大攻角非定常气动力与尾旋特性仿真研究

在简要介绍某飞机模型自由尾旋立式风洞试验结果的基础上,分别运用混合模型和非定常模型对该飞机的尾旋特性进行了仿真。结果表明,混合模型的仿真结果不能正确反映该飞机的尾旋特性,而非定常模型的仿真结果与风洞试验结果基本一致,其主要原因是与混合模型相比,非定常模型计算得到的气动力能够对大攻角下的非定常迟滞特性正确描述。这也表明,大攻角非定常气动力的迟滞特性是决定飞机尾旋特性的根本因素。