導(dǎo)彈模型直氣復(fù)合氣動特性研究

趙忠良，李 浩，賴 江，楊海泳，王曉冰，李玉平

（1.中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速空氣動力研究所，四川綿陽 621000；2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心計算空氣動力研究所，四川綿陽 621000）

0 前 言

直接力/氣動力復(fù)合控制（以下簡稱：直氣復(fù)合）是歐美航空航天發(fā)達國家長期研究發(fā)展的熱點。早在上世紀六七十年代，美蘇就開始了廣泛的直接力控制技術(shù)研究，并逐漸在航天飛機、飛船、各類導(dǎo)彈研制中應(yīng)用。美國航天飛機和近空間運載器X-37B 都采用姿態(tài)控制發(fā)動機直接力控制；“愛國者”導(dǎo)彈系統(tǒng)中的防御攔截彈彈身質(zhì)心之前布置了180個脈沖發(fā)動機（呈環(huán)形分布，共有10 個環(huán)，同一時間可有12 個發(fā)動機工作，其噴流響應(yīng)時間為6～10 ms）；NCADE 彈道導(dǎo)彈防御系統(tǒng)在攔截彈彈體質(zhì)心位置上安裝了4個間隔為90°的轉(zhuǎn)向推進器。俄羅斯S-400 防御系統(tǒng)中的小型化防空導(dǎo)彈上安裝有24個脈沖發(fā)動機（同一時間可有8 個發(fā)動機工作）。歐洲導(dǎo)彈集團提出的通用防空導(dǎo)彈方案采用了尾部對稱安裝4個直接力裝置的布局。德國導(dǎo)彈防御系統(tǒng)TLVS 采用空氣動力和燃氣動力復(fù)合控制；法國的ASTER15/30 防空導(dǎo)彈采用射流加推力矢量雙復(fù)合控制。各方面的信息均表明，歐美各國已從早期舵面控制發(fā)展到舵面與噴流復(fù)合控制，不僅突破了直接力/氣動力耦合特性，而且建立了直氣復(fù)合建模仿真技術(shù)及評估驗證體系，形成了工程化的研究成果，催生了新一代高機動導(dǎo)彈武器的創(chuàng)新發(fā)展。產(chǎn)生直接力的橫向噴流不僅提供直接控制導(dǎo)彈姿態(tài)或軌道的力和力矩，還可對與來流相互干擾引起的有利附加控制力和力矩加以利用，從而提升導(dǎo)彈的機動能力與防御能力。

本文研究的直接力是指導(dǎo)彈尾部的橫向噴流，當噴流從噴管噴出后實際是自由來流中的障礙物，噴流與來流相互干擾形成復(fù)雜的激波系和渦結(jié)構(gòu)。因此，研究初期主要是探究、描述和確定干擾流場結(jié)構(gòu)，研究工作基于平板和旋成體的橫向噴流風洞試驗、數(shù)值模擬、理論建模等大量展開，其二維、三維干擾流場結(jié)構(gòu)特征基本得到確定。同時也大量探究了多種來流參數(shù)、噴流/噴管參數(shù)等條件對干擾流場和氣動特性的影響。

然而，隨著導(dǎo)彈飛行機動性的不斷提升，非定常效應(yīng)在飛行器設(shè)計和應(yīng)用中不容忽視。目前針對直接力橫向噴流干擾的非定常特征研究主要體現(xiàn)在以下幾個方面：一是干擾流場固有非定常特性，如弓形激波高頻振蕩和壓力脈動變化；二是直接力工作過程中干擾流場的建立/消退過程，如數(shù)據(jù)匹配和調(diào)整過程中壓心位置和噴流推力變化等；三是由模型運動/機動飛行過程引起的非定常特性。對于動態(tài)過程的噴流干擾問題，國內(nèi)外可見研究資料都較少。趙海洋等模擬了球錐圓柱組合體的強迫俯仰振蕩過程；Sahu 等分析了傳統(tǒng)氣動建模/RBD 和CFD/RBD 方法在模擬運動過程橫向噴流控制的宏觀區(qū)別；James等研究了導(dǎo)彈模型俯仰振動橫向噴流的圓周截面干擾特性；陳堅強等模擬了舵面快速運動導(dǎo)致的非定常遲滯效應(yīng)；李斌等對比了不同數(shù)量橫向噴流和單獨舵偏控制下對導(dǎo)彈姿態(tài)角的建立時間的影響；賴江等針對導(dǎo)彈模型俯仰拉起或俯仰振動過程的橫向噴流特性以及噴流產(chǎn)生的導(dǎo)彈機動運動過程開展了研究。

本文綜合采用風洞測力試驗和數(shù)值計算手段，研究了噴流干擾的靜態(tài)氣動力特性、動態(tài)過程的噴流干擾特性及其流動機理，還研究了俯仰姿態(tài)角閉環(huán)控制的直氣復(fù)合操縱響應(yīng)特性。

1 研究模型

本文選取的研究模型為帶噴管的典型布局導(dǎo)彈模型，主要由彈頭、彈身、頭部小翼、尾舵、掛架和電纜罩組成；頭部小翼和尾舵以“×”字形式布置，在尾部布置上下兩個直接力噴管，用于姿態(tài)控制。圖1給出了研究模型局部和噴管位置示意圖。

圖1 研究模型尾部與噴管位置示意圖Fig.1 Sketch of the rear part of the missile model and the locations of the nozzles

2 風洞試驗研究結(jié)果

依托中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速空氣動力研究所2 m×2 m 超聲速風洞，利用大尺寸導(dǎo)彈模型，開展了超聲速橫向噴流干擾特性的靜態(tài)測力試驗，獲取了馬赫數(shù)1.5～4.0、迎角范圍-8°～27°、噴流靜壓比為5～17.6及上下噴口位置等試驗結(jié)果。

風洞試驗采用常溫壓縮空氣作為噴流介質(zhì)，噴流流量控制主要由調(diào)壓閥、數(shù)字流量閥、流量計等組成。試驗時將高壓氣源通過高壓管道、快速截止閥、過濾器及減壓閥后，引入流量調(diào)節(jié)控制系統(tǒng)，最后引入模型內(nèi)腔為試驗?zāi)Ｐ凸?。具體的試驗過程是：在風洞吹風前調(diào)節(jié)橫向噴流流量，待流量穩(wěn)定后開啟風洞，通過天平測量模型氣動力數(shù)據(jù)，獲得直接力噴流干擾特性。

圖2給出了模型不同迎角條件下噴流干擾因子隨靜壓比的變化規(guī)律。由圖2可知，“單獨向上噴流”狀態(tài)時，在試驗條件范圍內(nèi)力放大因子和力矩放大因子隨靜壓比升高而減小。這是由于來流靜壓保持一致，靜壓比越大其噴流靜壓也增大，產(chǎn)生的直接推力增大，但噴流產(chǎn)生的干擾力增量沒有噴流推力增量大，因此導(dǎo)致了干擾放大因子減小。

圖2 噴流干擾放大因子隨靜壓比變化曲線Fig.2 Amplification factors of transverse jet interaction as a function of static pressure ratio

通過試驗，還研究了“無噴流”、“單獨向上噴流”、“單獨向下噴流”和“上下組合噴流”4 種狀態(tài)的氣動力變化規(guī)律（見圖3）。由圖3可知：“上下組合噴流”與“無噴流”兩種情況下氣動力變化規(guī)律一致，即上下噴流幾乎是對稱干擾，相互抵消；而“單獨向上噴流”的干擾使法向力系數(shù)減小，俯仰力矩系數(shù)增大，“單獨向下噴流”的干擾情況與之相反；在大迎角時，橫向噴流產(chǎn)生的干擾力矩逐漸減弱。

圖3 不同噴流周向位置下模型縱向氣動特性Fig.3 Longitudinal aerodynamic characteristics of the missile model with various circumferential jet conditions

3 數(shù)值計算研究結(jié)果

本文采用定常計算、非定常計算和氣動/運動一體化計算分別研究了靜動態(tài)噴流干擾影響特性。

3.1 計算結(jié)果與試驗結(jié)果對比

圖4給出了和計算與試驗結(jié)果對比曲線，數(shù)值計算的干擾量提取方法與風洞試驗一致。由圖4可知：數(shù)值計算所獲得的力干擾因子和力矩干擾因子與試驗值均吻合較好，大迎角時力矩干擾因子偏差相對增大，主要原因在于數(shù)值計算未能精確模擬較大的壓心突變。另外，數(shù)值計算結(jié)果均稍偏離試驗值，但變化規(guī)律一致，表明數(shù)值計算方法具有較高的可信度，并且與標模計算也具有較好的一致性，可用于開展動態(tài)條件下的直接力噴流特性計算研究。

圖4 噴流干擾放大因子計算與試驗對比曲線Fig.4 Comparison between numerical and experimental data of transverse jet interaction amplification factors

3.2 定常干擾特性計算

圖5給出了超聲速橫向噴流與超聲速自由來流間干擾流場典型結(jié)構(gòu)，包括：噴管母線切面馬赫數(shù)云圖、表面壓力分布以及渦結(jié)構(gòu)等。

圖5 噴流干擾流場結(jié)構(gòu)圖譜Fig.5 Flow structures of the transverse jet interaction flow field

當高壓噴流氣體射入流場時，超聲速來流受到阻礙，在噴口上游會形成弓形激波。當弓形激波浸入邊界層內(nèi)，使邊界層內(nèi)流動趨向物面，從而形成再附結(jié)點RP1，導(dǎo)致噴流偏轉(zhuǎn)，同時弓形激波與來流邊界層相互干擾導(dǎo)致邊界層內(nèi)壓力梯度為負，在邊界層粘性作用下使邊界層在再附結(jié)點RP1 上游分離，形成分離激波，再與弓形激波共同形成λ 波結(jié)構(gòu)，產(chǎn)生分離鞍點SP1。

從流動圖譜可以看出，從分離鞍點SP1 產(chǎn)生一對全局分離線SL1，全局分離線向下游偏轉(zhuǎn)，繞彈體延伸到另一側(cè)，且一直沒有匯聚于再附結(jié)點或焦點，從而導(dǎo)致彈身表面出現(xiàn)大面積分離區(qū)，形成了橫向噴流環(huán)包效應(yīng)。在分離鞍點SP1 之前，由于噴流阻塞影響，會導(dǎo)致上游噴口附近表面壓力升高，產(chǎn)生逆壓梯度，邊界層變厚，物面壓力升高。

噴流產(chǎn)生的再附結(jié)點RP1 將分離區(qū)分為兩個環(huán)形流動區(qū)域，即：左側(cè)的主分離渦區(qū)，位于再附結(jié)點RP1和其上游分離鞍點SP1之間，為逆時針環(huán)形流動；右側(cè)的次分離渦區(qū)，為順時針流動環(huán)形區(qū)。再附結(jié)點RP1 之后有一條極限流線分散的再附線RL1 繞噴口向下游延伸，而在噴口下游對稱面與彈體表面相貫線之間形成再附線RL2，在RL2 側(cè)面為噴流尾跡引起的分離線SL2。分離線SL2 和再附線RL2 表明周向流動和分離存在，導(dǎo)致表面壓力分布沿周向變化較大。

由于噴流膨脹的阻滯作用，導(dǎo)致模型噴管附件的表面壓力增加。結(jié)合分離線SL1 后的高壓區(qū)，在噴口上下游出現(xiàn)的高壓區(qū)和低壓區(qū)形成了橫向噴流干擾的壓力平臺效應(yīng)。噴口上游的λ 波結(jié)構(gòu)迫使噴流偏轉(zhuǎn)，噴流羽流轉(zhuǎn)向后向下游傳播的壓縮波聚合形成桶形激波。

圖6給出了直接力噴流與尾舵干擾流場圖譜結(jié)構(gòu)，圖中/代表導(dǎo)彈模型頭部到噴流影響下游渦截面的長度與模型直徑之比。從圖6（a）可以看出，在噴口上游出現(xiàn)馬蹄渦并延續(xù)到噴口下游，從前向后看噴口左側(cè)為順時針渦，右側(cè)為逆時針渦；而圖6（b）則顯示，噴口下游出現(xiàn)一對噴流遠場反向?qū)ΨQ尾渦。噴流上游的分離線已經(jīng)影響到尾舵，增大了尾舵后緣的壓力，使得氣動控制舵與直接力噴流的相互耦合影響更為復(fù)雜。由于尾舵與噴流噴管距離很近，而噴流上游高壓區(qū)范圍較大，一方面噴流直接影響了尾舵的表面壓力分布，正迎角時尾舵上表面靠近噴口的后方壓力增大，產(chǎn)生了垂直模型表面向下的力，尾舵受噴流高壓影響而產(chǎn)生的附加力，其方向與噴流推力一致，有助于增強控制能力；另一方面，噴口上游分離區(qū)引起的馬蹄渦結(jié)構(gòu)在接近尾舵區(qū)域被小部分阻擋，因此出現(xiàn)了模型表面流線在圖6（b）中下方黃色方框處的分離渦現(xiàn)象。

圖6 橫向噴流與尾舵之間的影響圖譜結(jié)構(gòu)Fig.6 Flow structures of the rear region affected by the interaction between the transverse jet and rudders

對于超聲速直接力橫向噴流而言，噴流和來流參數(shù)的改變都可能造成干擾流場中激波系、渦系、分離區(qū)、噴流軌跡、上游高壓區(qū)和下游低壓區(qū)范圍等流場圖譜結(jié)構(gòu)上的不同以及與尾舵的干擾影響特性變化，進而影響橫向噴流推力和舵面的控制能力，并最終影響導(dǎo)彈的氣動特性改變。利用橫向噴流提供直接力進行高機動導(dǎo)彈姿態(tài)調(diào)整控制操作中，需要綜合考慮各項影響參數(shù)的具體作用，實現(xiàn)最有效的姿態(tài)調(diào)整的快速響應(yīng)。

在綜合對比研究分離點位置、高壓區(qū)峰值、分離區(qū)面積的變化以及噴流與尾舵干擾影響的基礎(chǔ)上，圖7給出了噴流干擾放大因子隨迎角變化規(guī)律。可以看出和范圍集中在1.05～1.15之間，均提供了有利干擾。迎角在=0°～16°范圍內(nèi)，隨迎角增大噴流干擾因子減小，然后在=16°～30°范圍內(nèi)隨迎角增大噴流干擾放大因子也增大，符合流場變化規(guī)律。表明直接力橫向噴流有利于提高導(dǎo)彈的直接力/氣動力復(fù)合控制效率。

圖7 直接力作用下的噴流干擾放大因子Fig.7 Amplification factors of the transverse jet interaction under direct force control

3.3 動態(tài)噴流干擾特性計算

為了研究導(dǎo)彈機動運動過程中直接力橫向噴流的干擾特性，開展動態(tài)過程的橫向噴流影響計算。圖8為勻速上仰、勻速下俯和靜態(tài)條件下橫向噴流干擾放大因子對比結(jié)果?？梢钥闯?，對于力放大因子而言，俯仰運動時的計算結(jié)果普遍大于固定迎角的對應(yīng)值，并隨迎角增加呈增大趨勢，隨俯仰角速率增加而稍變大。對于力矩放大因子而言，在＜20°范圍內(nèi)，上仰時的計算結(jié)果值大于固定迎角的對應(yīng)值，下俯時的計算結(jié)果值則變??；而在大迎角情況下，俯仰運動的力矩放大因子明顯小于固定迎角的對應(yīng)值，且上仰和下俯相對大小出現(xiàn)了反轉(zhuǎn)現(xiàn)象。表明俯仰運動對力矩放大因子有較大影響，尤其是大迎角情況下更為明顯。

圖8 勻速運動噴流干擾放大因子Fig.8 Amplification factors of the transverse jet interaction in the uniform pitching motion

圖9給出了直接力橫向噴流干擾放大因子在強迫俯仰振蕩過程中的變化規(guī)律。由圖9可以看出，放大因子、在振動頻率小于10 Hz 時隨迎角為順時針變化，上仰過程大于下俯過程。大、小迎角時，速度慢，遲滯??；中間迎角時，速度快，遲滯大。而振動頻率=10 Hz 狀態(tài)時，上仰至約=20°～30°范圍內(nèi)和下俯至約=2°～6°范圍內(nèi)，和出現(xiàn)較大變化，甚至反向情況。

圖9 強迫俯仰振蕩過程的噴流干擾放大因子Fig.9 Amplification factors of the transverse jet interaction in the forced-pitch-oscillation

從圖9曲線還可以看出，放大因子在=10 Hz 時變化非常劇烈，不僅出現(xiàn)的迎角位置提前，上仰過程的力矩放大因子甚至接近下俯過程對應(yīng)值。區(qū)域1為變化非常劇烈的=10 Hz 上仰過程，在=24°附近其力矩放大因子基本接近下俯對應(yīng)值；而區(qū)域2 為變化非常劇烈的=10 Hz 下俯過程，力矩放大因子在此增大區(qū)域之前有一段減小過程，=10 Hz 時的減小程度明顯小于較低頻率，但區(qū)域2 上仰與下俯的放大因子偏離很大。在=6°附近，=2 Hz 時上仰和下俯過程的放大因子出現(xiàn)一定的遲滯，=5 Hz時上仰和下俯放大因子較為接近，基本上在=4°時重合，而=10 Hz時，上仰和下俯放大因子的大小出現(xiàn)反向現(xiàn)象。

整體來看，≥20°迎角范圍內(nèi)，俯仰振動的噴流放大因子相較于靜態(tài)的變化較大，在大迎角時壓力平臺效應(yīng)減弱，尾舵影響范圍增強，直接力橫向噴流干擾量減小，從而導(dǎo)致動態(tài)過程干擾力矩放大因子減小。

與勻速運動不同的是，在強迫俯仰振蕩過程中，由于模型速率的不斷變化，放大因子遲滯環(huán)不再是總體呈帶狀特征，而是在速率較低的=0°和=30°附近遲滯效應(yīng)較弱，中間速度較大的迎角范圍內(nèi)形成了較大的梭形遲滯環(huán)形狀。

3.4 噴流響應(yīng)特性計算

為了研究導(dǎo)彈在直接力作用下的效應(yīng)特性，還開展了氣動/運動/橫向噴流一體化數(shù)值模擬方法研究，逼真模擬了導(dǎo)彈模型在噴流作用下的自由俯仰拉起過程，獲得了氣動/運動/直接力噴流耦合干擾特性。

圖10為自由俯仰運動響應(yīng)和強迫擬合運動下的俯仰氣動系數(shù)。結(jié)果表明：在迎角=40°以后，由于噴口附近區(qū)域壓力整體變小，噴口對面區(qū)域壓力整體變大，從而法向力系數(shù)一直增大；俯仰力矩系數(shù)則在迎角=0°～8°范圍內(nèi)變化較小，在=8°～45°范圍內(nèi)不斷向負值方向增大，而在迎角=45°以后，俯仰力矩系數(shù)出現(xiàn)了負值內(nèi)絕對值減小現(xiàn)象。

圖10 直接力作用下的噴流自由俯仰運動下氣動力系數(shù)Fig.10 Longitudinal aerodynamic coefficients of the missile model in the free-pitching motion under the direct force control

從圖11和圖12可以看出，橫向噴流對氣動力的干擾量和放大因子影響可分為三個迎角階段。首先是=0°～8°范圍的線性階段，隨迎角增大，氣動系數(shù)變化量和干擾放大因子變化較小；然后是約=8°～45°范圍的過渡階段，俯仰系數(shù)變化量變化較小，力矩變化大于力的變化，在此過程中壓心也有一定變化，力矩干擾放大因子呈整體上升趨勢；最后是≥45°的階段，力和力矩干擾放大因子都變化較大，從流場結(jié)構(gòu)分析來看，這部分影響中橫向噴流干擾貢獻不大，主要是直接力噴流與尾舵耦合干擾所致。

圖11 氣動系數(shù)變化量Fig.11 Change of aerodynamic coefficient

圖12 自由俯仰運動下的橫向噴流干擾放大因子Fig.12 Amplification factors of the transverse jet interaction in the free pitching motion

圖13為舵偏控制導(dǎo)彈模型自由響應(yīng)運動過程的橫向噴流干擾流場馬赫數(shù)云圖，與強迫運動類似的是：在小迎角和中等迎角狀態(tài)，由于來流壓縮作用影響，噴流的桶形激波背風側(cè)的偏折現(xiàn)象明顯，隨迎角增大，桶形激波面積增大，偏轉(zhuǎn)減小。

圖13 自由俯仰運動過程橫向噴流干擾流場馬赫數(shù)云圖Fig.13 Mach number contours of the transverse jet interaction flow field in the free pitching motion

4 直氣復(fù)合操縱響應(yīng)試驗結(jié)果

為了評估和驗證導(dǎo)彈直氣復(fù)合操縱響應(yīng)特性，利用2 m×2 m 超聲速風洞開展了俯仰姿態(tài)角閉環(huán)控制驗證試驗。圖14給出了典型試驗結(jié)果曲線，包括俯仰角控制指令、俯仰角響應(yīng)、俯仰角速度響應(yīng)、俯仰舵偏角δ和法向力系數(shù)。

圖14 典型姿態(tài)閉環(huán)控制試驗結(jié)果Fig.14 Experimental results of the typical attitude closed-loop control

試驗條件為：來流馬赫數(shù)取4.0，模型滾轉(zhuǎn)角固定在0°，提供直接力的橫向噴流總壓（9.5 MPa），橫向噴流作用時間（0.5 s），紅線代表復(fù)合控制的俯仰運動，藍線代表氣動舵控制的俯仰運動。

橫向噴流（提供直接力）在俯仰角從0°到20°變化的過程中打開時間為0.5 s。結(jié)果表明：在俯仰運動過程中，法向力系數(shù)隨著俯仰角的增加而增加，當橫向噴流打開后，由于提供了額外的推力，使得其法向力系數(shù)（紅線）比單獨舵面控制模式（藍線）大。同時，當橫向噴流打開時，法向力系數(shù)出現(xiàn)明顯振蕩，這主要是由于橫向噴流引起試驗?zāi)Ｐ偷慕Y(jié)構(gòu)振蕩造成的；另外橫向噴流同樣提供了附加的俯仰力矩，使得模型的俯仰角速度更大，從而實現(xiàn)快速機動到達預(yù)定姿態(tài)。就俯仰舵偏角變化而言，直接力/氣動力復(fù)合控制與單獨舵面控制存在較大差異，復(fù)合控制的俯仰舵先變?yōu)樨撝?，但明顯小于單獨舵面控制的角度（有直接力提供了較大的俯仰力矩），然后迅速變?yōu)檎?，且出現(xiàn)較大的正值，主要是為了平衡直接力產(chǎn)生的俯仰力矩特性，避免彈體的俯仰角速度過大，超調(diào)嚴重，難以達到穩(wěn)定的姿態(tài)控制效果，隨后再次減小。當橫向噴流關(guān)閉后，法向力系數(shù)由于額外推力的喪失而突然減小，俯仰角速度同樣由于喪失附加力矩而陡然減小，此時，俯仰舵偏角快速變化，且出現(xiàn)明顯小于單獨舵面控制的負舵偏角，以提供足夠的俯仰力矩，使得俯仰角繼續(xù)增加，最終達到給定的姿態(tài)控制目標。

試驗結(jié)果顯示，在橫向噴流作用下，復(fù)合控制對俯仰角指令（綠虛線）的響應(yīng)要比單獨舵面控制更快。橫向噴流關(guān)閉后，俯仰角都能夠跟隨設(shè)計的指令值到達20°和0°，表明導(dǎo)彈模型在直氣復(fù)合控制條件下能夠?qū)崿F(xiàn)姿態(tài)閉環(huán)響應(yīng)的驗證需求。

5 結(jié) 論

本文采用風洞試驗和數(shù)值計算手段，研究了導(dǎo)彈模型機動過程中直接力橫向噴流干擾特性及其流動機理。主要結(jié)論如下：

1）計算結(jié)果與風洞試驗結(jié)果具有較好的一致性。

2）通過靜態(tài)數(shù)值計算，橫向噴流干擾流場結(jié)構(gòu)主要獲得了包括分離激波、弓形激波、桶形激波、馬赫盤的激波系結(jié)構(gòu)（包括馬蹄渦和噴流下游遠場反向?qū)ΨQ尾渦的渦系結(jié)構(gòu)）；還獲得了后體橫向噴流中出現(xiàn)馬蹄渦與尾舵之間的干擾現(xiàn)象。

3）從干擾放大因子來看，動態(tài)過程在小迎角時提供的干擾放大因子大于靜態(tài)值，大迎角時小于靜態(tài)值。更大迎角的背風面橫向噴流干擾可能較中、小角度情況發(fā)生結(jié)構(gòu)性變化。

4）單自由度俯仰自由響應(yīng)中，運動過程彈身分離渦運動滯后，且渦核橫向距離減小，而噴流的影響范圍會進一步擴大。

5）在2 m×2 m 超聲速風洞能夠?qū)崿F(xiàn)直氣復(fù)合控制姿態(tài)閉環(huán)操縱響應(yīng)驗證試驗，相比于氣動力控制，在橫向噴流作用時間內(nèi)，俯仰運動更加快速。