飛機大迎角飛行問題研究綜述

張子軍，趙彤，孫燁，李宏信

（1.航空工業沈陽飛機設計研究所總體氣動部，沈陽 110000）

（2.南京航空航天大學 航空學院，南京 210016）

0 引言

現代空戰雖然以超視距作戰為主，但受導彈命中率的限制，以及復雜戰場態勢下敵我識別精度的影響，近距格斗在未來的空戰格斗中仍不可避免。對于戰斗機近距格斗能力的需要在美國F-22、F-35與俄羅斯Su-35、Su-57等先進戰機的設計理念中都有不同程度地體現。

飛機一旦進入近距格斗的單環戰或雙環戰，飛行員總期望自己的飛機以更快的角速度獲取迎頭攻擊占位優勢或迫使敵方提前退出纏斗而獲得尾后追擊的優勢。更快的角速度意味著更大的過載與迎角，因此在近距空戰中，飛行員都會有意或被迫地使飛機進入大迎角飛行狀態。大迎角飛行問題是現代戰斗機設計必須考慮和解決的重、難點問題。

從公開發表的文獻來看，大迎角相關單項技術研究較多，而面向工程的綜合論述較少，本文針對戰斗機設計過程中所面臨的大迎角問題，從大迎角氣動特性出發，結合飛機大迎角設計流程所包含的風洞試驗、動力學分析、控制律設計以及飛行試驗等方面工作展開論述，通過總結已有研究成果，歸納大迎角后續研究方向，以期為進一步推動大迎角問題研究的發展。

1 大迎角氣動特性

1.1 大迎角飛行特性

飛機進入大迎角后，不僅伴隨著氣動力系數的非線性變化，還會出現抖振、機翼搖晃、翼落、操縱反向、航向發散、過載突然下降等現象。這些現象，與大迎角下氣動阻尼喪失、非對稱、氣動力遲滯等大迎角流動特性密切相關。

1.2 氣動阻尼喪失

氣動阻尼喪失是大迎角流動的一種普遍現象，這體現在迎角增大動導數的符號將會出現由負（穩定）到正（不穩定）的變化。其中一個典型例子就是飛機進入大迎角后出現的機翼搖晃。

80°后掠三角翼自由滾轉試驗如圖1所示，可以看出：存在兩個穩定的極限環，其中一個是大振幅周期振蕩，對應機翼搖晃狀態。

圖1 80°后掠三角翼自由滾轉試驗［6］Fig.1 Free roll test of 80°swept delta wing［6］

1.3 大迎角氣動力非對稱

具有細長前體布局的典型二、三代戰斗機即便是零側滑，在大迎角時也存在較大的偏航力矩。典型細長體在水洞中不同迎角下的流場結構流動顯示結果如圖2所示。當迎角提升至48°，背風面形成穩定的對稱渦；繼續提升至60°，背面風變成了非對稱渦，這種非對稱渦是飛機在大迎角出現不對稱偏航力矩的主要原因。

圖2 細長體在不同迎角下的流動特點［7］Fig.2 Flow characteristics of slender bodies at different angles of attack［7］

試驗發現，前機身截面形狀對前體渦流場有較大的影響。相較于三代飛機近似圓錐型前機身，四代飛機菱錐機頭減弱了氣動力不對稱現象。典型三代飛機與四代飛機不對稱偏航力矩的對比如圖3所示。

圖3 典型三、四代不對稱偏航力矩系數對比［7］Fig.3 Comparison of asymmetric yaw pitch coefficient between the 3rd and 4th generation aircraft［7］

飛機在機頭加裝空速管后，由于空速管產生的渦與飛機前體渦相互作用，使偏航力矩在迎角30°～50°范圍內出現振蕩特性，如圖4所示。

圖4 有無機頭空速管的不對稱偏航力矩系數對比［7］Fig.4 Comparison of asymmetric yaw pitch coefficient with or without nose boom［7］

1.4 氣動力遲滯

氣動力遲滯現象是指迎角增大（?＞0）與減小（?＜0）時氣動力出現非單值現象。此時，氣動力表現出與頻率和幅值的嚴重依賴關系。當迎角變化時，迎角增加所形成的氣流分離區與迎角減小形成的恢復區之間，存在氣動力遲滯現象，如圖5所示。

圖5 某型飛機的氣動力遲滯現象Fig.5 Aerodynamic hysteresis of an aircraft

2 大迎角風洞試驗與建模方法

2.1 風洞試驗

大迎角風洞試驗包括靜態測力、強迫振蕩、旋轉天平、立式風洞試驗以及風洞虛擬飛試驗和風洞自由飛試驗等。靜態測力、強迫振蕩、旋轉天平試驗主要用于獲取建立大迎角氣動模型所需的氣動數據，立式風洞、風洞虛擬飛與風洞自由飛由于釋放了一個以上的自由度，可以用于研究飛機失速、偏離、尾旋等動態特性。

2.1.1 靜態試驗

大迎角靜態測力試驗是構建大迎角氣動數據庫，獲取飛機靜穩定導數的基礎。結合動態偏航發散參數判據（C）、橫側操縱偏離參數（LCDP）判據、+軸穩定性判據、Weissman組合偏離判據，可幫助設計人員盡早地了解飛機大迎角特性，以便及時更改相關設計。

J.Chambers對若干型飛機的大迎角氣動 力試驗進行了經驗總結，不同尺寸模型風洞試驗所得航向靜穩定性的差異情況如圖6所示。為了減小雷諾數、支撐干擾等因素的影響，應盡量選擇較大尺寸模型。

圖6 不同尺寸模型靜態風洞數據對比［10］Fig.6 Comparison of static wind tunnel data of different size models［10］

2.1.2 強迫振蕩試驗

強迫振蕩試驗用于獲取飛機大迎角狀態下的動導數據。通過仿真發現，動導數據對于尾旋模態有重要影響，這與文獻［11］的結論是一致的。某型飛機俯仰阻尼、滾轉阻尼、偏航阻尼以及交叉阻尼在標稱值附近攝動的尾旋蒙特卡羅仿真結果如圖7所示，可以看出：動導攝動對能否進入穩定尾旋以及尾旋偏航角速率產生了影響。

圖7 動導數攝動下尾旋蒙特卡羅仿真結果Fig.7 Monte Carlo simulation results of aircraft spin on condi-tion of perturbation in aerodynamic derivatives

2.1.3 旋轉天平試驗

旋轉天平試驗是進行高逼真度尾旋仿真必不可少的試驗。試驗一般采用固定來流速度、迎角和側滑角，通過改變模型旋轉速率，得到模型的氣動力和力矩隨的變化關系。通常來說，旋轉天平試驗要求如下：

（1）試驗迎角范圍20°～90°；

（2）側滑角范圍-20°～20°；

（3）旋轉速率變化范圍-0.3～0.3（°）/s；

（4）試驗內容應考慮外掛武器及舵面偏轉（極限狀態）帶來的影響。

由旋轉天平試驗數據計算所得滾轉力矩與實際尾旋滾轉力矩的相關性以及兩者的差量如圖8所示。通過研究發現，旋轉天平試驗在預測滾轉、俯仰力矩時精度較高，因此試驗點間隔可稍大，而對偏航力矩則需進一步加密試驗網格點。另外在型號設計過程中，可先期開展立式風洞試驗獲取飛機尾旋的典型模態，優化好主要的試驗參數后再進行旋轉天平試驗。

圖8 旋轉天平數據與立式風洞數據對比Fig.8 Correlation of rotary balance data and wind tunnel experiment data

2.1.4 立式風洞試驗

立式風洞試驗是一種特殊形式的風洞試驗，主要用于確定尾旋特性和尾旋改出的操縱方法。目前國內的立式風洞為中國空氣動力研究與發展中心于2005年建成的5 m立式風洞。在進行立式風洞試驗時，應該考慮多種舵面組合形式，必須獲取在最不利舵面配置下的尾旋模態和改出方法。立式風洞還可以用來進行反尾旋傘選型與初期的效能評估，C.M.Fremaux詳細地介紹了開展立式風洞尾旋試驗的詳細流程。

結合參數辨識技術，立式風洞試驗可以定量地獲取動態氣動力，以此開展氣動力模型修正工作?；诹⑹斤L洞試驗，C.M.Fremaux給出了一種估算尾旋時氣動力矩的方法，由立式風洞試驗獲取的某型飛機尾旋過程中的俯仰力矩系數隨迎角的變化情況如圖9所示。

圖9 俯仰力矩隨迎角變化Fig.9 Pitching moment varies with angle of attack

2.1.5 風洞虛擬飛行試驗

風洞虛擬飛行試驗最早由M.E.Thomas等提出，通過在試驗段釋放模型若干自由度來實現較為逼真的機動運動過程，能夠模擬氣動力對飛行器的作用及其產生的姿態運動響應，并且模擬與運動歷程相關的復雜氣動力作用，特別適合用于飛行器失速偏離特性的研究。

M.H.Lowenberg等研制了 鐘 擺 形運動 機構，并基于單自由度及二自由度俯仰運動研究，發現了極限環振蕩現象。俄羅斯中央空氣流體動力學研究院（Central Aerohydrodynamic Institute，簡稱TsAGI）發展了背撐三自由度動態機構，開展大迎角下機翼搖晃現象及控制問題研究。

國內，中國空氣動力研究與發展中心為最早開展風洞虛擬飛試驗技術研究的單位，取得了一系列成果；中國航天空氣動力技術研究院張石玉等開展了類F-16飛行器風洞虛擬飛行試驗專題研究，發現在迎角22°以上發生俯仰極限環振蕩，迎角為-5°后，發生橫航向極限環振蕩；南京航空航天大學付軍泉等對BWB布局飛行器偏離特性進行了分析，并基于虛擬風洞試驗開展了驗證工作；中國航空工業空氣動力研究院也開展了類似研究。

風洞虛擬飛行試驗技術滿足了氣動/飛行力學/控制一體化設計的研制需求，其試驗周期短、費用低，特別適用于需要大量重復試驗進行比較及敏感性分析類的研究，該試驗有助于飛機大迎角下各種失穩現象的研究、邊界的確定與控制律設計、驗證和優化，可有效降低研制后期出現重大問題的概率、縮短研制周期、降低研制成本，在新一代軍用飛機大迎角問題研究中應給予重點關注。

2.2 大迎角氣動力建模

20世紀80年代初，美國開展了F-14飛機的非定常氣動力建模及仿真研究。通過數值仿真研究了尾旋進入、發展及改出的時間歷程，并同1∶10無動力模型自由飛試驗結果進行了對比分析，主要結論如下：

（1）過失速和尾旋進入階段的預測結果并不好，尾旋的發展階段及改出的初始階段預測結果很好；

（2）仿真結果表明旋轉天平數據是必要的，只有使用了旋轉天平數據，才能較好地預測飛機的尾旋運動；

（3）俯仰阻尼導數C對尾旋特性影響很大，飛機的運動對舵面的使用時機極為敏感；

（4）50°～90°迎角時的靜態偏航力矩對尾旋的進入很重要，對發展了的尾旋影響不大。

根據相關文獻報道，F-16VISTA/MATV、F-18E/F、F-16XL等在構建大迎角氣動力模型時均使用了靜態測力、強迫振蕩、旋轉天平試驗數據組合。在實際使用時要對三種數據進行融合，保證消去重疊部分。數據融合的基本思路是將飛機體軸系角速度分量、、合成到沿速度矢的主分量和沿體軸的剩余振蕩分量、、，具體的合成方法有直接分解法、KALVISTE法、交替三軸分解法、ERR法以及Goman法等。

M.Austin等對 運 輸 機 模 型結 合 直接 分 解法、KALVISTE法、ERR法開展了尾旋仿真，比較了不同融合方法對仿真結果的影響。結果表明尾旋進入受不同分解方法的影響較大；對于穩態尾旋，仿真結果對分解方法不敏感；對于過失速旋轉和振蕩尾旋，不同方法所得仿真結果差異較大。

為了更好地表征氣動力動態遲滯效應，P.C.Murphy等、V.Klein、A.Khrabrov等、M.G.Goman等對非定常氣動力建模開展了深入的研究，發展了如Fourier分析減縮頻率模型、階躍響應模型、狀態空間模型、微分方程模型等。國內，汪清等對各種非定常氣動力建模方法進行了綜述。據已有公開報道歐洲SUPRA項目在建模時成功地引入了非定常氣動力模型。

3 大迎角動力學分析

3.1 穩定尾旋解

航空工業沈陽飛機設計研究所給出了穩態尾旋的圖解法，使用圖解法得到了某型飛機穩態尾旋預測結果如圖10所示，可以看出：該飛機在迎角65°時存在一個右尾旋平衡點，在迎角53°處存在一個深失速點。

圖10 某型飛機大攻角穩定模態的預測結果圖Fig.10 The prediction result of the stable mode of a certain type of aircraft at a large angle of attack

通過數值求解飛機6自由度平衡方程得到穩定尾旋解，M.Jehanzeb等給出了不同平尾偏度下，穩定尾旋迎角、旋轉角速率隨舵面偏度的變化趨勢。

3.2 分叉分析

隨著非線性系統動力學理論的完善以及非線性計算工具的普及，航空界開始將其中一些研究成果用于飛行器大迎角穩定性分析。1979年R.K.Mehra等首先應用分叉和突變理論方法研究了飛機大迎角快速滾轉的穩定性和操縱性，并在后續工作中對飛機的尾旋特性進行了分析；J.Craig等、C.A.Hawkin、N.K.Sinha等開展了針對F-14、F-15、F-18等飛機的分叉分析研究工作；N.Ananthkrishnan等又對標準分叉分析方法進行擴充，形成了擴展分叉分析方法。國內Chen Y L等、高 浩 等、方 振 平 等也 應 用BACTM方法對飛機非線性動力學特性進行了較深入的研究，取得了大量的成果。

分叉分析主要捕捉飛機不同類型的失穩點，給出飛機進入失速、偏離以及尾旋可能的條件，對飛機大迎角動力學給出一種全局直觀描述。以某型飛機為例，方向舵和副翼保持中立，升降舵變化時飛機的平衡點分叉特性如圖11所示。

圖11 迎角隨升降舵偏角變化平衡曲線Fig.11 The balance curve of the angle of attack varying with the deflection angle of the elevator

從圖11可以看出：隨著升降舵偏角增大，平衡點由大迎角分支向常規迎角分支跳躍。在迎角0.59 rad時出現霍夫分岔點，分岔點代表附近存在周期吸引子，系統會以周期振蕩形式響應，疑似機翼滾擺。當升降舵偏角為負數時，飛機在大迎角區域有平衡分支，綜合其他參數判斷，該分支為深失速分支。

3.3 提高動力學仿真精度的方法

在完成初步的動力學分析后，大迎角研究的重要一環就是進行失速、尾旋動力學仿真，從而為控制律設計、以及后續的飛行試驗做好準備，這要求動力學仿真模型具有較高的逼真度。然而大迎角風洞試驗更易受風洞流場特性影響，導致試驗測試數據離散度大，支架、洞壁等干擾影響修正難度更大，加上效應對氣流分離特性影響顯著，小尺寸模型與大尺寸真機存在差異。因此僅憑地面試驗所構建的氣動模型難以準確地表達飛機在大迎角條件下的真實受力情況，必須通過試飛等手段對氣動力模型進行修正，完成建模/修模/驗模的循環迭代，最終形成高精度的氣動模型。

在模型校準時，可以采用試飛數據與仿真數據同源對比（如圖12所示）結合參數辨識的方法，按照先縱向、后橫側向，先靜態、后動態，最后非定常的順序，依次完成氣動力模型的校核，逐步提高模型各分量的精度直至響應與實際情況滿足一致性要求。

據中正輿情中心博客提供的數據顯示，該事件輿論發酵的路徑經歷了從自媒體介質到傳統媒體平臺的過程。 事件起始，微信平臺開始流傳事件消息，內容為死者母親見到尸體哭泣、當日下午拍攝的訴說“孩子在學校沒有人身安全”的視頻片段與截圖、T中學群眾聚集的照片等。 這些內容隨后迅速擴散到網絡空間，傳播內容以趙某“被校霸打死的‘內幕’”為主，甚至出現了多種針對政府部門包庇兇手的流言。 自媒體的極速傳播迅速帶動了傳統平面媒體的介入，包括人民網、中國新聞網、中國青年網、中國經濟網、中國廣播網、澎湃新聞、騰訊、網易、搜狐、新浪等眾多新聞網站都對該事件進行了報道。[4]

圖12 基于同源對比的氣動力修正示意圖Fig.12 Schematic diagram of aerodynamic model modification base on simulation and flight data

代爾夫特理工大學開發了一種可以進行高保真飛機失速仿真的方法，經過修正后的動力學模型體軸系角速度仿真結果與立式風洞試驗的對比如圖13所示。

圖13 立式風洞試驗與修正后模型仿真結果的對比Fig.13 Correlation of wind tunnel experiment data and simulation with model modified

4 大迎角控制律設計

4.1 迎角限制

20世紀70年代前迎角限制通常采用“抖桿器”“推桿器”等“硬限制”，隨著電傳技術的發展，出現了“軟限制”方式。迎角軟限制功能有多種實現方法，如附加迎角反饋限制方式、“取最大值”邏輯限制方式、“四條線”限制方式等。

附加迎角反饋限制方式控制律原理如圖14所示，在控制律內環引入迎角反饋，通過間接改變駕駛桿到舵面增益來實現對迎角的邊界限制。

圖14 附加迎角反饋限制方式控制律原理［55］Fig.14 Control law principle of additional angle of attack feedback limitation mode［55］

這種迎角限制器優點是通過二級折線式軟限制方式實現迎角限制功能，通過改變二級折線轉折點和反饋增益，可以盡量發揮飛機機動能力和不同速壓下迎角限制。缺點是采用迎角反饋，容易造成系統的穩定儲備不足，另外此方法無法實現最大負迎角限制。

“取最大值”邏輯限制方式控制律原理如圖15所示。取大值比較邏輯進行動態比較，當迎角限制反饋信號大于過載反饋信號時，采用指令迎角控制，實現迎角限制。這種迎角限制器優點是通過“取大值”軟限制方式實現迎角/過載限制，相比附加迎角反饋方式，控制律調參變量少、實現更容易。缺點同樣是使系統穩定儲備降低。

圖15 “取最大值”邏輯限制方式控制律原理［56］Fig.15"Maximum value"logic limit method control law principle［56］

“四條線”迎角限制方式的設計原理如下：通過限制值以及操縱靈敏度要求確定駕駛桿任意位置對應的迎角/過載響應上下邊界，并與飛行員指令進行比較，取中間值作為指令對飛機進行控制。該限制方式有效實現了適當的操縱靈敏度特性和正負迎角/過載限制功能，同時對系統的穩定儲備無影響。

4.2 自動改尾旋控制

雖然飛機迎角限制能有效防止飛機突破失速迎角，但在極端情況下迎角限制可能會失效，例如控制律不能阻止飛機因持續大仰角爬升導致的失速，例如“尾沖”。這種情況下迎角會保持在一定的范圍內直到速度降到氣動舵面可有效發揮控制作用的速度以下，飛機會發生偏離、尾旋，因此要考慮尾旋自動改出。

一種自動改尾旋子系統如圖16所示，整個系統由兩個子系統組成，分別稱為主系統和次系統。主系統的任務是識別初始尾旋的方向和姿態，根據迎角和偏航角速度大小，當超過門限值時，系統啟動，隨后發出改出操縱指令。其操縱動作包括順尾旋方向最大偏轉副翼、逆尾旋方向最大偏轉方向舵。這些操縱動作一直保持到飛機的偏航角速度變號，隨后對飛機的操縱轉給次系統。

次系統的作用在于保證對飛機的控制，防止飛機進入另一方向的尾旋，直到駕駛員恢復對飛機的控制。次系統操縱動作是桿舵回中，使方向舵、副翼回零，同時升降舵偏轉到預定的配平位置以使飛機抬頭，隨后三個舵面位置固定或啟動常規的三個方向角速度阻尼器。

圖16 自動改尾旋系統示意圖Fig.16 Schematic diagram of an auto spin recovery system

在設計控制律時，首先要對控制律接通的判別條件做出限定，可根據飛機運動關鍵參數長時間滯留在尾旋區來判定。R.A.Bunge等介紹了一種的根據大氣、慣導數據判定進入失速、尾旋的方法，F-18飛機選取如下條件判定進入尾旋：（1）空速低于222.24±27.78 km/h；（2）偏航速率15～20（°）/s持 續 約15 s，或50～60（°）/s持 續 約2 s。

特別應注意一些缺乏下俯能力的飛機在改出尾旋后可能出現“深失速”或“落葉飄”現象，改出這種運動可能需要采用縱桿振蕩激勵的方式。通過以往飛行器模擬飛行經驗，此時如不能快速使飛機恢復小迎角或飛行員在縱桿操作時引入橫航向激勵，飛機極有可能再次進入尾旋。為此針對F-35戰斗機專門開發了自動反深失速模態（Automatic Pitch Rocker）。航空工業沈陽飛機設計研究所給出了一種俯仰振蕩激勵控制器的設計方法；B.C.Chang等基于F-18飛機設計了介紹了一種自動從失速狀態改出的控制器。

4.3 過失速機動控制

推力矢量技術的發展使得在過失速區域內精確的可控飛行成為可能。推力矢量涉及到復雜的飛/推綜合控制技術，王海峰對此進行了全方位、細致的總結。

作為控制系統設計，最主要的問題是如何消除被控對象在過失速條件下無法精確建模對控制系統魯棒性與有效性的影響。為了解決過失速機動存在的高非線性、強不確定性、強耦合等特性，F-35采用了動態逆控制律。針對建模誤差的問題，除了通過飛行試驗對模型進行細致的修正外，F-35使用增量式動態逆方法，成功地提高了控制算法的魯棒性。

國內設計人員也對動態逆方法進行了優化改進。陳森等、劉俊杰等基于自抗擾方法直接給出了過失速機動控制律的設計方法，實時估計補償建模不確定性，并基于動態逆結合自抗擾的狀態觀測器成功地進行了設計，并經過了縮比模型飛行驗證。

5 大迎角飛行試驗

5.1 縮比模型飛行試驗

最早的縮比模型飛是為了研究飛機尾旋問題，由于縮比模型飛是最貼近全尺飛機飛行的模擬手段，因此是大迎角問題研究必須開展的一項工作。早期的縮比模型飛行試驗均為無動力形式，由載機掛載到指定高度后拋下，由地面人員操控完成試驗科目。隨著無人機技術的發展，逐步向有動力自主飛行發展，配裝推力矢量的縮比模型可進一步完成過失速機動技術驗證。開展縮比模型飛工作主要考慮4個內容。

（1）相似關系

滿足外形相似，質量、慣性矩相似，動力相似等準則?？刂葡到y組成系統的動態環節的特征參數應滿足相應的相似比例關系。

（2）總體布局

模型內部需要安裝測試系統、遙控系統、回收系統、發動機系統、起落架系統，因此模型內部需要有足夠的空間。在設計之初要考慮模型總體布局，包括各個設備的分布及各個功能艙位置、開口蓋位置、內部安裝空間、傘艙位置和開傘方式，保證模型各艙段內試驗設備拆裝方便，便于檢查、調試和試驗，并由此劃分結構、結構框的位置及儀器的安裝位置。

（3）測試系統

模型自由飛試驗需要記錄試飛參數，包括高度、空速、迎角、側滑角、角速率、姿態角和過載等，準確采集和記錄這些試飛參數是測試系統設計的一個關鍵環節。一般來說對于大迎角典型飛行參數測試系統要求如表1所示。

表1 飛行參數測試系統要求Table 1 Flight parameter test system requirements

（4）試驗設計

在開展大迎角飛行前，要詳細地制定試飛方案，制定不同舵面組合表，以獲取飛機的全面失速特性、偏離敏感性、尾旋模態以及改出方法?；诳s比模型飛還應開展尾旋傘效能評估等試驗。

5.2 全尺寸飛行試驗

飛行試驗必須參照試驗規范進行，主要包括試驗機的改裝和飛行試驗實施兩方面。

試驗機改裝要考慮換裝大迎角測試設備，增加應急動力、進氣道畸變實時監控測量設備以及反尾旋傘等。為考察飛機倒飛尾旋零負過載飛行能力、發動機空中起動能力，必要時也要進行相應改裝。在試驗開始前制定發動機停車迫降返場剖面，并在模擬器上對試飛員進行反復訓練。特別注意快速尾旋時縱向過載對機體結構的影響，必要時進行補強或限制。

反尾旋傘初步選型可參考文獻［63］，但必須經過風洞試驗或縮比模型飛驗證其效能。

相 關 文 獻 分 別 介 紹 了F-14、F-15、鷹獅等飛機尾旋試飛情況。J.W.Hamstra詳細介紹了F-35飛機在系統開發和演示階段大迎角飛行控制系統開發和測試，重點介紹了其非線性動態逆控制律的開發、技術挑戰和關鍵的飛行測試結果；王啟等介紹了J-7L飛機失速、尾旋試驗情況，殲-10飛機完成了過失速機動的飛行試驗并在珠海航展上完成了相關演示。

6 大迎角問題研究展望

6.1 概述

20世紀末是大迎角研究的黃金時代，美、俄等航空發達國家通過近20年的努力，基本已解決軍用飛機大迎角設計問題。我國在大迎角理論研究、工程實踐、裝備實戰化等方面也取得了豐厚的成果。

未來使用新手段、新方法提高氣動力精度，實現動力學精準建模，提高控制系統的魯棒性以及控制精度，仍然將是大迎角研究不變的主題；而未來高隱身、高機動新布局飛行器將會是大迎角研究的熱點。

6.2 高逼真度氣動力模型構建體系

如何建立一套盡可能逼近真實情況的氣動力模型未來仍將會是戰斗機大迎角設計面臨的首要挑戰，這對于減少控制系統設計負擔，避免過約束設計，充分釋放平臺性能都是密切相關的。

隨著增壓風洞、全尺寸風洞、風洞虛擬飛等試驗技術手段的發展，可進一步減小支撐干擾、對模型精度的影響。高精度動態、旋轉流場計算能力的進一步提升，將使得CFD與風洞試驗形成優勢互補，極大縮短項目研制周期?；陲L洞試驗、CFD計算、飛行試驗等多種手段綜合的氣動力模型相關性分析，將形成對大迎角氣動力建模誤差帶的準確描述。結合目前新興的神經網絡、機器學習等人工智能技術，可進一步構建高精度非定常氣動力模型。

6.3 高不確定性系統的魯棒控制

未來防失速、抗尾旋仍然是大迎角控制永恒的工作，在本體建模存在誤差情況下以較高的魯棒性在飛行邊界處實現指令級別控制，抑制不可控或從不可控狀態立即恢復，實現無憂慮操縱將是未來大迎角控制主要研究的方向。

另外，隨著機載設備計算能力的提高，先進角加速度測量傳感器的出現，使得對于被控對象的實時在線建模與補償成為可能，一些先進的非線性控制算法、模糊控制、自適應控制等具備了較高的應用前景，特別適合大迎角被控對象不確定的情況，值得未來進一步探索。

6.4 大迎角主動流動控制與新質舵面使用

為了改善飛機大迎角流動特性，解決傳統舵面大迎角下操縱效能不足的問題，研究人員提出了機頭吹氣、翼尖射流等基于主流流動控制的解決方案。未來推力矢量控制的研究重點是解決新一代飛機扁平化無尾布局的橫航向控制問題。主動流動控制技術也將和機翼、機身變結構等技術形成新質大迎角控制舵面，隨之而來的舵面分配優化問題應予以重點關注。

7 結束語

本文針對戰斗機大迎角設計流程關鍵環節展開了綜述，對大迎角氣動特性、風洞試驗、動力學分析、控制律設計與飛行試驗等方面總結了現有研究成果，并對大迎角研究的主要熱點方向進行了展望。

目前大迎角設計對于常規構型飛機來說，應主要考慮設計良好的氣動外形，通過控制系統抑制飛機失速后的偏離、尾旋，保證飛機可以在失速邊界甚至突破失速邊界“無憂慮”地飛行，依托推力矢量進行精準、敏捷的操控。未來對于高隱身無尾布局等新概念飛行器，需采用新質舵面結合主動流動控制彌補飛機本體失速迎角低，航向靜不穩定等缺陷。結合正在飛速發展的神經網絡、機器學習等人工智能技術，進一步解決氣動力建模精度與魯棒控制等問題。