王 磊, 杜 海,2,*, 李秋實, 龔一方, 孔文杰

(1. 西華大學(xué) 流體及動力機(jī)械教育部重點實驗室, 成都 610039;2. 西華大學(xué) 能源與動力工程學(xué)院, 成都 610039;3. 北京航空航天大學(xué) 航空發(fā)動機(jī)氣動熱力重點實驗室, 北京 100083)

0 引 言

未來航空器所面臨的最大挑戰(zhàn)之一是如何發(fā)展和應(yīng)用先進(jìn)技術(shù)以顯著降低飛行器的油耗，增加飛行航程。優(yōu)良?xì)鈩有阅芎蛣?chuàng)新氣動控制是實現(xiàn)上述目標(biāo)的重要途徑[1]。所以未來飛行器的設(shè)計不僅要有較高的升阻比；同時在飛行控制上，需要創(chuàng)新控制效應(yīng)的飛行控制方式和系統(tǒng)。流動控制技術(shù)作為一種最具活力的飛行器氣動性能增強(qiáng)和飛行控制手段，可以在飛行器的增升、減阻、降噪、姿態(tài)控制等方面廣泛應(yīng)用[2]。

環(huán)量控制(Circulation Control)技術(shù)作為流動控制的方式之一，通過在機(jī)翼后緣吹氣形成柯恩達(dá)(Coanda)效應(yīng)來改變環(huán)量，實現(xiàn)對飛行器的增升減阻和姿態(tài)控制，具有使用簡單、重量輕和易于實現(xiàn)等優(yōu)勢[3]。環(huán)量控制技術(shù)原理如圖1所示，將常規(guī)機(jī)翼的尾緣變?yōu)閹в星实膱A弧，機(jī)翼內(nèi)設(shè)置高壓腔室，在上翼面和尾緣的交接處開設(shè)帶有高度的氣縫，由高壓腔室經(jīng)過導(dǎo)流裝置從氣縫沿切線方向噴射氣流，該射流沿著圓弧曲面流動，在圓弧的表面具有邊界層性質(zhì)，之后變?yōu)樽杂缮淞鳌Ｔ谖簿壧幍钠D(zhuǎn)流體使翼型具有了氣動型彎曲，形成Coanda效應(yīng)[4]來增大翼型整體升力和環(huán)量。

圖1 環(huán)量控制示意圖

在飛行控制原理上，以滾轉(zhuǎn)控制為例，常規(guī)舵面副翼偏轉(zhuǎn)角引起的滾轉(zhuǎn)力矩為[5]：

而采用環(huán)量裝置進(jìn)行氣動力矩控制，在一定的吹氣系數(shù)下，機(jī)翼后緣通過吹氣裝置吹氣使環(huán)量增加，升力增大，產(chǎn)生對應(yīng)的對滾轉(zhuǎn)力矩。

研究人員做了大量關(guān)于環(huán)量控制機(jī)理以及應(yīng)用研究。早在1975年, Englar等[6-10]開展了環(huán)量控制機(jī)翼的機(jī)理研究。通過翼型尾緣上表面切向吹氣實驗研究發(fā)現(xiàn)，應(yīng)用環(huán)量控制的二維和三維翼型比傳統(tǒng)翼型增加了兩倍到三倍的升力。同時，對超臨界翼型應(yīng)用環(huán)量控制進(jìn)行射流計算，發(fā)現(xiàn)在低質(zhì)量流量的情況下，使用穩(wěn)定的噴射也能產(chǎn)生與傳統(tǒng)的高升力翼型相當(dāng)或者更優(yōu)的升力系數(shù)。

許和勇[11]提出了對鈍后緣風(fēng)力機(jī)翼型的主動循環(huán)控制和數(shù)值模擬研究，指出翼型的升力系數(shù)CL隨著吹氣系數(shù)Cμ的增加而增大，CL-Cμ曲線可以分為分離控制階段和超環(huán)量控制階段兩部分，且分離控制階段的控制效率最高。

在控制方面，戴新喜[12]等將環(huán)量控制裝置應(yīng)用于常規(guī)布局飛行器進(jìn)行了風(fēng)洞試驗以及模型試飛，表明環(huán)量控制裝置能夠抑制大迎角的流動分離，在設(shè)計巡航速度15 m/s時，依然能夠使氣流發(fā)生上下偏轉(zhuǎn)。同時，通過與常規(guī)機(jī)翼對比得出結(jié)論：在10 m/s風(fēng)速下，環(huán)量控制機(jī)翼最大可以產(chǎn)生 50°的副翼舵效和10°的升降舵效。

在應(yīng)用方面，史志偉[13]等開展了等離子體飛行器控制機(jī)理的研究。分析了等離子體激勵器對流場進(jìn)行流動控制的機(jī)理。風(fēng)洞試驗結(jié)果表明激勵器開啟后，飛行器的失速迎角從12°提高到14°。通過PIV結(jié)果表明，激勵器能夠改變飛行器左右機(jī)翼的流動分離、所受阻力以及壓力中心(分離點的位置)來實現(xiàn)滾轉(zhuǎn)、偏航和俯仰力矩控制。

綜上所述，環(huán)量控制技術(shù)在飛行器的性能增強(qiáng)方面，如：提高失速迎角、延遲流動分離、增升減阻等方面具有廣闊的應(yīng)用前景，而在創(chuàng)新飛行控制方面也越來越受到重視[14-16]。

雖然環(huán)量控制技術(shù)的研究歷史比較久，用于氣動增強(qiáng)的研究也較多，但用于創(chuàng)新飛控的研究還需要加強(qiáng)。尤其是為了使環(huán)量控制技術(shù)應(yīng)用于未來飛行器、以增強(qiáng)飛行器的升阻比和控制性能，還需要獲得環(huán)量控制對氣動力尤其是氣動力矩的控制規(guī)律和控制原理?；诖?，本文設(shè)計了一套應(yīng)用于飛行器的環(huán)量控制裝置，并通過數(shù)值模擬和風(fēng)洞實驗研究其在增升和控制方面給飛行器帶來的影響。

首先，開展了基于環(huán)量控制的二維翼型數(shù)值模擬，通過數(shù)值模擬結(jié)果選取環(huán)量控制裝置的噴口高度和后緣圓弧半徑。其次，對實驗?zāi)Ｐ瓦M(jìn)行天平測力和PIV測流場實驗。通過天平測力實驗，驗證該環(huán)量控制裝置在增升和滾轉(zhuǎn)控制方面的有效性。通過PIV測流場實驗，研究環(huán)量控制對繞流流場的影響和產(chǎn)生氣動控制的機(jī)理。最后，結(jié)合噴氣對環(huán)量控制機(jī)翼產(chǎn)生的影響，引用“有效升阻比”的概念，對環(huán)量控制機(jī)翼進(jìn)行能效分析。

1 環(huán)量控制翼型氣動力數(shù)值模擬研究

環(huán)量控制可以有效延遲附面層的分離，增加附體流動的距離，改變翼型前后緣的駐點位置和環(huán)量，提高升力。同時射流與外流混合，帶動外流使流線發(fā)生較大的偏轉(zhuǎn)[17]。其吹氣系數(shù)定義為：

影響環(huán)量控制裝置性能的因素有很多，主要有射流出口高度H，后緣半徑Rcc，射流出口展向速度均勻性等。為保證環(huán)量控制的高效性，選擇射流出口高度H和柯恩達(dá)尾緣半徑Rcc的多個工況組合，利用Fluent數(shù)值計算吹氣系數(shù)，來流迎角以及柯恩達(dá)尾緣參數(shù)對二維環(huán)量控制翼型氣動特性的影響。采用雷諾平均N-S方程，k-ε湍流模型[19]，該模型在近壁區(qū)和自由剪切層中都表現(xiàn)出良好的數(shù)值模擬能力，適合于較大逆壓梯度特性的流場模擬。求解器為基于壓力的二維非定常計算，差分格式為隱式。為簡化起見，沒有考慮翼型內(nèi)部氣腔，直接在射流出口處給定壓力進(jìn)口邊界條件，翼型表面為物面無滑移邊界條件，遠(yuǎn)場為壓力遠(yuǎn)場。選用Clark-Y翼型，翼型的尖后緣修形為Coanda表面形狀。計算域生成非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，在翼型前后緣及射流出口附近進(jìn)行局部加密，最貼近壁面的一層網(wǎng)格高度為1.0×10-6，網(wǎng)格總數(shù)為2.87×105，面積17.5c× 15c(圖2)，c為翼型弦長。

圖2 數(shù)值模擬計算域

圖3是環(huán)量控制裝置二維模型在不同噴口高度H和不同尾緣半徑Rcc組合下的數(shù)值模擬計算結(jié)果。結(jié)合實際模型的尺寸，在相同來流條件(來流風(fēng)速為20 m/s，迎角為0°)和不同噴口壓強(qiáng)的工況下，進(jìn)行數(shù)值模擬。對比分析不同尾緣參數(shù)組合下的計算結(jié)果，可以得到在噴口高度比后緣半徑H/Rcc=0.067時，相比于其他參數(shù)組合，升阻比最大。因此，選定環(huán)量控制裝置的H/Rcc=0.067作為實驗?zāi)Ｐ偷脑O(shè)計參數(shù)。

圖3 環(huán)量控制不同組合參數(shù)升阻比曲線

圖4(a) 為吹氣系數(shù)Cμ= 0時的速度云圖，可以看到，由于無分離，流線沿著翼型的上、下翼面平滑的流過，隨后在二維翼型后緣處匯合。

圖4(b)是吹氣系數(shù)Cμ為0.04時的速度云圖，可以看到相比于未吹氣的流場，吹氣后翼型后緣的流線向下翼面發(fā)生了明顯偏轉(zhuǎn)。同時，通過速度云圖可以發(fā)現(xiàn)，隨著吹氣系數(shù)的增加，翼型上表面的顏色加深，即速度得到了增加。其原因是由于科恩達(dá)后緣環(huán)量裝置吹出的高速氣流沖入邊界層，減少了邊界層內(nèi)的低能流體，增加了流向動量[20]。

2 環(huán)量控制翼型氣動力及氣動力矩實驗驗證

2.1 風(fēng)洞

本實驗在低速回流式風(fēng)洞XHWT進(jìn)行，該風(fēng)洞可控制風(fēng)速范圍為0.5～60 m/s，實驗段尺寸為3 m×1.2 m×1.2 m(長×寬×高)，收縮比為7.1，湍流強(qiáng)度ε≤ 0.5%，氣流偏角|Δα| ≤ 0.50，|Δβ| ≤ 0.50。

2.2 氣動天平

本實驗采用盒式六分量應(yīng)變天平，天平響應(yīng)頻率大于80 Hz，總體尺寸為200×100×60 mm的矩形結(jié)構(gòu)，該盒式天平六分量最大量程為50 kg，校準(zhǔn)精度為0.013%～0.48%，準(zhǔn)度為0.27%～0.48%。

2.3 實驗?zāi)Ｐ?/h3>

實驗所用環(huán)量控制機(jī)翼半模模型展長為522 mm，翼根弦長為411 mm，翼梢弦長為219.9 mm。為了對比研究，設(shè)計兩個模型，一個是常規(guī)帶舵面(副翼)的模型(圖5(a))，舵面(副翼)長度為400 mm，后掠角為36°，模型由ABS樹脂材料加工；另一個是帶有吹氣裝置的模型(圖5(b))，整體尺寸與常規(guī)帶舵面模型一致。其中吹氣實驗?zāi)Ｐ驮O(shè)計了環(huán)量控制裝置(圖5(c))，由氣源接口，流線形流道，噴口以及柯恩達(dá)尾緣組成。氣源接口為圓形，外徑為24 mm；流道將裝置過流面積等分為六段，每一段尺寸為64.3 mm×0.3 mm；噴口整體出氣寬度LCC=400 mm。外接氣源通過優(yōu)化過的流道，經(jīng)由噴口均勻出氣，最后，噴口射流完整覆蓋柯恩達(dá)尾緣，形成“柯恩達(dá)效應(yīng)”。吹氣模型由樹脂材料3D打印加工。

(a) 常規(guī)舵面模型圖

2.4 氣動力控制

在開展風(fēng)洞測力實驗之前，為了驗證天平測量實驗的精確性，進(jìn)行七組重復(fù)性實驗，實驗風(fēng)速為20 m/s，來流迎角為-4°到28°，七組重復(fù)性實驗的氣動力、氣動力矩系數(shù)一致，升力系數(shù)的偏差量在±0.004至0.015之內(nèi)，標(biāo)準(zhǔn)差為0.018。阻力系數(shù)的偏差量在±0.007至0.02之內(nèi)，標(biāo)準(zhǔn)差為0.013。滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)的偏差量一般在± 0.003至0.0315之內(nèi)，標(biāo)準(zhǔn)差為0.013。

在副翼位置開展吹氣控制實驗，來流風(fēng)速20 m/s，迎角為-4°到28°，如圖6為副翼位置吹氣裝置在機(jī)翼分布的示意圖，由噴口向下吹氣。吹氣系數(shù)Cμ分別為0.005、0.013、0.02、0.03、0.04。

圖6 副翼位置上翼面吹氣示意圖

為了對比氣動控制效果，選取最大舵偏和最大吹氣系數(shù)條件下，升力系數(shù)增量結(jié)果，如圖7所示?？梢?，吹氣條件下，在α=0°～14°范圍內(nèi)，升力系數(shù)增量隨迎角增加而增加，在14°以后，由于流動分離，升力增量下降，在吹氣系數(shù)Cμ=0.04時，最大升力系數(shù)增加32.4%。而常規(guī)副翼在迎角為α=6°之后，隨著迎角的增加，升力系數(shù)增量值急劇減小，其原因是機(jī)翼邊界層分離引起的升力損失，常規(guī)舵面副翼的偏角為30°時，最大升力系數(shù)增量為28.05%。

圖7 環(huán)量控制裝置和常規(guī)副翼升力系數(shù)增量曲線

對比上述環(huán)量控制實驗可得，在機(jī)翼后緣位置布置環(huán)量控制裝置，能夠延遲失速分離，增大失速迎角，顯著提高機(jī)翼所受升力。

2.5 滾轉(zhuǎn)力矩控制效果

為了驗證環(huán)量控制對飛行器氣動力矩的控制效果，開展了環(huán)量裝置氣動力矩控制研究。

環(huán)量控制裝置進(jìn)行滾轉(zhuǎn)力矩控制時，使環(huán)量裝置單獨向上或者向下偏轉(zhuǎn)實現(xiàn)(吹氣位置見圖6)，實驗測量了環(huán)量控制機(jī)翼在來流風(fēng)速為20 m/s，迎角為-4°到28°，射流吹氣系數(shù)Cμ分別為0.005、0.013、0.02、0.03、0.04的氣動數(shù)據(jù)。

圖8是副翼位置環(huán)量控制裝置在不同吹氣系數(shù)條件下，向下吹氣所產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨著迎角的變化情況。可以看到，在-4°到16°迎角范圍內(nèi)，隨著迎角的增加，環(huán)量控制裝置在不同吹氣系數(shù)下產(chǎn)生呈線性比例的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)曲線。

圖8 副翼位置環(huán)量控制裝置向下吹氣滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)曲線

同時為了驗證環(huán)量吹氣裝置氣動力矩的控制效率，開展了常規(guī)舵面和環(huán)量吹氣的對比實驗。副翼偏轉(zhuǎn)的角度分別為10°、20°、30°。規(guī)定舵偏δa下偏為正值。

來流風(fēng)速20 m/s，迎角為-4°到28°，如圖9 為常規(guī)舵面副翼的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)曲線，通過曲線可以看出，在δa為正的情況下，隨著舵偏角度的增大，其產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)變化值也隨之增大。同時在迎角為 16°之前，滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨舵偏增加線性增加；在迎角大于16°以后，滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)減小，舵面效率下降。

圖9 常規(guī)副翼滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)曲線

通過圖8和圖9比較，環(huán)量控制裝置在正常飛行迎角范圍內(nèi)可以產(chǎn)生和常規(guī)舵面一樣的滾轉(zhuǎn)力矩。另外，隨著Cμ的增加，環(huán)量控制裝置產(chǎn)生的舵效也相應(yīng)增加。

為了對比氣動力矩控制效果，選取了最大舵偏和最大吹氣系數(shù)條件下(向下吹氣)滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)增量(ΔCmx)結(jié)果，如圖10所示，在整個實驗迎角范圍內(nèi)，環(huán)量控制裝置的滾轉(zhuǎn)力矩控制效果明顯優(yōu)于常規(guī)副翼。隨著迎角的增大，常規(guī)副翼產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)增量逐漸減小。在α>18°以后，滾轉(zhuǎn)力矩增量急劇降低，表明在大迎角時，副翼失效，這對于飛行控制不利。而環(huán)量控制裝置在迎角為 0°到18°范圍內(nèi)，滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)增量隨迎角增大而增大，Cμ=0.04時，最大增量為60.3%，在18°以后，隨迎角增加滾轉(zhuǎn)力矩增量降低，但在整個實驗迎角范圍內(nèi)，效率(|ΔCmx|)高于副翼。

圖10 副翼位置環(huán)量控制裝置和常規(guī)副翼滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)增量曲線

圖11 環(huán)量控制機(jī)翼和常規(guī)舵面機(jī)翼滾轉(zhuǎn)控制效率對比圖(α=4°)

3 氣動控制機(jī)理研究

本實驗使用的PIV激光器工作頻率為15 Hz,最大單脈沖能量為145 MJ，可產(chǎn)生532 nm 的綠光，近場光束直徑小于1.35 mm。實驗中采用高純度煙油作為示蹤粒子，煙油被加熱氣化后的蒸汽粒子直徑為0.6～1.2 μm，這使得其有較好的跟隨性對流場影響較小，CCD相機(jī)中顆粒直徑為2～4個像素。實驗中CCD像素分辨率為2600×2100像素，采集區(qū)域大小為160 mm×190 mm。用于互相關(guān)分析的兩幀圖像的時間間隔為20 μs。在后處理分析時，問詢區(qū)域為64×64像素，重疊率為50%，流場時均結(jié)果為132張瞬時流場圖像的平均值。

為了驗證環(huán)量控制裝置產(chǎn)生氣動力、氣動力矩控制效果的流動機(jī)理，開展了2D- PIV流場實驗研究，實驗風(fēng)速為20 m/s，拍攝位置位于副翼(沿展向y/c=77%)，如圖12所示，開展了噴口向下吹氣實驗。

圖12 實驗拍攝位置示意圖

圖13 (a) 為未吹氣的速度矢量圖，可以看到，由于無分離，流線沿著模型的上、下翼面平滑的流過，隨后在模型后緣處匯合。

圖13 (b)是吹氣系數(shù)Cμ為0.04時的速度矢量圖，可以看到相比于未吹氣的流場，吹氣后機(jī)翼后緣的流線向下翼面發(fā)生了偏轉(zhuǎn)，且隨著吹氣系數(shù)的增加，氣流偏轉(zhuǎn)更加明顯。同時機(jī)翼后緣靠近機(jī)翼上表面的流場箭頭長度增加，即速度得到了增加。

噴口向下吹氣的環(huán)量控制實驗表明：環(huán)量控制裝置通過向下吹氣可以有效使氣流發(fā)生向下偏轉(zhuǎn)且對上表面流場進(jìn)行加速。

圖14為環(huán)量控制翼型后緣流場結(jié)構(gòu)特性。圖14(a)是未進(jìn)行吹氣，來流迎角為10°時的尾緣流場結(jié)構(gòu)，與圖13(a)對應(yīng)，流動沒有發(fā)生分離，上下翼面氣流，在后緣匯聚。當(dāng)吹氣系數(shù)Cμ=0.02時(圖14(b))，明顯看到氣流在上翼面尾緣位置得到了加速，與沒有吹氣進(jìn)行對比，速度增加了20%，并且氣流經(jīng)過吹氣尾緣，流向明顯發(fā)生了偏離。當(dāng)吹氣系數(shù)增加到0.04時(圖14(c))，與沒有進(jìn)行吹氣對比，上翼面尾緣速度增加了39%，氣流偏轉(zhuǎn)角度較Cμ= 0.02更大。

(a) Cμ= 0，α=10°

(a) Cμ= 0，α=10°

可見，柯恩達(dá)后緣的射流對主流具有加速效果，并且隨著吹氣系數(shù)的增加，加速效果更加明顯。同時，本文所設(shè)計的環(huán)量吹氣裝置可以像常規(guī)操縱面一樣，使機(jī)翼繞流發(fā)生偏轉(zhuǎn)。

圖15給出了向下吹氣后，隨著吹氣系數(shù)的改變，升力系數(shù)增量的變化規(guī)律。由圖可得，隨吹氣系數(shù)Cμ的增大，升力系數(shù)增量基本呈線性關(guān)系增大。

圖15 不同吹氣系數(shù)下機(jī)翼升力系數(shù)增量曲線

4 吹氣環(huán)量控制機(jī)翼能效分析

環(huán)量控制方法的能量消耗和產(chǎn)生的氣動力及氣動力矩的關(guān)系對環(huán)量控制翼型的可行性和經(jīng)濟(jì)性至關(guān)重要，為了能夠準(zhǔn)確衡量環(huán)量控制翼型在射流吹氣作用下的效率，引入有效阻力(CDE)及有效升阻比(Cy/CDE)的概念[21]:

有效升阻比為翼型升力系數(shù)與有效阻力系數(shù)的比值，能夠綜合地反映出了翼型的氣動特性，在原有翼型升阻比的基礎(chǔ)上，引入吹氣射流所帶來的能耗(CE)和產(chǎn)生的推力(CT)，即翼型有效阻力系數(shù)，能夠全面地解釋環(huán)量控制翼型吹氣效率的高低。圖16為來流迎角4°，風(fēng)速為20 m/s時，有效升阻比隨吹氣系數(shù)的變化趨勢圖，可以看出，隨著吹氣系數(shù)的增加，有效升阻比增大，當(dāng)吹氣系數(shù)為0.02時，有效升阻比最大，最大值為9.314，當(dāng)吹氣系數(shù)大于0.02時，有效升阻比降低，即環(huán)量控制翼型吹氣效率降低。

圖16 不同吹氣系數(shù)下機(jī)翼的有效升阻比

5 結(jié) 論

本文將環(huán)量控制技術(shù)應(yīng)用于翼身融合布局飛行器半模模型，驗證氣動力和氣動力矩的控制能力。通過數(shù)值模擬與風(fēng)洞實驗測量，得到以下結(jié)論：

1) 應(yīng)用二維CFD設(shè)計的環(huán)量控制裝置，通過調(diào)節(jié)吹氣量，可以有效地提高機(jī)翼升力。風(fēng)洞測力實驗表明，吹氣系數(shù)Cμ=0.04的環(huán)量控制機(jī)翼，最大升力系數(shù)增加了32.4%。

2) 與常規(guī)帶舵面相比，環(huán)量控制技術(shù)將失速迎角從14°提高到了19°。意味著飛行器的飛行包線有了顯著的擴(kuò)大。這對于飛行器可控性和可靠性的提高都有著重要意義。

3) 吹氣環(huán)量裝置通過改變機(jī)翼所受升力，產(chǎn)生了滾轉(zhuǎn)力矩。與常規(guī)舵面偏角為30°相比，吹氣系數(shù)為0.04時，滾轉(zhuǎn)力矩最大增加了95%。吹氣環(huán)量裝置(Cμ= 0.04)產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩控制效果優(yōu)于常規(guī)舵面(舵面30°)，并且隨著吹氣系數(shù)的增加，滾轉(zhuǎn)力矩控制效果增強(qiáng)。

4) 引入“有效升阻比”，對環(huán)量控制機(jī)翼進(jìn)行能效分析，結(jié)果表明，本文所設(shè)計的環(huán)量控制裝置在吹氣系數(shù)Cμ=0.02時，有效升阻比最大，機(jī)翼的吹氣效率最高。

本文研究了環(huán)量控制裝置在機(jī)翼上的氣動控制效果及其作用機(jī)理。表明環(huán)量控制裝置能夠改善流場品質(zhì)，提高機(jī)翼升力。同時，通過改變后緣氣流偏角，可能代替副翼對飛行器進(jìn)行滾轉(zhuǎn)力矩控制，這為后續(xù)環(huán)量控制在工程上的應(yīng)用和進(jìn)一步探究其控制規(guī)律提供了基礎(chǔ)。