耦合失穩(wěn)模式與控制策略綜合驗(yàn)證技術(shù)

石 偉, 張 靜, 鄭宏濤, 蔡巧言, 李貴成

(中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院, 北京 100076)

引 言

隨著航天技術(shù)的發(fā)展, 航天飛行器逐漸從以運(yùn)載火箭、 載人飛船等為代表的軸對(duì)稱布局向以航天飛機(jī)為代表的面對(duì)稱布局演變. 采用面對(duì)稱布局的航天飛行器升阻比更大, 可實(shí)現(xiàn)更寬速域、 更大空域的飛行, 是目前航天領(lǐng)域的研究熱點(diǎn). 然而, 此類航天飛行器面臨著復(fù)雜的耦合穩(wěn)定性[1]和可控性問(wèn)題[2], 與傳統(tǒng)軸對(duì)稱布局飛行器和低空低速飛行器相比, 易出現(xiàn)偏離、 振蕩和發(fā)散等失穩(wěn)現(xiàn)象. 美國(guó)X-2、 X-15等面對(duì)稱飛行器發(fā)生的飛行事故也表明, 耦合特性對(duì)飛行器總體性能的影響不可忽略, 而對(duì)這些現(xiàn)象及其背后機(jī)理認(rèn)識(shí)的欠缺嚴(yán)重阻礙了飛行器性能的提升.

鑒于此, 在新型航天飛行器的研發(fā)過(guò)程中, 飛行器耦合特性研究、 飛行性能及品質(zhì)的預(yù)示評(píng)估成為非常重要的一個(gè)環(huán)節(jié). 傳統(tǒng)的飛行性能預(yù)示方法主要是基于小攻角、 小擾動(dòng)線性假設(shè), 根據(jù)飛行器的各氣動(dòng)系數(shù)和氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)進(jìn)行飛行力學(xué)仿真和分析, 獲取飛行穩(wěn)定性與可控性. 傳統(tǒng)方法局限于線性范圍內(nèi), 對(duì)大攻角等非線性情況不再適用, 同時(shí)設(shè)計(jì)中所涉及的一些基本導(dǎo)數(shù)也較難確定, 不具有對(duì)非線性范圍內(nèi)飛行性能和品質(zhì)的預(yù)示能力.

為適應(yīng)新型航天飛行器的研制需求, 應(yīng)探索新技術(shù), 如數(shù)值虛擬飛行、 風(fēng)洞虛擬飛行等, 挖掘飛行器非線性范圍內(nèi)的穩(wěn)定性和可控性, 給出飛行器的飛行動(dòng)力學(xué)和控制系統(tǒng)的綜合品質(zhì), 支撐飛行性能評(píng)估. 通過(guò)綜合傳統(tǒng)研究手段和新技術(shù), 研究新型航天飛行器的運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定性及可控性, 將加深對(duì)耦合效應(yīng)的認(rèn)識(shí), 驗(yàn)證耦合特性和利用耦合的正確性和有效性, 進(jìn)而指導(dǎo)先進(jìn)飛行器設(shè)計(jì).

1 航天飛行器橫航向耦合問(wèn)題

新型航天飛行器以面對(duì)稱布局為特征, 飛行速域?qū)挕?空域大, 典型飛行剖面如圖1所示， 圖中橫軸為飛行速度， 縱軸為飛行高度.

圖1 新型航天飛行器飛行剖面Fig. 1 Flight profile of new aerospace vehicle

圖2 典型面對(duì)稱航天飛行器航向穩(wěn)定性Fig. 2 Directional stability of typical planesymmetric aerospace vehicle

(a) Axis-symmetric vehicle

由于復(fù)雜的多源耦合, 飛行器偏航、 滾轉(zhuǎn)通道產(chǎn)生強(qiáng)烈相互作用, 如圖3所示， 縱坐標(biāo)k表示其他通道產(chǎn)生的偏航干擾力矩與偏航通道的偏航控制力矩之比， 可見(jiàn)， 面對(duì)稱飛行器耦合影響比類軸對(duì)稱飛行器大至少一個(gè)數(shù)量級(jí)， 通道間耦合影響遠(yuǎn)大于偏航通道控制能力， 這將對(duì)飛行穩(wěn)定性造成嚴(yán)重影響.

(b) Plane-symmetric vehicle圖3 其他通道耦合作用與偏航通道控制能力對(duì)比Fig. 3 Comparison between coupling effect of other channels and controll ability of yaw channel

此外, 偏航通道轉(zhuǎn)動(dòng)慣量比滾轉(zhuǎn)通道轉(zhuǎn)動(dòng)慣量至少大1個(gè)數(shù)量級(jí), 偏航通道的小量控制會(huì)激發(fā)滾轉(zhuǎn)通道的較大響應(yīng), 容易使飛行器快速發(fā)散. 復(fù)雜的繞流流場(chǎng)、 大跨度的速域空域環(huán)境使得面對(duì)稱航天飛行器的穩(wěn)定性和可控性惡化, 氣動(dòng)、 運(yùn)動(dòng)、 慣性等多種耦合同時(shí)出現(xiàn), 導(dǎo)致橫航向耦合效應(yīng)更加嚴(yán)重.

傳統(tǒng)軸對(duì)稱飛行器的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)相對(duì)簡(jiǎn)單, 耦合特性對(duì)于飛行器總體性能的影響處于可忽略的量級(jí), 通常采用解耦設(shè)計(jì)即可滿足總體性能指標(biāo)要求. 而對(duì)于面對(duì)稱航天飛行器, 氣動(dòng)設(shè)計(jì)追求高升阻比, 氣動(dòng)外形趨于扁平化; 若按照解耦設(shè)計(jì)理念, 需要適當(dāng)增加靜穩(wěn)定度以確保整個(gè)飛行區(qū)間的穩(wěn)定性, 這勢(shì)必造成升阻比、 機(jī)動(dòng)能力的大幅下降; 加之飛行器的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)更復(fù)雜, 通道間耦合更嚴(yán)重, 各種干擾和不確定性影響不能簡(jiǎn)單地忽略, 傳統(tǒng)設(shè)計(jì)方法難以滿足設(shè)計(jì)需求.

新型航天飛行器復(fù)雜的橫航向耦合問(wèn)題嚴(yán)重影響了飛行器總體性能的提高, 為此需深入研究流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和耦合效應(yīng), 揭示耦合機(jī)理, 發(fā)展新型考慮耦合效應(yīng)的控制方法.

2 耦合失穩(wěn)模式與控制策略綜合驗(yàn)證技術(shù)

耦合機(jī)理的揭示有助于加深對(duì)耦合問(wèn)題的認(rèn)識(shí), 可指導(dǎo)新型控制策略研究, 但耦合失穩(wěn)模式和新型控制策略的正確性只有經(jīng)過(guò)全面的驗(yàn)證, 才能加快向工程應(yīng)用推廣. 基于目前的技術(shù)水平, 主要的驗(yàn)證手段包括仿真分析、 地面試驗(yàn)和飛行試驗(yàn).

仿真分析包括動(dòng)力學(xué)仿真分析和CFD-RBD仿真分析等. 動(dòng)力學(xué)仿真主要是通過(guò)求解剛體動(dòng)力學(xué)方程獲得自由飛行軌跡和姿態(tài)時(shí)間歷程, 仿真使用的氣動(dòng)力和力矩是基于CFD定常計(jì)算結(jié)果插值得到的, 此種方法得到的氣動(dòng)力沒(méi)有考慮速度、 姿態(tài)角等因素變化引起的非定常效應(yīng). CFD-RBD是一種通過(guò)耦合求解非定常N-S方程和剛體動(dòng)力學(xué)方程進(jìn)行自由飛行軌跡和姿態(tài)仿真的方法, 該方法可用于預(yù)測(cè)飛行器運(yùn)動(dòng)過(guò)程中的非定常氣動(dòng)特性和飛行力學(xué)特性[3-8].

主要借助風(fēng)洞和動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置來(lái)實(shí)現(xiàn)地面試驗(yàn). 風(fēng)洞用于提供穩(wěn)定的來(lái)流條件, 模擬飛行器飛行過(guò)程中受到的氣動(dòng)作用; 動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置提供轉(zhuǎn)動(dòng)自由度或模擬飛行過(guò)程中的機(jī)動(dòng)動(dòng)作[9]. 風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)進(jìn)一步引入控制律, 實(shí)現(xiàn)飛行過(guò)程控制響應(yīng)的地面模擬, 評(píng)估飛行器飛行動(dòng)力學(xué)和控制系統(tǒng)的綜合品質(zhì). 針對(duì)風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)技術(shù), 國(guó)內(nèi)外開(kāi)展了相關(guān)研究[10-16], 但主要針對(duì)軸對(duì)稱導(dǎo)彈和航空飛行器, 試驗(yàn)?zāi)M速度也以低速和亞聲速為主, 缺乏針對(duì)面對(duì)稱航天飛行器的高速風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)技術(shù)的研究.

飛行試驗(yàn)是驗(yàn)證飛行器綜合性能最直接、 最有效的方式, 但試驗(yàn)周期長(zhǎng)、 經(jīng)費(fèi)需求大, 適宜在充分進(jìn)行仿真分析和地面試驗(yàn)的基礎(chǔ)上開(kāi)展.

結(jié)合各種驗(yàn)證技術(shù)的優(yōu)缺點(diǎn)和技術(shù)水平, 設(shè)計(jì)了針對(duì)耦合失穩(wěn)模式和新型控制策略的綜合驗(yàn)證方案. 動(dòng)力學(xué)仿真手段靈活, 具備初始擾動(dòng)下開(kāi)環(huán)運(yùn)動(dòng)特性和引入控制策略后閉環(huán)運(yùn)動(dòng)特性的仿真能力, 可實(shí)現(xiàn)對(duì)耦合失穩(wěn)模式和新型控制策略驗(yàn)證需求的全面覆蓋. 在動(dòng)力學(xué)仿真基礎(chǔ)上, 篩選發(fā)生耦合失穩(wěn)的典型狀態(tài)點(diǎn), 針對(duì)荷蘭滾失穩(wěn)模式和副翼操縱耦合失穩(wěn)模式, 開(kāi)展CFD-RBD仿真驗(yàn)證; 針對(duì)高空俯仰機(jī)動(dòng)誘導(dǎo)滾轉(zhuǎn)失穩(wěn)模式, 開(kāi)展強(qiáng)迫拉起條件下的自由滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)特性風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證. 對(duì)于新型控制策略, 在發(fā)展高速風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)技術(shù)的基礎(chǔ)上, 開(kāi)展風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)驗(yàn)證, 實(shí)現(xiàn)對(duì)耦合特性和控制策略的綜合驗(yàn)證.

3 綜合驗(yàn)證研究結(jié)果

通過(guò)論證綜合驗(yàn)證方案, 對(duì)耦合失穩(wěn)模式和控制策略開(kāi)展了全面驗(yàn)證. 本文重點(diǎn)給出了CFD-RBD仿真驗(yàn)證和高速風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)驗(yàn)證結(jié)果.

3.1 CFD-RBD仿真驗(yàn)證

以面對(duì)稱外形飛行器為研究對(duì)象, 通過(guò)CFD-RBD方法驗(yàn)證了荷蘭滾失穩(wěn)和副翼操縱耦合失穩(wěn)兩種典型耦合失穩(wěn)模式. 仿真采用給定初始擾動(dòng)的開(kāi)環(huán)方式, 未加入控制律, 滿足受擾后無(wú)控條件下飛行姿態(tài)演化過(guò)程的研究需求, 可驗(yàn)證失穩(wěn)模式. 氣動(dòng)控制方程采用可壓縮RANS方程, 飛行力學(xué)控制方程采用6自由度運(yùn)動(dòng)方程. 氣動(dòng)和飛行力學(xué)的耦合求解采用了一種改進(jìn)的松耦合方法, 該格式在選擇合適的氣動(dòng)和飛行力學(xué)求解器情況下, 可達(dá)到2階時(shí)間精度, 且計(jì)算量與松耦合格式相同.

根據(jù)耦合失穩(wěn)模式驗(yàn)證需求, 選取的典型飛行狀態(tài)為高度H=33 km, 馬赫數(shù)Ma=5, 攻角α=24°.

首先對(duì)飛行器基本氣動(dòng)特性及失穩(wěn)判據(jù)參數(shù)進(jìn)行了分析. 圖4給出了俯仰通道舵偏δe為5°, 10°, 15°時(shí), 相對(duì)飛行器質(zhì)心的俯仰力矩系數(shù)Cmz.由圖可見(jiàn), 飛行器縱向處于靜不穩(wěn)定狀態(tài).β=0°時(shí), 俯仰配平舵偏約為δe=10.17°.

圖4 不同俯仰舵偏下的俯仰力矩系數(shù)(Ma=5)Fig. 4 Pitch moment coefficient at different elevator angles(Ma=5)

圖5 穩(wěn)定性參數(shù)(Ma=5)Fig. 5 Stability parameters

橫向操縱偏離參數(shù)LCDP主要取決于飛行器的橫航向靜穩(wěn)定性參數(shù)和操縱導(dǎo)數(shù). 對(duì)于此類飛行器, 副翼操縱一般會(huì)導(dǎo)致不利偏航力矩, 加之大攻角狀態(tài)下飛行器航向靜不穩(wěn)定, 最終導(dǎo)致了操縱反效, 即LCDP>0.

基于以上分析, 典型飛行狀態(tài)下, 飛行器航向動(dòng)穩(wěn)定但橫向操縱反效, 即與失穩(wěn)判據(jù)對(duì)應(yīng)的荷蘭滾失穩(wěn)模式是穩(wěn)定的, 而副翼操縱耦合失穩(wěn)模式是不穩(wěn)定的.

荷蘭滾失穩(wěn)模式仿真初始狀態(tài)為高度H=33 km, 馬赫數(shù)Ma=5, 攻角α=24°, 側(cè)滑角β=0.1°, 俯仰通道舵偏δe=10.17°, 滾轉(zhuǎn)通道舵偏δa=0°, 偏航通道舵偏δr=0°. 圖6給出了通過(guò)動(dòng)力學(xué)線性仿真得到的側(cè)滑角變化歷程. 由于該狀態(tài)下飛行器航向動(dòng)穩(wěn)定, 在β=0.1°初始擾動(dòng)下, 飛行器側(cè)滑角在 -0.1°～0.1° 范圍等幅振蕩, 仿真結(jié)果與判據(jù)判別情況一致.

圖6 荷蘭滾失穩(wěn)模式側(cè)滑角動(dòng)力學(xué)線性仿真結(jié)果Fig. 6 Linear dynamics analysis of sideslip angle for Dutch roll instability

圖7給出了CFD-RBD仿真結(jié)果, 此時(shí)飛行器繞流流場(chǎng)與剛體運(yùn)動(dòng)耦合求解, 反映了飛行過(guò)程中飛行器在非定常氣動(dòng)作用下的運(yùn)動(dòng)特性. 圖中Mx為相對(duì)飛行器質(zhì)心的滾轉(zhuǎn)力矩，My為相對(duì)飛行器質(zhì)心的偏航力矩. 由圖可見(jiàn), 初始正側(cè)滑狀態(tài)下, 飛行器受到正偏航力矩和負(fù)滾轉(zhuǎn)力矩的作用, 正偏航力矩將使飛行器側(cè)滑角增大, 負(fù)滾轉(zhuǎn)力矩將使飛行器側(cè)滑角減小. 由于起穩(wěn)定作用的滾轉(zhuǎn)力矩比起不穩(wěn)定作用的偏航力矩大, 飛行器側(cè)滑角開(kāi)始減小. 隨側(cè)滑角變化, 滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩也隨之交替變化, 之后側(cè)滑角逐漸衰減, 表明飛行器航向是動(dòng)穩(wěn)定的, CFD-RBD仿真結(jié)果與判據(jù)判別情況一致. 由于初始狀態(tài)下, CFD計(jì)算得到的俯仰力矩不為0, 為較小的負(fù)值, 俯仰靜不穩(wěn)定導(dǎo)致飛行攻角不斷減小, 但不影響航向動(dòng)穩(wěn)定.

副翼操縱耦合失穩(wěn)模式仿真初始狀態(tài)為高度H=33 km, 馬赫數(shù)Ma=5, 攻角α=24°, 側(cè)滑角β=0°, 俯仰通道舵偏δe=10.17°, 滾轉(zhuǎn)通道舵偏δa=0.5°, 偏航通道舵偏δr=0°, 初始狀態(tài)無(wú)側(cè)滑但滾轉(zhuǎn)通道舵偏 0.5°. 圖8給出了滾轉(zhuǎn)角γ的動(dòng)力學(xué)線性仿真結(jié)果. 在初始正滾轉(zhuǎn)通道舵偏作用下, 飛行器開(kāi)始負(fù)向滾轉(zhuǎn), 約0.45 s時(shí)滾轉(zhuǎn)角達(dá)到負(fù)向最大, 之后飛行器開(kāi)始正向滾轉(zhuǎn), 約0.72 s后滾轉(zhuǎn)角變正, 并持續(xù)正向增大, 飛行器出現(xiàn)操縱反效, 仿真結(jié)果與判據(jù)判別情況一致.

圖7 荷蘭滾失穩(wěn)模式CFD-RBD仿真結(jié)果Fig. 7 Results of CFD-RBD for Dutch roll instability

圖8 副翼操縱耦合失穩(wěn)模式滾轉(zhuǎn)角動(dòng)力學(xué)線性仿真結(jié)果Fig. 8 Linear dynamics analysis of roll angle for lateral control instability

圖9給出了CFD-RBD仿真結(jié)果. 初始正滾轉(zhuǎn)舵偏產(chǎn)生了負(fù)滾轉(zhuǎn)力矩, 使模型負(fù)向滾轉(zhuǎn), 同時(shí)導(dǎo)致負(fù)側(cè)滑且幅值不斷增大, 在滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定性作用下, 滾轉(zhuǎn)力矩開(kāi)始減小并逐漸變正, 負(fù)向滾轉(zhuǎn)速度逐漸減小, 滾轉(zhuǎn)方向也由負(fù)向滾轉(zhuǎn)逐漸變?yōu)檎驖L轉(zhuǎn). 初始正滾轉(zhuǎn)舵偏同時(shí)也產(chǎn)生了負(fù)偏航力矩, 帶來(lái)不利偏航影響, 加劇了初始階段側(cè)滑角的負(fù)向增大. 兩方面原因共同作用下, 約0.72 s后滾轉(zhuǎn)角變正, 飛行器出現(xiàn)操縱反效, CFD-RBD仿真結(jié)果與判據(jù)判別情況一致. 由于初始狀態(tài)下, CFD計(jì)算得到的俯仰力矩不為0, 為較小的負(fù)值, 俯仰靜不穩(wěn)定導(dǎo)致飛行攻角不斷減小, 仿真1 s時(shí)間內(nèi), 攻角從24°減小到22.4°, 但不影響操縱反效現(xiàn)象.

經(jīng)以上分析對(duì)比, 采用CFD-RBD方法得到的飛行器運(yùn)動(dòng)特性與耦合失穩(wěn)判據(jù)、 動(dòng)力學(xué)線性仿真結(jié)果一致, 驗(yàn)證了荷蘭滾失穩(wěn)、 副翼操縱耦合失穩(wěn)兩種典型失穩(wěn)模式及判據(jù)的正確性.

圖9 副翼操縱耦合失穩(wěn)模式CFD-RBD仿真結(jié)果Fig. 9 Results of CFD-RBD for lateral control instability

3.2 高速風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)驗(yàn)證

以面對(duì)稱外形飛行器為研究對(duì)象, 設(shè)計(jì)并開(kāi)展了高速風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn), 驗(yàn)證了新型控制策略的正確性和有效性.

試驗(yàn)在中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院FD-16風(fēng)洞中開(kāi)展, 試驗(yàn)狀態(tài)為Ma=5, 飛行攻角α=25°.

針對(duì)橫航向耦合特性驗(yàn)證需求, 設(shè)計(jì)了偏航滾轉(zhuǎn)兩自由度支撐機(jī)構(gòu), 如圖10所示, 該機(jī)構(gòu)可提供偏航-滾轉(zhuǎn)兩通道自由度. 根據(jù)試驗(yàn)狀態(tài), 設(shè)計(jì)模型初始安裝狀態(tài)下具有25°攻角, 即模型軸線與滾轉(zhuǎn)軸夾角為25°. 滾轉(zhuǎn)軸始終與風(fēng)洞來(lái)流方向平行, 偏航軸始終與滾轉(zhuǎn)軸垂直, 模型轉(zhuǎn)動(dòng)中心與質(zhì)心重合. 基于此兩自由度支撐機(jī)構(gòu), 模型可繞滾轉(zhuǎn)軸、 偏航軸自由轉(zhuǎn)動(dòng), 轉(zhuǎn)動(dòng)過(guò)程中, 模型攻角始終保持不變, 速度滾轉(zhuǎn)角、 側(cè)滑角隨模型轉(zhuǎn)動(dòng)而變化.

圖10 支撐機(jī)構(gòu)及轉(zhuǎn)動(dòng)軸線示意圖Fig. 10 Sketch of supporting mechanism and rotation axises

基于該兩自由度支撐機(jī)構(gòu), 完成了動(dòng)力學(xué)建模、 飛控律開(kāi)發(fā)、 飛控系統(tǒng)集成試驗(yàn)及試驗(yàn)系統(tǒng)聯(lián)調(diào)測(cè)試等工作, 具備開(kāi)展風(fēng)洞試驗(yàn)的條件.

針對(duì)常規(guī)控制策略和新型控制策略, 分別開(kāi)展了橫航向姿態(tài)保持試驗(yàn)和橫航向機(jī)動(dòng)控制試驗(yàn), 姿態(tài)保持試驗(yàn)的滾轉(zhuǎn)角指令一直保持在0°, 機(jī)動(dòng)控制試驗(yàn)的滾轉(zhuǎn)角指令變化過(guò)程為0°→-5°→0°.

對(duì)于姿態(tài)保持試驗(yàn), 在基本相同的初始條件下, 3種策略下滾轉(zhuǎn)角均能穩(wěn)定在0°附近逐漸收斂, 舵面偏轉(zhuǎn)量如表1所示, 新型控制策略的舵偏需求較常規(guī)控制策略降低50%以上.

在姿態(tài)保持基礎(chǔ)上, 成功實(shí)現(xiàn)了滾轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)控制, 常規(guī)控制策略整體跟蹤效果良好, 新型控制策略存在超調(diào)/振蕩, 但用舵量更小. 機(jī)動(dòng)控制模式試驗(yàn)的舵面偏轉(zhuǎn)量如表2所示, 在滾轉(zhuǎn)角跟蹤激勵(lì)下, 新型控制策略的舵偏需求較常規(guī)控制策略降低45%以上.

表1 姿態(tài)保持模式各策略舵面偏轉(zhuǎn)量對(duì)比Table 1 Comparison of deflection angles between different control strategies under attitude hold mode

表2 機(jī)動(dòng)控制模式各策略舵面偏轉(zhuǎn)量對(duì)比Table 2 Comparison of deflection angles between different control strategies under maneuver control mode

4 結(jié)論

圍繞新型航天飛行器橫航向耦合問(wèn)題, 針對(duì)耦合失穩(wěn)模式和新型控制策略, 開(kāi)展了綜合驗(yàn)證技術(shù)研究.

結(jié)合仿真分析和地面試驗(yàn)的特點(diǎn), 制定了以動(dòng)力學(xué)仿真為主、 CFD-RBD仿真和風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)為輔的綜合驗(yàn)證方案, 并重點(diǎn)給出了CFD-RBD仿真驗(yàn)證和高速風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)驗(yàn)證結(jié)果.

采用CFD-RBD方法得到的飛行器運(yùn)動(dòng)特性與耦合失穩(wěn)判據(jù)、 動(dòng)力學(xué)線性仿真結(jié)果一致, 驗(yàn)證了荷蘭滾失穩(wěn)、 副翼操縱耦合失穩(wěn)兩種典型失穩(wěn)模式及判據(jù)的正確性.

針對(duì)新型控制策略驗(yàn)證需求, 發(fā)展了高速風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)技術(shù), 成功開(kāi)展了橫航向姿態(tài)保持試驗(yàn)和橫航向機(jī)動(dòng)控制試驗(yàn), 試驗(yàn)結(jié)果表明, 新型控制策略的舵偏需求較常規(guī)控制策略的舵偏需求降低45%以上.