高超聲速飛行器先進(jìn)氣動布局的設(shè)計原理研究

杜 濤，陳 宇，蔡巧言，吳彥森

(1.北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076;2.中國運載火箭技術(shù)研究院研發(fā)中心，北京 100076)

高超聲速飛行器先進(jìn)氣動布局的設(shè)計原理研究

杜 濤1，*，陳 宇1，蔡巧言2，吳彥森1

(1.北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076;2.中國運載火箭技術(shù)研究院研發(fā)中心，北京 100076)

隨著新一代高超飛行器性能的要求越來越高，飛行性能提高和可操縱性下降之間矛盾問題凸顯出來，傳統(tǒng)的三通道靜穩(wěn)定設(shè)計判據(jù)，所能提供的設(shè)計區(qū)域非常狹窄，以往通過犧牲飛行性能確保操作性的做法已經(jīng)不可取。為此需要探索新型的氣動布局設(shè)計準(zhǔn)則，擴寬可用設(shè)計區(qū)域，為設(shè)計高性能的飛行器創(chuàng)造條件。國外的經(jīng)驗表明，將橫航向作為一個整體設(shè)計是一種可行的設(shè)計思路，Cnβ-dyn和LCDP參數(shù)對飛行器的橫航向的開環(huán)和閉環(huán)模態(tài)特性能夠進(jìn)行可靠的劃分，采用上述參數(shù)的組合可以作為先進(jìn)氣動布局的設(shè)計判據(jù)。在本文中，通過上訴組合參數(shù)極性劃分了不同區(qū)域，以某一典型飛行器作為研究對象，開展了不同區(qū)域的開環(huán)模態(tài)特性，并采用根軌跡法，研究偏航角速率、滾轉(zhuǎn)角速率和側(cè)滑角反饋信號分別單獨作用于航向通道和橫向通道的6種閉環(huán)響應(yīng)特性。研究結(jié)果顯示，飛行器的可操作性和不同信號的閉環(huán)反饋特性同劃分區(qū)域是緊密相關(guān)的。這種區(qū)域劃分可以為高性能飛行器的設(shè)計提供一種設(shè)計方向性的指導(dǎo)。

高超飛行器;氣動布局;穩(wěn)定判據(jù)

0 引言

現(xiàn)代高超聲速飛行器的發(fā)展方向是更遠(yuǎn)的滑翔距離和優(yōu)越的機動性能，飛行器的高升阻比是實現(xiàn)上述目標(biāo)的關(guān)鍵［1］。以升阻比作為單純的優(yōu)化指標(biāo)，設(shè)計高升阻比氣動布局并不是一件困難的事情。然而工程實際問題是，在滿足高升阻比的同時，其他專業(yè)開展設(shè)計所需要的諸如穩(wěn)定性和容積空間等性能也能“良好”。傳統(tǒng)設(shè)計流程中，在根據(jù)任務(wù)要求達(dá)到預(yù)期升阻比后，采用“三軸靜穩(wěn)定”的設(shè)計準(zhǔn)則，即要求縱向、橫向和航向三個通道靜穩(wěn)定(Cmα＜0，Clβ＜0，Cnβ＜0)，各自的氣動操縱面能夠獨立滿足三個通道的穩(wěn)定和操縱的要求。在低升阻比高超飛行器的設(shè)計上取得了良好結(jié)果。但是在高升阻比飛行器的設(shè)計上，結(jié)果差強人意。表現(xiàn)為飛行器的升阻比提高的同時，穩(wěn)定性和可操縱性能下降嚴(yán)重，高性能飛行器“難以操縱”。為了彌合這種矛盾，迫使設(shè)計上以降低飛行器的性能以彌補穩(wěn)定性和操縱性的惡化。維持可用的穩(wěn)定性和操縱性成為提高飛行器性能的掣肘。這種矛盾是有深刻原因的，是必然伴隨高升阻比飛行器的設(shè)計［2］。先進(jìn)高超聲速飛行器的設(shè)計方法研究，就要解決飛行性能提高的同時，飛行器仍然具有良好的穩(wěn)定性和操縱性。

圖1 高超聲速再入飛行器方案(洛瑪公司方案和波音公司方案)Fig.1 Hypersonic entry glide vehicle configuration (Lockheed Martin projection and Boeing projection)

美國在高超飛行器研制的起步階段，也是采用三通道靜穩(wěn)定設(shè)計方法［3］。始于20世紀(jì)50年代的大量高超工程研制實踐中，暴露出上述設(shè)計方法的局限性。起初，工程界也試圖采用腹鰭［4］、翼尖垂尾［5］等補救措施，以犧牲總體性能為代價維持必需的穩(wěn)定性，實踐證明是不成功的。就此開始了先進(jìn)設(shè)計準(zhǔn)則的探索工作。1958年，Moul和Paulson［6］針對當(dāng)時的高超聲速滑翔飛行器(hypersonic glider)的布局設(shè)計工作，首次提出了Cnβ-dyn和LCDP(Lateral Control Departure Parameter)的概念?；舅枷胧菍M航向作為一個整體考慮，利用通道之間的關(guān)聯(lián)作用，重新定義飛行器的穩(wěn)定性，突破航向靜穩(wěn)定狹窄的局限。隨后在X－2的飛行事故分析中，工程師發(fā)現(xiàn)正是因為違反了LCDP穩(wěn)定性要求，造成了飛行器在向更高馬赫數(shù)飛行中失去了控制，標(biāo)志工程界認(rèn)識到耦合穩(wěn)定性的工程意義［7］，指引了美國高超飛行器氣動設(shè)計的未來發(fā)展方向。1971年，Johnston等人提出第一個關(guān)聯(lián)型和嚴(yán)格化的飛行器失控敏感性判據(jù):Cnβ-dyn－LCDP判據(jù)(Bihrle-Weissman判據(jù))［4］。1972年，Weissman在文獻(xiàn)［8-9］中，發(fā)展了飛行器失控敏感性判據(jù)——Weissman圖，采用了飛行器的開環(huán)橫/航向動態(tài)穩(wěn)定性參數(shù) Cnβ-dyn和橫向操縱滾轉(zhuǎn)反逆參數(shù)LCDP的組合判據(jù)，可有效的預(yù)測在失速情況下的分離特性和轉(zhuǎn)動特性。這一工作奠定了70年代以后美國高超飛行器設(shè)計的理論基礎(chǔ)和方法。新理論突破了航向靜穩(wěn)定對飛行器設(shè)計的掣肘，擴展了飛行器穩(wěn)定性設(shè)計的可用區(qū)域，為獲得高性能高超飛行器的設(shè)計創(chuàng)造了良好的條件。航天飛機的氣動布局是第一個應(yīng)用的飛行器［4］，隨后美國的高超聲速飛行器的氣動布局設(shè)計，基本上都依賴于上述理論。近些年來，也在探索新型的其他高超穩(wěn)定性判據(jù)，作為氣動布局設(shè)計的依據(jù)［3，11-17］，有些方法與 Weissman圖等價，有些方法還處于學(xué)術(shù)探索階段，工程應(yīng)用的前景不明朗。

目前從公開文獻(xiàn)中，可用看到Cnβ-dyn和LCDP判據(jù)的表達(dá)形式和應(yīng)用實例，但是公開文獻(xiàn)并沒有給出判據(jù)的應(yīng)用邊界、不同區(qū)域?qū)?yīng)飛行力學(xué)特性，對操穩(wěn)設(shè)計所需資源重新匹配的要求。這些問題不解決，也就無法明確飛行器設(shè)計的相關(guān)專業(yè)需要做出適應(yīng)新方法的調(diào)整，從而不能指導(dǎo)工程設(shè)計。日本在這方面有深刻的教訓(xùn)，從20世紀(jì)90年代初期開展HOPEX高超飛行器的氣動布局設(shè)計，但是直到2001年才掌握先進(jìn)布局設(shè)計方法，對氣動布局方案作出重大調(diào)整，放棄了此前數(shù)年耗費了大量設(shè)計資源完成的翼尖垂尾方案，重新開始背雙垂尾布局的設(shè)計工作［18］。

從21世紀(jì)開始，國內(nèi)的工程界和理論界逐步意識了先進(jìn)氣動布局設(shè)計理論的重要性。莊逢甘和張魯明等［19-20］在國內(nèi)首次引入了Weissman圖概念，并分析了該方法對高超飛行器設(shè)計的意義。吳了泥和黃一敏等在重復(fù)使用運載器返回段橫側(cè)向控制設(shè)計中，采用LCDP和Cnβ-dyn概念開展分析，并明確了上述概念對控制系統(tǒng)設(shè)計的物理意義［21］。

目前，工程應(yīng)用上需要首先回答的是新的穩(wěn)定定義劃分區(qū)域的動力學(xué)特性，以及同相關(guān)設(shè)計專業(yè)的關(guān)聯(lián)，上述問題如果能夠從理論上得到解答，就能夠明確先進(jìn)判據(jù)在工程應(yīng)用上的邊界和對相關(guān)專業(yè)的技術(shù)要求，從而構(gòu)建起應(yīng)用的整體框架和設(shè)計流程。在本文中將采用Cnβ-dyn－LCDP判據(jù)的正負(fù)極性對飛行器的特性劃分為四個區(qū)域，然后以某典型飛行器作為研究對象，研究飛行器分別處于三個區(qū)域中的典型狀態(tài)的動力學(xué)特性，采用根軌跡法，研究偏航角速率、滾轉(zhuǎn)角速率和側(cè)滑角反饋信號分別單獨作用于航向通道和橫向通道的響應(yīng)特性，探討Cnβ-dyn和LCDP判據(jù)劃分區(qū)域?qū)?yīng)的飛行力學(xué)特性和反饋響應(yīng)特性的變化，以明確劃分區(qū)域的動力性特性和對氣動布局設(shè)計的指導(dǎo)意義。

1 Cnβ_dyn和LCDP參數(shù)介紹

Cnβdyn(Dynamic Directional Stability Parameter)和LCDP(Lateral Control Departure Parameter)參數(shù)的定義如下:

偏航動態(tài)穩(wěn)定性參數(shù):

橫向操縱滾轉(zhuǎn)反逆參數(shù):

Ix和Iy分別表示橫向轉(zhuǎn)動慣量和航向轉(zhuǎn)動慣量，Cl和Cn表示滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩，腳標(biāo)β表示對應(yīng)力矩對側(cè)滑角的導(dǎo)數(shù)，腳標(biāo)δr表示副翼操縱引起對應(yīng)力矩導(dǎo)數(shù)。關(guān)于上述參數(shù)的物理意義，可以參見文獻(xiàn)［19，21］，這里不詳細(xì)介紹。

需要指出的是，參數(shù)的具體表達(dá)形式和極性同坐標(biāo)系密切相關(guān)。在本文中，將采用x朝前，y軸對稱面朝上的坐標(biāo)系，橫航向的靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)為負(fù)表示穩(wěn)定。偏航動態(tài)穩(wěn)定性參數(shù)反應(yīng)了飛行器繞速度矢量的航向穩(wěn)定性，小于零表示穩(wěn)定，大于零不穩(wěn)定;后者表示橫向通道在副翼操縱下的響應(yīng)極性，判據(jù)考慮到了橫航向靜穩(wěn)定性的影響。

在本文的坐標(biāo)系中，兩者極性的劃分都是以正負(fù)進(jìn)行區(qū)分。這樣我們在飛行器特性上就可以得到如下四個狀態(tài):

這四個狀態(tài)的穩(wěn)定性的劃分，反饋作用下的響應(yīng)特性，對飛行器氣動布局設(shè)計的意義，將是本文的研究重點。

2 分析對象和分析方法

本文以類似圖1洛瑪公司方案的高超飛行器作為分析對象，以前敘的劃分方式，開展對應(yīng)的橫航向通道的模態(tài)和閉環(huán)特性的分析。采用基于瞬時平衡化的小偏差橫航向方程作為分析的動力學(xué)模型:

其中，g重力加速度，V飛行速度，σ彈道偏角，β側(cè)滑角，γ滾動角，θ彈道傾角，ψ偏航角，ω表示繞飛行器的角速度，腳標(biāo)表示轉(zhuǎn)動的軸，δ表示舵偏轉(zhuǎn)動角，腳標(biāo)ψ表示方向通道，γ表示滾動通道。c和b表示對應(yīng)腳標(biāo)的系數(shù)。

根據(jù)Cnβ_dyn和LCDP參數(shù)的正負(fù)，將對象劃分四種狀態(tài)。該布局的全部特性只存在三種狀態(tài)，各自選取一個代表作為分析對象(表1)。該三個特征點的分布給出在圖2中。Cnβ_dyn＞0、LCDP＜0狀態(tài)在該飛行器的氣動特性數(shù)據(jù)庫中不存在，事實上此狀態(tài)在布局設(shè)計上出現(xiàn)的可能性比較小，后面會給出說明。

圖2 特征點的Cnβ_dyn-LCDP聯(lián)合分布Fig.2 Characteristic points for Cnβ_dyn-LCDP joint distribution

表1 三個典型狀態(tài)Table 1 Three typical status

圖3 狀態(tài)1的橫航向模態(tài)Fig.3 Directional-lateral mode for status 1

圖4 狀態(tài)2的橫航向模態(tài)Fig.4 Directional-lateral mode for status 2

圖5 狀態(tài)3的橫航向模態(tài)Fig.5 Directional-lateral mode for status 3

圖3～圖5依次給出上述三個狀態(tài)的橫航向模態(tài)的分布圖。從圖中可以看出，橫航向運動可能存在一對短周期振蕩模態(tài)(荷蘭滾模態(tài))、一個短周期單調(diào)模態(tài)(快速滾轉(zhuǎn)模態(tài))和一個長周期單調(diào)模態(tài)(螺旋模態(tài))。

從上面的分析可以看出:

(1)當(dāng)Cnβdyn＜0，LCDP＜0時，橫航向具有三個模態(tài):一個穩(wěn)定長周期單調(diào)模態(tài)、一個穩(wěn)定短周期單調(diào)模態(tài)、一對穩(wěn)定振蕩模態(tài)。

(2)當(dāng)Cnβdyn＜0，LCDP＞0時，橫航向具有三個模態(tài):一個穩(wěn)定長周期單調(diào)模態(tài)、一個穩(wěn)定短周期單調(diào)模態(tài)、一對不穩(wěn)定振蕩模態(tài)。

(3)當(dāng)Cnβdyn＞0，LCDP＞0時，橫航向具有四個模態(tài):兩個穩(wěn)定長周期單調(diào)模態(tài)、一個穩(wěn)定短周期單調(diào)模態(tài)、一個不穩(wěn)定單調(diào)模態(tài)。

3 單通道反饋作用下的閉環(huán)特性

上一章節(jié)分析了飛行器三個典型狀態(tài)的開環(huán)特性。在本章節(jié)中，將分析三個典型狀態(tài)的閉環(huán)特性，通過反饋提高阻尼和穩(wěn)定性。通常橫航向的反饋信號包括:偏航角速率、滾轉(zhuǎn)角速率和側(cè)滑角信號，這些反饋信號可以分別單獨作用于航向通道和橫向通道，因此總共會有6種類型。下面將采用根軌跡法，依次分析各種反饋類型下飛行器模態(tài)特性的變化。

偏航通道反饋偏航角速率是經(jīng)典的反饋方式，能夠有效實現(xiàn)增穩(wěn)。三個典型狀態(tài)應(yīng)用偏航通道反饋偏航角速率依次給出在圖6～圖8中可知:

對于狀態(tài)1，引入偏航角速率反饋后可以使得短周期振蕩模態(tài)遠(yuǎn)離虛軸，靠近實軸，從而提高短周期振蕩模態(tài)的頻率和阻尼，但是短周期單調(diào)模態(tài)和長周期單調(diào)模態(tài)均向虛軸靠近，穩(wěn)定性降低。

圖6 Δy1→Δδψ時根軌跡圖(狀態(tài)1)Fig.6 Root locus diagram for Δy1→Δδψfeedback(status 1)

圖7 Δy1→Δδψ時根軌跡圖(狀態(tài)2)Fig.7 Root locus diagram for Δy1→Δδψfeedback(status 2)

圖8 Δy1→Δδψ時根軌跡圖(狀態(tài)3)Fig.8 Root locus diagram for Δy1→Δδψfeedback(status 3)

對于狀態(tài)2，引入偏航角速率反饋后可以使得不穩(wěn)定振蕩模態(tài)進(jìn)入左半平面實現(xiàn)穩(wěn)定，短周期單調(diào)模態(tài)遠(yuǎn)離虛軸，穩(wěn)定性提高，長周期單調(diào)模態(tài)遠(yuǎn)離虛軸，穩(wěn)定性提高。

對于狀態(tài)3，引入偏航角速率反饋后不能使得不穩(wěn)定單調(diào)模態(tài)進(jìn)入左半平面實現(xiàn)穩(wěn)定。

3.2 偏航通道反饋側(cè)滑角Δβ→Δδψ

偏航通道反饋側(cè)滑角也可以實現(xiàn)增穩(wěn)。三個典型狀態(tài)應(yīng)用偏航通道反饋側(cè)滑角的根軌跡圖給出在圖9～圖11中可知:

對于狀態(tài)1，引入側(cè)滑角角反饋可以增大短周期振蕩模態(tài)的頻率，短周期振蕩模態(tài)的阻尼逐漸增大，但是，要取得明顯的效果需要較高的反饋增益。

圖9 Δβ→Δδψ時根軌跡圖(狀態(tài)1)Fig.9 Root locus diagram for Δβ→Δδψfeedback(status 1)

圖10 Δβ→Δδψ時根軌跡圖(狀態(tài)2)Fig.10 Root locus diagram for Δβ→Δδψfeedback(status 2)

圖11 Δβ→Δδψ時根軌跡圖(狀態(tài)3)Fig.11 Root locus diagram for Δβ→Δδψfeedback(status 3)

對于狀態(tài)2，引入側(cè)滑角角反饋可以使得不穩(wěn)定振蕩模態(tài)進(jìn)入左半平面實現(xiàn)穩(wěn)定，短周期單調(diào)模態(tài)靠近虛軸，穩(wěn)定性降低，長周期單調(diào)模態(tài)變化不大，但是，要取得明顯的效果，需要較高的反饋增益。

對于狀態(tài)3，引入側(cè)滑角角反饋可以使得不穩(wěn)定單調(diào)模態(tài)進(jìn)入左半平面實現(xiàn)穩(wěn)定，長短周期單調(diào)模態(tài)逐漸變?yōu)橐粚φ袷幠B(tài)，但是，要取得明顯的效果，需要較高的反饋增益。

可以注意到狀態(tài)1與狀態(tài)2根軌跡特性類似，說明該通道反饋拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)與Cnβ-dyn的正負(fù)關(guān)系密切。反饋側(cè)滑角到方向舵不能明顯改善航向穩(wěn)定性，盡管最終能夠使得振蕩模態(tài)趨于穩(wěn)定，但是增穩(wěn)所需增益非常大，在工程上是無法實現(xiàn)的。

3.3 滾動通道反饋滾動角速率Δωx1→Δδγ

通常滾轉(zhuǎn)通道反饋滾動角速率用來增強滾轉(zhuǎn)操縱響應(yīng)性能，這是傳統(tǒng)的設(shè)計思路。但是在高超聲速下該增穩(wěn)通道卻存在獨特的根軌跡拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)。三個典型狀態(tài)應(yīng)用滾動通道反饋滾動角速率依次給出在圖12～圖14中可知:

對于狀態(tài)1，引入滾動角速率反饋后存在一對二階零點，與振蕩模態(tài)靠近，因而反饋增穩(wěn)后對于振蕩模態(tài)的影響不大，同時單調(diào)穩(wěn)定模態(tài)的穩(wěn)定性隨反饋增益明顯改善，從而增強了滾轉(zhuǎn)操縱的響應(yīng)特性。

圖12 Δωx1→Δδγ時根軌跡圖(狀態(tài)1)Fig.12 Root locus diagram for Δωx1→Δδγfeedback(status 1)

圖13 Δωx1→Δδγ時根軌跡圖(狀態(tài)2)Fig.13 Root locus diagram for Δωx1→Δδγfeedback(status 2)

圖14 Δωx1→Δδγ時根軌跡圖(狀態(tài)3)Fig.14 Root locus diagram for Δωx1→Δδγfeedback(status 3)

對于狀態(tài)2，引入滾動角速率反饋可以使得不穩(wěn)定的荷蘭滾模態(tài)勉強進(jìn)入左半平面實現(xiàn)穩(wěn)定，不過增益很大，短周期單調(diào)模態(tài)遠(yuǎn)離虛軸，穩(wěn)定性提高，長周期單調(diào)模態(tài)影響不大。

對于狀態(tài)3，引入滾動角速率反饋不能使得不穩(wěn)定振蕩模態(tài)進(jìn)入左半平面實現(xiàn)穩(wěn)定。

3.4 滾動通道反饋側(cè)滑角Δβ→Δδγ

通過滾動通道反饋側(cè)滑角實現(xiàn)增穩(wěn)。三個典型狀態(tài)應(yīng)用滾動通道反饋側(cè)滑角依次給出在圖15～圖17中可知:

對于狀態(tài)1，引入側(cè)滑角反饋使得穩(wěn)定振蕩模態(tài)進(jìn)入右半平面變得不穩(wěn)定。

圖15 Δβ→Δδγ時根軌跡圖(狀態(tài)1)Fig.15 Root locus diagram for Δβ→Δδγfeedback(status 1)

圖16 Δβ→Δδγ時根軌跡圖(狀態(tài)2)Fig.16 Root locus diagram for Δβ→Δδγfeedback(status 2)

圖17 Δβ→Δδγ時根軌跡圖(狀態(tài)3)Fig.17 Root locus diagram for Δβ→Δδγfeedback(status 3)

對于狀態(tài)2，引入側(cè)滑角反饋不能使得不穩(wěn)定振蕩模態(tài)進(jìn)入左半平面實現(xiàn)穩(wěn)定。

對于狀態(tài)3，引入側(cè)滑角反饋不能使得不穩(wěn)定振蕩模態(tài)進(jìn)入左半平面實現(xiàn)穩(wěn)定。

3.5 偏航通道反饋滾動角速度Δωx1→Δδψ

通過偏航通道反饋滾動角速率實現(xiàn)增穩(wěn)。三個典型狀態(tài)的偏航通道反饋滾動角速率的根軌跡圖依次給出在圖18～圖20中可知:

對于狀態(tài)1，引入滾動角速率反饋雖然可以增強長周期滾動模態(tài)的穩(wěn)定性，但是，并不能增強荷蘭滾模態(tài)的穩(wěn)定性，隨著增益增大將進(jìn)入到右半平面。

圖18 Δωx1→Δδψ時根軌跡圖(狀態(tài)1)Fig.18 Root locus diagram for Δωx1→Δδψfeedback(status 1)

圖19 Δωx1→Δδψ時根軌跡圖(狀態(tài)2)Fig.19 Root locus diagram for Δωx1→Δδψfeedback(status 2)

圖20 Δωx1→Δδψ時根軌跡圖(狀態(tài)3)Fig.20 Root locus diagram for Δωx1→Δδψfeedback(status 3)

對于狀態(tài)2，引入滾動角速率反饋可以使得不穩(wěn)定的荷蘭滾模態(tài)進(jìn)入左半平面實現(xiàn)穩(wěn)定，但是，長周期單調(diào)模態(tài)將向虛軸靠近進(jìn)入右半平面，導(dǎo)致系統(tǒng)不穩(wěn)定。

對于狀態(tài)3，引入滾動角速率反饋不能使得不穩(wěn)定單調(diào)模態(tài)進(jìn)入左半平面實現(xiàn)穩(wěn)定。

3.6 滾動通道反饋偏航角速度Δωy1→Δδγ

通過滾轉(zhuǎn)通道反饋偏航角速率實現(xiàn)增穩(wěn)。三個典型狀態(tài)的滾轉(zhuǎn)通道反饋偏航角速率的根軌跡圖依次給出在圖21～圖23中可知:

對于狀態(tài)1，引入偏航角速率反饋使得短周期振蕩模態(tài)遠(yuǎn)離虛軸，靠近實軸，從而提高短周期振蕩模態(tài)的頻率和阻尼，但是短周期單調(diào)模態(tài)和長周期單調(diào)模態(tài)均向虛軸靠近，穩(wěn)定性降低。

圖21 Δωy1→Δδγ時的根軌跡圖(狀態(tài)1)Fig.21 Root locus diagram for Δωy1→Δδγfeedback(status 1)

圖22 Δωy1→Δδγ時的根軌跡圖(狀態(tài)2)Fig.22 Root locus diagram for Δωy1→Δδγfeedback(status 2)

圖23 Δωy1→Δδγ時的根軌跡圖(狀態(tài)3)Fig.23 Root locus diagram for Δωy1→Δδγfeedback(status 3)

對于狀態(tài)2，引入偏航角速率反饋可以使得不穩(wěn)定振蕩模態(tài)進(jìn)入左半平面實現(xiàn)穩(wěn)定，但是短周期單調(diào)模態(tài)接近虛軸，穩(wěn)定性降低。

對于狀態(tài)3，引入偏航角速率反饋不能使得不穩(wěn)定單調(diào)模態(tài)進(jìn)入左半平面實現(xiàn)穩(wěn)定。

第一，采用AUT檢測：AUT理論上來說可以檢測，利用A掃描來完成。由于TOFD存在固有檢測盲區(qū)2～3mm，所以AUT如果檢測根焊TOFD不需要使用。存在問題及難點：“金口”由于占整體管道數(shù)量極小，采用AUT檢測需要準(zhǔn)備的很多，軌道、對比試塊（加工難度較大，估計價格在3.2萬元左右），設(shè)備的利用率，技術(shù)參數(shù)設(shè)置（大量試驗，成本嚴(yán)重增加）。由于“金口”組對是質(zhì)量的重中之重，所以組對的對口間隙、焊縫上下寬度等對檢測影響較大，端角反射會極為強烈，不利于判定和操作。從技術(shù)角度來說，AUT適合批量、焊接成形有規(guī)律、坡口角度、寬度固定（偏差極?。┑暮缚p，所以不推薦使用AUT。

4 閉環(huán)特性的綜合分析

三種典型狀態(tài)自身的模態(tài)特性和反饋作用下響應(yīng)的差異性，表明Cnβ-dyn和LCDP參數(shù)是能夠比較準(zhǔn)確刻劃飛行器的性能。采用本方法也分析過其他高超飛行器，根軌跡的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)基本一致，飛行器外形變化不會影響主要結(jié)論。兩個參數(shù)的表達(dá)形式簡單，應(yīng)用簡便，符合作為布局方案設(shè)計的判據(jù)的使用要求。

按照傳統(tǒng)的航向靜穩(wěn)定性的要求開展高超聲速氣動布局設(shè)計，主要采取增大方向舵的面積或增加迎風(fēng)腹鰭等措施，這是以犧牲飛行器的升阻比為代價。而高超飛行器往往出于減小熱流的目的，會要求保持大攻角飛行，此時方向舵將處于背風(fēng)區(qū)，航向穩(wěn)定性會隨著攻角的增加，大幅度下降。因此高超飛行器設(shè)計中，提高航向靜穩(wěn)定性是一個非常困難的事情。采用Cnβ-dyn判據(jù)后，從飛行器Cnβ-dyn分布圖就可以看到，由于飛行器一般都能獲得良好的橫向靜穩(wěn)性，滾轉(zhuǎn)通道的靜穩(wěn)定性可以彌補航向靜穩(wěn)定性的不足。因此Cnβ-dyn相對于傳統(tǒng)的航向靜穩(wěn)定性設(shè)計判據(jù)是一個更加寬松的設(shè)計判據(jù)，放寬了航向靜穩(wěn)定性的要求，一定程度的航向靜不穩(wěn)定也可以接受，這樣飛行器的氣動布局設(shè)計環(huán)境變得寬松。采用Cnβ-dyn判據(jù)，可以看到飛行器的航向穩(wěn)定性幾乎不是問題，對于大攻角尤是如此。

圖24 飛行器航向靜穩(wěn)定分布Fig.24 Weathercock stability characteristic for hypersonic vehicle

Cnβ-dyn的分布對荷蘭滾模態(tài)有著深刻的影響。只要Cnβ-dyn穩(wěn)定，即使開環(huán)的荷蘭滾模態(tài)不穩(wěn)定，也可以通過適當(dāng)?shù)拈]環(huán)反饋穩(wěn)定。從上述的閉環(huán)分析，航向通道的航向速率、滾轉(zhuǎn)速率和側(cè)滑角反饋可以使得荷蘭滾模態(tài)進(jìn)入左半平面穩(wěn)定，并能改善阻尼。滾轉(zhuǎn)通道的反饋對于改善短周期單調(diào)模態(tài)(快速滾轉(zhuǎn)模態(tài))有著正面的影響。

在保證Cnβ-dyn穩(wěn)定的條件下，一定程度的滾轉(zhuǎn)反逆可以通過合適的反饋進(jìn)行增穩(wěn)。因此，在相應(yīng)提高控制系統(tǒng)設(shè)計要求的條件下，可以允許氣動布局設(shè)計上出現(xiàn)適度的滾轉(zhuǎn)反逆。選擇合適的閉環(huán)反饋使得布局可控。這樣就進(jìn)一步放寬了氣動布局設(shè)計的限制性條件。

當(dāng)在飛行彈道中出現(xiàn)LCDP極性變化時候，意味著飛行器的滾轉(zhuǎn)控制會出現(xiàn)“反向操縱”。美國航天飛機在在方案階段嘗試過在LCDP變號處通過控制系統(tǒng)極性反號來解決極性問題，但是最終還是放棄了該方案［6］。因為由于氣動特性存在誤差，無法準(zhǔn)確的給出極性變化的時刻，這樣控制系統(tǒng)做出切換時機的判斷非常困難，系統(tǒng)存在失控的危險。

Cnβ-dyn和LCDP同時不穩(wěn)定的情況，通過上述分析可以看到，模態(tài)有著完全不同的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)，蛻化后的不穩(wěn)定單調(diào)模態(tài)趨于非最小相位零點，從而系統(tǒng)更加不穩(wěn)定。單獨反饋無法有效提高模態(tài)穩(wěn)定性。Cnβ-dyn和LCDP同時不穩(wěn)定的氣動布局，會給穩(wěn)定設(shè)計和控制系統(tǒng)設(shè)計造成巨大困難，在目前的設(shè)計能力下，幾乎是無法克服的困難。因此，在氣動布局設(shè)計初期和總體的小回路設(shè)計階段，要剔除掉這樣的飛行狀態(tài)，不允許上述的飛行狀態(tài)出現(xiàn)。

5 總結(jié)

針對新一代高超飛行器性能越來越高的要求，需要發(fā)展新型的氣動布局設(shè)計判據(jù)，以擺脫性能提高和操縱性下降之間的惡性關(guān)系。力求建立一種新型的能夠滿足氣動布局設(shè)計和總體小回路設(shè)計需求的簡單、實用和具有可操縱性的設(shè)計判據(jù)。通過對典型飛行器不同Cnβ-dyn和LCDP特性的橫航向開環(huán)和閉環(huán)模態(tài)特性劃分，研究了根軌跡的特性，探索上述參數(shù)作為新型氣動布局設(shè)計判據(jù)的可行性。通過初步的分析，得到:

Cnβ-dyn能夠做為一種比單通道穩(wěn)定性判據(jù)的Cnβ更加寬松的航向布局航向穩(wěn)定性設(shè)計準(zhǔn)則，而LCDP的極性可以做為滾轉(zhuǎn)控制性能的選擇參數(shù)，兩者共同劃分飛行器的性能，作為方案階段氣動布局設(shè)計的依據(jù)。

下一步還將開展深入的研究工作，進(jìn)一步討論區(qū)域劃分對控制特性的影響，探討重力因素、動壓等多重因素對飛行器穩(wěn)定邊界的影響，開展多重反饋作用和舵面聯(lián)合控制作用下的閉環(huán)模態(tài)特性，探索解決滾轉(zhuǎn)操縱反逆的設(shè)計新方法。

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Research on aerodynamic configuration design principle for advanced hypersonic vehicle

Du Tao1，*，Chen Yu1，Cai Qiaoyan2，Wu Yansen1
(1.Beijing Institute of Astronautics System Engineering，Beijing 100076，China; 2.CALT Research＆Development Center，Beijing 100076，China)

The contradiction between the higher performance and the humble controllability becomes more and more serious as higher and higher flight performance is required，the traditional three-axis static stability principle is not appropriate to the configuration design for new generation hypersonic vehicle，whose flight performance requirement will exasperate the control performance.It is necessary to explore a new configuration design principle，which expands the available design space and creates possibilities for higher performance hypersonic vehicle.In the new method，the lateral and directional performance is dealt with as a unity.From the overseas experience，Cnβ-dyn(Dynamic Directional Stability Parameter) and LCDP(Lateral Control Departure Parameter)can be used to classify the open-loop and close-loop lateral-directional model characteristic well and truly，which can be adopted as the advanced criterion for aerodynamic configuration design.According to the combination of Cnβ-dynand LCDP，three typical states of a certain hypersonic vehicle are research objects，and open-loop mode characteristic and close-loop mode characteristic for six kinds of feedback performance are investigated with root locus method in this paper.Elementary result shows the controllability and close-loop feedback characteristic are closely connected with different areas divided by these two combination parameters，and Cnβ-dynand LCDP parameter can be used as the aerodynamic configuration design criterion.

hypersonic vehicle;aerodynamic configuration;stability principle

V211.3

Adoi:10.7638/kqdlxxb-2013.0106

0258-1825(2015)04-0501-09

2013-11-18;

2014-01-15

杜濤*(1973-)，男，四川綿陽人，博士，高級工程師，主要從事高超聲速空氣動力學(xué)、飛行器氣動布局、熱環(huán)境預(yù)測等方面研究.E-mail:dutao_calt@yahoo.com

杜濤，陳宇，蔡巧言，等.高超聲速飛行器先進(jìn)氣動布局的設(shè)計原理研究［J］.空氣動力學(xué)學(xué)報，2015，33(4):501-509.

10.7638/kqdlxxb-2013.0106 Du T，Chen Y，Cai Q Y，et al.Research on aerodynamic configuration design principle for advanced hypersonic vehicle［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2015，33(4):501-509.