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1、第４５卷第２期航空計(jì)算技術(shù)Ｖｏｌ．４５Ｎｏ．２２０１５年３月ＡｅｒｏｎａｕｔｉｃａｌＣｏｍｐｕｔｉｎｇＴｅｃｈｎｉｑｕｅＭａｒ．２０１５Ｆ１２全機(jī)動(dòng)態(tài)特性數(shù)值模擬張一帆，李中武，姚冰，李立（中航工業(yè)西安航空計(jì)算技術(shù)研究所氣動(dòng)數(shù)值模擬航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，陜西西安７１００６８）摘要：采用非定常正弦振蕩和準(zhǔn)定常旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系兩種數(shù)值模擬方法，對(duì)Ｆ１２全機(jī)模型三個(gè)攻角進(jìn)行動(dòng)態(tài)特性數(shù)值模擬，得到飛行器的縱向組合動(dòng)導(dǎo)數(shù)和阻尼動(dòng)導(dǎo)數(shù)，計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比具有良好的一致性，同時(shí)用無(wú)粘和粘性兩種計(jì)算方程進(jìn)行準(zhǔn)定常旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系模擬，計(jì)算結(jié)果一致，表明兩種數(shù)值模擬方法準(zhǔn)確性高，計(jì)算速度快，可為設(shè)計(jì)提供快速可信
2、的數(shù)據(jù)支持。關(guān)鍵詞：非定常正弦振蕩；準(zhǔn)定常旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系；組合動(dòng)導(dǎo)數(shù)；阻尼動(dòng)導(dǎo)數(shù)中圖分類號(hào)：Ｖ２１１文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：Ａ文章編號(hào)：１６７１-６５４Ｘ（２０１５）０２-００２２-０４DynamicDerivativeSimulationofF１２AircraftConfigurationＺＨＡＮＧＹｉ-ｆａｎ，ＬＩＺｈｏｎｇ-ｗｕ，ＹＡＯＢｉｎｇ，ＬＩＬｉ（Xi′anAeronauticsComputingTechniqueResearchInstitute，AVIC，Xi′an７１００６８，China）Abstract：Ｔｗｏｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｍｅｔｈｏｄｏｌｏｇｉｅｓｏｆ
3、ｔｈｅｕｎｓｔｅａｄｙｆｏｒｃｅｄｐｉｔｃｈｏｓｃｉｌｌａｔｉｏｎａｎｄｔｈｅｑｕａｓｉ-ｓｔｅａｄｙｒｏｔａｔｉｎｇｒｅｆｅｒｅｎｃｅｆｒａｍｅａｒｅｕｓｅｄｆｏｒｓｉｍｕｌａｔｉｎｇＤＬＲ-ｆ１２ｍｏｄｅｌ．Ｔｈｅｕｎｓｔｅａｄｙｄｙｎａｍｉｃｄｅｒｉｖａｔｉｖｅａｎｄｔｈｅｄａｍｐｉｎｇｄｅｒｉｖａｔｉｖｅａｒｅｏｂｔａｉｎｅｄ；ｔｈｅｒｅｓｕｌｔｓａｒｅｉｎａｇｒｅｅｍｅｎｔｗｉｔｈｔｈｅｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｄａｔａ．Ｍｅａｎ－ｗｈｉｌｅＥｕｌｅｒａｎｄＮａｖｉｅｓ-Ｓｔｏｋｅｓｑｕａｓｉ-ｓｔｅａｄｙｒｅｓｕｌｔｓａｒｅｃｏｍｐａｒｅｄ，ｔｈｅｖｉｓｃｏｕｓｅｆｆｅｃｔｓａ
4、ｒｅｎｏｔｓｉｇｎｉｆｉｃａｎｔ．Ｔｈｅｒｅｓｕｌｔｓｈｏｗｓｔｈａｔｔｈｅｔｗｏｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｍｅｔｈｏｄｓｐｒｅｓｅｎｔｅｄｈｅｒｅｃａｎｐｒｏｖｉｄｅｆｅａｓｉｂｌｅｓｔａｂｉｌｉｔｙｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓａｓａｇｕｉｄａｎｃｅｏｆｔｈｅｄｅｓｉｇｎｐｒｏｃｅｓｓ．Keywords：ｕｎｓｔｅａｄｙｆｏｒｃｅｄｐｉｔｃｈｏｓｃｉｌｌａｔｉｏｎ；ｑｕａｓｉ-ｓｔｅａｄｙｒｏｔａｔｉｎｇｒｅｆｅｒｅｎｃｅｆｒａｍｅ；ｕｎｓｔｅａｄｙｄｙｎａｍｉｃｄｅｒｉｖａｔｉｖｅ；ｄａｍｐｉｎｇｄｅｒｉｖａｔｉｖｅ引言身－尾翼的亞音速Ｆ１２全機(jī)模型為驗(yàn)證算例，通過(guò)
5、這兩種方法的驗(yàn)證確認(rèn)研究，證明本文所用的兩種數(shù)值飛機(jī)動(dòng)導(dǎo)數(shù)是確定飛機(jī)動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性的重要指標(biāo)，模擬方法準(zhǔn)確度和計(jì)算效率較高，可為工程應(yīng)用提供為飛機(jī)動(dòng)態(tài)品質(zhì)、控制系統(tǒng)和導(dǎo)引系統(tǒng)分析、計(jì)算、設(shè)了準(zhǔn)確可信的數(shù)據(jù)支持。計(jì)提供必需的數(shù)據(jù)支持。目前，動(dòng)導(dǎo)數(shù)預(yù)測(cè)有風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)、半經(jīng)驗(yàn)理論工程計(jì)算方法以及自由飛三種方法。風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)費(fèi)用高昂，同時(shí)存在支架的干擾；半經(jīng)驗(yàn)理論１動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力建模工程計(jì)算方法沒(méi)有考慮氣流分離等強(qiáng)非線性情況，可動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力模型是動(dòng)穩(wěn)定性研究的出發(fā)基礎(chǔ)，本能造成較大誤差；自由飛實(shí)驗(yàn)沒(méi)有支架干擾，但實(shí)驗(yàn)振文采用線性模型，將動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力模型作線性假設(shè)處理，動(dòng)周期少，且縱向和橫側(cè)運(yùn)動(dòng)互相干擾不易分清。
6、隨沿用導(dǎo)數(shù)的概念，將動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力進(jìn)行泰勒級(jí)數(shù)展開(kāi)，保著計(jì)算機(jī)和計(jì)算流體力學(xué)的發(fā)展，采用計(jì)算流體力學(xué)留線性部分，對(duì)非線性高階項(xiàng)省略。建模以俯仰單自數(shù)值預(yù)測(cè)飛行器的動(dòng)導(dǎo)數(shù)已經(jīng)成為一個(gè)重要研究方由度運(yùn)動(dòng)為例。向，數(shù)值模擬有容易實(shí)現(xiàn)各種模擬運(yùn)動(dòng)形式，沒(méi)有支架根據(jù)Ｅｔｋｉｎ經(jīng)典動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力模型，有：和洞壁干擾，可以全尺寸計(jì)算，同時(shí)運(yùn)行費(fèi)用較低等Cm（t）＝Cm［α（t），α（.t），α（¨t），…，q（t），q.（t），…］（１）優(yōu)點(diǎn)。其在攻角α０處作泰勒展開(kāi)，可得到：本文采用非定常正弦振蕩和準(zhǔn)定常旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系兩CmCmCm?Cm＝Cm０＋θ＋＋θ＋…（２）種數(shù)值模擬方法獲得飛行器的動(dòng)導(dǎo)數(shù)，選取機(jī)翼
7、－機(jī)αα.０q０收稿日期：２０１４－１１－２８修訂日期：２０１５－０２－１０基金項(xiàng)目：國(guó)家８６３計(jì)劃項(xiàng)目資助（２０１２ＡＡ０１Ａ３０４）作者簡(jiǎn)介：張一帆（１９８４－），女，河南新密人，工程師，主要研究方向?yàn)橛?jì)算流體力學(xué)。２０１５年３月張一帆等：Ｆ１２全機(jī)動(dòng)態(tài)特性數(shù)值模擬??３２?Cm這里θ＝α－α０，q＝α＝θ.，下標(biāo)“０”表示在攻角處取?A０ｓｉｎ（kt）（５）值。α０為平衡攻角。式中（Cmα）０為α０處的俯仰靜導(dǎo)θ０數(shù)，（Cmα.＋Cmq）０為α０處的
