類AHW助推滑翔飛行器提升氣動(dòng)性能的布局探索

梁海龍 朱目成 唐 偉

（1.西南科技大學(xué)制造科學(xué)與工程學(xué)院 四川綿陽(yáng) 621010；2.西南科技大學(xué)環(huán)境友好能源材料國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室 四川綿陽(yáng) 621010）

高超聲速滑翔式飛行器因具有突防能力強(qiáng)、快速打擊和隱蔽性強(qiáng)等特點(diǎn)，備受世界各航天大國(guó)關(guān)注。20世紀(jì)50年代以來(lái)，美國(guó)十分重視高超聲速飛行器技術(shù)研發(fā)，先后提出了“常規(guī)快速全球打擊（CPGS）”計(jì)劃、“獵鷹（FALCON）”計(jì)劃和“高超聲速打擊武器（HSSW）”計(jì)劃等。發(fā)展至今比較有代表性的項(xiàng)目包括TBG（Tactical Boosting Gliding），CAV（Common Aero Vehicle），HTV（Hypersonic Technology Vehicle），AHW（Advanced Hypersonic Weapon）等［1］。其中HTV系列借助CAV系列技術(shù)研發(fā)出HTV-1，HTV-2和HTV-3高超聲速飛行器驗(yàn)證機(jī)。但是由于美國(guó)在高超聲速技術(shù)方面存在局限性，在2010年先后兩次對(duì)HTV-2進(jìn)行飛行試驗(yàn)都未能成功［2］。為繼續(xù)驗(yàn)證高超聲速飛行器無(wú)動(dòng)力助推滑翔技術(shù)，美國(guó)陸軍提出了與HTV-2相似的“先進(jìn)高超聲速武器（AHW）”。AHW作為美國(guó)常規(guī)快速全球打擊眾多概念中的一個(gè)，2011年11月第一次飛行試驗(yàn)完成了4 000 km的飛行目標(biāo)，2014年由于火箭發(fā)動(dòng)機(jī)故障等因素，AHW升空4 s后發(fā)生爆炸，飛行試驗(yàn)失敗。2017年海軍縮比版AHW飛行試驗(yàn)成功，實(shí)現(xiàn)了繼HTV-2飛行試驗(yàn)失敗之后第一次對(duì)高超聲速無(wú)動(dòng)力助推滑翔式飛行器的技術(shù)驗(yàn)證［3］。

本文以類AHW為研究對(duì)象，探索非圓截面布局作為AHW助推滑翔飛行器外形能否進(jìn)一步提升飛行器氣動(dòng)特性。采用工程氣動(dòng)力預(yù)測(cè)方法和多目標(biāo)遺傳算法對(duì)飛行器關(guān)鍵參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化，重點(diǎn)分析飛行器升阻比和容積率等關(guān)鍵氣動(dòng)特性；在優(yōu)化分析基礎(chǔ)上討論了不同截面外形的質(zhì)心位置、邊條及舵面布局和尺寸大小、控制舵操縱方式、彈體和控制舵相互匹配等問(wèn)題；詳細(xì)分析了不同截面優(yōu)選質(zhì)心位置及控制舵尺寸外形的氣動(dòng)特性和俯仰及偏航的配平效率，給出了俯仰控制差動(dòng)帶來(lái)的滾轉(zhuǎn)力矩，提供了布局方案。

1 參數(shù)化設(shè)計(jì)及優(yōu)化

本文根據(jù)公開(kāi)文獻(xiàn)［4-5］，利用貝塞爾曲線設(shè)計(jì)生成類AHW雙錐十字形小尺寸邊條及控制舵飛行器氣動(dòng)布局。為確保彈體軸向外形足夠光滑，采用模線設(shè)計(jì)方法。在飛行器的軸向劃分出若干個(gè)橫截面站位，每一個(gè)站位利用貝塞爾曲線形成截面形狀，各形狀有不同的點(diǎn)控制，利用光滑的軸向曲線連接相鄰不同截面的控制點(diǎn)生成彈體外形。其他截面形狀可由垂直于軸向的平面與彈體相交得到［6］。

類AHW飛行器作為一種無(wú)動(dòng)力助推滑翔式飛行器，主要目的是實(shí)現(xiàn)遠(yuǎn)程快速到達(dá)及彈藥精準(zhǔn)投送，在飛行器設(shè)計(jì)中主要表現(xiàn)為升阻比和容積率這兩個(gè)關(guān)鍵指標(biāo)。升阻比越大，表示飛行器下降相同高度飛行的距離越遠(yuǎn)。容積率則代表了飛行器的裝填能力?？紤]類AHW飛行器布局方式，升阻比主要由彈體產(chǎn)生，彈體幾何外形則決定了彈體升阻比。如圖1所示，類AHW飛行器外形主要涉及變量為：球頭半徑R，第一、二錐角θ1和θ2，第一、二錐段長(zhǎng)度L1和L2，邊條長(zhǎng)度Lw，控制舵長(zhǎng)度Lk，控制舵高度Lc和尾部直徑D等。其中飛行器截面形狀（圖2）設(shè)計(jì)主要變量為上半部截面形狀設(shè)計(jì)G、下半部截面形狀設(shè)計(jì)G1和截面短軸與長(zhǎng)軸之比ρ。當(dāng)G＝同時(shí)控制截面形狀時(shí)，此時(shí)截面為圓截面。

圖1 AHW外形參數(shù)示意圖Fig.1 The parameters of AHW configuration

圖2 截面參數(shù)示意圖Fig.2 The parameters of cross section

考慮到類AHW彈體提供主要的升阻比，控制舵更多的是對(duì)飛行器進(jìn)行操縱匹配設(shè)計(jì)。初步分析只考慮彈體的關(guān)鍵參數(shù)影響。作為無(wú)動(dòng)力滑翔飛行器，發(fā)射方式一般由火箭推動(dòng)，但火箭尺寸一般都是固定的，因此飛行器整體長(zhǎng)度L和尾部直徑D是固定值。那么彈體在設(shè)計(jì)時(shí)，第一錐段和第二錐段涉及到的參數(shù)只有兩個(gè)獨(dú)立的變量。正交試驗(yàn)設(shè)計(jì)根據(jù)正交性從彈體關(guān)鍵參數(shù)全局范圍中挑選出具有代表性的參數(shù)進(jìn)行分析，能夠極大減少試驗(yàn)次數(shù)并獲得更多的設(shè)計(jì)信息［7］。在初步設(shè)計(jì)階段，利用正交試驗(yàn)方法對(duì)類AHW飛行器彈體關(guān)鍵參數(shù)影響進(jìn)行分析，確定各參數(shù)的設(shè)計(jì)范圍。

為預(yù)測(cè)類AHW飛行器氣動(dòng)特性，本文采用部件疊加法［8］，即作用在飛行器上的氣動(dòng)載荷由彈體加上邊條及控制舵三者氣動(dòng)載荷相互干擾組成，飛行器氣動(dòng)力系數(shù)可表示為：

其中：C表示任意氣動(dòng)力系數(shù)；下標(biāo)AHW表示類AHW飛行器；B表示單獨(dú)彈體；ΔB（w）表示有邊條存在時(shí)彈體的增量；ΔB（k）表示有控制舵存在時(shí)彈體的增量；Δw（B）表示有彈體存在時(shí)邊條的增量；Δw（k）表示有控制舵存在時(shí)邊條的增量；Δk（B）表示有彈體存在時(shí)控制舵的增量；Δk（w）表示有邊條存在時(shí)控制舵的增量。

關(guān)于單獨(dú)彈體氣動(dòng)力系數(shù)計(jì)算，本文采用工程近似計(jì)算方法［9-12］，該方法利用推廣牛頓理論，其壓力系數(shù)可表示為：

其中：Cp0表示爆炸波壓力系數(shù)；f（X*，M）表示內(nèi)伏牛頓理論動(dòng)壓比修正函數(shù)；Cpmax表示駐點(diǎn)壓力系數(shù)；表示物面法向速度；V∞表示來(lái)流速度。

多目標(biāo)遺傳算法［13］則是找尋一個(gè)決策變量，即設(shè)計(jì)變量x，使得目標(biāo)函F（x）達(dá)到最優(yōu)值，其數(shù)學(xué)表達(dá)式為：

式中：minF（x）代表目標(biāo)函數(shù)F（x）＝［［f1（x），f2（x），…fm（x）］T］中的子目標(biāo)函數(shù)都最大程度達(dá)到極小化，設(shè)多目標(biāo)優(yōu)化模型的約束集為X?Rn，那么多目標(biāo)優(yōu)化時(shí)的目標(biāo)函數(shù)為F（x）∈Rm，若有解x1，且x1∈X，如果x1比其他的解都優(yōu)越，稱x1為多目標(biāo)優(yōu)化模型的最優(yōu)解。

根據(jù)正交試驗(yàn)方法，利用多目標(biāo)遺傳算法對(duì)飛行器彈體關(guān)鍵設(shè)計(jì)變量?jī)?yōu)化分析，采用隨機(jī)遍歷抽樣、多點(diǎn)交叉和離散變異等方法求解。本文給出的優(yōu)化模型為：在彈體全長(zhǎng)L和底部面積S固定的情況下，尋找在給定的飛行條件下最大升阻比L／D的布局方案，即：Max（L／D）滿足約束條件：

（1）全長(zhǎng)L和底部面積S固定不變：L＝L0，S＝S0；

（2）設(shè)計(jì)變量為飛行器鈍度比R／D、第一錐角θ1、第一錐段與全長(zhǎng)之比L1／L，飛行器截面上半部形狀控制G、下半部形狀控制G1和飛行器短軸與長(zhǎng)軸之比ρ，其設(shè)計(jì)區(qū)域?yàn)椋海?.05，5，0.4，0，0，0.75］≤［R／D，θ1，L1／L，G，G1，ρ］≤［0.20，12，0.8，1，1，1］；

（3）計(jì)算狀態(tài)：Ma＝7，0°≤α≤25°；

如圖3所示，利用遺傳算法優(yōu)化分析得出圓截面布局（彈體1）、橢圓截面布局（彈體2）和其他非圓截面布局。表1給出了優(yōu)化彈體升阻比及容積率分析結(jié)果。其中圓截面布局相關(guān)文獻(xiàn)優(yōu)化升阻比約為2.2，本文優(yōu)化升阻比結(jié)果為2.180 4，兩優(yōu)化升阻比結(jié)果差量?jī)H為0.019 6，對(duì)于AHW圓截面雙錐體，升阻比優(yōu)化空間有限。其他非圓截面布局相較于優(yōu)化圓截面布局，升阻比明顯提升，其中橢圓截面布局升阻比提升8.62%，雙曲線截面布局提升10.95%。但在改變飛行器彈體截面布局提升升阻比同時(shí)，容積率隨之減少。優(yōu)化圓截面外形與正交試驗(yàn)結(jié)果相比，容積率下降了3.15%，其他非圓截面布局相較于優(yōu)化圓截面布局容積率也下降明顯，其中提升升阻比性能最大的菱形截面容積率下降17.06%。

表1 彈體優(yōu)化對(duì)比Table 1 Comparison of the optimization of aircraft body

圖3 遺傳算法優(yōu)選結(jié)果Fig.3 Optimization result of genetic algorithm

因此，為滿足設(shè)計(jì)需求，顯著提升彈體升阻比，選取容積率較大的圓截面布局、橢圓截面布局、方形截面布局、雙曲線截面布局作為后續(xù)研究對(duì)象。在當(dāng)前優(yōu)化彈體的基礎(chǔ)上，給定邊條和控制舵尺寸及布局方式得出類AHW飛行器整體外形。如圖4所示，后續(xù)氣動(dòng)計(jì)算和控制舵匹配設(shè)計(jì)將圍繞這幾類外形展開(kāi)。

圖4 類AHW飛行器優(yōu)選外形Fig.4 The optimized shape of AHW analogy aircraft

2 氣動(dòng)特性分析

圖5和圖6利用工程近似計(jì)算方法，給出了優(yōu)化外形在單獨(dú)彈體和帶舵無(wú)舵偏時(shí)馬赫數(shù)7、攻角α范圍為［0°，25°］、側(cè)滑角為0°狀態(tài)下，升力CL阻力CD極曲線變化規(guī)律和壓心隨攻角變化規(guī)律。各外形在高超聲速范圍內(nèi)零升阻力系數(shù)約為0.05，最大升阻比在8°攻角附近。其中圓截面布局最大升阻比約2.18，其他截面布局對(duì)比圓截面布局升阻比特性相對(duì)增加，橢圓截面布局和方形截面布局最大升阻比約為2.36，雙曲線截面布局最大升阻比在2.4附近。各帶舵外形與單獨(dú)彈體相比，升阻比相對(duì)增大，說(shuō)明了設(shè)計(jì)邊條及控制舵能對(duì)飛行器提供少量力矩。各截面布局最大升阻比對(duì)應(yīng)較小的攻角，小攻角有利于獲得更穩(wěn)定的配平。

圖5 極曲線Fig.5 Curves of lift and drag poles

圖6 壓心特性Fig.6 Pressure center characteristic

從圖6壓心特性看，相同馬赫數(shù)下，不同截面彈體布局壓心隨著攻角增大而后移。在大攻角條件下，圓截面壓心最靠前，雙曲線截面壓心最靠后，橢圓截面和方形截面壓心相對(duì)靠近圓截面布局。在相同的質(zhì)心系數(shù)下，靜穩(wěn)定度由高到低的順序?yàn)殡p曲線截面、橢圓截面、方形截面和圓截面?？刂贫娴拇嬖谑沟盟薪孛嫱庑螇盒暮笠疲瑘A截面外形壓心后移量最大，方形截面外形對(duì)比圓截面外形壓心更靠前，橢圓截面外形在中小攻角下與圓截面外形壓心位置變化不明顯，但在大攻角下壓心更加靠前，方形截面和雙曲線截面外形壓心相對(duì)圓截面外形較小，在小攻角下，雙曲線截面外形壓心最小，當(dāng)攻角達(dá)到15°之后，方形截面外形壓心最小。這表明各截面外形均能實(shí)現(xiàn)正向配平，圓截面外形相對(duì)于其他截面布局具有較好的穩(wěn)定性，而橢圓截面、方形截面和雙曲線截面外形則有更好的操縱性。各截面布局滿足飛行器穩(wěn)定性設(shè)計(jì)，在整個(gè)攻角變化范圍內(nèi)壓心變化明顯，后續(xù)配平容易實(shí)現(xiàn)。

3 操縱面匹配設(shè)計(jì)

飛行器在大氣層內(nèi)主要的操控方式是利用伺服機(jī)構(gòu)控制舵面偏轉(zhuǎn)，舵面控制效率好壞直接決定了飛行器飛行質(zhì)量?？刂贫鏋轱w行器提供的氣動(dòng)力矩有限，但對(duì)飛行器的力矩特性和配平特性［14］影響較大。想要飛行器在飛行過(guò)程中具有較高的控制效率，需要質(zhì)心設(shè)計(jì)在彈體壓心之后、在飛行器壓心之前。因此，在研究過(guò)程中需要設(shè)計(jì)飛行器質(zhì)心位置和控制舵尺寸。

本文飛行器外形除彈體外，還有邊條和控制舵兩部分。其中邊條的存在使飛行器壓心后移，水平方向所受氣動(dòng)力可以看成飛行器的附加升力，提升飛行器升阻比。針對(duì)本文研究雙錐體高超聲速飛行器，控制舵在該類飛行器上的設(shè)計(jì)方式一般分為全動(dòng)舵和后緣舵［15］。有舵偏時(shí)，后緣舵實(shí)現(xiàn)比全動(dòng)舵小的升阻比損失，但后緣舵在控制舵轉(zhuǎn)時(shí)需要伺服機(jī)構(gòu)提供較大的力矩，調(diào)節(jié)壓心能力也相對(duì)較小。全動(dòng)舵布局使得飛行器壓心相對(duì)靠前，調(diào)節(jié)壓心能力較大，配平能力較強(qiáng)，舵偏對(duì)伺服機(jī)構(gòu)的載荷相對(duì)較小。結(jié)合文獻(xiàn)帶控制舵雙錐體的研究方法［16］，考慮體-舵及舵-體干擾等因素，將本文飛行器彈體設(shè)置成靜不穩(wěn)定，控制舵采用全動(dòng)舵設(shè)計(jì)形式。這種布局可使飛行器偏航和滾轉(zhuǎn)控制時(shí)有較高的效率，同時(shí)也克服了后緣舵面臨的舵偏力矩較大的問(wèn)題，有效降低控制舵載荷要求。

對(duì)于本文研究的小鈍度球雙錐體飛行器，控制舵舵面布局形式一般有十字布局和叉字布局，文獻(xiàn)［17-18］針對(duì)錐體外形分析過(guò)十字布局和叉字布局的氣動(dòng)特性，相較于叉字布局，十字布局舵面效率、機(jī)動(dòng)配平能力較低，但其控制回路設(shè)計(jì)簡(jiǎn)單，舵面偏轉(zhuǎn)角大，航向穩(wěn)定性強(qiáng)，可調(diào)節(jié)質(zhì)心，有利于總體設(shè)計(jì)。本文選取邊條控制舵布局均為十字布局，并討論控制舵為全動(dòng)的操縱面匹配設(shè)計(jì)問(wèn)題。對(duì)于十字布局［19］，飛行器俯仰由兩水平控制舵控制完成，偏航由兩垂直控制舵控制完成，滾轉(zhuǎn)則是由4個(gè)控制舵一同控制，或者各控制舵兩兩差動(dòng)控制完成?，F(xiàn)給定控制舵上、左、下、右舵面偏轉(zhuǎn)角為δ1，δ2，δ3，δ4，并規(guī)定以上、下控制舵前沿向左旋轉(zhuǎn)為負(fù)舵偏，左右控制舵前沿向下旋轉(zhuǎn)為負(fù)舵偏。

如圖7所示，采用工程氣動(dòng)力預(yù)測(cè)方法對(duì)帶舵飛行器進(jìn)行氣動(dòng)特性分析，在給定邊條尺寸、壓心位置和無(wú)側(cè)滑的情況下，改變控制舵尺寸控制R（控制舵展向長(zhǎng)度與軸向長(zhǎng)度之比，軸向長(zhǎng)度固定），分析得出圓截面外形、橢圓截面外形和方形截面外形俯仰控制時(shí)的舵偏效率。初步設(shè)計(jì)高超聲速滑翔式飛行器時(shí)，飛行航程是需要考慮的，設(shè)計(jì)時(shí)飛行器整個(gè)飛行過(guò)程攻角都需要在最大升阻比附近進(jìn)行配平，結(jié)合圖5分析，飛行器的最大升阻比攻角范圍在7°～9°附近，因此在設(shè)計(jì)時(shí)最好能實(shí)現(xiàn)6°～15°范圍內(nèi)的配平。

圖7 配平效率和舵面尺寸Fig.7 Trim efficiency and rudders size

從圖7可以看出，相同外形和舵面尺寸條件下，配平攻角隨著質(zhì)心（Xcg）后移而增大，相同質(zhì)心，配平攻角隨著舵面尺寸增大而減小。不同外形之間，相同質(zhì)心和舵面尺寸，圓截面外形和橢圓截面外形配平攻角比較相近，但總體上橢圓截面外形得到了更大的配平攻角。由于方形截面外形壓心位置相對(duì)圓截面外形和橢圓截面外形更靠前，所以在配平的過(guò)程中獲得了最大的配平攻角。

從圖7還能得出，圓截面外形質(zhì)心為0.64，舵面尺寸為0.8時(shí)，能實(shí)現(xiàn)7°～16°的配平攻角。橢圓截面外形質(zhì)心為0.64，舵面尺寸為0.8時(shí)，能實(shí)現(xiàn)6.5°～16.5°的配平攻角。方形截面外形質(zhì)心為0.64，舵面尺寸為0.8時(shí)，能夠?qū)崿F(xiàn)5.5°～21.0°的配平攻角，舵面尺寸1.0時(shí)，能夠?qū)崿F(xiàn)5°～16°的配平攻角，并且以上配平攻角均能滿足飛行器初步設(shè)計(jì)要求。

結(jié)合圖7選取不同外形較好的配平攻角范圍對(duì)應(yīng)的舵面尺寸，繪制出不同外形的配平升阻比曲線如圖8所示。圓截面外形配平升阻比在2.30附近，橢圓截面外形配平升阻比約為2.45，方形截面外形配平升阻比在2.50附近，最大升阻比攻角范圍8°～10°，這時(shí)每個(gè)外形在配平過(guò)程中都得到較優(yōu)的配平攻角。

圖8 不同外形配平升阻比Fig.8 The lift-drag ratio of different shapes trim

飛行器在俯仰方向飛行時(shí)，偏航方向需要保持穩(wěn)定，并且能夠進(jìn)行有效控制［20］。圖9給出了3種不同外形布局帶舵飛行器俯仰控制及偏航控制共同作用時(shí)，攻角及側(cè)滑角配平效率的變化規(guī)律。結(jié)果顯示，各外形配平區(qū)間面積接近，隨著俯仰舵偏角和偏航舵偏角增大，各外形的控制效率逐漸減小，其中圓截面外形俯仰方向配平效率較高，大于偏航方向配平效率，在相同的偏轉(zhuǎn)角時(shí)配平攻角與配平側(cè)滑角接近；由于橢圓截面和方形截面外形布局的非對(duì)稱性，俯仰控制舵的配平效率比偏航的配平效率高，相同的偏轉(zhuǎn)角下配平攻角明顯大于配平側(cè)滑角。此外，偏航配平產(chǎn)生的配平側(cè)滑角直接影響俯仰方向的配平，各截面外形偏航的角度越大，對(duì)應(yīng)俯仰方向配平攻角越小。在相同的偏航舵偏角時(shí)，橢圓截面外形俯仰舵偏角攻角斜率大于圓截面外形，控制舵控制效率高于圓截面外形。各外形也可以調(diào)節(jié)壓心位置及控制舵尺寸移動(dòng)配平區(qū)間。

圖9 俯仰及偏航配平特性Fig.9 Pitching and yawing trimming characteristics

當(dāng)飛行器進(jìn)行空間機(jī)動(dòng)時(shí)，攻角和側(cè)滑角不斷變化使各控制舵的控制效率出現(xiàn)差異，會(huì)產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩；同時(shí)，飛行器在飛行過(guò)程中俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)一定會(huì)出現(xiàn)交叉耦合，因此飛行器的滾轉(zhuǎn)控制十分重要。圖10給出了馬赫數(shù)7、攻角范圍［0°，25°］、不同截面布局飛行器在無(wú)偏航控制、俯仰控制舵分別向下偏轉(zhuǎn)5°和10°時(shí)，不同舵偏差動(dòng)角T的滾轉(zhuǎn)力矩特性。俯仰控制舵偏越大，在小攻角情況下，能提供較大的滾轉(zhuǎn)力矩，中大攻角下，較小的舵偏角提供較大滾轉(zhuǎn)力矩。隨著俯仰控制舵差動(dòng)角度增大，各外形滾轉(zhuǎn)力矩先減小后增大。相同條件下，非圓截面外形能夠提供更大滾轉(zhuǎn)力矩。在實(shí)際飛行過(guò)程中，若需要飛行器提供一部分的滾轉(zhuǎn)力矩，可以通過(guò)俯仰控制舵差動(dòng)偏轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)所需力矩。此外，飛行器在俯仰差動(dòng)時(shí)會(huì)帶來(lái)偏航力矩的變化，可以同向偏轉(zhuǎn)偏航控制舵消除俯仰差動(dòng)帶來(lái)的偏航力矩，偏航方向達(dá)到平衡狀態(tài)，飛行器實(shí)現(xiàn)俯仰差動(dòng)產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力同時(shí)不產(chǎn)生側(cè)滑。

圖10 滾轉(zhuǎn)力矩特性Fig.10 Roll moment characteristics

4 結(jié)論

本文參考先進(jìn)高超聲速武器（AHW）外形并結(jié)合相關(guān)研究，利用貝塞爾曲線方法生成飛行器外形，提出非圓截面類AHW氣動(dòng)布局。采用工程氣動(dòng)力預(yù)測(cè)方法和多目標(biāo)遺傳算法對(duì)飛行器進(jìn)行優(yōu)化分析，并設(shè)計(jì)優(yōu)選彈體質(zhì)心位置和舵面尺寸。通過(guò)對(duì)圓截面布局和非圓截面布局外形升阻比、壓心進(jìn)行比較，表明該類以彈體提供主要升阻比的飛行器外形，非圓截面彈身布局方式可以獲得更高的升阻比，調(diào)整質(zhì)心位置和控制舵舵面偏轉(zhuǎn)能夠?qū)崿F(xiàn)更高的配平效率，是類AHW助推滑翔式高超聲速飛行器實(shí)現(xiàn)大升阻比高操縱性的潛在可行方案。