大攻角耦合运动非定常空气动力数学模型研究

在3米低速风洞中设计一套大攻角大振幅耦合运动动态实验方法，模拟飞机大攻角机动飞行特点，测量其非定常空气动力。以风洞试验结果作为样本数据，采用基于模糊逻辑原理的空气动力建模方法，研究飞机各运动参数对非定常空气动力的影响，获得能真实反映飞机大攻角机动飞行非定常空气动力的运动参数组合及其对应的数学模型。.分析研究以往空气动力模型（混合模型）在大攻角机动飞行研究中不再适用的原因，在此基础上，结合大攻角大振幅耦合运动风洞实验结果和获得的数学模型，得出一种能比较真实反映飞机大攻角机动飞行非定常空气动力特性的空气动力模型，满足我国新一代战斗机研制的迫切需求。

2011年度完成一个典型战斗机模型的大振幅运动风洞试验，获得非定常空气动力数据库，为建模研究打下基础。该项计划按时完成。.　　　2012年度按照计划进行了非定常空气动力建模研究，分别采用基于微分方程方法的建模技术和基于dβ的建模技术，后者属于本项目首次提出，研究结果表明，在建模参数拓展方面取得了很好的效果。.　　　2013年进行了非定常数学模型研究，结合本项目组提出的非定常气动力模型，应用到某战斗机尾旋仿真研究中，并与立式风洞实验结果进行了比较，验证了本项目提出的非定常数学模型的正确性。.　　　到目前为止，已经完成了所有研究计划，计划中参加一次国际学术交流事项正在积极办理中。. 本项目通过飞机模型大振幅运动风洞试验，获得飞机大攻角动态气动特性数据库，研究了非定常空气动力建模方法，发展了一种适合高机动飞机的数学模型，应用到飞机的尾旋仿真研究中，为我国新一代战斗机研制提供可用的研究手段。