【摘 要】
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在南航NH-2低速风洞中对某飞机模型进行大攻角大振幅非定常耦合运动风洞试验，分别进行不同耦合比下的偏航滚转耦合运动，同时进行了带副翼及方向舵舵偏的动态试验。通过对大量样
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在南航NH-2低速风洞中对某飞机模型进行大攻角大振幅非定常耦合运动风洞试验，分别进行不同耦合比下的偏航滚转耦合运动，同时进行了带副翼及方向舵舵偏的动态试验。通过对大量样本数据的计算分析发现，在大攻角耦合运动过程中，副翼和方向舵的效率都严重降低，且运动耦合比对舵面效率也有一定的影响。在经典六自由度方程的基础上，改造了非定常空气动力的数学模型，建立了一种新颖的全量空气动力六自由度方程，命名为非定常模型。通过与传统混合模型仿真结果进行对比，验证了非定常模型更适合用于尾旋仿真。采用非定常模型进行仿真计算，通过不同的舵面偏转方式使飞机进入尾旋，分析尾旋过程各个阶段非定常气动力的迟滞特性。在多数情况下，偏航力矩迟滞环的发散特性是飞机进入尾旋的主要诱因，而滚转力矩和偏航力矩迟滞环总体的收敛特性促使飞机改出尾旋。最后对飞机转动惯量、静态特性、舵面效率和进入攻角对尾旋特性的影响进行了仿真研究。转动惯量影响尾旋的纵横向特性，静态特性决定飞机的抗尾旋性，舵面效率影响了飞机改出尾旋的性能，而进入攻角过大会导致飞机无法进入纵向振荡状态，从而不能进入尾旋。
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