吸氣式高超聲速飛行器控制系統設計

符文星，常曉飛，李萌萌

（西北工業大學航天學院，710072 西安）

吸氣式高超聲速飛行器控制系統設計

符文星，常曉飛，李萌萌

（西北工業大學航天學院，710072 西安）

為實現吸氣式高超聲速飛行器的姿態控制，需要對其復雜的氣動特性進行分析，并完成控制系統的設計.通過研究高超聲速飛行器風洞實驗數據，分析其氣動特性，即升力系數、升阻比和縱向總力矩系數在不同Ma時隨攻角變化的規律進而進一步計算出縱向動力系數，研究其縱向動態穩定性.最后，基于氣動分析設計了攻角反饋控制和法向過載控制兩種不同的控制回路，分別計算出其時域和頻域特性.實驗結果表明:吸氣式高超聲速飛行器既能滿足縱向動態穩定性，又具有良好的控制性能.

高超聲速飛行器;氣動特性;縱向動態特性;穩定性;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動機為動力、在大氣層內實現飛行速度達到大于5倍聲速的飛行器.它具有反應時間短、速度快等特點，能夠有效地進行高速偵察和突防，大大提高了遠程作戰效能［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難以攔截.

由于吸氣式高超聲速飛行器采用了超燃沖壓發動機、機體/推進一體化設計等技術［3］，使得其推進系統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和未知因素擾動十分顯著，導致吸氣式高超聲速飛行器擁有復雜且易變的氣動特性.吸氣式高超聲速飛行器對飛行攻角、飛行姿態及動壓等較為敏感，這些都給它的控制系統設計帶來了很大的挑戰.

本文對吸氣式高超聲速飛行器的氣動特性進行了分析，以某種高超聲速飛行器的風洞實驗數據為研究對象［4－6］，采用改進的超聲速燃燒式沖壓發動機模型，通過計算得到其在不同速率下的升力系數、升阻比、縱向總力矩系數等;基于對縱向動態特性的分析，給出包括縱向靜穩定性在內的吸氣式高超聲速飛行器的基本飛行特性，為進一步設計吸氣式高超聲速飛行器的控制器提供好的控制平臺和研究對象.最后，根據攻角反饋控制和法向過載控制兩種不同的控制回路，分別計算出其時域和頻域特性，分析、探討了它們的控制性能.

1 氣動特性分析

由于超燃沖壓發動機的比沖隨Ma的增加而降低，因此，高超聲速飛行器在進行設計時要求其氣動布局具有較小阻力系數［7］;而飛行器機動性和起降等性能，影響飛行器的升阻比以及其他指標;此外，飛行器熱防護與熱結構設計，姿態控制，以及推進系統等也對氣動特性提出了新的要求.因此，高超聲速飛行器的氣動特性研究就顯得尤為重要.

1.1 升力系數分析

飛行器的總升力系數為

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

飛行器的總阻力系數為

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

飛行器的升阻比為

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

圖1 升力系數CL

圖2 飛行器升阻比sz

從圖1、2中可以看出:

1)升力系數隨攻角的增大而增大;攻角相同時，升力系數隨Ma增大而減小;升力系數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，而機體下表面產生的激波所能補償的升力有限，導致升阻比減小;隨著飛行速度的繼續提升，激波所能補償的升力將明顯增加，并且高超聲速飛行器采用的機身/發動機一體化外形設計，大大減少其在高速飛行時的阻力，從而使得升阻比在超聲速和高超聲速階段時明顯增加.

1.2 縱向總力矩系數分析

縱向總力矩系數為

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

圖3 縱向總力矩系數Cm

從圖3中可以看出:

1)總體上來說縱向總力矩系數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，所以飛行器是靜穩定的.

2)攻角相同的時候，Mz并不是隨Ma增大而增大.

1.3 氣動特性分析

由上述分析可得出以下結論:

1)升力系數隨攻角的增大而增大;攻角相同時，升力系數隨Ma增大而減小;升力系數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，氣動力和力矩系數線性度較好，有利于實現高精度姿態控制.

2 縱向動態特性分析

本文在對以上高超聲速飛行器的氣動特性分析的基礎上，進一步進行了擾動運動的動態特性分析.

在高超聲速飛行器處在平衡狀態的飛行時，可將其縱向運動和側向運動分開考慮.在此，僅考慮縱向運動的動態特性.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，根據各縱向動力系數的公式［8］，得到多組縱向動力系數，本文不考慮阻尼，認為阻尼動力系數a22=0.表1列出了各組動力系數的值.

表1 靜穩定系數a24

高超聲速飛行器的靜穩定性是指在外干擾停止作用的最初瞬間，其運動參數變化的趨勢［9］.由表1可以看出各組的靜穩定系數a24＞0，則可知導彈是靜穩定的.導彈具有縱向動態穩定性的條件是:a24+a22a34＞0，動力系數計算中，由于不考慮阻尼的存在，a22=0，則由a24＞0即可判斷導彈是縱向動態穩定的.

3 控制回路設計及性能分析

美國X-43A驗證機縱向通道采用法向過載自動駕駛儀和攻角控制自動駕駛儀切換控制.在驗證機上升、轉彎以及下降階段采用法向過載控制，在驗證機發動機工作階段轉為攻角反饋控制以實現對攻角的精確控制.橫側向通過協調轉彎控制來限制側滑角［10－11］.

為了實現高精度的攻角控制，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動，設計了這兩種控制回路.

3.1 攻角反饋控制

攻角反饋控制包括角速率增穩回路和攻角反饋回路，其結構如圖4所示.

圖4 攻角控制駕駛儀結構框圖

根據飛行器小擾動線性化模型［12］，其縱向傳遞函數為

攻角反饋閉環傳遞函數為

由極點配置方法可得

對初步計算所得的增益加以調節，如圖5分別給出Ma=4、6、8時攻角反饋控制的時域特性和頻域特性.

由圖6可以看出，各個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，內回路由姿態角速率和偽姿態角反饋回路組成，外回路由法向過載反饋組成.

圖5 各個主設計點攻角反饋控制回路時域特性

圖7 法向過載控制駕駛儀結構框圖

飛行器縱向傳遞函數為

法向過載回路設計采用阻尼回路簡化模型，得到法向過載回路傳遞函數為

式中:ny為法向過載;Ey為角速率反饋回路輸入指令.

根據閉環系統傳遞函數陣的極點配置方法有

由此解出控制增益k1，k2分別為

對初步計算所得的增益加以調節，則圖8、9分別給出Ma=4、6、8時攻角反饋控制的時域特性和頻域特性.

圖8 各個主設計點法向過載反饋回路時域特性

圖9 各個主設計點法向過載反饋回路頻域特性

由圖8、9可以看出，各個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 結論

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

2)由計算得到的飛行器縱向動力系數可得該飛行器是縱向動態穩定的.

3)在對攻角反饋和法向過載反饋控制回路的設計和分析中，分別得到一定Ma條件下的時域和頻域結果.由該結果可以看到，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)