高超聲速飛行器操縱性/控制律一體化設(shè)計(jì)方法

尉建利，王 聰，葛穎琛，閆 杰

(西北工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院，西安 710072)

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高超聲速飛行器操縱性/控制律一體化設(shè)計(jì)方法

尉建利，王 聰，葛穎琛，閆 杰

(西北工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院，西安 710072)

高超聲速飛行器主要飛行階段包括助推分離段、巡航段和下降段，在分離段操縱面的任務(wù)是快速抑制分離擾動(dòng)，而巡航段主要用于高精度姿態(tài)控制。針對(duì)分離段和巡航段對(duì)舵面操縱性要求差別較大的特點(diǎn)，本文探討從滿足控制要求的角度對(duì)操縱面尺寸進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)的方法，即操縱性/控制律一體化設(shè)計(jì)。采用最優(yōu)控制方法對(duì)飛行器自動(dòng)駕駛儀增益進(jìn)行優(yōu)化，并基于多目標(biāo)遺傳算法的并行子空間優(yōu)化方法，得到了高超聲速飛行器最優(yōu)舵面外形尺寸和相應(yīng)的控制律。仿真結(jié)果表明，最優(yōu)舵面在分離段能夠快速抑制分離擾動(dòng)對(duì)飛行器姿態(tài)的影響，并將飛行器姿態(tài)迅速調(diào)整到發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火窗口；在巡航段能夠快速抑制陣風(fēng)干擾對(duì)飛行器姿態(tài)的影響，穩(wěn)定飛行器姿態(tài)，為高超聲速飛行器操縱性設(shè)計(jì)提供了依據(jù)。

高超聲速飛行器；操縱性; 控制律;一體化設(shè)計(jì)

0 引言

高超聲速飛行器是指飛行速度在5倍聲速以上，在大氣層或跨大氣層實(shí)現(xiàn)高速遠(yuǎn)程飛行的飛行器，其典型特征是使用超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)。超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)點(diǎn)火和工作條件的要求相當(dāng)苛刻，由于其需要在較高的馬赫數(shù)和一定的動(dòng)壓條件下才能點(diǎn)燃，因此目前的高超聲速巡航飛行器均使用助推器。高超聲速飛行器由于要抑制分離擾動(dòng)，并使飛行器快速達(dá)到?jīng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作要求的姿態(tài)，通常使用有較高操縱效率的全動(dòng)舵面；而在巡航段，飛行器控制的首要目的是保證超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作所需的最優(yōu)姿態(tài)條件，大約是平衡攻角±2°，側(cè)滑角±2°，否則發(fā)動(dòng)機(jī)將熄火，且飛行器姿態(tài)越接近設(shè)計(jì)值，燃料燃燒越充分，發(fā)動(dòng)機(jī)工作性能越好，因此在巡航段需要進(jìn)行高精度姿態(tài)控制。由于這兩個(gè)階段對(duì)操縱性的需求差別較大，這就需要找到最優(yōu)操縱性的設(shè)計(jì)方法，使其能對(duì)飛行器各階段的控制效果達(dá)到最優(yōu)，為此本文提出了高超聲速飛行器操縱性/控制律一體化設(shè)計(jì)的方法。

操縱性/控制律一體化設(shè)計(jì)方法在常規(guī)飛行器設(shè)計(jì)中已進(jìn)行了部分研究，目前主要有2種方法進(jìn)行解決：一是采用多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化(MDO)的方法[1]，主要有并行子空間(CSSO)，協(xié)同優(yōu)化(CO)，單學(xué)科可行法(IDF)，多學(xué)科可行法(MDF)，兩級(jí)系統(tǒng)集成綜合(BLISS)等方法；二是考慮飛行器飛行條件和各種約束條件的工程方法。Kevin M Ryan[2]利用魯棒多目標(biāo)遺傳優(yōu)化方法對(duì)飛行器設(shè)計(jì)優(yōu)化，研究了操縱性在飛行器設(shè)計(jì)中的影響，并與多目標(biāo)優(yōu)化方法和聚類(lèi)方法進(jìn)行比較分析。張勇[3]提出了一套面向控制的一體化設(shè)計(jì)方案，以飛行器控制性能為優(yōu)化目標(biāo)，對(duì)氣動(dòng)、推進(jìn)、結(jié)構(gòu)控制等參數(shù)進(jìn)行一體化綜合優(yōu)選來(lái)設(shè)計(jì)高超聲速飛行器，論文中對(duì)氣動(dòng)的考慮主要在飛行器的構(gòu)型和外形參數(shù)，而對(duì)操縱性與控制的優(yōu)化設(shè)計(jì)未涉及。張登峰[4]采用響應(yīng)面方法對(duì)無(wú)尾無(wú)人機(jī)操縱面的氣動(dòng)效益和控制進(jìn)行建模，采用多目標(biāo)遺傳算法得到優(yōu)化解集，利用模糊決策技術(shù)選取最終解。Sadraey M[5]采用系統(tǒng)工程方法，估計(jì)無(wú)人機(jī)在臨界飛行條件下的操縱力需求，并分析了操穩(wěn)特性，從而對(duì)無(wú)人機(jī)操縱面進(jìn)行設(shè)計(jì)。Ruben E Perez[6]采用改進(jìn)協(xié)同優(yōu)化方法，在飛行器概念性設(shè)計(jì)過(guò)程中對(duì)動(dòng)力和控制系統(tǒng)一體化設(shè)計(jì)，并對(duì)各子學(xué)科進(jìn)行分析和建模。Catherine Bahm和Ethan Baumann[7]分析了X-43A飛行器的導(dǎo)航制導(dǎo)與控制方法以及其飛行試驗(yàn)的結(jié)果，重點(diǎn)分析了飛行器在分離過(guò)程中采用攻角自動(dòng)駕駛儀的控制邏輯，以及在巡航段和下降段的姿態(tài)駕駛儀和過(guò)載駕駛儀之間的切換方法，并利用Monte Carlo方法對(duì)整個(gè)飛行器的飛行過(guò)程作仿真分析。Davidson J,Lallman F[8]介紹了美國(guó)Hyper-X計(jì)劃試飛成功的X-43A飛行器整個(gè)飛行過(guò)程，并給出任務(wù)飛行器在超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)階段和下降段的控制律框圖，分析該控制回路的控制性能和魯棒特性。目前關(guān)于高超聲速飛行器操縱性/控制一體化設(shè)計(jì)的文獻(xiàn)未見(jiàn)報(bào)道。

本文提出了以控制性能最優(yōu)為目標(biāo)的高超聲速飛行器操縱性/控制律一體化設(shè)計(jì)優(yōu)化方法，論文采用并行子空間的優(yōu)化方法，通過(guò)建立基于徑向基神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的氣動(dòng)學(xué)科和控制學(xué)科的響應(yīng)面模型，來(lái)近似狀態(tài)變量與設(shè)計(jì)變量之間的關(guān)系，在滿足子空間和系統(tǒng)級(jí)約束的前提下，逐步迭代至收斂，并得到最優(yōu)的舵面參數(shù)及其與之匹配的控制系統(tǒng)。

1 優(yōu)化設(shè)計(jì)方法

多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化方法是一種針對(duì)復(fù)雜系統(tǒng)進(jìn)行設(shè)計(jì)和優(yōu)化的策略，它將復(fù)雜的大系統(tǒng)分解成多個(gè)易于處理的子系統(tǒng)，但各子系統(tǒng)之間存在相互耦合變量。并行子空間方法[9]可用來(lái)解決多學(xué)科設(shè)計(jì)中的多目標(biāo)問(wèn)題，它的每一次優(yōu)化均包含系統(tǒng)分析和敏感性分析，并能夠在具有強(qiáng)耦合特性的MDO問(wèn)題中找出系統(tǒng)的Pareto解集。

圖1是一個(gè)具有2個(gè)目標(biāo)和2個(gè)相互耦合系統(tǒng)的MDO問(wèn)題。其中XA和XB代表2個(gè)子系統(tǒng)的設(shè)計(jì)量，YA和YB代表了2個(gè)子系統(tǒng)之間相互耦合的變量，F(xiàn)A和FB分別代表2個(gè)子系統(tǒng)的優(yōu)化目標(biāo)。在并行子空間方法中，并沒(méi)有系統(tǒng)級(jí)的優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)，而是利用每個(gè)子空間中獨(dú)立的目標(biāo)函數(shù)作為優(yōu)化目標(biāo)，在每個(gè)循環(huán)周期中對(duì)2個(gè)子空間并行優(yōu)化直至收斂。

圖1 MDO問(wèn)題示意圖Fig.1 MDO problem frame

為克服系統(tǒng)分析十分耗時(shí)的缺陷，可采用響應(yīng)面方法對(duì)子系統(tǒng)進(jìn)行近似，在優(yōu)化過(guò)程中通過(guò)響應(yīng)面模型獲取子系統(tǒng)需要的狀態(tài)變量和耦合變量的信息。式(1)是兩目標(biāo)并行子空間優(yōu)化問(wèn)題:

(1)

式中F為目標(biāo)函數(shù)；X為設(shè)計(jì)向量；Y為耦合向量；C為不等式約束；H為等式約束；RSM表示響應(yīng)面模型。

本文主要考慮高超聲速飛行器舵面幾何參數(shù)的不同對(duì)操縱性和控制律帶來(lái)的影響，以及氣動(dòng)學(xué)科與控制學(xué)科間的耦合關(guān)系，對(duì)操縱性和控制律一體化設(shè)計(jì)。一方面，氣動(dòng)計(jì)算得出的氣動(dòng)力和力矩系數(shù)會(huì)對(duì)控制學(xué)科的計(jì)算和設(shè)計(jì)造成影響；另一方面，舵面的偏轉(zhuǎn)指令由控制系統(tǒng)給出，并將引起飛行器氣動(dòng)力和力矩系數(shù)的變化。

針對(duì)高超聲速飛行器操縱性和控制性能之間的相互影響關(guān)系，本文分別建立了氣動(dòng)學(xué)科和控制學(xué)科模型，作為系統(tǒng)優(yōu)化的2個(gè)子空間，并以氣動(dòng)力和力矩系數(shù)作為2個(gè)子空間之間的耦合變量，對(duì)飛行器的操縱性和控制律進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)。

2 高超聲速飛行器氣動(dòng)模型

本文設(shè)計(jì)的高超聲速飛行器氣動(dòng)外形與美國(guó)海軍研究辦公室2002年啟動(dòng)的HyFly計(jì)劃中的飛行器類(lèi)似，是一種軸對(duì)稱飛行器。飛行器包括助推器和任務(wù)飛行器兩部分，任務(wù)飛行器采用錐形頭部，圓柱形彈體的結(jié)構(gòu)，肩部安裝進(jìn)氣道與超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)相連，彈體尾部安裝操縱舵面，如圖2所示。高超聲速飛行器舵面尺寸如圖3所示。共有舵面梢部位置(X2)、根部弦長(zhǎng)(C1)、梢部弦長(zhǎng)(C2)、梢部到軸線距離(S2)4個(gè)因素，每個(gè)因素各取4個(gè)水平作為正交試驗(yàn)設(shè)計(jì)的數(shù)據(jù)，表1為因素水平表。

圖2 高超聲速任務(wù)飛行器Fig.2 Hypersonic vehicle

圖3 舵面參數(shù)示意圖Fig.3 Rudder surface parameters

表1 正交試驗(yàn)設(shè)計(jì)因素水平Table1 Levels of orthogonal test factor m

表2 正交試驗(yàn)表Table2 Orthogonal test table

氣動(dòng)學(xué)科的響應(yīng)面模型為氣動(dòng)系數(shù)的偏導(dǎo)數(shù)與全動(dòng)舵面幾何參數(shù)的函數(shù)關(guān)系，具體數(shù)值選取如表2所示，在馬赫數(shù)一定的前提下，響應(yīng)面模型可表示為式(2)的形式：

(2)

3 高超聲速飛行器控制系統(tǒng)模型

本文的高超聲速飛行器是軸對(duì)稱外形，其縱向和側(cè)向特性相同，因此僅以俯仰通道為例進(jìn)行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)。其中分離段要求任務(wù)飛行器能夠快速克服分離擾動(dòng)的影響，達(dá)到超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)要求的開(kāi)機(jī)窗口；巡航段要求飛行器能夠克服飛行環(huán)境中的擾動(dòng)影響，使姿態(tài)角和姿態(tài)角速度始終保持在發(fā)動(dòng)機(jī)的工作條件范圍內(nèi)。在這兩個(gè)飛行階段，要求自動(dòng)駕駛儀能夠?qū)Ω叱曀亠w行器精確姿態(tài)控制，本文采用如圖4所示的攻角駕駛儀，并研究了基于LQR的攻角駕駛儀最優(yōu)控制設(shè)計(jì)問(wèn)題[10]。

圖4 攻角駕駛儀框圖Fig.4 Angle of attack autopilot

本文采用LQR方法計(jì)算駕駛儀中的增益控制器。飛行器的縱向運(yùn)動(dòng)可以用飛行器的短周期運(yùn)動(dòng)方程近似描述，縱向運(yùn)動(dòng)的小擾動(dòng)線性化模型如式(3)所示：

(3)

其狀態(tài)空間描述為

(4)

其中，

圖4中的被控對(duì)象傳遞函數(shù)如式(5)和式(6)所示:

(5)

(6)

根據(jù)LQR最優(yōu)控制問(wèn)題中的跟蹤調(diào)節(jié)器問(wèn)題[11]對(duì)本文中采用的縱向自動(dòng)駕駛儀結(jié)構(gòu)進(jìn)行設(shè)計(jì)，最優(yōu)性能指標(biāo)定義為攻角跟蹤的誤差、俯仰角速率以及舵偏角速率的加權(quán)平方和的形式，其中，攻角跟蹤誤差和俯仰角速率為觀測(cè)量，舵偏角速率為輸入量，其懲罰函數(shù)為

(7)

其中，

將跟蹤問(wèn)題轉(zhuǎn)化為標(biāo)準(zhǔn)LQR問(wèn)題，令

x2=C1x1，y2=x2，u2=u1

(8)

則狀態(tài)方程可轉(zhuǎn)化為

(9)

懲罰函數(shù)中對(duì)應(yīng)的加權(quán)系數(shù)可轉(zhuǎn)化為

(10)

根據(jù)標(biāo)準(zhǔn)LQR問(wèn)題的求解方法，求解式(11)的代數(shù)Riccati方程：

(11)

則控制系統(tǒng)的增益為

(12)

最優(yōu)控制指令為

u2=Kx2=K(y1-D1u1)

(13)

即

(14)

因此該駕駛儀結(jié)構(gòu)的最優(yōu)控制指令可表示為

(15)

利用正交試驗(yàn)設(shè)計(jì)方法選取的16個(gè)全動(dòng)舵面設(shè)計(jì)點(diǎn)，飛行條件均為高度22 km，飛行速度Ma=6，攻角5°。計(jì)算16個(gè)設(shè)計(jì)點(diǎn)的靜穩(wěn)定動(dòng)力系數(shù)a24、操縱動(dòng)力系數(shù)a25、法向力動(dòng)力系數(shù)a34和舵面動(dòng)力系數(shù)a35作為響應(yīng)面模型的輸入變量，以最優(yōu)控制性能指標(biāo)J和控制系統(tǒng)調(diào)節(jié)時(shí)間ts為目標(biāo)，采用徑向基神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)方法構(gòu)建高超聲速飛行器控制學(xué)科的響應(yīng)面近似模型，并選擇高斯函數(shù)作為該網(wǎng)絡(luò)的徑向基函數(shù)。則響應(yīng)面模型如式(16)所示:

(16)

4 優(yōu)化算法及優(yōu)化結(jié)果

本文優(yōu)化算法選用多目標(biāo)遺傳算法(MOGA)對(duì)系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計(jì)[12]。MOGA是一種處理大規(guī)模問(wèn)題時(shí)，搜索Pareto最優(yōu)解的算法。該算法利用GA中適應(yīng)值函數(shù)的概念，配合選擇、交叉、變異等算子進(jìn)化種群，在每一次迭代時(shí)，均能進(jìn)化生成一組新的解，同時(shí)引入多目標(biāo)優(yōu)化算法中非劣解的概念，并且使用小生境技術(shù)來(lái)提高種群的多樣性。本文優(yōu)化設(shè)計(jì)的任務(wù)是在滿足約束條件下，找到控制性能最優(yōu)的舵面參數(shù)并得到相應(yīng)的控制系統(tǒng)，即通過(guò)優(yōu)化式(17)所述的問(wèn)題得到最優(yōu)解：

minY=[J,ts]

(17)

整個(gè)設(shè)計(jì)優(yōu)化的流程主要分4步對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行尋優(yōu)：

(1)確定優(yōu)化問(wèn)題的數(shù)學(xué)模型，即將高超聲速飛行器的氣動(dòng)學(xué)科響應(yīng)面模型和控制學(xué)科響應(yīng)面模型加入到優(yōu)化過(guò)程中。

(2)求解式(17)，利用MOGA算法對(duì)設(shè)計(jì)變量進(jìn)行尋優(yōu)，得到Pareto最優(yōu)解集。優(yōu)化過(guò)程中采用步驟1中所獲得的響應(yīng)面模型進(jìn)行計(jì)算分析，因?yàn)榭刂茖W(xué)科響應(yīng)面模型已隱含了控制系統(tǒng)的作用，不需要對(duì)每個(gè)子代個(gè)體設(shè)計(jì)準(zhǔn)確的控制器。

(3)根據(jù)優(yōu)化所得到的Pareto非劣解集，通過(guò)CFD軟件計(jì)算Pareto前沿上不同舵面參數(shù)對(duì)應(yīng)的高超聲速飛行器在相同飛行條件下的氣動(dòng)數(shù)據(jù)，分析飛行器的氣動(dòng)數(shù)據(jù)和操穩(wěn)特性。再根據(jù)LQR最優(yōu)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法對(duì)最優(yōu)解設(shè)計(jì)相應(yīng)的控制系統(tǒng)，并在時(shí)域和頻域下分析控制系統(tǒng)的性能指標(biāo)。

minY=[J,ts]

(18)

(4)對(duì)所得最優(yōu)解在分離段和巡航段分別作縱向三自由度的仿真分析，觀察該飛行器在相應(yīng)自動(dòng)駕駛儀的控制下，對(duì)姿態(tài)角指令的跟隨情況，以及在加入擾動(dòng)后飛行器姿態(tài)角和角速度的響應(yīng)情況。

根據(jù)分離段對(duì)高超聲速飛行器操縱性要求，優(yōu)化分離過(guò)程中使用的全動(dòng)舵面，其優(yōu)化問(wèn)題為求解式(18)，利用MOGA算法對(duì)設(shè)計(jì)變量進(jìn)行尋優(yōu)，設(shè)置種群大小為50，最大進(jìn)化代數(shù)為100，停止代數(shù)也為100，Pareto最優(yōu)解個(gè)數(shù)為15。優(yōu)化所得的Pareto最優(yōu)解對(duì)應(yīng)的狀態(tài)變量如表3所示。

表3 全動(dòng)舵面Pareto最優(yōu)解Table3 Pareto optimal solutions for control surface

因?yàn)檎{(diào)節(jié)時(shí)間相差很小，故選擇最優(yōu)性能指標(biāo)J最小值的對(duì)應(yīng)項(xiàng)為優(yōu)化所得的系統(tǒng)最優(yōu)解，即第9組參數(shù)。

采用第3節(jié)中的LQR最優(yōu)控制問(wèn)題求解方法，選取懲罰函數(shù)中的加權(quán)系數(shù)如下：

Q11=5，Q22=0.06，R11=0.001

可計(jì)算得到最優(yōu)舵面下攻角自動(dòng)駕駛儀各回路的增益，如式(19)所示:

(19)

則自動(dòng)駕駛儀開(kāi)環(huán)Bode圖如圖5所示，可知該攻角回路的幅值裕度為13.9dB，相角裕度為70.4°，滿足10dB、60°的設(shè)計(jì)條件。

階躍響應(yīng)曲線如圖6所示，可知系統(tǒng)調(diào)節(jié)時(shí)間約為0.5s，系統(tǒng)無(wú)穩(wěn)態(tài)誤差。

圖5 攻角回路Bode圖Fig.5 Bode plot for angle of attack loop

圖6 駕駛儀單位階躍響應(yīng)曲線Fig.6 Unit step response for autopilot

5 仿真驗(yàn)證

5.1 分離段縱向模型仿真分析

本文討論的高超聲速飛行器的分離高度為22 km，分離時(shí)刻速度約為Ma=6，飛行器超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火的攻角為4.8°。在分離時(shí)刻(2 s)加入分離擾動(dòng)模型，其中俯仰角速度最大15 (°)/s，攻角最大值為2°。

選取正交試驗(yàn)表2中的16種舵面尺寸及相應(yīng)的控制器參數(shù)的仿真結(jié)果與最優(yōu)舵面條件下飛行器的仿真結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，飛行器在分離過(guò)程中的攻角和舵偏角曲線，分別如圖7和圖8所示。

圖7 分離段攻角對(duì)比Fig.7 Angle of attack in separation part

圖8 分離段舵偏角對(duì)比Fig.8 Deflection in separation part

由圖7可知，飛行器為克服分離擾動(dòng)帶來(lái)的影響，將姿態(tài)從初始分離時(shí)刻調(diào)整到超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的開(kāi)機(jī)條件4.8°攻角。首先，在最優(yōu)舵面條件下，飛行器攻角的最大抖動(dòng)幅值約為1.5°，調(diào)節(jié)時(shí)間在1 s以內(nèi)，在姿態(tài)調(diào)節(jié)的最后階段，最優(yōu)舵面能很準(zhǔn)確的達(dá)到攻角指令。其次，從圖7中可知，最優(yōu)舵面的對(duì)擾動(dòng)的抑制能力要優(yōu)于其他舵面的情況，具有更小的姿態(tài)角抖動(dòng)幅值和更快的姿態(tài)調(diào)節(jié)時(shí)間。

由圖8可知，在最優(yōu)舵面條件下，飛行器的舵偏角在+3°～-10°范圍內(nèi)變化，而其它舵面偏轉(zhuǎn)角度較大，會(huì)導(dǎo)致飛行器舵面面臨的鉸鏈力矩值較大，容易對(duì)舵機(jī)造成沖擊，同時(shí)會(huì)導(dǎo)致飛行器進(jìn)入非線性區(qū)域。

5.2 巡航段縱向模型仿真分析

飛行器巡航高度約為22 km，巡航馬赫數(shù)約為Ma=6，巡航段的平衡攻角為4.8°。在巡航段加入陣風(fēng)擾動(dòng)模型。飛行器在巡航段受到擾動(dòng)后，姿態(tài)角變化幅值較小，故此時(shí)需要考慮舵機(jī)死區(qū)和間隙帶來(lái)的影響，認(rèn)為其值為0.3°。

分2種情況仿真，首先在第10 s加入NASA復(fù)合型9 m/s陣風(fēng)擾動(dòng)，對(duì)比飛行器對(duì)大幅值風(fēng)干擾的抑制能力；其次加入幅值為4 m/s的連續(xù)正弦形陣風(fēng)，對(duì)比飛行器對(duì)小幅值持續(xù)風(fēng)干擾的抑制能力，仿真結(jié)果如圖9～圖11所示。

圖9 巡航段攻角Fig.9 Angle of attack in cruise part

由圖9可知，當(dāng)在巡航段飛行過(guò)程中出現(xiàn)強(qiáng)陣風(fēng)干擾時(shí)，采用最優(yōu)舵面抑制擾動(dòng)，其控制快速性約為0.6 s。飛行器攻角變化的幅值為0.3°。陣風(fēng)過(guò)后，最優(yōu)舵面控制的飛行器由于舵機(jī)間隙和死區(qū)的影響，姿態(tài)會(huì)在小幅度范圍內(nèi)抖動(dòng)。當(dāng)出現(xiàn)幅值較小的持續(xù)擾動(dòng)時(shí)，最優(yōu)舵面具有很好的擾動(dòng)抑制能力，飛行器姿態(tài)的抖動(dòng)幅值在0.1°以內(nèi)。

圖10 巡航段俯仰角速度Fig.10 pitch rate in cruise part

由圖10可知，強(qiáng)陣風(fēng)干擾下，采用最優(yōu)舵面的高超聲速飛行器，俯仰角速度變化幅值約為3 (°)/s。在小幅度持續(xù)干擾條件下，采用最優(yōu)舵面能夠?qū)w行過(guò)程中飛行器姿態(tài)的抖動(dòng)角速度保持約為0.8 (°)/s。

由圖11可知，采用最優(yōu)舵面時(shí)，飛行器舵偏角的變化在2.5°范圍內(nèi)。由于間隙的影響，會(huì)產(chǎn)生振蕩并影響飛行器的姿態(tài)出現(xiàn)抖動(dòng)現(xiàn)象。在小幅度持續(xù)干擾下，最優(yōu)舵面對(duì)擾動(dòng)很敏感，能夠迅速的對(duì)擾動(dòng)做出響應(yīng)。

圖11 巡航段舵偏角Fig.11 Deflection in cruise part

6 結(jié)論

(1)為滿足高超聲速飛行器在分離段和巡航段操縱性需求差別比較大的要求，本文提出了基于響應(yīng)面的并行子空間優(yōu)化策略對(duì)高超聲速飛行器操縱性/控制律一體化設(shè)計(jì)方法。

(2)設(shè)計(jì)了基于LQR控制器改進(jìn)的攻角駕駛儀，在保證時(shí)域、頻域具有良好特性的同時(shí)，對(duì)分離段和巡航段均具有較好的抗干擾能力。

(3)通過(guò)仿真驗(yàn)證可知，本文提出的操縱性/控制律一體化設(shè)計(jì)方法，能夠設(shè)計(jì)出優(yōu)于其他舵面外形的最優(yōu)解，有效提升高超聲速飛行器在分離段穩(wěn)定姿態(tài)的快速性，且有效抑制巡航段大氣擾動(dòng)的影響，具有較高的控制精度，為高超聲速飛行器高精度控制提供了新的思路。

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(編輯：呂耀輝)

Integrated design method for manipulability and control law of hypersonic vehicle

WEI Jian-li,WANG Cong,GE Ying-chen,YAN Jie

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

The main flight phases of a hypersonic vehicle include propulsion-assisted separation phase,cruise phase and descent phase.In the separation phase,the task of control surface is to suppress the separation perturbation of the hypersonic vehicle quickly,but in the cruise phase,the task is to achieve the high-precision control of its attitude.During these two phases,the requirements for the manipulability of the rudder surface are rather different.To satisfy the control requirements,this paper explores the control surface dimension optimization and design method,namely the manipulability and control law integrated design method. It uses the optimal control method to optimize the gains of the autopilot of the hypersonic vehicle and then optimizes the boundary dimensions of its optimal rudder surface and its control law with the parallel subspace optimization method of the multi-objective genetic algorithm. The simulation results show that,during the separation phase,he optimal rudder surface can quickly suppress the influence of separation perturbation on the attitude of the hypersonic vehicle and quickly adjust its attitude to the engine ignition window and that,during the cruise phase,the optimal rudder surface can quickly suppress the influence of gust interference on the attitude and thus stabilize it.This exploration sheds light on a hypersonic vehicle's manipulability design.

hypersonic vehicle;manipulability;control law;integrated design

2015-07-01；

：2015-07-23。

國(guó)家自然基金(91216104)。

尉建利(1978—)，男，博士，研究方向?yàn)楦叱曀亠w行器控制。E-mail：weijianli@mail.nwpu.edu.cn

V221

A

1006-2793(2015)05-0601-07

10.7673/j.issn.1006-2793.2015.05.001