付军泉,史志伟,*,陈 杰,周梦贝,吴大卫,潘立军

(1.南京航空航天大学航空学院 非定常空气动力学与流动控制工信部重点实验室,南京 210016;2.中国商飞上海飞机设计研究院,上海 201210)

0 引 言

随着航空电子技术和控制技术的不断发展，以及对飞机燃油效率、碳排放和氮氧化物排放要求的不断提高，翼身融合飞行器因其高升阻比而成为代替传统飞行器的可行选择之一[1-3]。翼身融合飞行器具有较好的气动性能，但也面临各种挑战。例如多学科优化设计问题，配平、稳定性与操纵性问题等[4-8]。翼身融合飞行器的操稳特性及动态特性与常规飞机的差异，特别是翼身融合横航向稳定性与操纵性问题，对其极限飞行状态提出了更高要求。开展飞行器极限飞行状态研究，对于保证飞行安全、预防飞行事故具有有重要意义。

飞行器极限飞行状态包括失速、尾旋和偏离[9-11]。当飞行器在大迎角下飞行，可能出现自动急剧偏转、机翼摇摆或翼落、机头下沉、机头晃动或上仰等非指令现象。若不能及时纠正或改出，就会很快发展为难以控制的摇摆或滚转，以致进入尾旋。触发偏离的原因很多，其实质是飞行器气动力与惯性力组合的结果；对于与飞行器运动状态参数相关的气动力失稳引起的偏离，若能在设计初期就进行预测，就可以有效延缓或消除偏离[12-15]。

飞行器偏离特性的研究手段包括风洞试验、模型自由飞试验和全尺寸试飞试验。飞行试验虽然可靠度最高，但周期长、风险大、投入高[16-17]。……