王曉冰， 趙忠良， 李浩， 達(dá)興亞， 陶洋

中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 高速空氣動(dòng)力研究所， 綿陽(yáng)　621000

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窄條翼導(dǎo)彈俯仰機(jī)動(dòng)中滾轉(zhuǎn)失穩(wěn)及其控制過(guò)程

王曉冰， 趙忠良*， 李浩， 達(dá)興亞， 陶洋

中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 高速空氣動(dòng)力研究所， 綿陽(yáng)621000

窄條翼布局導(dǎo)彈通常具有復(fù)雜的橫向氣動(dòng)特性，在大迎角飛行及快速機(jī)動(dòng)中很容易誘發(fā)出現(xiàn)滾轉(zhuǎn)非指令偏離和連續(xù)振蕩，可能導(dǎo)致飛行失控，影響落點(diǎn)精度。為了研究窄條翼導(dǎo)彈俯仰快速機(jī)動(dòng)對(duì)滾轉(zhuǎn)失穩(wěn)的誘發(fā)過(guò)程及滾轉(zhuǎn)失穩(wěn)對(duì)俯仰機(jī)動(dòng)控制效果的影響，并驗(yàn)證三通道解耦控制方法的有效性，針對(duì)典型俯仰機(jī)動(dòng)過(guò)程，分別利用2.4 m跨聲速風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)平臺(tái)和耦合氣動(dòng)/運(yùn)動(dòng)/控制的一體化數(shù)值計(jì)算方法開(kāi)展了相關(guān)研究。結(jié)果表明，風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值模擬均成功預(yù)測(cè)了俯仰拉起和保持過(guò)程中的滾轉(zhuǎn)自激失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)及其引起的縱、橫向耦合運(yùn)動(dòng)，針對(duì)該機(jī)動(dòng)過(guò)程，三通道解耦控制方法能夠有效抑制滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，保持姿態(tài)穩(wěn)定。

窄條翼導(dǎo)彈； 滾轉(zhuǎn)失穩(wěn)； 虛擬飛行； 風(fēng)洞試驗(yàn)； 數(shù)值模擬； 閉環(huán)控制

現(xiàn)代先進(jìn)戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈通常有雙鴨舵邊條翼布局、三角前翼+梯形尾舵布局和窄條翼布局[1]等形式。其中，窄條翼布局在大迎角時(shí)不存在渦破裂，能夠提供足夠的轉(zhuǎn)彎升力，具有優(yōu)異的縱向氣動(dòng)特性，同時(shí)可以最大限度地利用弦向尺寸，減小展向高度，大大縮小在內(nèi)埋武器艙中的占用空間。由于以上優(yōu)勢(shì)，很多現(xiàn)代先進(jìn)戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈都采用了這種布局，如美國(guó)“標(biāo)準(zhǔn)”系列、法國(guó)MICA和德國(guó)IRST-T等，如圖1所示。

同時(shí)，窄條翼布局導(dǎo)彈在較大迎角時(shí)存在由前體分離渦、窄條翼側(cè)緣渦和尾舵分離渦構(gòu)成的多渦系結(jié)構(gòu)，橫向氣動(dòng)特性復(fù)雜，在一些迎角可能會(huì)引起滾轉(zhuǎn)靜穩(wěn)定點(diǎn)偏移或滾轉(zhuǎn)阻尼喪失，加之導(dǎo)彈自身在滾轉(zhuǎn)方向的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量要遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于縱向，很容易出現(xiàn)滾轉(zhuǎn)方向的非指令自激運(yùn)動(dòng)，可能會(huì)導(dǎo)致導(dǎo)彈的姿態(tài)失控，影響落點(diǎn)精度。

圖1　典型窄條翼布局導(dǎo)彈Fig.1　Typical missiles with strake wings

圖2　窄條翼布局導(dǎo)彈自由搖滾試驗(yàn)結(jié)果(Ma=0.6)Fig.2　Free-to-roll test results for a missile with strake wings (Ma=0.6)

極限環(huán)搖滾運(yùn)動(dòng)是一種典型的滾轉(zhuǎn)失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)。圖2為典型窄條翼布局導(dǎo)彈自由搖滾的風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果[2]，其中實(shí)線為滾轉(zhuǎn)角隨時(shí)間的變化歷程，點(diǎn)劃線為試驗(yàn)過(guò)程中的不同迎角階梯?？梢钥吹?，試驗(yàn)成功捕捉到了20° 和35° 迎角附近出現(xiàn)的極限環(huán)搖滾現(xiàn)象，并且在不同迎角時(shí)滾轉(zhuǎn)靜平衡點(diǎn)會(huì)發(fā)生跳變或偏離。圖2中：α為迎角，γ為滾轉(zhuǎn)角，t為時(shí)間。

目前，國(guó)內(nèi)外學(xué)者對(duì)搖滾運(yùn)動(dòng)開(kāi)展研究時(shí)，大多采用單自由度簡(jiǎn)化模型，即在滾轉(zhuǎn)的單一自由度中研究搖滾運(yùn)動(dòng)的特性。而在實(shí)際飛行中，飛行器的多個(gè)自由度之間相互耦合、相互影響，構(gòu)成復(fù)雜的非線性動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)[3-6]，單自由度簡(jiǎn)化研究模型將無(wú)法準(zhǔn)確地對(duì)其進(jìn)行描述，因此單自由度研究模型在理論上存在一定的局限性[7]。

為研究窄條翼導(dǎo)彈滾轉(zhuǎn)失穩(wěn)行為對(duì)快速轉(zhuǎn)彎?rùn)C(jī)動(dòng)過(guò)程的影響，并進(jìn)一步研究其控制方法，本文以典型窄條翼布局導(dǎo)彈典型俯仰機(jī)動(dòng)過(guò)程為對(duì)象，基于2.4 m跨聲速風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)平臺(tái)和耦合氣動(dòng)/運(yùn)動(dòng)/控制的一體化數(shù)值計(jì)算方法，研究了導(dǎo)彈在閉環(huán)控制拉起過(guò)程中的俯仰/滾轉(zhuǎn)耦合特性及相應(yīng)的控制方法。

1　試驗(yàn)方法

有關(guān)風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)平臺(tái)的組成、測(cè)量、控制和試驗(yàn)流程等內(nèi)容已在文獻(xiàn)[8-9]中作了詳細(xì)介紹。利用該平臺(tái)開(kāi)展典型窄條翼導(dǎo)彈模型俯仰拉起過(guò)程中的滾轉(zhuǎn)耦合現(xiàn)象以及多通道解耦控制方法的有效性試驗(yàn)研究，考核驗(yàn)證和對(duì)比分析氣動(dòng)/運(yùn)動(dòng)/控制一體化計(jì)算結(jié)果，以達(dá)到研究窄條翼導(dǎo)彈滾轉(zhuǎn)失穩(wěn)行為對(duì)快速轉(zhuǎn)彎?rùn)C(jī)動(dòng)過(guò)程影響及其解耦控制方法的目的。

2　數(shù)值方法

2.1非定常流場(chǎng)計(jì)算方法

曲線坐標(biāo)系下，忽略質(zhì)量力、完全氣體的無(wú)量綱化三維非定常Navier-Stokes方程守恒形式為[10]

(1)

空間離散采用的是基于多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的有限體積法，其中無(wú)黏通量的離散采用Roe的通量差分格式得到，界面處的流場(chǎng)守恒變量采用3階迎風(fēng)偏置的MonotonicUpwindSchemeforConservationLaws(MUSCL)插值得到；對(duì)非連續(xù)性問(wèn)題的求解，使用Venkat限制器抑制數(shù)值振蕩，對(duì)黏性通量則采用中心差分格式進(jìn)行處理。對(duì)于非定常計(jì)算，采用由Jameson提出的雙時(shí)間步方法，其中偽時(shí)間步采用Lower-UpperSymmetricGaussSeidel(LU-SGS)隱式計(jì)算格式。對(duì)邊界條件，遠(yuǎn)場(chǎng)采用局部一維Riemann不變量計(jì)算，物面采用無(wú)滑移固壁邊界條件。湍流模型采用Spalart-Allmaras(S-A)一方程湍流模型。同時(shí)采用多重網(wǎng)格方法來(lái)加速收斂，并采用基于MessagePassingInterface(MPI)的流場(chǎng)分塊并行計(jì)算方法來(lái)提高計(jì)算效率。

2.2運(yùn)動(dòng)方程求解及氣動(dòng)/運(yùn)動(dòng)耦合策略

本文只考慮模型在彈體坐標(biāo)系中繞質(zhì)心的轉(zhuǎn)動(dòng)運(yùn)動(dòng)，相應(yīng)的動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程為

(2)

目前，氣動(dòng)和運(yùn)動(dòng)方程的耦合求解策略主要包括全耦合、松耦合和緊耦合3類(lèi)，其中松耦合和緊耦合方法由于實(shí)現(xiàn)簡(jiǎn)單、計(jì)算量小等特點(diǎn)，已經(jīng)在國(guó)外得到了廣泛應(yīng)用，如德國(guó)[11-12]、英國(guó)[13]和美國(guó)[14-17]的相關(guān)學(xué)者均通過(guò)相關(guān)耦合方法，實(shí)現(xiàn)了飛行器常見(jiàn)機(jī)動(dòng)過(guò)程的模擬，同時(shí)，國(guó)內(nèi)也逐漸出現(xiàn)了相關(guān)研究[18-20]。

本文在非定常流場(chǎng)計(jì)算的雙時(shí)間步推進(jìn)過(guò)程中，采用三階Adams預(yù)估校正法同步求解運(yùn)動(dòng)方程，其中顯式預(yù)測(cè)步在物理時(shí)間推進(jìn)過(guò)程中進(jìn)行，隱式校正步在偽時(shí)間迭代中進(jìn)行，可以達(dá)到氣動(dòng)/運(yùn)動(dòng)的緊耦合求解，保證耦合過(guò)程的二階精度，從而可通過(guò)增大時(shí)間步長(zhǎng)來(lái)縮短仿真時(shí)間[19]。

3　研究模型

研究模型采用典型鈍頭體-窄條翼-尾舵布局；導(dǎo)彈以“×”字形式飛行，定義此時(shí)滾轉(zhuǎn)角為0°。圖3定義了4片尾舵的編號(hào)及正舵偏的旋轉(zhuǎn)方向，此時(shí)，各尾舵偏角可按照式(3)變換到彈體各通道，即

(3)

式中：δE、δR和δL分別為俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)通道的舵偏角。當(dāng)滾轉(zhuǎn)角發(fā)生變化時(shí)，可根據(jù)投影關(guān)系進(jìn)行修正。

圖3　舵偏角定義(后視圖)Fig.3　Rudder angles seen from the rear of a missile

開(kāi)展風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)，為便于模型在支撐橫桿上進(jìn)行安裝，在確保其氣動(dòng)特性盡量相同的前提下，對(duì)彈身中部的彈翼進(jìn)行了截?cái)嗪透男?，如圖4所示。尾舵采用真實(shí)舵機(jī)，并由舵控仿真系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)舵面的實(shí)時(shí)偏轉(zhuǎn)。

圖4　試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷膹椧斫財(cái)郌ig.4　Strake truncation of test model

4　結(jié)果分析

4.1縱向氣動(dòng)特性計(jì)算

為驗(yàn)證流場(chǎng)計(jì)算方法，并初步研究窄條翼布局導(dǎo)彈的縱向氣動(dòng)特性，對(duì)Ma=0.6，基于1m長(zhǎng)度的雷諾數(shù)Re=1.58×107條件下不同俯仰舵偏角的全彈縱向繞流開(kāi)展了計(jì)算，迎角范圍為0°～60°，俯仰舵偏角為0°和-10°。

對(duì)導(dǎo)彈外形劃分結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，網(wǎng)格單元總量約600萬(wàn)。圖5為模型空間網(wǎng)格分布情況。對(duì)不同舵偏，采用超限插值(TFI)方法自動(dòng)生成對(duì)應(yīng)網(wǎng)格，圖6為不同舵偏角時(shí)的表面網(wǎng)格分布。實(shí)際計(jì)算表明，舵偏角不超過(guò)12.5° 時(shí)，生成的網(wǎng)格質(zhì)量基本能夠滿(mǎn)足流場(chǎng)計(jì)算要求。圖7為俯仰舵偏角分別為0° 和-10° 時(shí)全彈俯仰力矩系數(shù)Cm的計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果，可以看到動(dòng)網(wǎng)格方法在較大迎角范圍內(nèi)均能較準(zhǔn)確模擬導(dǎo)彈的舵面效率，但在迎角為20° 和40° 附近偏差較大，前者是由于窄條翼與尾舵存在強(qiáng)烈的渦系干擾，后者則是尾舵附近氣流存在明顯分離，對(duì)強(qiáng)非定常漩渦和大面積分離流動(dòng)，本文采用的計(jì)算方法精度有所降低，但仍得到了與試驗(yàn)一致的變化趨勢(shì)。

圖5　模型空間網(wǎng)格Fig. 5　Volume grid of model

圖6　不同舵偏角的表面網(wǎng)格分布Fig.6　Surface mesh of control surface at differentrudder angles

圖7　俯仰力矩系數(shù)隨迎角的變化(Ma=0.6)Fig.7　Pitching moment coefficient varying with different angles of attack (Ma=0.6)

4.2滾轉(zhuǎn)無(wú)控時(shí)的俯仰/滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)

考慮到計(jì)算網(wǎng)格對(duì)舵偏角大小的限制，選取導(dǎo)彈在水平來(lái)流中俯仰角θ由0° 快速拉起到25° 的機(jī)動(dòng)過(guò)程開(kāi)展研究。來(lái)流馬赫數(shù)Ma=0.6，基于1m長(zhǎng)度的雷諾數(shù)Re=1.58×107。

導(dǎo)彈在實(shí)際飛行過(guò)程中，通常采用俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)通道解耦的三通道控制方法來(lái)實(shí)現(xiàn)姿態(tài)穩(wěn)定和機(jī)動(dòng)控制。為研究導(dǎo)彈滾轉(zhuǎn)自激失穩(wěn)和閉環(huán)控制俯仰機(jī)動(dòng)運(yùn)動(dòng)之間的相互影響過(guò)程，采用僅針對(duì)俯仰和偏航通道的兩通道閉環(huán)控制方式來(lái)實(shí)現(xiàn)該機(jī)動(dòng)過(guò)程，即根據(jù)當(dāng)前反饋的迎角和角速度，結(jié)合給定的迎角指令，計(jì)算并給出俯仰舵偏指令，并根據(jù)當(dāng)前彈體滾轉(zhuǎn)角，將俯仰舵偏分解到4片尾舵上。圖8為迎角閉環(huán)控制律原理框圖。圖中：αc為迎角指令；α為實(shí)時(shí)迎角響應(yīng)；ωz為俯仰角速度；K1、K2和K3為各控制環(huán)節(jié)的增益參數(shù)。

圖8　迎角閉環(huán)控制原理框圖Fig.8　Principle schematic of angle of attack closed-loop control

試驗(yàn)過(guò)程中，先將模型的俯仰和滾轉(zhuǎn)方向用電磁離合器鎖定，風(fēng)洞流場(chǎng)建立后，釋放離合器，隨后開(kāi)始給定迎角指令，舵控仿真系統(tǒng)根據(jù)氣動(dòng)/運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)試系統(tǒng)測(cè)量得到的姿態(tài)角和角速度等參數(shù)計(jì)算舵偏指令，并傳送到舵機(jī)，從而實(shí)現(xiàn)閉環(huán)控制。

圖9為試驗(yàn)得到的導(dǎo)彈模型姿態(tài)角和舵偏角隨時(shí)間的變化歷程。結(jié)果顯示，模型俯仰拉起過(guò)程中，出現(xiàn)俯仰/滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)，使得閉環(huán)控制無(wú)法實(shí)現(xiàn)，原因?yàn)椋涸陂]環(huán)控制過(guò)程中，滾轉(zhuǎn)角發(fā)生變化，分解到俯仰和偏航通道的姿態(tài)角指令就會(huì)隨著滾轉(zhuǎn)角的變化而變化，大幅度滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)必將帶來(lái)各通道姿態(tài)角指令的顯著交替變化，從而使控制系統(tǒng)的響應(yīng)特性變差，造成閉環(huán)控制失敗。

圖9　縱向兩通道閉環(huán)控制試驗(yàn)結(jié)果Fig.9　Test results of longitudinal 2-channel closed-loop control

圖10為對(duì)應(yīng)狀態(tài)的數(shù)值計(jì)算結(jié)果。與試驗(yàn)結(jié)果類(lèi)似，當(dāng)俯仰角拉起到指令值附近時(shí)，滾轉(zhuǎn)方向迅速偏離平衡位置并發(fā)生連續(xù)振蕩，彈體俯仰和偏航兩個(gè)通道的舵偏角互相轉(zhuǎn)換，對(duì)縱向的控制效果產(chǎn)生較大影響，產(chǎn)生較大幅度的俯仰振蕩。

圖10　縱向兩通道閉環(huán)控制計(jì)算結(jié)果Fig.10　Numerical results of longitudinal 2-channel closed-loop control

雖然數(shù)值計(jì)算得到了與試驗(yàn)類(lèi)似的滾轉(zhuǎn)失穩(wěn)和俯仰/滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)，但具體的運(yùn)動(dòng)規(guī)律仍存在一定差異。

首先，計(jì)算得到的滾轉(zhuǎn)失穩(wěn)時(shí)機(jī)要晚于試驗(yàn)結(jié)果，滾轉(zhuǎn)角在俯仰角達(dá)到指令目標(biāo)附近才開(kāi)始變化，而試驗(yàn)結(jié)果顯示滾轉(zhuǎn)失穩(wěn)發(fā)生在拉起過(guò)程中。其主要和流場(chǎng)擾動(dòng)情況有關(guān)，風(fēng)洞試驗(yàn)狀態(tài)下導(dǎo)彈受到流場(chǎng)、洞壁、支架和結(jié)構(gòu)振動(dòng)等多種影響，能夠更快速地誘發(fā)失穩(wěn)；而數(shù)值計(jì)算中幾乎不存在非對(duì)稱(chēng)擾動(dòng)，同時(shí)也未對(duì)洞壁和支架等進(jìn)行模擬，失穩(wěn)僅由網(wǎng)格非對(duì)稱(chēng)和數(shù)值誤差等緩慢誘發(fā)。

其次，試驗(yàn)中導(dǎo)彈失穩(wěn)后進(jìn)入的耦合運(yùn)動(dòng)表現(xiàn)更為“規(guī)律”，俯仰角在25° 附近變化，滾轉(zhuǎn)振蕩振幅約為35°；而計(jì)算結(jié)果顯示俯仰振蕩發(fā)生在25° 以?xún)?nèi)，且俯仰和滾轉(zhuǎn)姿態(tài)角的變化隨機(jī)性較大。這是由于試驗(yàn)中的硬件條件接近真實(shí)飛行狀態(tài)，舵偏角可以達(dá)到30° 以上，彈體滾轉(zhuǎn)偏離時(shí)仍能夠提供足夠的控制力矩；而計(jì)算考慮到網(wǎng)格質(zhì)量變化，將舵偏角限制在±12.5° 范圍內(nèi)，滾轉(zhuǎn)角增大到一定程度后，尾舵產(chǎn)生的控制力矩不足，造成俯仰角顯著偏小，俯仰角的大幅變化進(jìn)一步導(dǎo)致了滾轉(zhuǎn)氣動(dòng)特性的劇烈變化，從而產(chǎn)生更為復(fù)雜的耦合運(yùn)動(dòng)。

此外，數(shù)值計(jì)算采用的非定常雷諾平均Navier-Stokes(URANS)方法和S-A湍流模型并不能準(zhǔn)確模擬真實(shí)的分離渦系發(fā)展、變化和相互干擾過(guò)程，在一定程度上也導(dǎo)致了計(jì)算和試驗(yàn)結(jié)果存在差異。

由圖9和圖10可以看到，導(dǎo)彈滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)對(duì)迎角閉環(huán)控制影響很大，容易導(dǎo)致閉環(huán)控制無(wú)法實(shí)現(xiàn)，甚至姿態(tài)失控。同時(shí)，如果滾轉(zhuǎn)振蕩的幅度太大，使得分解到各通道的舵偏角過(guò)大，從而導(dǎo)致舵效降低或反效，甚至到達(dá)實(shí)際舵偏角限制，會(huì)進(jìn)一步降低姿態(tài)角的響應(yīng)特性，大大增加飛行失控的可能性。要實(shí)現(xiàn)閉環(huán)控制，必須使分解到俯仰和偏航通道的姿態(tài)角指令值保持不變，即必須要求滾轉(zhuǎn)姿態(tài)角始終保持在“×”字型狀態(tài)。

4.3基于滾轉(zhuǎn)優(yōu)先控制的解耦控制方法

在4.2節(jié)的基礎(chǔ)上，對(duì)彈體滾轉(zhuǎn)通道實(shí)施控制，即采用三通道解耦控制方法來(lái)實(shí)現(xiàn)設(shè)定的機(jī)動(dòng)過(guò)程。圖11為滾轉(zhuǎn)通道的控制框圖，圖中：γc為滾轉(zhuǎn)角指令；γ為實(shí)時(shí)滾轉(zhuǎn)角響應(yīng)；ωx為滾轉(zhuǎn)角速度；KGI、KGA和IX為各控制環(huán)節(jié)的增益參數(shù)。

圖11　滾轉(zhuǎn)通道閉環(huán)控制原理框圖Fig.11　Principle schematic of roll closed-loop control theory

圖12為三通道解耦控制的風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果?？梢钥闯觯瑢?dǎo)彈俯仰運(yùn)動(dòng)過(guò)程中，在滾轉(zhuǎn)閉環(huán)控制的作用下，滾轉(zhuǎn)角始終被保持在較小范圍內(nèi)，俯仰姿態(tài)能夠保持穩(wěn)定。圖13為對(duì)應(yīng)的計(jì)算結(jié)果?？梢钥吹剑?jì)算與試驗(yàn)結(jié)果基本一致，控制系統(tǒng)能有效抑制滾轉(zhuǎn)的進(jìn)一步失穩(wěn)。同時(shí)，由于數(shù)值計(jì)算的流場(chǎng)幾乎不存在擾動(dòng)，得到的控制效果更好。

圖12　三通道解耦閉環(huán)控制試驗(yàn)結(jié)果Fig.12　Test results of 3-channel decoupled closed-loop control

圖13　三通道解耦閉環(huán)控制計(jì)算結(jié)果Fig. 13　Numerical results of 3-channel decoupled closed-loop control

因此，采用三通道解耦控制方法，能夠在導(dǎo)彈俯仰機(jī)動(dòng)過(guò)程中實(shí)現(xiàn)對(duì)滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的有效抑制，使俯仰角能夠快速達(dá)到并保持在指令點(diǎn)，從而實(shí)現(xiàn)俯仰和滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的解耦控制。

5　結(jié)　論

為研究窄條翼導(dǎo)彈俯仰機(jī)動(dòng)中的非指令自激滾轉(zhuǎn)失穩(wěn)的產(chǎn)生及對(duì)后續(xù)運(yùn)動(dòng)的影響過(guò)程，針對(duì)典型俯仰機(jī)動(dòng)過(guò)程，開(kāi)展了風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值模擬研究，預(yù)測(cè)了導(dǎo)彈在俯仰機(jī)動(dòng)過(guò)程中出現(xiàn)的滾轉(zhuǎn)失穩(wěn)及由此引起的多自由度耦合運(yùn)動(dòng)，并驗(yàn)證了三通道解耦控制方法的有效性。

1) 若不對(duì)滾轉(zhuǎn)進(jìn)行控制，導(dǎo)彈在俯仰機(jī)動(dòng)過(guò)程中可能出現(xiàn)滾轉(zhuǎn)方向的失穩(wěn)和連續(xù)振蕩，從而使得姿態(tài)角的響應(yīng)特性變差，導(dǎo)致閉環(huán)控制失敗，飛行姿態(tài)失控。

2) 同時(shí)對(duì)俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)通道進(jìn)行控制的三通道解耦控制方法能夠有效抑制導(dǎo)彈的滾轉(zhuǎn)失穩(wěn)，改善閉環(huán)控制效果，保證姿態(tài)可控。

3) 采用的風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)技術(shù)和數(shù)值虛擬飛行技術(shù)，能夠初步實(shí)現(xiàn)典型高機(jī)動(dòng)導(dǎo)彈的機(jī)動(dòng)過(guò)程模擬，從而使在試飛前進(jìn)行控制系統(tǒng)的有效驗(yàn)證成為可能。

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王曉冰男， 碩士， 助理工程師。主要研究方向： 非定?？諝鈩?dòng)力學(xué)。

Tel.: 0816-2462544

E-mail: wangxbice@163.com

趙忠良男， 碩士， 研究員， 碩士生導(dǎo)師。主要研究方向： 非定?？諝鈩?dòng)力學(xué)。

Tel.: 0816-2462109

E-mail: zzzhao_cardc@sina.com

Roll instability and control during pitching maneuver fora missile with strake wings

WANG Xiaobing, ZHAO Zhongliang*, LI Hao, DA Xingya, TAO Yang

High Speed Aerodynamics Institute, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang621000, China

The aerodynamic characteristics in roll of the missile with strake wings are always complicated, which can easily cause the non-directive deviation and oscillation and may lead to losing control of flight and impairing target accuracy. Investigations using the virtual flight testing system in 2.4 m transonic wind tunnel are conducted to study the interplay of roll instability and the longitudinal closed-loop control, and numerical simulation is also performed using the integrative method by aerodynamic/motion/control coupling. The results show that both wind tunnel test and numerical simulation predict the non-directive rolling motion and the pitch/roll coupled motion and prove that the decoupled control method can effectively inhibit the rolling motion and maintain a steady flight.

missile with strake wings; roll instability; virtual flight; wind tunnel test; numerical simulation; closed-loop control

2016-02-16； Revised： 2016-02-17； Accepted： 2016-03-28； Published online： 2016-04-1316:00

s： National Natural Science Foundation of China (91216203, 11372336， 11532016)

. Tel.： 0816-2462109E-mail: zzzhao_cardc@sina.com

2016-02-16； 退修日期： 2016-02-17； 錄用日期： 2016-03-28；

時(shí)間： 2016-04-1316:00

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160413.1600.008.html

國(guó)家自然科學(xué)基金 (91216203, 11372336， 11532016)

.Tel.： 0816-2462109E-mail: zzzhao_cardc@sina.com

10.7527/S1000-6893.2016.0101

V211.7

A

1000-6893(2016)08-2517-08

引用格式： 王曉冰， 趙忠良， 李浩， 等． 窄條翼導(dǎo)彈俯仰機(jī)動(dòng)中滾轉(zhuǎn)失穩(wěn)及其控制過(guò)程[J]． 航空學(xué)報(bào), 2016, 37(8): 2517-2524. WANG X B, ZHAO Z L, LI H, et al. Roll instability and control during pitching maneuver for a missile with strake wings[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(8): 2517-2524.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160413.1600.008.html