吸氣式高超聲速飛行器控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

符文星，常曉飛，李萌萌

（西北工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院，710072 西安）

吸氣式高超聲速飛行器控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

符文星，常曉飛，李萌萌

（西北工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院，710072 西安）

為實(shí)現(xiàn)吸氣式高超聲速飛行器的姿態(tài)控制，需要對(duì)其復(fù)雜的氣動(dòng)特性進(jìn)行分析，并完成控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì).通過研究高超聲速飛行器風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，分析其氣動(dòng)特性，即升力系數(shù)、升阻比和縱向總力矩系數(shù)在不同Ma時(shí)隨攻角變化的規(guī)律進(jìn)而進(jìn)一步計(jì)算出縱向動(dòng)力系數(shù)，研究其縱向動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性.最后，基于氣動(dòng)分析設(shè)計(jì)了攻角反饋控制和法向過載控制兩種不同的控制回路，分別計(jì)算出其時(shí)域和頻域特性.實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明:吸氣式高超聲速飛行器既能滿足縱向動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性，又具有良好的控制性能.

高超聲速飛行器;氣動(dòng)特性;縱向動(dòng)態(tài)特性;穩(wěn)定性;控制性能

吸氣式高超聲速飛行器(Air-breathing Hypersonic Vehicle)一般是指以吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力、在大氣層內(nèi)實(shí)現(xiàn)飛行速度達(dá)到大于5倍聲速的飛行器.它具有反應(yīng)時(shí)間短、速度快等特點(diǎn)，能夠有效地進(jìn)行高速偵察和突防，大大提高了遠(yuǎn)程作戰(zhàn)效能［1－2］.此外，吸氣式高超聲速飛行器還能有效提高生存能力使敵方的防空系統(tǒng)難以攔截.

由于吸氣式高超聲速飛行器采用了超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)、機(jī)體/推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)等技術(shù)［3］，使得其推進(jìn)系統(tǒng)與操縱舵面之間存在的耦合干擾;并且其飛行過程中的外界擾動(dòng)和未知因素?cái)_動(dòng)十分顯著，導(dǎo)致吸氣式高超聲速飛行器擁有復(fù)雜且易變的氣動(dòng)特性.吸氣式高超聲速飛行器對(duì)飛行攻角、飛行姿態(tài)及動(dòng)壓等較為敏感，這些都給它的控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)帶來了很大的挑戰(zhàn).

本文對(duì)吸氣式高超聲速飛行器的氣動(dòng)特性進(jìn)行了分析，以某種高超聲速飛行器的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)為研究對(duì)象［4－6］，采用改進(jìn)的超聲速燃燒式?jīng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)模型，通過計(jì)算得到其在不同速率下的升力系數(shù)、升阻比、縱向總力矩系數(shù)等;基于對(duì)縱向動(dòng)態(tài)特性的分析，給出包括縱向靜穩(wěn)定性在內(nèi)的吸氣式高超聲速飛行器的基本飛行特性，為進(jìn)一步設(shè)計(jì)吸氣式高超聲速飛行器的控制器提供好的控制平臺(tái)和研究對(duì)象.最后，根據(jù)攻角反饋控制和法向過載控制兩種不同的控制回路，分別計(jì)算出其時(shí)域和頻域特性，分析、探討了它們的控制性能.

1 氣動(dòng)特性分析

由于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖隨Ma的增加而降低，因此，高超聲速飛行器在進(jìn)行設(shè)計(jì)時(shí)要求其氣動(dòng)布局具有較小阻力系數(shù)［7］;而飛行器機(jī)動(dòng)性和起降等性能，影響飛行器的升阻比以及其他指標(biāo);此外，飛行器熱防護(hù)與熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，姿態(tài)控制，以及推進(jìn)系統(tǒng)等也對(duì)氣動(dòng)特性提出了新的要求.因此，高超聲速飛行器的氣動(dòng)特性研究就顯得尤為重要.

1.1 升力系數(shù)分析

飛行器的總升力系數(shù)為

式中:CL為基本飛行器的升力系數(shù)增量;CL，da為右升降副翼的升力系數(shù)增量;CL，de為左升降副翼的升力系數(shù)增量;CL，dc為鴨式導(dǎo)彈的升力系數(shù)增量.

飛行器的總阻力系數(shù)為

式中:CDa為基本飛行器的阻力系數(shù)增量;CD，de為左升降副翼的阻力系數(shù)增量;CD，da為右升降副翼的阻力系數(shù)增量;CD，dr為方向舵的阻力系數(shù)增量.

飛行器的升阻比為

圖1、2 分別表示 Ma=1、3、5、8、10 時(shí)，升力和升阻比隨攻角的變化特性.

圖1 升力系數(shù)CL

圖2 飛行器升阻比sz

從圖1、2中可以看出:

1)升力系數(shù)隨攻角的增大而增大;攻角相同時(shí)，升力系數(shù)隨Ma增大而減小;升力系數(shù)隨攻角有較好的線性度.

2)升阻比從Ma=1～10增加的過程中，先減小后增大.經(jīng)過分析可知，高超聲速飛行器從亞聲速跨越到近聲速的過程中，阻力在不斷增加，而機(jī)體下表面產(chǎn)生的激波所能補(bǔ)償?shù)纳τ邢?，?dǎo)致升阻比減小;隨著飛行速度的繼續(xù)提升，激波所能補(bǔ)償?shù)纳⒚黠@增加，并且高超聲速飛行器采用的機(jī)身/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化外形設(shè)計(jì)，大大減少其在高速飛行時(shí)的阻力，從而使得升阻比在超聲速和高超聲速階段時(shí)明顯增加.

1.2 縱向總力矩系數(shù)分析

縱向總力矩系數(shù)為

圖 3 表示 Ma=1、3、5、8、10 時(shí)，縱向總力矩系數(shù)隨攻角的變化特性.

圖3 縱向總力矩系數(shù)Cm

從圖3中可以看出:

1)總體上來說縱向總力矩系數(shù)Mz隨攻角的增大而減小，變化較平緩，隨著Ma增大，降幅也略有增大，由于Mαz＜0，所以飛行器是靜穩(wěn)定的.

2)攻角相同的時(shí)候，Mz并不是隨Ma增大而增大.

1.3 氣動(dòng)特性分析

由上述分析可得出以下結(jié)論:

1)升力系數(shù)隨攻角的增大而增大;攻角相同時(shí)，升力系數(shù)隨Ma增大而減小;升力系數(shù)隨攻角有較好的線性度.

2)升阻比從Ma=1～10增加的過程中，先減小后增大.

4)在Ma＞3時(shí)，氣動(dòng)力和力矩系數(shù)線性度較好，有利于實(shí)現(xiàn)高精度姿態(tài)控制.

2 縱向動(dòng)態(tài)特性分析

本文在對(duì)以上高超聲速飛行器的氣動(dòng)特性分析的基礎(chǔ)上，進(jìn)一步進(jìn)行了擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)的動(dòng)態(tài)特性分析.

在高超聲速飛行器處在平衡狀態(tài)的飛行時(shí)，可將其縱向運(yùn)動(dòng)和側(cè)向運(yùn)動(dòng)分開考慮.在此，僅考慮縱向運(yùn)動(dòng)的動(dòng)態(tài)特性.分別給出以下幾組不同高度，Ma、攻角、推力和縱向舵偏角的組合，根據(jù)各縱向動(dòng)力系數(shù)的公式［8］，得到多組縱向動(dòng)力系數(shù)，本文不考慮阻尼，認(rèn)為阻尼動(dòng)力系數(shù)a22=0.表1列出了各組動(dòng)力系數(shù)的值.

表1 靜穩(wěn)定系數(shù)a24

高超聲速飛行器的靜穩(wěn)定性是指在外干擾停止作用的最初瞬間，其運(yùn)動(dòng)參數(shù)變化的趨勢(shì)［9］.由表1可以看出各組的靜穩(wěn)定系數(shù)a24＞0，則可知導(dǎo)彈是靜穩(wěn)定的.導(dǎo)彈具有縱向動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性的條件是:a24+a22a34＞0，動(dòng)力系數(shù)計(jì)算中，由于不考慮阻尼的存在，a22=0，則由a24＞0即可判斷導(dǎo)彈是縱向動(dòng)態(tài)穩(wěn)定的.

3 控制回路設(shè)計(jì)及性能分析

美國X-43A驗(yàn)證機(jī)縱向通道采用法向過載自動(dòng)駕駛儀和攻角控制自動(dòng)駕駛儀切換控制.在驗(yàn)證機(jī)上升、轉(zhuǎn)彎以及下降階段采用法向過載控制，在驗(yàn)證機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)工作階段轉(zhuǎn)為攻角反饋控制以實(shí)現(xiàn)對(duì)攻角的精確控制.橫側(cè)向通過協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制來限制側(cè)滑角［10－11］.

為了實(shí)現(xiàn)高精度的攻角控制，目前常用的方法有兩種:攻角反饋控制和過載反饋控制.本文僅考慮飛行器的縱向運(yùn)動(dòng)，設(shè)計(jì)了這兩種控制回路.

3.1 攻角反饋控制

攻角反饋控制包括角速率增穩(wěn)回路和攻角反饋回路，其結(jié)構(gòu)如圖4所示.

圖4 攻角控制駕駛儀結(jié)構(gòu)框圖

根據(jù)飛行器小擾動(dòng)線性化模型［12］，其縱向傳遞函數(shù)為

攻角反饋閉環(huán)傳遞函數(shù)為

由極點(diǎn)配置方法可得

對(duì)初步計(jì)算所得的增益加以調(diào)節(jié)，如圖5分別給出Ma=4、6、8時(shí)攻角反饋控制的時(shí)域特性和頻域特性.

由圖6可以看出，各個(gè)Ma條件下攻角反饋控制性能良好，相角裕度和幅頻裕度差異很小，分別為73.7°和 12.9 dB.

3.2 過載反饋控制

法向過載控制的原理圖如圖7所示，內(nèi)回路由姿態(tài)角速率和偽姿態(tài)角反饋回路組成，外回路由法向過載反饋組成.

圖5 各個(gè)主設(shè)計(jì)點(diǎn)攻角反饋控制回路時(shí)域特性

圖7 法向過載控制駕駛儀結(jié)構(gòu)框圖

飛行器縱向傳遞函數(shù)為

法向過載回路設(shè)計(jì)采用阻尼回路簡化模型，得到法向過載回路傳遞函數(shù)為

式中:ny為法向過載;Ey為角速率反饋回路輸入指令.

根據(jù)閉環(huán)系統(tǒng)傳遞函數(shù)陣的極點(diǎn)配置方法有

由此解出控制增益k1，k2分別為

對(duì)初步計(jì)算所得的增益加以調(diào)節(jié)，則圖8、9分別給出Ma=4、6、8時(shí)攻角反饋控制的時(shí)域特性和頻域特性.

圖8 各個(gè)主設(shè)計(jì)點(diǎn)法向過載反饋回路時(shí)域特性

圖9 各個(gè)主設(shè)計(jì)點(diǎn)法向過載反饋回路頻域特性

由圖8、9可以看出，各個(gè)Ma條件下法向過載回路控制性能良好，相角裕度和幅頻裕度差異很小，分別為69.3°和16.9 dB.

4 結(jié)論

1)飛行器升力系數(shù)隨著攻角的增加而增大，升阻比隨著Ma增加，呈現(xiàn)先減小后增大的趨勢(shì);縱向力矩系數(shù)隨著攻角的增大而減小，在Ma較大情況下，飛行器氣動(dòng)力和力矩特性隨攻角變化具有良好的線性度;

2)由計(jì)算得到的飛行器縱向動(dòng)力系數(shù)可得該飛行器是縱向動(dòng)態(tài)穩(wěn)定的.

3)在對(duì)攻角反饋和法向過載反饋控制回路的設(shè)計(jì)和分析中，分別得到一定Ma條件下的時(shí)域和頻域結(jié)果.由該結(jié)果可以看到，攻角反饋控制中相角裕度和幅值裕度分別為73.7°和12.9 dB，法向過載控制中相角裕度和幅值裕度分別為69.3°和16.9 dB，兩種控制方法均具有良好的控制性能.

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The design of control system for air-breathing hypersonic vehicle

FU Wen-xing，CHANG Xiao-fei，LI Meng-meng

(College of Astronautics，Northwestern Polytechnical University，710072 Xi'an，China)

To achieve the attitude control of air-breathing hypersonic vehicle，it's necessary to analyze its complex aerodynamic characteristics，and complete the control system design.Aerodynamic characteristic of airbreathing hypersonic vehicle，namely，the variations of lift coefficient，lift-drag ratio and pitch-moment coefficient with that of attack angle at different Mach numbers，is explored by the data from wind tunnel test.The longitudinal dynamic coefficients are calculated to analyze its stability.Two different control strategies are designed based on aerodynamic analysis，one is attack angle feedback control and the other is normal overload control，and their time domain and frequency domain characteristics are calculated respectively.Experiment result shows that air-breathing hypersonic vehicle not only satisfies longitudinal dynamic stability，but also demonstrates good flight control performance.

hypersonic vehicle;aerodynamic characteristic;longitudinal dynamic characteristic;stability;flight control performance

V476.3

A

0367－6234(2012)11－0144－05

2011－10－30.

符文星(1973—)，男，副教授.

符文星，wenxingfu@nwpu.edu.cn.

(編輯 張 紅)