杨兴宝 黄 敏 施文辉

海军大连舰艇学院，大连 116018

从上世纪80年代以来，特别是近十几年，通过在风洞中的飞行器中加入控制，来真实复现飞行器机动运动过程，达到测试飞行器性能目的的试验技术日渐兴起[1]。这种试验技术在有控制机构参与下，其飞行器气动力、舵面负载及姿态运动都可以是真实的，相比传统的动态风洞试验(如强迫风洞试验、自由振荡风洞试验、风洞自由飞试验)[2]与半实物仿真试验[3-4]，它能为飞行器空气动力学与飞行力学研究、飞行控制系统的测试与评估提供更加真实的试验环境[1]。

鉴于这种基于风洞的飞行器有控试验技术更贴近真实飞行，许多国家已开展了相关研究，但基本上在试验能力的开发阶段，即如何构建相关试验系统来实现研究目标，目前主要用于辨识飞行器动导数[5-11]、预示飞行性能[12-14]及设计与评估飞行控制律[15-24]，尚未涉及到如何基于这种试验技术达到评定飞行器控制性能的目的，即基于风洞的飞行器控制性能评估方法。因此，本文以导弹姿态控制性能评估为例，研究了一种基于风洞的飞行器控制性能评估方法。

本文共分为5部分：1)研究背景；2)列出了典型的导弹俯仰控制系统姿态控制性能及其指标；3)针对俯仰姿态控制性能评估，提出了1种基于风洞的导弹姿态控制性能评估方法；4)基于某高超声速导弹数学仿真模型，对基于风洞的导弹姿态控制性能评估方法进行仿真，初步验证其可行性；5)结论。……