CN119413393A 高超声速风洞变构型飞行器模型多变量复杂控制试验方法 （中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所）_第1页
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高超声速风洞变构型飞行器模型多变量复本发明属于风洞试验和飞行控制交叉技术本发明的高超声速风洞变构型飞行器模型多变用于对多变量复杂控制的新型高超声速变构型2行器模型通过位于高超声速变构型飞行器模型内腔的动态支撑机构连接腹支板进行腹支高超声速风洞流场建立前，为减小流场建立对舵偏角虚拟飞行控制系统在T2～T2+3s内给出高超声速风洞变构型飞行器模型变翼面后掠角虚拟飞行控制系统在T2+13s～T2+16s内给出变质心过程指令，模拟3[0002]目前，高超声速飞行器的气动特性评估主要以常规高超[0006]本发明所要解决的技术问题是提供一种高超声速风洞变构型飞行器模型多变量4高超声速风洞变构型飞行器模型在高超声速风洞中飞行10s后姿态稳定，在T2时虚拟飞行控制系统在T2～T2+3s内给出高超声速风洞变构型飞行器模型变翼面后题，能够用于对多变量复杂控制的新型高超声速变构型飞行器开展风洞虚拟飞行试验验[0009]图1为本发明的高超声速风洞变构型飞行器模型多变量复杂控制试验方法流程5[0012]如图1所示，本实施例的高超声速风洞变构型飞行器模型多变量复杂控制试验方洞变构型飞行器模型通过位于高超声速变构型飞行器模型内腔的动态支撑机构连接腹支高超声速风洞变构型飞行器模型在高超声速风洞中飞行10s后姿态稳定，在T2时虚拟飞行控制系统在T2～T2+3s内给出高超声速风洞变构型飞行器模型变翼面后

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