第五章主動(dòng)控制-2-風(fēng)模型與陣風(fēng)減緩

5.5

陣風(fēng)減緩和乘座品質(zhì)控制1、概述1

定義陣風(fēng)載荷減緩—利用主動(dòng)控制技術(shù)來減少陣風(fēng)干擾下可能引起的過載，從而達(dá)到減輕機(jī)翼彎曲力矩和結(jié)構(gòu)疲勞的目的。乘座品質(zhì)控制—通過主動(dòng)控制技術(shù)使機(jī)上的乘員在風(fēng)干擾條件下也感到舒適。兩種控制都根據(jù)風(fēng)干擾條件荷減緩的程度來衡量其控制效果，從不同角度出發(fā)，具有相同功能。陣風(fēng)減緩系統(tǒng)有時(shí)又稱為載荷減緩（load

Alleviation）,模態(tài)抑制（Mode

Suppression）疲勞減緩（Fatigue

Reduction）系統(tǒng)等2）大氣擾動(dòng)的影響1增加過載：飛機(jī)在不平靜的空氣中飛行時(shí)將產(chǎn)生過載。若飛機(jī)以速度V0在平靜大氣中飛行，遇到上升氣流wo擾動(dòng)，速度V為：?αg=w0/V0—陣風(fēng)引起的附加迎角因?yàn)?αg較小或風(fēng)擾動(dòng)變化快，可以假定飛行速度V0不變，即V=V0

，陣風(fēng)擾動(dòng)的升 要由迎角增量?αg而改變。令L0為平飛時(shí)的升力，則此時(shí)升力為：L

L0

L,過載：nz

(L0

L)/G

1(CLα

QSαg

)/G將?αg代入，則有：式中：P=G/S—翼載，過載增量與飛行速度V0、翼載P、升力系數(shù)CLα、垂直陣風(fēng)速度w0有關(guān)。減少大氣擾動(dòng)所引起的法向過載，可以減輕機(jī)翼載荷V

V0

/

cos

αgL

CLαQSαgnz

1

CLα

QSw0

/

(V0G)

1

CLα

Qw0

/

(V0P)（2）引起結(jié)構(gòu)彈性振動(dòng)及乘座品質(zhì)問題陣風(fēng)會激勵(lì)起飛機(jī)結(jié)構(gòu)模態(tài)振動(dòng)，對機(jī)身細(xì)長而撓性較大的高速飛機(jī)更為嚴(yán)重引起機(jī)身抖動(dòng)，使乘員感到不舒服，甚至?xí)绊戱{駛員完成任務(wù)的能力：垂直振動(dòng)過載超過0.2g時(shí)，儀表判讀就很

；超過0.5g并持續(xù)幾分鐘，駕駛員由于擔(dān)心飛機(jī)要出事故，而會改變飛機(jī)的高度和速度；橫向振動(dòng)過載的允許值約為垂直過載的1/2。增穩(wěn)控制系統(tǒng)可以控制飛機(jī)的剛體運(yùn)動(dòng)，但不會控制或有意地改變飛機(jī)的結(jié)構(gòu)振動(dòng)。增穩(wěn)系統(tǒng)僅可以部分減少由大氣擾動(dòng)所引起的飛機(jī)響應(yīng)不希望的運(yùn)動(dòng)。減少大氣擾動(dòng)影響，可以減輕飛機(jī)結(jié)構(gòu)重量2、大氣擾動(dòng)的數(shù)學(xué)描述大氣擾動(dòng)通常有三種形式：大氣紊流、突風(fēng)和風(fēng)切變。大氣紊流的數(shù)學(xué)模型疊加在常值風(fēng)（平均風(fēng)）上的連續(xù)隨機(jī)脈沖。通常假設(shè)紊流是一種平穩(wěn)、均勻、各態(tài)歷經(jīng)、各向同性的隨機(jī)過程。該過程的統(tǒng)計(jì)特性不隨時(shí)間變化。大氣紊流有兩種數(shù)學(xué)模型：1模型（Dryden）風(fēng)速自功率譜函數(shù)：1ug

uu水平前向風(fēng)：

()

2σ

2

Luπ

1

(L

)2v

vvgV側(cè)向風(fēng)：()

σ

2vL

1

3(L

)2π

[1

(L

)

]2

2w

ww垂直風(fēng)：?wgw2

L

1

3(L

)2()

σπ

[1

(λ

)2

]2式中：Ω—空間頻率，Lu、LV、LW—紊流尺度，σ

U

、σ

V

、σW—風(fēng)速的均方值。模型形式簡單，是有理式，可以作因式分解，有利于紊流的數(shù)值仿真。比較適于剛性飛機(jī)，不適于柔性飛機(jī)的彈性模態(tài)分析。（2）馮·卡門模型（Von.

Karman）大氣紊流的速度功率譜模型為：水平前向風(fēng)：側(cè)向風(fēng)：垂直風(fēng)：模型為高階無理分式函數(shù),不便于加入線性方程中進(jìn)行仿真。適于與飛機(jī)結(jié)構(gòu)模態(tài)有關(guān)的飛行品質(zhì)研究。uπ[1

(1.339L

)

]2

56Lu

12ug

()

σ2112883vvvLπ[1 (1.339L

)

] ()

σ

2vgv[1

(1.339L

)

]1128

3

wgw[1

8

(1.339Lw)2

]L ()

σ2

ww

π[1

(1.339L

)

]2）離散突風(fēng)突風(fēng)又稱陣風(fēng)，描述了確定性的風(fēng)速變化。主要體現(xiàn)了水平及垂直風(fēng)速急劇變化的梯度。上升暖氣流，下降冷氣流邊緣，山脈、懸崖及溫度變化地區(qū)、風(fēng)暴邊緣區(qū)都會出現(xiàn)風(fēng)速的急劇變化。飛機(jī)處于強(qiáng)風(fēng)力作用下，引起瞬態(tài)載荷，使飛機(jī)運(yùn)動(dòng)發(fā)生變化。離散突風(fēng)模型為（1-cos）型。全波長離散風(fēng)模型為：Vw

0

x

0離散突風(fēng)主要由突風(fēng)尺度dm和強(qiáng)度Vwm確定。使用時(shí)為使突風(fēng)影響和飛機(jī)及飛控系統(tǒng)各有關(guān)自振頻率相協(xié)調(diào)，應(yīng)選用各種不同尺度dm的突風(fēng)進(jìn)行分折。0

x

2dmx

2dmw2

dmV

VWM

(1

COS

πx

)Vw

0x

0

wm2wm0

x

dx

dmmVwmd半波長離散風(fēng)模型為：

0

Vπ

xV

(1

COS

)斜波型和階躍型突風(fēng)3）風(fēng)切變在近地面時(shí)，空氣粘性作用，風(fēng)速不均勻，形成了隨高度變化的風(fēng)剖面，在不同高度上風(fēng)速的大小及方向不同，此即風(fēng)切變。水平風(fēng)速w沿鉛直方向有較大梯度變化。

風(fēng)切變時(shí)對飛機(jī)起飛和著陸階段飛行有重大影響。迎頭風(fēng)速減小，改變空速，減小了發(fā)推力，使飛機(jī)產(chǎn)生更大的下降速度，引起飛行軌跡的偏差，這在下滑階段非常。飛機(jī)著陸時(shí)，已接近它的失速邊界，空速降低是非常的，在風(fēng)切變出現(xiàn)時(shí)必要迅速糾正和改出。我國規(guī)范中規(guī)定的風(fēng)切變模型是線性的：W

W0

0.133H

(m

/

s)8785C

規(guī)范中規(guī)定的風(fēng)切變模型為對數(shù)型：0l

n(H

z

)l

n(20

z

)W

(H

)

W20

0

其中z=0.15英尺(0.0612米)（C種飛行階段），0W20是高度為20英尺（8.16米）處的風(fēng)速。3、大氣擾動(dòng)對飛機(jī)運(yùn)動(dòng)的影響可得到產(chǎn)生給定頻譜密度函數(shù)的成型濾波器傳遞函數(shù)：1）紊流仿真用模型： 模型因?yàn)闀r(shí)間頻率ω

=V0

，紊流功率譜又可表示為：

利用成型濾波器方法來產(chǎn)生相應(yīng)的有色噪聲功率譜密度。單位強(qiáng)度的白色噪聲，通過一個(gè)傳遞函數(shù)為G(s)的濾波器，產(chǎn)生隨機(jī)過程x(λ)，則x(λ)的頻譜密度函數(shù)為：Фx(

ω)

=G*(

jω)

G(jω)=∣G(jω)∣2式中：000001

u

u

uu

0

vvV)2ω2

]2

0

V2σ

2

LλV

π)2

ω2

]σ

2

LπVσ

2

LπV0

(ω)

(ω)

v

v

w

(ω)

w

w

[1

([1

3(Lv

V

)2

ω2

][1

(

L[1

3(Lw

V

)2

ω2

][1

(Lw

V

)2

ω2

]2Gu(s)

Ku

/(s

λu

)G

(s)

K

(s

β

)

/(s

λ

)2v

v

v

vw

0

w

wK

3V

σ

2

/

L

πK

2V

σ

2

/

L

πu

0

u

uK

3V

σ

2

/

L

πv

0

v

vβv

V0

/

3Lvβw

V0

/

3Lwi

0

iλ

V

/

L

,

(i

u,

v,

w)G

(s)

K

(s

β

)

/(s

λ

)2w

w

w

w為了簡單起見，也可以近似將Gv(s)和Gw(s)簡化為一階模型Gv

(s)

Kv

/(s

λv1

),

λv1

V0

3

/

LvKw

/(s

λw1

),Gw

(s)

3

/

Lwλw1

V0陣風(fēng)模型傳遞函數(shù)還可以轉(zhuǎn)換為狀態(tài)空間模型。（P185）2）紊流對飛機(jī)運(yùn)動(dòng)的影響x方向的紊流速度ug的作用相當(dāng)于減少了前進(jìn)速度：Vg

ugy方向紊流速度vg

的效果是引起側(cè)滑角增量：βgz方向紊流速度wg的效果是引起攻角增量：飛機(jī)在受紊流作用時(shí)的運(yùn)動(dòng)方程為：大氣紊流模型的輸出vg，αg，βg作為飛機(jī)方程的干擾輸入

vg

/

V0

A

q

θ

α

α

g

L

BL

δ

V

Vg

V

α

q

θ

β

β

βg

L

L

δ

r

0r?

p

A

p

B

δa

r

?

αg

wg

/

V04、陣風(fēng)減緩和乘座品質(zhì)控制系統(tǒng)阻尼與增穩(wěn)系統(tǒng)僅可以部分降低陣風(fēng)引起的過載增量。陣風(fēng)減緩系統(tǒng)需要消除陣風(fēng)所引起的升力變化?；驹恚浩D(zhuǎn)相應(yīng)的面，產(chǎn)生一個(gè)大小相等，方向相反的升力變化來抵消陣風(fēng)的影響，其實(shí)質(zhì)是直接力控制在抑制陣風(fēng)干擾中的應(yīng)用?？梢允褂脵C(jī)翼上的快速可調(diào)節(jié)的襟翼或副翼。也可使用機(jī)翼上的擾流片。要求上述這些 面有較好的動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性。為了減緩飛機(jī)上局部位置的陣風(fēng)法向過載，還可以在指定的位置上安裝特殊的

面乘坐品質(zhì)指標(biāo)標(biāo)MIL-F-9490D規(guī)定式中w/S-機(jī)翼載荷(單位機(jī)翼面積上可承受的垂直風(fēng)速)飛機(jī)越大，該指標(biāo)越小JRD<0.1—

乘坐舒適，乘務(wù)

工作負(fù)擔(dān)輕JRD>0.28—為了減少大氣擾動(dòng)影響，必須改變飛機(jī)航跡、空速或高度飛機(jī)垂直速度方程：（老師書，p42，式1-63）不考慮舵面作用，質(zhì)心處的法向加速度：法向力的氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)（CD<<CLα）：若使JRD小，則要求飛機(jī)質(zhì)心處的法向加速度小JRD

kCLα

/

(w

/

S

)JRD可用飛機(jī)質(zhì)心處的加速度指標(biāo)衡量mj

1w

Zjw

V

q

Z

δw

0

δ

jnzc.g

w

V0q

Zww22kρV

2

SρV

2Zww

0

CLαα

0

α

JRDw2zc.g于是得到：結(jié)論RD2kρVn

0

α

Jw其他乘坐品質(zhì)指標(biāo)乘坐品質(zhì)C準(zhǔn)則—法向加速度乘坐舒適性指數(shù)C與乘坐品質(zhì)的描述關(guān)系法向過載增量穿越次數(shù)N—法向過載的振蕩性如：在每分鐘飛行時(shí)間內(nèi)，駕駛員座位處的法向過載增量穿越0.5g的次數(shù)為N值范圍與乘員評價(jià)間的描述關(guān)系僅是研究的階段成果，尚未形成規(guī)范C1

2

11.9az

C3

1.15

6nz式中，az

為法向加速度的均

值4zC

1.8

10.6

w?a

(w)dw00

yN

60N(

y)

exp(0.52

/

2σ

2

)N值范圍N≦

55<N≦13N>13乘員評價(jià)舒適可接受不可接受C值范圍C<22<C<33<C<44<C<5C>6乘坐品質(zhì)等級非常舒適舒適中等舒適不舒適非常不舒適控制律設(shè)計(jì)B-52CCV試驗(yàn)機(jī)為了改善

處的乘座品質(zhì)，在

座艙附近裝了兩片水平鴨翼。B-1轟炸機(jī)在駕駛艙下方機(jī)身兩側(cè)安裝了一對30°下反角的水平前翼。對稱偏轉(zhuǎn)時(shí)，可形成垂直控制力，差動(dòng)偏轉(zhuǎn)時(shí)可形成水平控制力。（1）開環(huán)控制B-52CCV所采用的開環(huán)補(bǔ)償方法，利用洗出網(wǎng)絡(luò)和濾波器控制左右鴨翼產(chǎn)生直接升力，克服垂直陣風(fēng)影響洗出網(wǎng)絡(luò)是消除定常的過載信號，穩(wěn)態(tài)時(shí)不起作用在飛機(jī)通過大氣擾動(dòng)區(qū)時(shí)法向過載的均方值減少了34％，重心和尾部過載的增加值小于5％。B-1B-52（2）閉環(huán)控制方案

波音公司在小型民用客機(jī)DHC-6上進(jìn)行了乘座品質(zhì)控制系統(tǒng)的研究。應(yīng)用對稱副翼偏轉(zhuǎn)和升降舵以及擾流片實(shí)現(xiàn)垂直陣風(fēng)減緩控制。將原有

面進(jìn)行分割，提供部分但足夠的權(quán)限用于陣風(fēng)減緩系統(tǒng)：副翼分割出40％的翼面用于陣風(fēng)減緩控升降舵提供了20％的翼面擾流片僅用于進(jìn)場著陸，增強(qiáng)副翼產(chǎn)生的直接升力實(shí)現(xiàn)著陸過程中的乘座品質(zhì)控制。質(zhì)心處的加速度通過洗出網(wǎng)絡(luò)驅(qū)動(dòng)副翼和擾流片，改善乘坐品質(zhì)。對2m/s風(fēng)速的大氣擾動(dòng),

前座和中座的旅客可以實(shí)現(xiàn)僅產(chǎn)生0.03g的乘座品質(zhì)的指標(biāo)要求；和

飛機(jī)相比,陣風(fēng)所引起的法向過載在不同位置上分別減小了64％、44％和31％。P191有一個(gè)簡單的例題，用LQR方法設(shè)計(jì)控制律。（3）大型飛機(jī)的機(jī)翼載荷減緩敏感陣風(fēng)引起的翼尖處的法向加速度差Δny，控制副翼對稱偏轉(zhuǎn)，以減緩陣風(fēng)引起的氣動(dòng)載荷。1、機(jī)翼處的加速度計(jì)，2、質(zhì)心處的加速度計(jì)，3、4、5分別為不同通道上的濾波器，6和8分別為副翼及升降舵舵機(jī)。同時(shí)控制升降舵來減少副翼偏轉(zhuǎn)所引起的飛機(jī)的角運(yùn)動(dòng)。A320飛機(jī)的陣風(fēng)載荷減緩系統(tǒng)功能：利用副翼和外側(cè)擾流片對稱偏轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)該功能當(dāng)機(jī)身載荷系數(shù)比駕駛員

給定的nzc值大0.3時(shí)，則副翼和外側(cè)擾流片以很高的調(diào)節(jié)速度作卸載調(diào)節(jié)偏轉(zhuǎn)（向上），該偏轉(zhuǎn)至少保持0.5秒，然后

收回。副翼和擾流片偏轉(zhuǎn)所造成的俯仰力矩由升降舵偏轉(zhuǎn)來平衡。效益：機(jī)翼載荷減少15%；結(jié)構(gòu)重量減少180kg，改善乘座品質(zhì)。陣風(fēng)減緩控制律設(shè)計(jì)舉例陣風(fēng)減緩的目的利用主動(dòng)控制技術(shù)來減小陣風(fēng)干擾下可能引起的過載，從而達(dá)到減小機(jī)翼彎曲力矩、減輕機(jī)構(gòu)疲勞和改善乘坐品質(zhì)的目的。大氣擾動(dòng)引起攻角變化直接引起了過載的變化。為保持過載為零，理想的狀況是由

面產(chǎn)生的過載完全抵消攻角產(chǎn)生的過載。常規(guī)飛行控制系統(tǒng)是力矩控制的方式，通過力矩改變飛機(jī)姿態(tài)產(chǎn)生攻角和側(cè)滑角，從而間接產(chǎn)生控制力。為更好的降低陣風(fēng)引起的過載增量，需要采用直接升力控制方式。帶有角速度反饋的阻尼系統(tǒng)以及電傳系統(tǒng)在一定程度上也可以降低陣風(fēng)引起的過載增量；然而作用明顯不如利用直接力的效果好。陣風(fēng)減緩控制律設(shè)計(jì)舉例考慮垂直陣風(fēng)影響的縱向小擾動(dòng)線性方程式中δ為控制矢量，各分量分別為升降舵，對稱偏轉(zhuǎn)的副翼、四組擾流片。由于飛機(jī)上的擾流片只能朝一個(gè)方向偏轉(zhuǎn)，這里將擾流片預(yù)設(shè)在20°位置，從而可以相對該位置正負(fù)偏轉(zhuǎn)（±20°）。完全消除陣風(fēng)影響時(shí)：Bδ

(t)

Bwαw

(t)

0可令擾流片和對稱偏轉(zhuǎn)副翼有相同動(dòng)作，將副翼和擾流片的對應(yīng)值相加，得到一個(gè)等效的新控制量，短周期運(yùn)動(dòng)時(shí)消除陣風(fēng)：000-160.2645100160.264500

v

a

-0.00813

7.56534

0

-9.8000d

ω

dt

z

-0.000449-0.66254100.000005

a

0.001008-0.51396-1.398690-0.000013

ωz0.000079

v

?

?

h

h

000000000000δ000000-0.000685

-0.0005294-0.0000798-0.00009340.00013

0.00013

-0.040841

-0.009345-0.0007084-0.000918400014466

0.00162

-2.2347

00-0.66254

-0.51396αw

δ

(t)

B1B

α

(t)n

n w

w控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)

計(jì)算得到的陣風(fēng)迎角經(jīng)濾波、限幅后送給升降舵通道和副翼、擾流片，

與基本電傳一起工作。副翼、擾流片組合與升降舵利用

中的模塊，采用5000米高度上中等尺度的紊流風(fēng)產(chǎn)生干擾風(fēng)。wδe

234.0439

α對陣風(fēng)迎角的開環(huán)控制為：

δ

仿真結(jié)果-854.8307

a'

無控飛機(jī)響應(yīng)加入組合控制后的飛機(jī)陣風(fēng)響應(yīng)控制效果無控

向過載響應(yīng)

加入組合控制的法向過載響應(yīng)無控制時(shí)最大過載為0.1147,有控制時(shí)為0.0555,最大值約減小了52%。從圖還可看出，有控制時(shí)過載很快衰減到較小值，而無控制時(shí)則衰減得較慢。但有控制作用時(shí)，過載增量衰減到0的時(shí)間要比無控制的開環(huán)響應(yīng)時(shí)間要長。考慮到各舵面的

權(quán)限，實(shí)際能達(dá)到的減緩能力要低于這個(gè)值。無控制作用時(shí)，過載的均

值為0.0447

，控制后的過載均

為0.0255，減少了43%。陣風(fēng)減緩具有一定的效果。用余弦風(fēng)檢驗(yàn)余弦風(fēng)-近似于階躍風(fēng)5.6

機(jī)動(dòng)載荷控制根據(jù)飛機(jī)的機(jī)動(dòng)狀態(tài)，主動(dòng)調(diào)節(jié)機(jī)翼上的載荷分布，從而達(dá)到所要求的性能。大型飛機(jī)（如

機(jī)、旅客機(jī)、轟炸機(jī)等）機(jī)翼面積大，機(jī)翼承受的載荷也大。機(jī)動(dòng)載荷控制的目的，是重新分布機(jī)翼的升力，減小翼根的彎曲力矩，減輕疲勞載荷和機(jī)翼的重量，也叫機(jī)翼載荷控制。小型戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)動(dòng)時(shí)希望增大機(jī)翼的升阻比，以增強(qiáng)飛機(jī)的機(jī)動(dòng)能力，提高飛機(jī)的效率,叫做機(jī)動(dòng)載荷控制。1）大型飛機(jī)的機(jī)翼載荷控制1大型飛機(jī)機(jī)翼載荷控制的要求巡航飛行時(shí)，機(jī)翼過載g=1機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，機(jī)翼過載g>1,載荷分布不變翼根的彎曲力矩增大，與過載系數(shù)成比例最大機(jī)動(dòng)時(shí)機(jī)翼的大部分承載能力作用于翼根處，容易引起結(jié)構(gòu)疲勞要求機(jī)翼大梁斷面有足夠的面積，從而使機(jī)翼重量增加。機(jī)翼的彎矩與扭矩機(jī)翼升力、發(fā)

重量、機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量某型布局機(jī)翼彎曲力矩計(jì)算數(shù)值結(jié)論：翼根處彎曲力矩最大，翼尖處最小-1012345x

106力矩(N*m)機(jī)翼的彎矩與扭矩曲線圖051015展長位置(m)202530-6-4-20246x

10彎曲力矩扭轉(zhuǎn)力矩（1）大型飛機(jī)機(jī)翼載荷控制的要求（續(xù)）減小翼根彎曲力矩的方法機(jī)翼上的壓力向機(jī)身處移動(dòng)增加翼根升力，減小翼尖升力機(jī)翼載荷控制要求機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，將升力重新分布，保持總升力不變，升力向翼根處集中，力臂減少，使翼根處的彎曲力矩減小，在相同的安全系數(shù)下，機(jī)翼的結(jié)構(gòu)重量將會減輕。控制方案開環(huán)：依據(jù)規(guī)定程序偏

面，無需反饋，何時(shí)進(jìn)入難以確定閉環(huán)：測量法向過載、翼根彎矩，作為反饋形成閉環(huán)關(guān)鍵：區(qū)別是陣風(fēng)引起還是飛機(jī)機(jī)動(dòng)要求的（2）機(jī)動(dòng)飛行時(shí)升力重新分布的實(shí)現(xiàn)方法

對稱向上偏轉(zhuǎn)外側(cè)副翼，使機(jī)翼外側(cè)的升力減少，通?？墒箼C(jī)翼結(jié)構(gòu)重量降低8.2%，（圖A）；后緣機(jī)翼向下偏轉(zhuǎn)，使機(jī)翼內(nèi)側(cè)升力增加，通?？蓽p輕機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量4.4%（圖B）外側(cè)副翼與內(nèi)側(cè)后緣襟翼組合運(yùn)動(dòng)，即副翼對稱向上偏轉(zhuǎn)，襟翼同時(shí)向下偏轉(zhuǎn)。此時(shí)機(jī)翼的結(jié)構(gòu)重量可降低12.2%，（圖C）；采用翼尖副翼對稱向上偏轉(zhuǎn)，此時(shí)效益更佳，可使機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量減輕16.8%（圖D）。

如果機(jī)翼還有其它輔助 面，如擾流片、前緣機(jī)動(dòng)襟翼或整個(gè)機(jī)翼外段可偏轉(zhuǎn)時(shí)，也可以適當(dāng)組合來實(shí)現(xiàn)機(jī)翼升力的重新分布。B-52CCV驗(yàn)證機(jī)的機(jī)動(dòng)載荷控制系統(tǒng)（p195）利用機(jī)翼外側(cè)副翼及內(nèi)側(cè)后緣機(jī)動(dòng)