运动的时间历程也对气动力有很大影响。气动力的迟滞效应突出，运动参数的影响还呈现强烈耦合和非线性特点。对于如此复杂的大迎角飞行气动力，仅仅通过大迎角静态测力试验无法全面掌握大迎角气动特性，还需要复杂的动态试验技术来模拟多种运动参数及其耦合状态的影响，从而获得更全面的大迎角气动力信息。

　　以大迎角静态气动力为基础，通过动导数、旋转天平和大幅振荡等动态试验获得的大迎角气动数据开展飞机的大迎角气动力分析，是国内外研究飞机大迎角气动特性的通常做法。美国在F-16、F/A-18、X31和F-22等飞机上开展了大量的动导数研究、旋转天平和大幅振荡试验研究(图9)[41-44]，获得大迎角气动力研究的基础数据。国内与战斗机大迎角气动特性相关的动态试验技术起步较晚。在上世纪八、九十年代，在我国自主研发三代机的需求牵引下，动导数、旋转天平等常规动态试验技术建立[45-50]并得以少量应用。

　　十几年前，对于新型战斗机的需求，这些技术在面向工程应用时还需要进一步完善;大振幅单自由度、双自由度耦合试验技术以高校力量为主发展和研究，工程应用很少。在新型战斗机需求的推动下，近十多年来，中国空气动力研究与发展中心、航空工业空气动力研究院、航天空气动力研究院等院所完善或新建了动导数、旋转天平试验设施，改进了原有试验技术，包括动态试验支撑方式、模型强迫运动驱动方式等、优化数据采集和运动控制技术;发展了新的大幅振荡试验技术与旋转天平耦合强迫振荡技术[50-54]。航空工业空气动力研究院还新建了4 m量级动态特种试验风洞，并在8 m连续风洞中建设动态试验设备。这些进展使得国内大迎角非定常气动力的地面试验模拟能力获得了很大的提升，支撑了国内飞机大迎角气动特性的研究。

　　在战斗机研制中，动态试验技术的应用水平也有大幅提高。近十几年，国内大量开展了动态试验，完成了各型飞机的动导数、旋转天平和大幅振荡试验，在研究中完善原有试验设计方法、提出新的试验设计方法，为飞机大迎角气动特性研究提供了丰富的数据。通过这些方法的发展、完善和应用，业界对飞机大迎角气动特性也有了更全面和深刻的认识。 下面对常用的大迎角气动力获取试验技术从试验基本方法、数据特点和价值、试验技术挑战及国内工程应用情况等方面进行简要阐述，包括大迎角静态测力试验、动导数试验、旋转天平试验和大幅振荡试验。

　　3.1大迎角静态测力试验

　　大迎角静态测力试验在常规迎角静态测力试验技术基础上，扩展试验迎角和侧滑角，试验的姿态角范围覆盖包括过失速飞行的大迎角飞行包线。试验中，模型姿态固定，通过测力天平，得到模型在大迎角大侧滑角下的定常气动力和力矩。大迎角静态测力试验数据可以反映飞机在大迎角区域的基本气动特性，包括俯仰、偏航和滚转方向的静稳定性变化和舵面控制能力等。对于飞机在大迎角区域的偏离、失速特性，依据大迎角测力数据能够给出定性判断和特征描述，这些信息在布局设计和飞控设计的初期阶段是非常重要的。大迎角静态测力数据也是构建大迎角气动力数据库所需的最基础和重要的气动力数据。

　　在大迎角静态测力试验中，姿态角范围较大，飞机流动不稳定性强、分离剧烈，导致在部分试验工况下模型会发生剧烈抖动，试验装置需要进行专门设计以抑制或者减缓模型和机构的抖动，从而确保试验安全和数据有效;另一方面，模型与试验支撑系统、开口/闭口风洞之间的干扰更加复杂，大迎角试验的风洞干扰修正方法至今还没有统一[55-60]。

　　4大迎角气动力数据库构建技术

　　气动力数据库是进行飞机飞行控制律设计不可缺少的重要输入，它直接定量给出飞机在各种飞行条件下的气动力和力矩。在飞机设计中，如何基于风洞试验数据，为飞行控制提供可靠的气动力预测是气动力数据库构建的核心问题。由于中小迎角和大迎角区域飞机绕流形态完全不同，迎角、侧滑角、舵偏和运动参数对气动力的影响有较大差异，因此，中小迎角的气动力数据库设计与大迎角气动力数据库设计有较大差别。在大迎角飞行中，气动力的迟滞效应突出，影响因素众多，除了迎角、侧滑角、马赫数以及角速率等因素，角加速率和时间历程也对气动力有很大影响。

　　运动参数的影响还呈现强烈耦合特点，即俯仰运动或者滚转/偏航运动引起的气动力变化既有纵向的也有横航向的，纵向和横航向气动力紧密耦合在一起。面对众多因素的复杂影响，具有强烈非线性、非定常、强耦合特征的大迎角气动力的表达难度大大增加。如何分析大迎角飞行中各种因素的影响，准确地表达非线性非定常气动力，在飞机设计流程中，更早的为布局设计提供大迎角特性的反馈，为飞行控制律设计提供准确的大迎角气动力输入，是战斗机大迎角气动力工程设计的关键。

　　5大迎角飞行气动-控制综合验证技术

　　大迎角飞行中飞机的运动、气动与控制深度耦合。验证大迎角气动力设计结果，包括布局本体气动特性的可行性和气动数据库的可靠性，需要集成大迎角飞行控制与气动的综合性验证技术。气动数据库验证是大迎角气动验证的重要方面。

　　气动数据库验证通过一定手段检验数据库输出的气动力是否符合飞机真实气动力，以达到对气动数据库进行验证的目的。数据库验证可以分为直接验证与间接验证两个方向，直接验证是通过风洞试验或飞行试验得出大迎角大机动状态下飞机的真实气动力，与数据库输出的气动力进行对比验证。

　　间接验证是通过飞行仿真的方式，将飞行仿真的运动历程与真实飞行的运动历程进行对比，由于飞行仿真中飞机运动由气动力数据库驱动，而真实飞行状态由飞机真实气动力驱动，因此，可以通过对比运动历程间接验证数据库输出的气动力是否与真实气动力相近。

　　国外在20世纪70-90年代，发展了水平风洞试验、缩比模型投放试验和垂直风洞试验等技术[109-112]，建立了风洞虚拟飞行、风洞自由飞等试验技术，用以获取特定耦合条件下的非定常气动力、验证飞机在大迎角飞行状态下的响应和飞机的控制律设计等。这些试验技术在战斗机的大迎角失速/偏离特性预测、大迎角稳定与控制特性、推力矢量应用等研究上发挥了重要作用，构成了大迎角飞行综合验证的重要手段。

　　近十几年，国内从无到有新发展的机动历程模拟试验、风洞尾旋试验、风洞虚拟飞行试验、水平风洞自由飞试验和缩比模型大气飞行试验等技术形成了我国重要的大迎角飞行控制与气动综合性验证途径。这些试验技术具有运动-气动一体化或者控制运动-气动一体化的特点，试验中通过某种方式发出运动控制指令使模型实现多自由度耦合的运动状态，测量飞机模型气动力或者运动参数的变化，验证大迎角气动特性。其中，机动历程模拟试验属于直接验证大迎角气动力的技术，风洞尾旋试验、风洞虚拟飞行试验、水平风洞自由飞试验和缩比模型大气飞行试验属于间接验证技术。

　　6大迎角气动特性综合设计与研究方法

　　自三代机研制开始，尤其近十多年以来，在新型战斗机大迎角飞行的强烈需求牵引下，经过不懈努力，国内的大迎角气动力设计与研究水平得到了大幅的提升。基于大迎角气动特性研究技术的发展和完善，成都飞机设计所在不断的工程实践中，形成了一套系统、完整、闭环的飞机大迎角气动特性设计与研究方法。

　　整套方法包括大迎角气动力的预先设计、全面获取、准确表达(或预测)、综合分析与一体化验证五个大的环节。整套方法从考虑大迎角气动特性的布局设计开始，以多种风洞试验获取的多种类型气动力数据为基础，基于对气动力的基本分析和认识，以工程实用方法构建大迎角气动数据库，用于大迎角飞行中气动力的表达与预测，为控制律设计提供全套气动力数据;结合不同类型的气动控制-运动一体化综合试验技术直接或者间接验证大迎角气动力设计结果和控制律;分析与验证结果同时反馈给布局设计和数据库设计，进而改进设计思路和方法。

　　7总结与展望

　　本文对三十年以来国内大迎角飞行气动特性研究技术的发展与工程应用进行了综述，并结合笔者的工程实践，提出了一套系统的、通用的大迎角气动特性综合研究方法，阐明了大迎角气动力从设计、获取、分析到表达和综合验证的整体研究思路和技术途径，可供现有机型及未来战斗机大迎角飞行气动力设计与研究参考。今后，大迎角飞行气动特性研究还需在以下方面持续开展更深入的工作，以进一步提高该领域相关技术的成熟度，加速工程应用转化，提高装备能力。包括：

　　1)开展以非线性非定常气动力模型为核心的大迎角气动数据库驱动的飞控设计与综合验证研究;2)利用风洞虚拟飞行试验、缩比模型大气飞行试验等技术开展更深入的大迎角气动特性验证工作;3)利用飞行试验数据和地面模拟技术与系统，研究大迎角气动力数据库修正方法，得到更加精准的气动模型，形成基于飞行试验结果反馈修正大迎角气动力数据库的实用技术;4)结合大数据分析、人工智能等领域的先进理念和方法，发展大迎角气动力数值计算技术、数值飞行技术、计算/试验/飞行数据融合技术，提高战斗机大迎角气动力的置信度及综合应用价值。

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　　作者：王海峰*，展京霞，陈 科，陈 翔，陈梓钧