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

本发明属于风洞试验和飞行控制交叉技术领域，公开了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。试验方法包括启动高超声速风洞；预置舵偏角；动态支撑机构解锁；改变攻角指令，第一次控制模型姿态稳定；改变翼面后掠角指令，同时第二次控制模型姿态稳定；改变质心位置和攻角指令，同时第三次控制模型姿态稳定；锁定动态支撑机构；关闭高超声速风洞。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，实现了高超声速变构型飞行器的风洞虚拟飞行多变量复杂时序控制，进而完成试验模型气动、运动和控制耦合模拟，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飞行性能和控制性能评估，具有工程实用价值。