高超聲速內(nèi)外流一體化飛行器動(dòng)態(tài)特性

劉 緒，趙云飛，王東方，劉 偉

（國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 航天與材料工程學(xué)院，長(zhǎng)沙410073）

高超聲速內(nèi)外流一體化飛行器的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性參數(shù)（工程上常稱(chēng)為“動(dòng)導(dǎo)數(shù)”）研究是控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)和動(dòng)態(tài)品質(zhì)分析的重要參數(shù)，其工程需求主要體現(xiàn)在以下3個(gè)方面［1］：①飛行器軌道設(shè)計(jì)的重要參數(shù)；②飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的重要參數(shù)；③飛行器縱、橫向動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性分析的重要依據(jù)。

隨著美國(guó) HyperX［2］、FALCON（獵鷹）［3］和“黑雨燕”等項(xiàng)目以及在歐洲、日本等項(xiàng)目的相繼開(kāi)展，吸氣式高超聲速飛行器的研究工作逐漸進(jìn)入到工程預(yù)發(fā)展階段［4］。內(nèi)外流一體化飛行器姿態(tài)控制精度要求很高以確保進(jìn)氣道啟動(dòng)，其操穩(wěn)特性分析評(píng)估也更重要，需要準(zhǔn)確預(yù)測(cè)動(dòng)導(dǎo)數(shù)。X－51“乘波者”高超聲速飛行器第2次飛行試驗(yàn)，由于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣道未能啟動(dòng)而失敗。HTV－2首飛試驗(yàn)失敗，在BTT（Bank to Turn）方式實(shí)現(xiàn)偏航過(guò)程中飛行器沿縱軸偏轉(zhuǎn)，在橫滾速度達(dá)到極限后超出可控范圍。美國(guó)工程審查委員會(huì)（ERB）分析認(rèn)為：對(duì)飛行過(guò)程中的若干空氣動(dòng)力學(xué)關(guān)鍵參數(shù)認(rèn)識(shí)有限，在缺少主動(dòng)控制的條件下，HTV－2將進(jìn)入彈道螺旋飛行（典型的橫側(cè)不穩(wěn)定問(wèn)題）。

目前國(guó)內(nèi)外對(duì)動(dòng)導(dǎo)數(shù)辨識(shí)方面的工作主要還是針對(duì)傳統(tǒng)的以火箭發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的彈箭類(lèi)飛行器，對(duì)包含內(nèi)流的吸氣式飛行器動(dòng)態(tài)特性研究較少。因此高超聲速內(nèi)外流一體化飛行器的研制亟需開(kāi)展動(dòng)態(tài)特性模擬技術(shù)研究。其核心是三方向（俯仰／偏航／滾轉(zhuǎn)）的直接阻尼導(dǎo)數(shù)模擬方法研究；同時(shí)還迫切需要開(kāi)展加速度導(dǎo)數(shù)、交叉導(dǎo)數(shù)、交叉耦合導(dǎo)數(shù)的數(shù)值算法研究，為縱橫向耦合運(yùn)動(dòng)特性研究提供技術(shù)支撐。動(dòng)導(dǎo)數(shù)預(yù)測(cè)及穩(wěn)定性預(yù)示將為飛行器控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)、高超聲速飛行器動(dòng)不穩(wěn)定發(fā)生的邊界分析及相應(yīng)的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性判據(jù)研究提供關(guān)鍵氣動(dòng)參數(shù)。

動(dòng)導(dǎo)數(shù)計(jì)算方法分為小擾動(dòng)線化理論、牛頓理論與氣動(dòng)力工程模型相結(jié)合的動(dòng)導(dǎo)數(shù)工程近似方法、模擬動(dòng)態(tài)實(shí)驗(yàn)的數(shù)值自由振蕩法、數(shù)值強(qiáng)迫振蕩法。工程近似方法的最大特點(diǎn)在于快捷，但依賴(lài)于經(jīng)驗(yàn)性，考慮氣流分離、再附和尾流等效應(yīng)較為困難，對(duì)于包含內(nèi)流的一體化復(fù)雜外形流動(dòng)難以適應(yīng)。因此考慮了流動(dòng)非線性的模擬動(dòng)態(tài)實(shí)驗(yàn)的全數(shù)值計(jì)算是動(dòng)導(dǎo)數(shù)研究發(fā)展的重要方向。

本文在Etkin非定常氣動(dòng)力模型基礎(chǔ)上，給出了小振幅強(qiáng)迫振動(dòng)下的俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)三方向直接阻尼導(dǎo)數(shù)的強(qiáng)迫簡(jiǎn)諧分析方法，并發(fā)展了包括交叉導(dǎo)數(shù)、交叉耦合導(dǎo)數(shù)在內(nèi)的多種動(dòng)導(dǎo)數(shù)辨識(shí)方法。在采用Finner標(biāo)模驗(yàn)證的基礎(chǔ)上，開(kāi)展了高超聲速內(nèi)外流一體化飛行器的動(dòng)態(tài)特性分析。

1 數(shù)值方法

在貼體坐標(biāo)系ξ－η－ζ下，對(duì)完全氣體、忽略質(zhì)量

力下的三維無(wú)量綱Navier－Stokes方程形式如下：

式中：U為守恒變量；E，F(xiàn)，G為無(wú)粘通量；Ev，F(xiàn)v，Gv為粘性通量。

本文在空間上采用二階精度的Roe格式。Roe格式是基于Godunov方法的基本思路發(fā)展起來(lái)的，是通量差分分裂（FDS）格式的一種，由于其優(yōu)秀的間斷分辨率和較小的數(shù)值耗散性，目前得到廣泛的應(yīng)用。采用引入“雙時(shí)間步”（dual－time－step）方法的LU－SGS隱式格式離散流體運(yùn)動(dòng)方程時(shí)間項(xiàng)。動(dòng)網(wǎng)格生成采用剛性網(wǎng)格生成方法。遠(yuǎn)場(chǎng)入流邊界采用適用于動(dòng)態(tài)邊界條件下的一維Riemann不變量的無(wú)反射邊界條件。對(duì)于定常／非定常超音速出流，邊界點(diǎn)上的值由內(nèi)流場(chǎng)計(jì)算結(jié)果外推得到。對(duì)于壁面邊界，采用速度無(wú)滑移、絕熱壁條件。奇性軸采用外插后周向平均處理。

2 動(dòng)導(dǎo)數(shù)計(jì)算方法

在飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)及軌道（彈道）設(shè)計(jì)中，所需要的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性參數(shù)有數(shù)十個(gè)之多。表1列出了一些重要的動(dòng)態(tài)阻尼導(dǎo)數(shù)［5］。表中：Cl，Cm，Cn分別為滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航力矩系數(shù)；α，β分別為攻角和側(cè)滑角；p，q，r分別為滾動(dòng)軸、俯仰軸、偏航軸的角速度分量。目前國(guó)內(nèi)外公開(kāi)文獻(xiàn)主要是研究俯仰、偏航或滾轉(zhuǎn)三方向的直接阻尼導(dǎo)數(shù)，而對(duì)交叉導(dǎo)數(shù)、交叉耦合導(dǎo)數(shù)的數(shù)值計(jì)算較少涉及。本文采用小振幅強(qiáng)迫簡(jiǎn)諧分析法給出了多種導(dǎo)數(shù)的數(shù)值辨識(shí)方法。

表1 動(dòng)態(tài)阻尼導(dǎo)數(shù)

飛行器做單自由度的俯仰運(yùn)動(dòng)，如果其質(zhì)心速度不變，則確定運(yùn)動(dòng)的獨(dú)立狀態(tài)變量只有攻角α和俯仰角速度q。對(duì)俯仰力矩系數(shù)Cm，根據(jù)Etkin假定［6］，俯仰力矩系數(shù)可寫(xiě)成：

給定強(qiáng)迫振動(dòng)：α（t）＝θ＝α0＋αmsinkt，其中，α為瞬時(shí)攻角，θ為俯仰角，α0為基準(zhǔn)狀態(tài)的攻角，αm為攻角振幅，k為減縮頻率。在k不很大且忽略高階導(dǎo)數(shù)的影響時(shí)，當(dāng)非定常振動(dòng)過(guò)程達(dá)到諧振解，通過(guò)數(shù)值積分可以求出俯仰阻尼導(dǎo)數(shù)為

式中：ts為積分起始時(shí)間，Tc為振動(dòng)周期。

類(lèi)似地，通過(guò)給定不同的擾動(dòng)方式可以推導(dǎo)出其他類(lèi)型的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性參數(shù)的計(jì)算公式。其中強(qiáng)迫滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的形式為φ＝φmsinkt，φ為滾轉(zhuǎn)角，φm為滾轉(zhuǎn)角振幅；強(qiáng)迫偏航運(yùn)動(dòng)的形式為ψ＝ψmsinkt，ψ為偏航角，ψm為偏航角振幅。

3 驗(yàn)證算例

本文采用Finner標(biāo)模作為驗(yàn)證算例，F(xiàn)inner標(biāo)模是外形為“十”字翼的導(dǎo)彈，其動(dòng)態(tài)特性有標(biāo)準(zhǔn)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)和基于準(zhǔn)定常歐拉方程的求解結(jié)果。圖1給出了“十”字翼導(dǎo)彈的外形尺寸［7］。導(dǎo)彈全長(zhǎng)L為10倍的彈體直徑。本文采用塊間完全對(duì)接的多塊結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，對(duì)稱(chēng)面網(wǎng)格與分區(qū)情況見(jiàn)圖2。網(wǎng)格總量為200萬(wàn)。近壁第一層網(wǎng)格到壁面的距離為1×10－4L。

圖1 “十”字翼導(dǎo)彈外形尺寸

圖2 對(duì)稱(chēng)面網(wǎng)格與分區(qū)圖

3.1 俯仰阻尼導(dǎo)數(shù)辨識(shí)

給定強(qiáng)迫俯仰振動(dòng)形式α（t）＝θ＝α0＋αmsinkt，其中初始攻角α0＝1.5°，振幅αm＝1.5°，減縮頻率k＝0.05，質(zhì)心位置Xcg／L＝0.5。

圖3給出了俯仰阻尼導(dǎo)數(shù)的計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)［8］和基于準(zhǔn)定常歐拉方程結(jié)果［9］的比較。從中可以看出，本文預(yù)測(cè)的俯仰阻尼導(dǎo)數(shù)比文獻(xiàn)中采用準(zhǔn)定常歐拉方程的求解結(jié)果更加接近風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的數(shù)據(jù)。

圖3 俯仰阻尼導(dǎo)數(shù)計(jì)算結(jié)果

3.2 滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)辨識(shí)

給定強(qiáng)迫滾轉(zhuǎn)振動(dòng)形式φ＝φmsinkt，取φm＝2.5°，k＝0.05，Xcg／L＝0.5。

圖4將強(qiáng)迫滾轉(zhuǎn)辨識(shí)出的動(dòng)導(dǎo)數(shù)與文獻(xiàn)［10－11］中的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了比較。滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)的實(shí)驗(yàn)精度一般不高，主要由于實(shí)驗(yàn)中存在支架、洞壁干擾等不確定因素，這使對(duì)同一模型在不同風(fēng)洞中的實(shí)驗(yàn)結(jié)果也存在一定的差異。本文計(jì)算得到的滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)介于2個(gè)實(shí)驗(yàn)結(jié)果之間，驗(yàn)證了方法和程序的可靠性。

圖4 滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)計(jì)算結(jié)果

4 動(dòng)態(tài)特性分析

高超聲速巡航導(dǎo)彈X－51是美國(guó)空軍研究實(shí)驗(yàn)室（AFRL）聯(lián)合波音公司（負(fù)責(zé)機(jī)身）和普惠公司（負(fù)責(zé)發(fā)動(dòng)機(jī)）研制的一架超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)驗(yàn)證機(jī)－乘波器（SED－WR）飛行試驗(yàn)平臺(tái)。本文以?xún)?nèi)外流一體化飛行器X－51為背景，利用公開(kāi)的圖像數(shù)據(jù)資料進(jìn)行反向建模，生成的類(lèi)X－51三維實(shí)體外形見(jiàn)圖5，其進(jìn)氣道內(nèi)部結(jié)構(gòu)見(jiàn)圖6。通過(guò)開(kāi)展小振幅強(qiáng)迫簡(jiǎn)諧運(yùn)動(dòng)的非定常流場(chǎng)數(shù)值模擬，對(duì)進(jìn)氣道冷流狀態(tài)下的類(lèi)X－51動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性參數(shù)進(jìn)行數(shù)值辨識(shí)。

圖5 類(lèi)X－51三維實(shí)體外形

圖6 進(jìn)氣道內(nèi)部結(jié)構(gòu)

4.1 直接阻尼導(dǎo)數(shù)辨識(shí)

計(jì)算采用塊間完全對(duì)接的多塊結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，網(wǎng)格總量為460萬(wàn)，共劃分為62塊。不同位置的結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格與拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)見(jiàn)圖7和圖8。計(jì)算條件為：馬赫數(shù)6.5，高度27km。俯仰／偏航／滾轉(zhuǎn)3個(gè)方向的強(qiáng)迫簡(jiǎn)諧運(yùn)動(dòng)的振幅均為1°，k＝0.1，無(wú)量綱時(shí)間步長(zhǎng)Δt＝0.005。圖9給出了攻角為0°時(shí)的強(qiáng)迫俯仰振動(dòng)一個(gè)周期內(nèi)不同時(shí)刻的壓力等值線，其中ti＝ts＋（i－1）Tc／4，i＝1，2，3，4。頭部斜激波、膨脹波以及尾翼激波在圖中清楚地反映出來(lái)，內(nèi)部流動(dòng)已經(jīng)建立。同時(shí)可以看出強(qiáng)迫振動(dòng)的振幅很小導(dǎo)致各時(shí)刻流場(chǎng)狀態(tài)差別不大。在攻角0°～6°范圍之間本文給出了3個(gè)方向強(qiáng)迫振動(dòng)的力矩系數(shù)曲線，如圖10～圖12所示，圖中，Cmm，Cml，Cmn分別為俯仰、滾轉(zhuǎn)、偏航力矩系數(shù)。

圖7 對(duì)稱(chēng)面網(wǎng)格與分區(qū)圖

圖8 舵面附近的結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格

圖9 一個(gè)周期內(nèi)不同時(shí)刻的壓力等值線

圖10 （a）、圖11（a）和圖12（a）分別給出了俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航運(yùn)動(dòng)對(duì)應(yīng)力矩系數(shù)的遲滯環(huán)曲線。這是非定常運(yùn)動(dòng)時(shí)物體上漩渦運(yùn)動(dòng)和物面運(yùn)動(dòng)之間存在的時(shí)間延遲現(xiàn)象在氣動(dòng)力系數(shù)上的反映。遲滯環(huán)形狀飽滿，非定常滯后效應(yīng)比較明顯。在計(jì)算啟動(dòng)后一個(gè)振蕩周期內(nèi)即進(jìn)入遲滯環(huán)，遲滯環(huán)重復(fù)性較好。不同攻角下的強(qiáng)迫振蕩遲滯環(huán)的轉(zhuǎn)動(dòng)方式相互一致。從與3個(gè)遲滯環(huán)相對(duì)應(yīng)的時(shí)間歷程曲線圖10（b）、圖11（c）和圖12（d）可以看到，非定常氣動(dòng)力矩收斂情況很好，從第2個(gè)周期開(kāi)始已經(jīng)完全達(dá)到諧振。3個(gè)振動(dòng)方向上的俯仰力矩系數(shù)、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)、偏航力矩系數(shù)隨時(shí)間按正弦規(guī)律變化。

圖10 強(qiáng)迫俯仰振動(dòng)力矩系數(shù)曲線

圖11 強(qiáng)迫滾轉(zhuǎn)振動(dòng)力矩系數(shù)曲線

通過(guò)積分強(qiáng)迫簡(jiǎn)諧振動(dòng)的遲滯環(huán)曲線，表2給出了俯仰／偏航／滾轉(zhuǎn)3個(gè)方向的直接阻尼導(dǎo)數(shù)辨識(shí)結(jié)果。各方向下的直接阻尼導(dǎo)數(shù)均為負(fù)值，說(shuō)明飛行器在俯仰／偏航／滾轉(zhuǎn)方向受到擾動(dòng)后處于動(dòng)穩(wěn)定狀態(tài)。俯仰阻尼導(dǎo)數(shù)和偏航阻尼導(dǎo)數(shù)量級(jí)一致，但滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)要小1～2個(gè)量級(jí)。

圖12 強(qiáng)迫偏航振動(dòng)力矩系數(shù)曲線

表2 直接阻尼導(dǎo)數(shù)辨識(shí)結(jié)果

4.2 交叉阻尼導(dǎo)數(shù)辨識(shí)

圖11（d）和圖12（c）的偏航和滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨時(shí)間變化能夠達(dá)到諧振，周期性變化明顯，說(shuō)明滾轉(zhuǎn)方向和偏航方向的交叉性較強(qiáng)。但圖10（c）和圖11（b）中的力矩系數(shù)基本為一個(gè)常數(shù)，受周期性簡(jiǎn)諧運(yùn)動(dòng)的影響不大，說(shuō)明俯仰方向和滾轉(zhuǎn)方向的交叉耦合性很弱。類(lèi)似地，圖10（d）和圖12（b）顯示出俯仰方向和偏航方向的交叉耦合性同樣很弱。綜合上述規(guī)律，在本狀態(tài)下飛行器偏航與滾轉(zhuǎn)橫向之間的影響明顯，但縱橫向交叉耦合性不強(qiáng)，故本文對(duì)交叉導(dǎo)數(shù)開(kāi)展了數(shù)值辨識(shí)工作，其結(jié)果列于表3。

表3 交叉阻尼導(dǎo)數(shù)辨識(shí)結(jié)果

從辨識(shí)結(jié)果來(lái)看，強(qiáng)迫滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)時(shí)滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)在各計(jì)算狀態(tài)下均為負(fù)值，而滾轉(zhuǎn)－偏航力矩交叉導(dǎo)數(shù)均為正值，二者量級(jí)相差不大，說(shuō)明飛行器在滾轉(zhuǎn)時(shí)是動(dòng)穩(wěn)定的，但可能引起偏航方向的動(dòng)不穩(wěn)定問(wèn)題，需要控制系統(tǒng)對(duì)其姿態(tài)進(jìn)行控制。強(qiáng)迫偏航運(yùn)動(dòng)與此類(lèi)似，偏航阻尼導(dǎo)數(shù)在各計(jì)算狀態(tài)下均為負(fù)，而偏航－滾轉(zhuǎn)力矩交叉導(dǎo)數(shù)均為正，但其量級(jí)比偏航阻尼導(dǎo)數(shù)小2個(gè)量級(jí)。計(jì)算時(shí)涉及表面摩阻等復(fù)雜的計(jì)算問(wèn)題，增加了計(jì)算難度，因此交叉導(dǎo)數(shù)的計(jì)算還需做深入研究。

4.3 強(qiáng)迫振蕩計(jì)算參數(shù)選取比較

強(qiáng)迫振動(dòng)法辨識(shí)動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性參數(shù)的精度依賴(lài)于3個(gè)重要的計(jì)算參數(shù)：時(shí)間步長(zhǎng)、子迭代步數(shù)、減縮頻率。時(shí)間步長(zhǎng)和子迭代步數(shù)這2個(gè)參數(shù)的組合實(shí)際上決定了雙時(shí)間步方法計(jì)算非定常流動(dòng)的收斂程度。頻率相似問(wèn)題是影響強(qiáng)迫振動(dòng)法辨識(shí)動(dòng)導(dǎo)數(shù)精度的重要影響因素。本文選取了幾組不同的參數(shù)值，分別考察時(shí)間步長(zhǎng)、子迭代步數(shù)、減縮頻率對(duì)包含內(nèi)流的高超聲速飛行器動(dòng)導(dǎo)數(shù)辨識(shí)的影響。

減小時(shí)間步長(zhǎng)、加大子迭代步數(shù)都可以提高非定常流動(dòng)的收斂程度，從而提高動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性參數(shù)的辨識(shí)精度，但計(jì)算量也會(huì)大幅增加。因此有必要先進(jìn)行強(qiáng)迫振蕩的試算，確定保證準(zhǔn)確度的適宜計(jì)算時(shí)間步長(zhǎng)和子迭代步數(shù)。本文無(wú)量綱時(shí)間步長(zhǎng)Δt取0.005，子迭代步數(shù)n為5步，在保證計(jì)算精度的前提下有較好的計(jì)算效率。表4給出了更小的時(shí)間步長(zhǎng)和更大的子迭代步數(shù)時(shí)的動(dòng)導(dǎo)數(shù)辨識(shí)結(jié)果，可以看到計(jì)算結(jié)果基本一致。

表4 不同時(shí)間步長(zhǎng)和子迭代步數(shù)下的動(dòng)導(dǎo)數(shù)辨識(shí)結(jié)果

減縮頻率實(shí)際上是強(qiáng)迫振動(dòng)頻率快慢的反映，其大小會(huì)影響動(dòng)導(dǎo)數(shù)的量值乃至符號(hào)。減縮頻率的選取必須像馬赫數(shù)、攻角一樣考慮到與實(shí)驗(yàn)的相似性。本文以強(qiáng)迫滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)為例，考察了不同減縮頻率對(duì)動(dòng)導(dǎo)數(shù)辨識(shí)的影響。圖13顯示出遲滯環(huán)隨減縮頻率增加由內(nèi)而外形成嵌套。減縮頻率越小，遲滯環(huán)曲線越狹長(zhǎng)，非定常滯后效應(yīng)越弱，動(dòng)導(dǎo)數(shù)辨識(shí)難度高，非定常流場(chǎng)的計(jì)算量增大。但考慮到與實(shí)際情況的相似性，k不應(yīng)取得過(guò)大，否則影響計(jì)算精度。表5給出了不同k值的滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)和滾轉(zhuǎn)－偏航交叉導(dǎo)數(shù)，可以看出減縮頻率對(duì)動(dòng)導(dǎo)數(shù)辨識(shí)結(jié)果的影響，隨著k的增大，橫向之間的影響加強(qiáng)。

圖13 強(qiáng)迫滾轉(zhuǎn)振動(dòng)不同減縮頻率下的遲滯環(huán)曲線

表5 不同減縮頻率下的動(dòng)導(dǎo)數(shù)辨識(shí)結(jié)果

5 結(jié)論

本文基于三維非定常N－S方程，采用小振幅強(qiáng)迫簡(jiǎn)諧分析法開(kāi)展了高超聲速內(nèi)外流一體化飛行器動(dòng)態(tài)氣動(dòng)參數(shù)的計(jì)算研究。本文給出的動(dòng)導(dǎo)數(shù)辨識(shí)技術(shù)不僅適用于傳統(tǒng)的以火箭發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的彈箭類(lèi)飛行器，對(duì)包含內(nèi)流的吸氣式高超聲速飛行器適用性良好，各攻角下的非定常滯后效應(yīng)明顯，遲滯環(huán)重復(fù)性較強(qiáng)。辨識(shí)得到的高超聲速飛行器3個(gè)方向的直接阻尼導(dǎo)數(shù)均為負(fù)值。對(duì)橫側(cè)向動(dòng)穩(wěn)定性、縱橫向耦合動(dòng)穩(wěn)定性問(wèn)題的分析顯示，其縱橫向耦合性不強(qiáng)，但橫向之間的交叉影響明顯，各交叉導(dǎo)數(shù)均為正值，但可能引起偏航／滾轉(zhuǎn)方向的動(dòng)不穩(wěn)定問(wèn)題，需要控制系統(tǒng)對(duì)其姿態(tài)進(jìn)行控制。

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