双合成射流前体非对称涡控制技术及模型自由飞实验验证

为推进前体非对称涡流动控制方法在飞行器大迎角飞行控制方面的应用，提出并发展了一种基于双合成射流的前体非对称涡控制技术。研发了一套机载型双合成射流控制装置及模型自由飞验证机，通过风洞半自由飞及模型自由飞实验，验证了利用前体非对称涡控制技术实现尾旋改出和大迎角姿态控制的可行性；同时，依靠飞行测控系统和机载压力测量系统，实现飞行器姿态及前体表面压力的同步测量，可对前体非对称涡控制效能进行有效评估。风洞半自由飞实验结果表明：在60°迎角下，双合成射流可有效控制前体非对称涡相对位置，产生偏航力矩，实现大迎角航向操纵。在模型自由飞实验中，该技术可在常规方向舵失效的迎角下实现尾旋改出，可控尾旋角速度达到173 （°）/s；依靠该技术，验证机可在大迎角飞行时进行快速偏航操控，由控制输入到偏航角速度改变的时滞小于0.5 s。