類HTV-2飛行器橫側向穩(wěn)定設計研究

王 穎，閔昌萬，劉秀明，劉全軍，王官宇

(空間物理重點實驗室，北京 100076)

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類HTV-2飛行器橫側向穩(wěn)定設計研究

王 穎，閔昌萬，劉秀明，劉全軍，王官宇

(空間物理重點實驗室，北京 100076)

針對類HTV-2外形飛行器，研究其橫側向控制偏離判據(jù)(LCDP)大于0時的氣動特性與控制策略設計方法?？紤]類HTV-2外形飛行器橫向靜穩(wěn)定性易獲得的特點，提出一種利用橫側向通道耦合進行氣動特性及控制策略設計的方法。分析表明，基于該方法設計氣動特性和控制策略可實現(xiàn)LCDP大于0狀態(tài)下系統(tǒng)的穩(wěn)定。

類HTV-2；高超聲速飛行器；LCDP；氣動特性；控制策略

0 引 言

2010年4月和2011年8月，美國兩次進行HTV-2的飛行試驗，均以失敗告終。雖然兩次飛行試驗失利，但HTV-2探索了當今高超聲速飛行器設計領域的最前沿，意義非凡。

迄今，HTV-2詳細的氣動布局尚未對外公布， HTV-2的大致形貌[1-2]如圖1所示。HTV-2氣動布局具有乘波體與升力體相結合的特征，外形扁平，它具有尖前緣、大后掠的特征，后緣布置有擴張式體襟翼(Flap舵)與RCS控制機構。

圖1 HTV-2外形圖Fig.1 The configuration of the HTV-2

與美國其他高超聲速飛行器相比，HTV-2采用了一種先進的氣動布局設計形式。在外形和操縱舵面的配置上，尤其是側向通道可謂簡潔到極致。以X-15[3]為代表的驗證機，以航天飛機[3]、X-33[4]，X-37B[5]等為代表的重復或部分重復使用、在軌返回式運載器在側向通道或配置操縱舵面以提供側向控制能力或配置V型尾翼增強側向靜穩(wěn)定性，以保證橫側向的穩(wěn)定控制。

對于HTV-2這類面對稱飛行器，橫側向通道具有強耦合[3]的特性。側向通道外形和操縱舵面配置的簡潔直接提高了橫側向通道穩(wěn)定控制的難度。HTV-2的第一次失利就與這種先進布局下的氣動特性認識及穩(wěn)定控制設計有關，正如ERB(獨立工程評審委員會)將HTV-2首飛異常描述為[1]：“飛行過程中，偏航超出了預期，伴隨超出可控范圍內(nèi)的滾轉，導致飛行器失控?！?/p>

目前，關于HTV-2氣動特性及控制策略方面的內(nèi)容亦無公開資料。為了研究類HTV-2外形飛行器控制策略，本文基于相關公開資料，構造了一種類HTV-2外形，指出其橫側向氣動特性可能出現(xiàn)的一種問題，并針對這種問題，進行相應的控制策略研究。

1 橫側向氣動特性評價指標

(1)

LCDP的表達式與控制策略相關，控制策略不同，表達式有所區(qū)別，Moul等在文獻[6]中給出了幾種情況，Lutze[9]和Liuneh[10]之后做了改進和發(fā)展研究。僅滾動舵偏控制下的表達式如下所示：

(2)

δγ=kγvγv+kωxωx1(kγV>0,kωx>0)

(3)

式中：γv為傾側角，ωx1為滾動角速度，kγV、kωx分別為傾側角反饋增益和滾動角速度反饋增益。

常規(guī)控制下，LCDP<0表征橫側向閉環(huán)控制穩(wěn)定，LCDP>0表征橫側向閉環(huán)控制不穩(wěn)定，從表現(xiàn)來說也稱為滾轉控制反逆。滾轉反逆的機理簡單來說就是進行滾動控制時，由于橫側向氣動耦合及控制耦合使?jié)L動與期望的運動方向相反。

2 類HTV-2飛行器橫側向氣動特性

本文根據(jù)文獻[1-2]給出的HTV-2相關特征參數(shù)，構造了一個類似的氣動外形，如圖2所示。對于所構造的氣動外形不追求與HTV-2的完全相同，只是取其基本構型及操縱舵面的配置形式。

圖2 類HTV-2的氣動外形Fig.2 The configuration of the HTV-2 like

根據(jù)文獻[11]介紹的HTV-2的飛行試驗剖面，計算了典型飛行工況下的氣動特性。側向靜穩(wěn)定性及橫向靜穩(wěn)定性隨馬赫數(shù)變化曲線如圖3、圖4所示，表現(xiàn)為側向靜穩(wěn)定性隨馬赫數(shù)降低先降低后增強，橫向靜穩(wěn)定性隨馬赫數(shù)降低而降低。橫、側向靜穩(wěn)定性的變化會導致LCDP極性的變化，飛行中，當LCDP極性存在大于零的狀態(tài)時，采用常規(guī)控制策略就會出現(xiàn)不穩(wěn)定的情況。

圖3 側向靜穩(wěn)定性Fig.3 Directional static stability

圖4 橫向靜穩(wěn)定性Fig.4 Lateral static stability

在解決上述問題上，不同的飛行器采取了不同的控制策略。在可能出現(xiàn)LCDP>0的狀態(tài)下，航天飛機[12]不使用滾動舵面進行滾動通道的控制，而是使用偏航RCS完成對滾動通道的控制。在X-33[7]的設計中，則是通過預置升降舵偏、使用方向舵輔助等綜合措施才得以使LCDP配置在小于0的區(qū)域。文獻[13]在某重復使用運載器返回段橫側向控制系統(tǒng)設計中，則是使用了方向舵控制滾轉解決該問題。

相對以上飛行器，類HTV-2飛行器可用的氣動操縱舵面僅有后體襟翼，本文則是對這種控制能力配置下的LCDP>0的穩(wěn)定設計方法進行研究。

3 單狀態(tài)量反饋穩(wěn)定性分析

本節(jié)對滾動舵偏單獨反饋橫側向四個控制量β、γv、ωy1、ωx1的閉環(huán)穩(wěn)定性進行分析，首先給出橫側向狀態(tài)方程，基于狀態(tài)方程給出滾動舵偏到各狀態(tài)量的傳遞函數(shù)，然后通過根軌跡分析滾動舵偏反饋各狀態(tài)量的系統(tǒng)閉環(huán)穩(wěn)定特性。

忽略氣動阻尼項、氣動力因素項、重力因素項，略去推導過程，直接給出橫側向狀態(tài)方程如下所示：

(4)

式中：

c1β=sinα，c2β=cosα

c1γv=cosα，c2γv=-sinα

3.1 滾動舵偏反饋側滑角

基于式(4)，滾動舵偏到側滑角的傳遞函數(shù)如下所示：

(5)

圖5 滾動舵偏反饋側滑角的根軌跡圖Fig.5 Root locus diagram for the feedback from angle of sideslip to the aileron

3.2 滾動舵偏反饋滾動角速度

滾動舵偏到滾動角速度的傳遞函數(shù)如下所示：

(6)

3.3 滾動舵偏反饋偏航角速度

滾動舵偏到偏航角速度的傳遞函數(shù)如下所示：

(7)

圖6 滾動舵偏反饋偏航角速度根軌跡圖(b6p<0)Fig.6 Root locus diagram for the feedback from the yaw angular velocity to the aileron(b6p<0)

綜上分析，通過滾動舵偏反饋偏航角速度進行穩(wěn)定設計，控制增益與氣動特性匹配關系如下所示：

(8)

3.4 滾動舵偏反饋傾側角

滾動舵偏到傾側角的傳遞函數(shù)如下所示：

(9)

通過滾動舵偏反饋傾側角進行穩(wěn)定設計，控制增益與氣動特性匹配關系如下所示：

(10)

4 LCDP>0的穩(wěn)定條件

對于LCDP>0的狀態(tài)，滾動舵偏反饋滾動角速度系統(tǒng)不穩(wěn)定，所以需要通過反饋偏航角速度增加橫側向阻尼，這里首先通過理論推導分析滾動舵偏反饋傾側角和偏航角速度的穩(wěn)定條件，并進一步分析反饋側滑角的作用，然后進行控制器設計和仿真校驗。

4.1 穩(wěn)定條件推導

4.1.1 滾動舵偏反饋傾側角和偏航角速度

設控制方程δγ=kγvγv+kωyωy1(kγV<0,kωy>0)，系統(tǒng)的特征方程如下所示：

Δ=s4-kωyb8ps3-[cosα(b6p+kγVb8g)+

sinα(b6g-kγVb8p)]s2+kωysinα(b8pb6g-b8gb6p)s-

kγV(b8pb6g-b8gb6p)=0

(11)

令Δ=s4+A3s3+A2s2+A1s+A0，根據(jù)勞斯穩(wěn)定判據(jù)，系統(tǒng)穩(wěn)定的充要條件如下所示：

(12)

由式(12)得到相應的增益設計及氣動特性設計要求如下所示：

(13)

4.1.2 增加側滑角反饋

同理，增加側滑角反饋后可得kγv的設計下限如下所示：

(14)

(15)

綜合本節(jié)的分析，得到相應控制策略下匹配的增益設計及氣動特性設計如下所示：

(16)

4.2 控制器設計與仿真校驗

選取典型的飛行工況，進行控制器設計與仿真。給出飛行工況如表1所示，按照偏航靜穩(wěn)定與靜不穩(wěn)定兩種組合狀態(tài)，并分析有無側滑角反饋下的系統(tǒng)響應特性。

表1 典型狀態(tài)參數(shù)Table 1 Typical status parameters

4.2.1 無側滑角反饋

綜合分析說明如下：

2) 綜合系統(tǒng)時域響應曲線及根軌跡圖來看，根軌跡圖中系統(tǒng)共軛極點較靠近虛軸，根的實部絕對值較小，決定了系統(tǒng)達到穩(wěn)態(tài)跟蹤的時間較長，從時域跟蹤曲線上也驗證了這一點。

圖7 狀態(tài)響應曲線Fig.7 The state response curve(<0)

圖8 滾動舵偏曲線Fig.8 The aileron curve(<0)

圖9 傾側角到滾動舵偏的根軌跡Fig.9 Root locus diagram for the feedback from the bank angular to the aileron(<0)

圖10 狀態(tài)響應曲線Fig.10 The state response curve(>0)

4.2.2 增加側滑角反饋

圖11 狀態(tài)響應曲線Fig.11 The state response curve(<0)

5 結 論

LCDP>0一般作為飛行器設計的禁忌，在氣動布局或控制策略設計上不會進行主動應用。本文則針對類HTV-2飛行器易獲得LCDP>0的特性，提出了一種主動利用LCDP>0進行氣動特性設計及橫側向控制策略設計的方法。按照這種方法設計氣動特性及控制策略，可實現(xiàn)LCDP>0狀態(tài)的穩(wěn)定控制。文中給出的仿真實例說明了該方法的有效性。

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王 穎，女，博士生，高級工程師,主要從事飛行器姿態(tài)穩(wěn)定控制技術方面的研究。

通信地址：北京市豐臺區(qū)南大紅門路1號9200信箱89分箱6號(100076)

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Study on Lateral-Directional Stable Design of HTV-2 like Vehicle

WANG Ying，MIN Chang-wan，LIU Xiu-ming，LIU Quan-jun，WANG Guan-yu

(Science and Technology on Space Physics Laboratory, Beijing 100076, China)

In this paper, the aerodynamic characteristics and control strategy design method of the HTV-2 like vehicle are studied when the lateral control deviation parameter (LCDP) is greater than 0. Considering the characteristics of the HTV-2 space vehicle lateral static stability easy to obtain, the design method of the aerodynamic characteristics and control strategy is proposed by using the lateral/directional channel coupling. The analysis shows that the method can be used to design the aerodynamic characteristics and the control strategy to realize the stability of the system with LCDP greater than 0.

HTV-2 like; Hypersonic vehicle; LCDP; Aerodynamic characteristic; Control strategy

2016-10-24;

2017-01-08

國家自然科學基金(11272062)

V11

A

1000-1328(2017)06-0583-07

10.3873/j.issn.1000-1328.2017.06.004