基于试飞过程中积累的工程经验,提出了稳态尾旋假设,构建了表征飞机稳定尾旋模态的函数F(X)以及飞机大迎角气动力数学模型;并结合具体算例,使用中心内点法求解了该函数的极小值。优化计算结果表明,函数F(X)的极小值与飞机的稳定尾旋模态相对应,稳态尾旋特性的仿真计算结果与模型自由飞试验结果符合较好,证明本文提出的算法可以准确地计算飞机的尾旋特性。

我国国军标规定教练机设计定型试飞必须完成大迎角失速/尾旋等科目。尾旋是飞机最复杂的飞行状态之一,在开展尾旋特性试飞之前通过数值模拟的方法获知飞机的尾旋模态特性,对于降低飞行试验风险有着重要的意义。本文根据风洞试验数据建立了某型教练机的大迎角气动力数学模型,通过人在环仿真试验,得到了典型尾旋模态的重要参数,并对设计部门推荐的尾旋改出方法进行了演示验证。仿真计算结果与模型自由飞试验数据取得了良好的一致性,为飞行试验的开展提供了可靠的参考依据。