蘇二龍，羅建軍，閆穎鑫，方群，黃興李

(1.西北工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院，陜西 西安 710072;2.北京臨近空間飛行器系統(tǒng)工程研究所，北京 100076)

引言

高超聲速飛行器在航天運(yùn)載方面可節(jié)省能源、降低發(fā)射成本，在軍事方面將給世界未來戰(zhàn)爭提供前所未有的進(jìn)攻便利和防御難題，其廣闊的應(yīng)用前景已成為國內(nèi)外研究的熱點(diǎn)。常規(guī)飛行器的總體設(shè)計方法沒有對飛行器的動力學(xué)特性及其控制性能進(jìn)行更加深入的、精細(xì)的分析，對高超聲速飛行器總體設(shè)計而言，可能會給后期的控制系統(tǒng)設(shè)計帶來極大的困難。

HTV-2是美國“獵鷹”(Falcon)計劃項(xiàng)目中研制的高超聲速技術(shù)驗(yàn)證飛行器，是驗(yàn)證未來全球快速打擊武器(Prompt Global Strike Weapon)的關(guān)鍵技術(shù)。2010年4月，美國國防高級研究計劃局(DARPA)在范登堡空軍基地將HTV-2發(fā)射升空。HTV-2與火箭成功分離9 min后，遙測站與HTV-2失去聯(lián)系，試驗(yàn)未達(dá)到預(yù)期目標(biāo)［1］。X-51A是美國空軍研究實(shí)驗(yàn)室與DARPA聯(lián)合研制的超燃沖壓發(fā)動機(jī)驗(yàn)證機(jī)。2010年5月，X-51A在太平洋上空點(diǎn)燃超燃沖壓發(fā)動機(jī)并加速，飛行速度達(dá)到了Ma=5。

本文通過對HTV-2和X-51A試飛中相關(guān)飛行控制問題的分析，提出了面向控制的高超聲速飛行器總體優(yōu)化設(shè)計研究思路和模塊框架。

1 總體優(yōu)化設(shè)計問題的提出

1.1 HTV-2試飛失敗原因分析

1.1.1 試飛失敗的飛行控制過程分析

工程審查委員會對HTV-2首飛異常的分析結(jié)論認(rèn)為:在給定的飛行速度和高度下，飛行器按照設(shè)計的攻角飛行時飛行控制權(quán)限達(dá)到了操作極限。HTV-2飛行異常的原因是偏航超出預(yù)期，導(dǎo)致滾轉(zhuǎn)發(fā)散，異常發(fā)生時，滾轉(zhuǎn)角速度超出了可控范圍［2］。相對于航天飛機(jī)這種升力式再入飛行器，HTV-2的高升阻比再入飛行器氣動外形有很大不同。高超聲速再入滑翔飛行器為了滿足航程和機(jī)動性要求，省去了機(jī)翼和垂直尾翼，且其外形采用接近乘波體的扁平外形，其升阻比可達(dá)3～4。由于飛行器無垂尾、側(cè)向面積較小，航向靜穩(wěn)定系數(shù)小或靜不穩(wěn)定［3］，且偏航阻尼力矩系數(shù)較小，再加之橫向靜穩(wěn)定性系數(shù)較大且滾轉(zhuǎn)阻尼力矩系數(shù)小(無機(jī)翼、無垂尾)，動穩(wěn)定性能差，因此會引起“副翼反逆”。由于無垂直尾翼來調(diào)整側(cè)滑角以消除反逆，反逆力矩反而加速了飛行器反轉(zhuǎn)發(fā)散，在大攻角下易引起橫航向偏離。圖1對HTV-2試飛失敗的過程進(jìn)行了分析。

可以看出，在飛行器總體設(shè)計過程中沒有建立與控制相關(guān)的高精度動力學(xué)模型(特別是氣動力模型精度較低)，使得飛行器控制能力設(shè)計不足是導(dǎo)致試飛失敗的主要原因。

后期改動是根據(jù)第一次飛行試驗(yàn)失敗的數(shù)據(jù)分析結(jié)果得來的，其代價較大，在提高控制能力的同時會導(dǎo)致總體性能的較大下降(如通過增大控制舵面的面積來提高其控制能力，但是會增大飛行器的阻力，降低升阻比，對總體性能影響較大)。如果在總體設(shè)計階段較早地考慮詳細(xì)的動力學(xué)特性和控制性能，就可能會找到一種在對總體性能影響很小的情況下較好改善控制性能的設(shè)計方案。

圖1 HTV-2試飛失敗過程分析

1.1.2 改進(jìn)方法

(1)調(diào)整飛行器重心(沿飛行器Oy軸方向升高飛行器重心，這相當(dāng)于增加了等效機(jī)翼的下反角，降低了橫向靜穩(wěn)定性系數(shù)，可以有效減緩“副翼反逆”現(xiàn)象的發(fā)生)。

(2)降低飛行攻角(降低控制時對應(yīng)的攻角，即降低了由于運(yùn)動交叉耦合項(xiàng)ωxα對偏航通道的影響，同時防止飛行器橫航向偏離的發(fā)生，降低了對飛行器控制的難度)。

(3)增強(qiáng)飛行器副翼控制能力(增強(qiáng)副翼對飛行器滾轉(zhuǎn)發(fā)散情況的控制能力，如增大副翼面積和最大舵偏角以及采用直接力的姿態(tài)穩(wěn)定控制系統(tǒng))。

1.2 X-51A飛行控制相關(guān)問題分析

X-51A試飛沒有完全成功的原因是超燃沖壓發(fā)動機(jī)與尾噴管之間的密封出了問題。另外，在試飛過程中飛行器受到較小的擾動就表現(xiàn)出明顯的側(cè)滑角，進(jìn)而產(chǎn)生了滾轉(zhuǎn)角(耦合效應(yīng))，飛行器在各個方向都表現(xiàn)出不穩(wěn)定。

X-51A飛行控制系統(tǒng)的根本任務(wù)是保證發(fā)動機(jī)正常工作，沒有進(jìn)行機(jī)動。如果下一步發(fā)展為高超聲速巡航導(dǎo)彈或吸氣式航天發(fā)射助推器，則要求飛行器在大空域和寬馬赫數(shù)范圍飛行。高超聲速飛行器在飛行過程中還需要完成各種機(jī)動飛行，其控制難度會更大。因此高超聲速飛行器的控制系統(tǒng)首先要使發(fā)動機(jī)正常工作(如在給定飛行高度下控制馬赫數(shù)范圍、攻角范圍、側(cè)滑角范圍、攻角變化率范圍、側(cè)滑角變化率范圍等);其次由于高超聲速飛行器采用了獨(dú)特的機(jī)體/發(fā)動機(jī)一體化設(shè)計，推力與機(jī)體耦合較強(qiáng)，攻角變化將引起流場和推力的變化，這又直接影響到飛行器穩(wěn)定性和控制性能，給控制帶來了更大的困難;而且高超聲速飛行器突出的彈性問題及彈性變形后的機(jī)體/發(fā)動機(jī)耦合影響，對飛行器控制系統(tǒng)影響嚴(yán)重，又進(jìn)一步增加了控制的難度。由此可見，在飛行過程中氣動力、推力、結(jié)構(gòu)彈性、控制之間存在很強(qiáng)的耦合效應(yīng)，因此控制系統(tǒng)要使飛行器在進(jìn)行高超聲速飛行過程中保證發(fā)動機(jī)正常工作的同時具有較強(qiáng)的機(jī)動能力和操作能力，其難度非常大，這給高超聲速飛行器控制系統(tǒng)的設(shè)計帶來了極大的挑戰(zhàn)。

對于高超聲速飛行器來說其控制難度較大，總體參數(shù)設(shè)計的不合理可能會導(dǎo)致整個飛行器無法控制。一旦飛行器經(jīng)過了總體設(shè)計，其總體參數(shù)(外形、結(jié)構(gòu)、推進(jìn)參數(shù)等)都已經(jīng)確定，在沒有對飛行器進(jìn)行高精度的動力學(xué)建模和動力學(xué)特性及控制性能分析的情況下就進(jìn)行詳細(xì)設(shè)計，很可能會導(dǎo)致后期的控制負(fù)擔(dān)較大。且由于此類飛行器的操作余度較小，很難通過控制系統(tǒng)的改善來解決問題，造成設(shè)計后期為彌補(bǔ)控制性能的不足而對總體參數(shù)進(jìn)行修改，從而給總體性能帶來較大影響，在某些情況下可能導(dǎo)致整個飛行器的重新設(shè)計。因此，必須將高精度的動力學(xué)模型及動態(tài)特性和控制性能分析在總體優(yōu)化設(shè)計中體現(xiàn)出來，從而避免給后期控制系統(tǒng)的設(shè)計帶來過大的負(fù)擔(dān)而影響總體性能。

上述兩個飛行器的試驗(yàn)和分析表明，高超聲速飛行器的控制問題很難通過控制系統(tǒng)的設(shè)計來解決，控制性能需要在設(shè)計初期與總體參數(shù)進(jìn)行綜合設(shè)計，這就使得常規(guī)飛行器的總體設(shè)計方法無法滿足高超聲速飛行器的總體設(shè)計要求，這對飛行器總體設(shè)計方法提出了新的要求。

2 總體優(yōu)化設(shè)計方法分析

2.1 兩種典型的設(shè)計方法

面向控制的總體優(yōu)化設(shè)計方法是一種揭示總體參數(shù)與動力學(xué)特性及控制性能關(guān)系，并將控制相關(guān)性能更加全面而深入地考慮到總體優(yōu)化設(shè)計中的總體優(yōu)化設(shè)計方法。這種方法將更加精細(xì)的動力學(xué)模型引入到總體優(yōu)化設(shè)計中，并對其進(jìn)行詳細(xì)的動力學(xué)分析和控制性能分析(對于高超聲速飛行器來說，結(jié)構(gòu)彈性模型、高精度氣動力模型、高精度發(fā)動機(jī)動力學(xué)模型及它們之間的強(qiáng)耦合效應(yīng)等一系列復(fù)雜的動力學(xué)模型問題和控制問題，都需要深入研究和詳細(xì)分析)，對高超聲速飛行器總體設(shè)計具有較大指導(dǎo)意義。面向控制的總體優(yōu)化設(shè)計方法有“動力學(xué)模型反饋設(shè)計法”和“動力學(xué)模型一體化設(shè)計法”兩種。

2.1.1動力學(xué)模型反饋設(shè)計法

動力學(xué)模型反饋設(shè)計法的設(shè)計過程如圖2所示。該設(shè)計法先進(jìn)行基于總體參數(shù)約束的(如質(zhì)量、尺寸等)追求推進(jìn)性能、氣動性能、基本控制相關(guān)性能(穩(wěn)定性、機(jī)動性等)等的總體優(yōu)化。根據(jù)基于簡單控制約束的總體優(yōu)化設(shè)計過程對飛行器進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計，得到相對較優(yōu)的總體優(yōu)化結(jié)果。根據(jù)總體設(shè)計輸出的外形參數(shù)建立高精度控制相關(guān)的動力學(xué)模型(體現(xiàn)控制相關(guān)的本質(zhì)現(xiàn)象)，并對其進(jìn)行動力學(xué)特性分析和基于控制性能最優(yōu)的優(yōu)化設(shè)計(二次優(yōu)化)，將分析結(jié)果以控制相關(guān)約束的形式反饋給總體優(yōu)化設(shè)計，并調(diào)整外形及相關(guān)參數(shù)進(jìn)行內(nèi)部迭代，對總體參數(shù)進(jìn)行進(jìn)一步的協(xié)調(diào)優(yōu)化。

圖2 動力學(xué)模型反饋設(shè)計法

二次優(yōu)化目標(biāo)可使總體性能損失最小、控制系統(tǒng)性能改善最大或者控制性能改善量與總體性能損失量之比達(dá)到最大值。通過協(xié)調(diào)飛行器的總體參數(shù)(氣動外形、結(jié)構(gòu)調(diào)整、舵面大小位置等)來改善其動力學(xué)特性和控制性能。修改的參數(shù)對飛行器結(jié)構(gòu)、氣動、推進(jìn)等性能要不敏感，但對飛行器動力學(xué)特性比較敏感，從而在保證其總體性能的同時改善了控制性能。

2.1.2動力學(xué)模型一體化設(shè)計法

動力學(xué)模型一體化設(shè)計法的設(shè)計過程如圖3所示。該設(shè)計過程是將面向控制的高精度動力學(xué)模型耦合到飛行器總體優(yōu)化設(shè)計中，在每次的迭代過程中，都會對不同參數(shù)構(gòu)型的飛行器建立高精度動力學(xué)模型并進(jìn)行動態(tài)特性分析和控制性能分析，完成與氣動、推進(jìn)、結(jié)構(gòu)等模型在優(yōu)化過程中實(shí)時的信息交互，使飛行器在基于控制、氣動、推進(jìn)、結(jié)構(gòu)的總體優(yōu)化中達(dá)到各學(xué)科真正意義的平衡，從而使總體性能指標(biāo)達(dá)到全局最優(yōu)。

圖3 動力學(xué)模型一體化設(shè)計法

2.1.3面向控制的優(yōu)化約束及性能指標(biāo)分析

面向控制的優(yōu)化約束主要包括:靜穩(wěn)定性、機(jī)動性能;動穩(wěn)定性、動態(tài)特性(短周期、長周期穩(wěn)定性問題)、彈性問題對控制響應(yīng)的影響(如控制舵面的偏轉(zhuǎn)無法產(chǎn)生所需的攻角響應(yīng));操縱性、指令跟蹤性能(速度指令跟蹤、高度指令跟蹤等，跟蹤性能包括快速性、穩(wěn)定性、準(zhǔn)確性);軌跡跟蹤精度;滿足發(fā)動機(jī)正常工作的姿態(tài)精度控制性能。以上給出的控制約束也可以作為性能指標(biāo)來設(shè)計。

優(yōu)化指標(biāo)可以是最大配平升阻比、最小配平舵偏、最小燃料消耗、最小配平攻角、最小配平燃料消耗率和彈性對發(fā)動機(jī)工作影響、對控制效率的影響最小等，也可以是它們組合的整體最優(yōu)。

2.2 面向控制的總體優(yōu)化設(shè)計

面向控制的總體優(yōu)化設(shè)計動力學(xué)分析模塊主要由幾何外形處理模塊、面向控制的總體優(yōu)化設(shè)計動力學(xué)模塊、后處理模塊組成，其各個模塊的關(guān)系如圖4所示。

圖4 面向控制的總體優(yōu)化設(shè)計方法框架

幾何外形處理模塊主要功能:參數(shù)化的初始外形輸入、外形參數(shù)設(shè)置、質(zhì)量分布設(shè)置、結(jié)構(gòu)剛度設(shè)置、初始軌跡選取等。飛行器的外形、質(zhì)量分布、結(jié)構(gòu)剛度可以改變，可以根據(jù)要求進(jìn)行調(diào)整，便于后期的動力學(xué)模型參數(shù)擾動分析。

動力學(xué)模塊是整個動力學(xué)分析模型的最關(guān)鍵部分。作為溝通總體參數(shù)與飛行控制性能的橋梁，可以有效協(xié)調(diào)總體參數(shù)與飛行性能的關(guān)系。主要包括:氣動力模塊、推進(jìn)系統(tǒng)模塊、結(jié)構(gòu)彈性模塊。面向控制的總體優(yōu)化設(shè)計要求動力學(xué)模型必須能足夠真實(shí)地反映出飛行器的動力學(xué)特性，同時必須有較高的計算效率。這就要求對動力學(xué)模型進(jìn)行深入研究，可在采用工程算法的情況下盡量將模型精確化或采用降階的CFD/FEA模型(如“模態(tài)綜合法”)和低精度的數(shù)值計算模型(如較少節(jié)點(diǎn)的FEA模型)，其計算精度較高且計算速度較快。

后處理模塊主要任務(wù)是進(jìn)行動力學(xué)特性分析和控制性能評估。后處理模塊包括:動力學(xué)特性分析模塊、控制器設(shè)計模塊、控制性能評估模塊。

動力學(xué)特性分析模塊主要關(guān)注的問題有:飛行器穩(wěn)定特性;對穩(wěn)定余度影響較大的參數(shù);可以忍受的最大結(jié)構(gòu)彈性;非最小相位行為(零極點(diǎn)在右半平面存在);不同機(jī)動性所對應(yīng)的帶寬;滿足控制任務(wù)要求的帶寬大小等問題。

具體分析方法:對設(shè)計的重要參數(shù)進(jìn)行參數(shù)靈敏度分析或配平分析。對于重點(diǎn)關(guān)注的推進(jìn)、結(jié)構(gòu)彈性、氣動、控制等參數(shù)可以根據(jù)高度、馬赫數(shù)、動壓、質(zhì)量、重心等或它們的組合變化進(jìn)行基于根軌跡、伯德圖、靈敏度響應(yīng)函數(shù)或特征根的參數(shù)化靈敏度分析;參數(shù)平衡點(diǎn)研究，如舵偏角、舵面位置、舵面大小、彈性大小、重心位置等變化對配平舵偏角大小、配平區(qū)域大小、配平攻角大小等的影響。

控制器設(shè)計模塊可以采用的控制律設(shè)計方法有:PI或PID等經(jīng)典控制律;魯棒控制律、自適應(yīng)控制律、非線性控制律、智能控制律等現(xiàn)代控制律。

控制性能評估模塊主要包括:跟蹤精度、跟蹤快速性、穩(wěn)定性以及魯棒性等［4-8］。

高超聲速飛行器動力學(xué)建模是面向控制的總體優(yōu)化設(shè)計的基礎(chǔ)，一個高效的能夠真實(shí)反應(yīng)動力學(xué)特性的模型將決定著整個優(yōu)化設(shè)計的成敗。應(yīng)給予動力學(xué)建模足夠的重視，文獻(xiàn)［9-11］給了具體的建模方法。

3 結(jié)束語

X-51A的成功試飛，標(biāo)志著超燃沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)已經(jīng)成熟，高超聲速飛行已經(jīng)不再是遙不可及，控制系統(tǒng)問題將會更加突出，因此，面向控制的高超聲速飛行器的總體優(yōu)化設(shè)計研究將成為繼超燃沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)之后的研究重點(diǎn)。美國等國家非常重視高精度動力學(xué)模型的建立及動力學(xué)特性和控制性能分析在飛行器總體設(shè)計中的作用。NASA和美國空軍都在分別資助相關(guān)小組進(jìn)行高精度的面向控制的高超聲速飛行器動力學(xué)建模研究。我國應(yīng)該重視高精度的高超聲速飛行器動力學(xué)建模研究，為面向控制的總體優(yōu)化設(shè)計奠定基礎(chǔ)，形成面向控制的高超聲速飛行器總體優(yōu)化設(shè)計系統(tǒng)框架，最終指導(dǎo)我國的高超聲速飛行器總體設(shè)計。

［1］ 李文杰，錢開耘，古雨田.HTV-2項(xiàng)目取得重大進(jìn)展［J］.飛航導(dǎo)彈，2010，(9):31-34.

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