無尾升力式飛行器Weissman判據(jù)圖仿真

張石玉, 趙俊波, 張青青, 趙力寧, 高 清

(中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院, 北京 100074)

引 言

面對稱再入機(jī)動(dòng)飛行器可實(shí)現(xiàn)大范圍機(jī)動(dòng)、 寬速域、 大空域飛行, 具有打擊范圍大、 作戰(zhàn)響應(yīng)快、 突防能力強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn), 是當(dāng)今高超聲速武器裝備發(fā)展的技術(shù)前沿.

與常規(guī)旋成體類再入飛行器相比, 面對稱再入機(jī)動(dòng)飛行器升阻比高, 采用大迎角姿態(tài)減速, 并采用傾斜轉(zhuǎn)彎的方式改變飛行方向. 同時(shí), 飛行環(huán)境和速度跨度較大: 從高空稀薄氣體區(qū)到海平面的大跨度空域環(huán)境, 從高超聲速到亞聲速的飛行速度范圍. 期間經(jīng)歷邊界層轉(zhuǎn)捩過程、 氣動(dòng)熱燒蝕過程. 上述因素使得飛行器氣動(dòng)特性變化較大, 不確定度增高, 同時(shí)存在橫航向氣動(dòng)耦合嚴(yán)重、 航向與縱向壓心變化不一致、 氣動(dòng)非線性特性強(qiáng)等問題. 這使得按照橫航向控制獨(dú)立設(shè)計(jì)的傳統(tǒng)設(shè)計(jì)方法無法滿足面對稱再入機(jī)動(dòng)飛行器的綜合指標(biāo)要求, 需要研究考慮橫航向氣動(dòng)耦合特性的飛行器設(shè)計(jì)準(zhǔn)則.

在探索飛行器再入機(jī)動(dòng)飛行技術(shù)的過程中, 早期學(xué)者已經(jīng)意識(shí)到穩(wěn)定性是制約飛行器研制的關(guān)鍵點(diǎn), 在HTV-2之前的一系列研究中一直進(jìn)行探索和改進(jìn). 然而仍未能完全摸清面對稱再入機(jī)動(dòng)飛行器的操穩(wěn)特性, HTV-2飛行器首次試驗(yàn)即因橫航向耦合失控而失敗, 第2次飛行因氣動(dòng)熱導(dǎo)致氣動(dòng)特性變化超出預(yù)期, 飛行器失控自毀.

對于再入機(jī)動(dòng)飛行器, 穩(wěn)定性判據(jù)是前期方案論證評估中最便利和有效的分析評估準(zhǔn)則, 其中, Weissman判據(jù)圖是評估橫航向氣動(dòng)耦合穩(wěn)定性和操控性的重要判據(jù). Weissman判據(jù)圖是Weiss-man[1-4]根據(jù)多個(gè)戰(zhàn)斗機(jī)飛行試驗(yàn)和仿真結(jié)果總結(jié)歸納出的判據(jù), 用于描述大攻角時(shí)飛機(jī)失速前的運(yùn)動(dòng)偏離過程及長時(shí)間運(yùn)動(dòng)偏離后的尾旋程度, 指導(dǎo)飛機(jī)的橫航向穩(wěn)定性設(shè)計(jì). 諸多學(xué)者[5-9]將Weiss-man判據(jù)圖應(yīng)用于超/高超飛行器的設(shè)計(jì)中, 期望在設(shè)計(jì)早期就考慮控制的需求, 保證飛行器在氣動(dòng)穩(wěn)定性和操縱性上具有良好的性能, 同時(shí)尋求與飛行器總體性能之間的平衡. 祝立國等[10-11]研究了某翼-體組合體簡化模型的偏航動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性參數(shù)CnβDYN和橫向操縱偏離參數(shù)LCDP, 推導(dǎo)了航天坐標(biāo)系下的判據(jù)形式, 分析了該判據(jù)與傳統(tǒng)橫航向穩(wěn)定性判據(jù)的差異: 即傳統(tǒng)判據(jù)沒有計(jì)入兩者的相互耦合效應(yīng), 同時(shí)無法預(yù)估滾控發(fā)散問題. 杜濤等[12]采用根軌跡分析方法研究了典型先進(jìn)再入機(jī)動(dòng)飛行器在CnβDYN和LCDP處于不同狀態(tài)時(shí)的橫航向穩(wěn)定性, 并提出了飛行器的設(shè)計(jì)方向. 閔昌萬[13]在Weissman判據(jù)圖的基礎(chǔ)上, 采用根軌跡圖分析方法進(jìn)一步完善了橫航向閉環(huán)控制的穩(wěn)定性判據(jù). 陳功等[14]采用直接拉偏氣動(dòng)力系數(shù)并結(jié)合非線性仿真和Kriging建模的方法, 完成了HL-20飛行器Weissman判據(jù)圖穩(wěn)定性敏感區(qū)域的劃分.

Weissman和陳功等均采用直接拉偏氣動(dòng)力系數(shù)方法研究Weissman圖的穩(wěn)定性分區(qū). 然而這一拉偏過程缺乏氣動(dòng)外形作支撐, 使得拉偏后的氣動(dòng)數(shù)據(jù)可能遠(yuǎn)超出氣動(dòng)布局的設(shè)計(jì)范圍. 本文以類HTV-2升力式飛行器為研究對象, 分析該飛行器在再入下壓段的末段, 即氣動(dòng)載荷最大點(diǎn)的Weissman判據(jù)圖分布特點(diǎn). 本文的研究從飛行器基礎(chǔ)外形出發(fā), 通過調(diào)整關(guān)鍵外形參數(shù)來形成飛行器外形集, 并采用數(shù)值計(jì)算方法獲得各外形對應(yīng)氣動(dòng)參數(shù), 最后結(jié)合飛行仿真技術(shù)和Weissman判據(jù)分區(qū)規(guī)則構(gòu)建此飛行器的Weissman判據(jù)圖.

本文的方法可應(yīng)用于方案論證階段的面對稱再入機(jī)動(dòng)飛行器橫航向耦合穩(wěn)定性設(shè)計(jì), 為飛行器的進(jìn)一步布局優(yōu)化和控制策略設(shè)計(jì)提供支撐.

1 Weissman判據(jù)圖及分區(qū)規(guī)則

Weissman判據(jù)圖的橫軸是偏航動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性參數(shù)CnβDYN, 縱軸是橫向操縱偏離參數(shù)LCDP. 兩參數(shù)是由橫航向4自由度線化動(dòng)力學(xué)方程組的Routh穩(wěn)定性分析而得, 詳細(xì)推導(dǎo)過程參考文獻(xiàn)[10-11].

CnβDYN表達(dá)式[10-11]如式(1)所示, 表征飛行器在受擾動(dòng)后的橫航向運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定性, 由于考慮了橫航向的耦合作用,CnβDYN能更真實(shí)地反映飛行器的橫航向運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定性. 通常隨攻角增大, 飛行器航向穩(wěn)定性大幅降低; 但橫向穩(wěn)定性隨攻角增大而提高, 橫航向的耦合作用使得橫向穩(wěn)定性彌補(bǔ)了航向穩(wěn)定性的不足, 使得飛行器在部分大攻角區(qū)間保持橫航向運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定性. 因此, 相對于傳統(tǒng)的航向靜穩(wěn)定性設(shè)計(jì)判據(jù)Cnβ,CnβDYN放寬了對航向靜穩(wěn)定性的設(shè)計(jì)要求, 是更加寬松的設(shè)計(jì)判據(jù), 為提升飛行器性能提供了可能.

(1)

LCDP表達(dá)式[10-11]如式(2)所示, 描述的是采用差動(dòng)舵進(jìn)行滾轉(zhuǎn)控制時(shí)是否會(huì)發(fā)生操縱偏離. 當(dāng)差動(dòng)舵正向偏轉(zhuǎn)(作負(fù)向滾轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng))時(shí), 兩差動(dòng)舵也將產(chǎn)生負(fù)向偏航力矩(體現(xiàn)在控制導(dǎo)數(shù)Cnδa), 從而產(chǎn)生負(fù)側(cè)滑角, 當(dāng)橫向穩(wěn)定性Clβ較高時(shí), 可能導(dǎo)致飛行器正向滾轉(zhuǎn), 從而產(chǎn)生與操縱方向相反的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng).

(2)

橫航向4自由度線化動(dòng)力學(xué)方程組的Routh穩(wěn)定性分析表明, 上述兩參數(shù)小于零時(shí)飛行器橫航向無控穩(wěn)定、 滾控不偏離. 實(shí)際飛行試驗(yàn)及仿真研究表明: LCDP的穩(wěn)定性邊界是1×10-3量級(jí)的小值.

Weissman采用拉偏氣動(dòng)數(shù)據(jù)的方式獲得大批量氣動(dòng)數(shù)據(jù), 并對每組氣動(dòng)數(shù)據(jù)開展飛行仿真, 以仿真結(jié)果是否失穩(wěn)為依據(jù)將判據(jù)圖分成4個(gè)區(qū), 如圖 1[3]所示(調(diào)整為航天坐標(biāo)系/前上右坐標(biāo)系后). 4個(gè)區(qū)分別定義為:A區(qū)是穩(wěn)定區(qū),B區(qū)是無控穩(wěn)定、 滾控失穩(wěn)區(qū),C區(qū)和D區(qū)是橫航向耦合強(qiáng)發(fā)散區(qū). 隨后Weissman采用F-8， F-102， F-106和SAAB-37飛行器的飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行對比分析, 發(fā)現(xiàn)這些飛行器的偏離發(fā)散區(qū)與判據(jù)圖的邊界吻合良好, 證明該判據(jù)圖預(yù)測偏離的可靠性.

圖1 Weissman判據(jù)圖Fig. 1 Weissman chart

Weissman對于B,C,D區(qū)沒有給出明確的劃分方法, 只是定性對比了各區(qū)的運(yùn)動(dòng)現(xiàn)象, 如“偏航發(fā)散更劇烈”“進(jìn)入尾旋速度更早”“尾旋更平”等. 這樣的定性描述無法用來定量確定B,C,D區(qū)的邊界, 因此需要研究確定B,C,D區(qū)的劃分方法.

參考文獻(xiàn)[1-4,15]中對Weissman判據(jù)圖不同分區(qū)的描述, 均提到了無控狀態(tài)和滾轉(zhuǎn)控制狀態(tài). 因此, 在分區(qū)研究中分別開展無控狀態(tài)和滾轉(zhuǎn)控制狀態(tài)的飛行仿真分析, 界定各狀態(tài)的劃分區(qū)域. 在重復(fù)參考文獻(xiàn)的仿真研究后, 通過不同分區(qū)的仿真結(jié)果對比分析確定Weissman判據(jù)圖的分區(qū)標(biāo)準(zhǔn), 如表 1所示.

表 1 Weissman判據(jù)圖分區(qū)飛行現(xiàn)象Table 1 Phenomenon of each region in Weissman chart

對比各區(qū)域運(yùn)動(dòng)現(xiàn)象, 可以提取出幾個(gè)關(guān)鍵點(diǎn)來區(qū)分不同區(qū):A區(qū)和B,C,D區(qū)的區(qū)別在于,A區(qū)無控時(shí)不失穩(wěn), 滾控時(shí)滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)不反向;B,C區(qū)的差異在于無控時(shí)C區(qū)滾轉(zhuǎn)偏航顯著發(fā)散;C,D區(qū)的區(qū)別在于在無控情況下D區(qū)發(fā)生攻角發(fā)散. 此外, 長時(shí)間滾控機(jī)動(dòng)后的飛行器尾旋特性如表 1所示,A區(qū)不發(fā)生尾旋,B區(qū)為陡尾旋,C區(qū)介于陡尾旋和平尾旋之間,D區(qū)為平尾旋. 經(jīng)驗(yàn)證, 該分區(qū)規(guī)則與文獻(xiàn)中的仿真結(jié)果完全一致.

2 無尾升力式飛行器

在確定Weissman判據(jù)圖的分區(qū)規(guī)則后, 以類HTV-2升力式飛行器為對象, 開展Weissman判據(jù)圖研究. 區(qū)別于文獻(xiàn)中的拉偏氣動(dòng)系數(shù)方式, 本文采用調(diào)整外形的方式構(gòu)建批量氣動(dòng)外形和氣動(dòng)數(shù)據(jù), 并采用前文介紹的分區(qū)方法開展穩(wěn)定性的飛行動(dòng)力學(xué)仿真分析.

2.1 基礎(chǔ)外形飛行器

基礎(chǔ)外形飛行器參考HTV-2構(gòu)型, 如圖 2所示. 該外形為無立尾升力體布局, 前體側(cè)緣后掠角70°, 飛行器總長3.85 m, 高0.614 m, 寬1.15 m, 機(jī)翼側(cè)向有切屑長度0.9 m, 體尾部有兩面水平安裝的體襟翼; 兩面體襟翼同向偏轉(zhuǎn)控制俯仰, 反向偏轉(zhuǎn)控制滾轉(zhuǎn).

圖2 基礎(chǔ)外形飛行器的三視圖Fig. 2 Model of lifting body vehicle

2.2 調(diào)整外形飛行器

研究表明, 影響升力式飛行器橫航向氣動(dòng)特性的主要外形參數(shù)包括: 前體側(cè)緣后掠角、 前體側(cè)緣上反角、 體身高度、 側(cè)緣切削量大小、 體襟翼間距、 體襟翼尺寸. 因此本文在研究過程中單獨(dú)改變上述外形參數(shù), 形成的調(diào)整外形與基礎(chǔ)外形對比如圖 3所示, 圖中黑實(shí)線為基礎(chǔ)外形, 紫色、 藍(lán)色實(shí)線為調(diào)整外形.

圖3 調(diào)整外形與基礎(chǔ)外形對比圖Fig. 3 Configurations of reformed vehicles

具體調(diào)整尺寸如表 2所示.

表2 布局匯總表Table 2 Difference between reformed vehicles

3 Weissman判據(jù)圖研究結(jié)果

參考再入機(jī)動(dòng)飛行器的彈道, 以下壓減速段的末段狀態(tài): 高度50 km,Ma=15作為分析點(diǎn). 采用基于Newton理論的工程計(jì)算方法獲得氣動(dòng)數(shù)據(jù).

作為示例, 基礎(chǔ)外形、 增后掠外形和增上反外形的橫向穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)Clβ和偏航穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)Cnβ如圖 4, 5所示. 由圖可知, 無立尾的布局導(dǎo)致飛行器在全攻角范圍航向不穩(wěn)定, 同時(shí)小攻角下橫向穩(wěn)定性也較低. 隨著攻角增大, 橫向穩(wěn)定性顯著增強(qiáng).

圖5 典型外形航向穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)Fig. 5 Directional stability derivative of typical configurations

各外形的偏航動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性參數(shù)CnβDYN和橫向操縱偏離參數(shù)LCDP如圖 6, 7所示. 在小攻角時(shí), 飛行器的CnβDYN大于零, 處于不穩(wěn)定狀態(tài); 隨著攻角增大, 由于橫向穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)Clβ顯著增大, 橫向穩(wěn)定性的增穩(wěn)作用使得橫航向氣動(dòng)耦合穩(wěn)定性參數(shù)CnβDYN變得穩(wěn)定. 橫向操縱偏離參數(shù)LCDP始終大于零, 且隨攻角增大而增大.

圖6 各外形偏航動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性參數(shù)Fig. 6 Dynamic directional stability parameter

圖7 各外形橫向操縱偏離參數(shù)Fig. 7 Lateral control departure parameter

結(jié)合氣動(dòng)特性分析結(jié)果, 對各外形的多個(gè)攻角狀態(tài)開展無控和帶開環(huán)滾轉(zhuǎn)控制的6自由度飛行動(dòng)力學(xué)仿真, 研究不同CnβDYN條件下的攻角、 側(cè)滑角和姿態(tài)角是否發(fā)散; 不同LCDP條件下是否發(fā)生滾轉(zhuǎn)反向. 滾轉(zhuǎn)控制仿真時(shí), 滾轉(zhuǎn)舵偏為正向偏轉(zhuǎn)1°.

圖 8, 9分別為無控時(shí)橫航向穩(wěn)定和失穩(wěn)時(shí)的典型仿真結(jié)果; 圖 10, 11分別為滾轉(zhuǎn)控制條件下滾轉(zhuǎn)不反向和反向時(shí)的典型仿真結(jié)果.

由結(jié)果可知, 當(dāng)CnβDYN失穩(wěn)時(shí), 飛行器滾轉(zhuǎn)角發(fā)生單向發(fā)散偏離(見圖 9), 同時(shí)偏航角也出現(xiàn)大幅震蕩現(xiàn)象. 當(dāng)LCDP失穩(wěn)時(shí), 飛行器發(fā)生滾轉(zhuǎn)控制反向, 即正滾轉(zhuǎn)舵偏產(chǎn)生正滾轉(zhuǎn)角(見圖 11).

圖8 增上反角布局無控條件的姿態(tài)角(2-1, α=10°)Fig. 8 Attitude angle of dihedral-angle-increased vehicle in uncontrolled simulation(2-1, α=10°)

圖9 增后掠角布局無控條件的姿態(tài)角(1-1, α=10°)Fig. 9 Attitude angle of sweep-angle-increased-vehicle in uncontrolled simulation (1-1, α=10°)

圖10 增后掠布局開環(huán)滾控條件的姿態(tài)角(1-1, α=5°)Fig. 10 Attitude angle of sweep-angle-increased vehicle in aileron-controlled simulation (1-1, α=5°)

圖11 增上反角布局開環(huán)滾控條件的姿態(tài)角(2-1, α=5°)Fig. 11 Attitude angle of dihedral-angle-increased vehicle in aileron-controlled simulation (2-1, α=5°)

根據(jù)仿真結(jié)果判斷CnβDYN和LCDP的穩(wěn)定性邊界, 可以構(gòu)造出本文研究的類HTV-2升力式飛行器的Weissman判據(jù)圖, 如圖 12所示.

圖12 無尾升力式飛行器Weissman判據(jù)圖Fig.12 Weissman chart of tailless lifting body

由圖可知,CnβDYN的穩(wěn)定性邊界近似為0. 當(dāng)CnβDYN>0時(shí), 無控橫航向運(yùn)動(dòng)顯著失穩(wěn); 當(dāng)CnβDYN<0時(shí), 無控橫航向運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定; LCDP的穩(wěn)定性邊界位于0.001 67～0.001 75范圍內(nèi), 當(dāng)LCDP≤0.001 67 時(shí)滾轉(zhuǎn)舵控制不反向(正滾轉(zhuǎn)舵產(chǎn)生負(fù)滾轉(zhuǎn)角); 而LCDP≥0.001 75時(shí)滾轉(zhuǎn)舵控制反向(正滾轉(zhuǎn)舵產(chǎn)生正滾轉(zhuǎn)角). 兩個(gè)邊界將Weissman判據(jù)圖分為4個(gè)區(qū)域, 分別為A，B，C/D和F區(qū).

A區(qū)為穩(wěn)定區(qū), 該區(qū)域的飛行器橫航向無控和滾控均穩(wěn)定. 該區(qū)對航向穩(wěn)定性要求較高, 飛行器需要具備較大的立尾等提高航向穩(wěn)定性的氣動(dòng)布局, 這將嚴(yán)重降低飛行器升阻比. 本文飛行器在該區(qū)域沒有狀態(tài)點(diǎn).

B區(qū)為輕度失穩(wěn)區(qū), 該區(qū)域無控不失穩(wěn)或滾轉(zhuǎn)輕度失穩(wěn), 但滾控將導(dǎo)致滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)反向. 當(dāng)飛行器位于該區(qū)域時(shí), 采用常規(guī)控制策略將導(dǎo)致滾控反向失控; 可采用考慮耦合的控制策略控制飛行器. 本文飛行器在中等至大攻角時(shí)(α>10°)位于該區(qū)域, 此時(shí)隨著攻角增大, 橫向穩(wěn)定性增高的量值高于航向穩(wěn)定性降低的量值, 使得CnβDYN由失穩(wěn)區(qū)恢復(fù)至穩(wěn)定區(qū), 但同樣由于航向穩(wěn)定性降低, 橫向穩(wěn)定性增高, 導(dǎo)致LCDP增大并進(jìn)入滾控反向區(qū)域. 由此研究可知, 類HTV-2飛行器在下壓段末段的大攻角飛行試驗(yàn)段均在Weissman判據(jù)圖的B區(qū).

C/D區(qū)為中度失穩(wěn)區(qū), 此時(shí)飛行器無控橫航向失穩(wěn)、 滾控滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)反向. 對于無航向增穩(wěn)能力的飛行器, 采用常規(guī)控制手段和利用耦合的控制手段都無法實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定控制, 因此應(yīng)避免將飛行器設(shè)計(jì)在該區(qū)域; 對于有航向增穩(wěn)能力的飛行器, 可考慮首先進(jìn)行航向增穩(wěn)控制, 將該區(qū)飛行狀態(tài)調(diào)整至B區(qū), 之后采用考慮耦合的控制手段可實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定控制; 本文飛行器在小攻角至中等攻角時(shí)(5<α<15°)位于該區(qū)域, 因此如果對該飛行器進(jìn)行布局優(yōu)化, 則需要在小、 中等攻角時(shí)提高航向穩(wěn)定性或降低橫向穩(wěn)定性, 使得飛行器進(jìn)入B區(qū).

F區(qū)為中度/強(qiáng)烈橫航向失穩(wěn)區(qū), 此時(shí)飛行器無控橫航向中度或強(qiáng)烈失穩(wěn), 滾控滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)不反向. 對于無航向增穩(wěn)能力的飛行器, 采用常規(guī)控制策略和增穩(wěn)措施均難以實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定控制; 對于有航向增穩(wěn)能力的飛行器進(jìn)行航向增穩(wěn)控制, 可能將該區(qū)飛行狀態(tài)調(diào)整至A區(qū), 之后采用常規(guī)控制策略實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定控制; 本文飛行器在小攻角(0°<α<5°)時(shí)位于該區(qū)域, 此時(shí)飛行器航向穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)Cnβ>0, 航向失穩(wěn), 而橫向穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)Clβ也較低, 同時(shí)由于攻角較小, 橫向穩(wěn)定性在對航向的增穩(wěn)作用有限, 使得CnβDYN中度或強(qiáng)烈失穩(wěn); 同樣由于橫向穩(wěn)定較低, 同時(shí)滾控誘導(dǎo)偏航力矩相對較小, 使得LCDP量值較小, 滾控不反向.

根據(jù)上述Weissman判據(jù)圖及其劃分邊界、 穩(wěn)定性結(jié)果以后, 可指導(dǎo)飛行器的布局設(shè)計(jì)方向. 根據(jù)分析結(jié)果可知, 本文的類HTV-2飛行器氣動(dòng)特性分布主要在B區(qū), 此時(shí)采用考慮耦合的控制策略可實(shí)現(xiàn)飛行器穩(wěn)定控制, 如此可兼顧氣動(dòng)性能和可控性.

4 結(jié)論

本文詳細(xì)介紹了Weissman判據(jù)圖的分區(qū)規(guī)則, 并以無尾升力式飛行器為對象, 研究了Weissman判據(jù)圖分區(qū)邊界及各區(qū)的運(yùn)動(dòng)特點(diǎn). 研究表明, 無尾升力式飛行器主要?dú)鈩?dòng)特性分布在Weissman判據(jù)圖的B區(qū), 該區(qū)域無控橫航向運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定, 滾控滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)反向, 常規(guī)控制策略無法穩(wěn)定控制, 需要利用耦合的控制策略來實(shí)現(xiàn)飛行器的穩(wěn)定控制.

本文的方法可應(yīng)用于方案論證初期的面對稱再入機(jī)動(dòng)飛行器橫航向耦合穩(wěn)定性設(shè)計(jì). 首先通過大幅調(diào)整外形形成外形庫, 之后運(yùn)用數(shù)值計(jì)算或工程方法獲得氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫, 最后運(yùn)用飛行仿真手段, 結(jié)合本文提出的Weissman判據(jù)分區(qū)方法, 獲得飛行器的Weissman判據(jù)分區(qū)圖, 從而為飛行器的進(jìn)一步布局優(yōu)化和控制策略設(shè)計(jì)提供設(shè)計(jì)依據(jù).