面向控制的高超声速飞行器总体优化设计方法

苏二龙，罗建军，闫颖鑫，方群，黄兴李

(1.西北工业大学航天学院，陕西 西安 710072;2.北京临近空间飞行器系统工程研究所，北京 100076)

引言

高超声速飞行器在航天运载方面可节省能源、降低发射成本，在军事方面将给世界未来战争提供前所未有的进攻便利和防御难题，其广阔的应用前景已成为国内外研究的热点。常规飞行器的总体设计方法没有对飞行器的动力学特性及其控制性能进行更加深入的、精细的分析，对高超声速飞行器总体设计而言，可能会给后期的控制系统设计带来极大的困难。

HTV-2是美国“猎鹰”(Falcon)计划项目中研制的高超声速技术验证飞行器，是验证未来全球快速打击武器(Prompt Global Strike Weapon)的关键技术。2010年4月，美国国防高级研究计划局(DARPA)在范登堡空军基地将HTV-2发射升空。HTV-2与火箭成功分离9 min后，遥测站与HTV-2失去联系，试验未达到预期目标［1］。X-51A是美国空军研究实验室与DARPA联合研制的超燃冲压发动机验证机。2010年5月，X-51A在太平洋上空点燃超燃冲压发动机并加速，飞行速度达到了Ma=5。

本文通过对HTV-2和X-51A试飞中相关飞行控制问题的分析，提出了面向控制的高超声速飞行器总体优化设计研究思路和模块框架。

1 总体优化设计问题的提出

1.1 HTV-2试飞失败原因分析

1.1.1 试飞失败的飞行控制过程分析

工程审查委员会对HTV-2首飞异常的分析结论认为:在给定的飞行速度和高度下，飞行器按照设计的攻角飞行时飞行控制权限达到了操作极限。HTV-2飞行异常的原因是偏航超出预期，导致滚转发散，异常发生时，滚转角速度超出了可控范围［2］。相对于航天飞机这种升力式再入飞行器，HTV-2的高升阻比再入飞行器气动外形有很大不同。高超声速再入滑翔飞行器为了满足航程和机动性要求，省去了机翼和垂直尾翼，且其外形采用接近乘波体的扁平外形，其升阻比可达3～4。由于飞行器无垂尾、侧向面积较小，航向静稳定系数小或静不稳定［3］，且偏航阻尼力矩系数较小，再加之横向静稳定性系数较大且滚转阻尼力矩系数小(无机翼、无垂尾)，动稳定性能差，因此会引起“副翼反逆”。由于无垂直尾翼来调整侧滑角以消除反逆，反逆力矩反而加速了飞行器反转发散，在大攻角下易引起横航向偏离。图1对HTV-2试飞失败的过程进行了分析。

可以看出，在飞行器总体设计过程中没有建立与控制相关的高精度动力学模型(特别是气动力模型精度较低)，使得飞行器控制能力设计不足是导致试飞失败的主要原因。

后期改动是根据第一次飞行试验失败的数据分析结果得来的，其代价较大，在提高控制能力的同时会导致总体性能的较大下降(如通过增大控制舵面的面积来提高其控制能力，但是会增大飞行器的阻力，降低升阻比，对总体性能影响较大)。如果在总体设计阶段较早地考虑详细的动力学特性和控制性能，就可能会找到一种在对总体性能影响很小的情况下较好改善控制性能的设计方案。

图1 HTV-2试飞失败过程分析

1.1.2 改进方法

(1)调整飞行器重心(沿飞行器Oy轴方向升高飞行器重心，这相当于增加了等效机翼的下反角，降低了横向静稳定性系数，可以有效减缓“副翼反逆”现象的发生)。

(2)降低飞行攻角(降低控制时对应的攻角，即降低了由于运动交叉耦合项ωxα对偏航通道的影响，同时防止飞行器横航向偏离的发生，降低了对飞行器控制的难度)。

(3)增强飞行器副翼控制能力(增强副翼对飞行器滚转发散情况的控制能力，如增大副翼面积和最大舵偏角以及采用直接力的姿态稳定控制系统)。

1.2 X-51A飞行控制相关问题分析

X-51A试飞没有完全成功的原因是超燃冲压发动机与尾喷管之间的密封出了问题。另外，在试飞过程中飞行器受到较小的扰动就表现出明显的侧滑角，进而产生了滚转角(耦合效应)，飞行器在各个方向都表现出不稳定。

X-51A飞行控制系统的根本任务是保证发动机正常工作，没有进行机动。如果下一步发展为高超声速巡航导弹或吸气式航天发射助推器，则要求飞行器在大空域和宽马赫数范围飞行。高超声速飞行器在飞行过程中还需要完成各种机动飞行，其控制难度会更大。因此高超声速飞行器的控制系统首先要使发动机正常工作(如在给定飞行高度下控制马赫数范围、攻角范围、侧滑角范围、攻角变化率范围、侧滑角变化率范围等);其次由于高超声速飞行器采用了独特的机体/发动机一体化设计，推力与机体耦合较强，攻角变化将引起流场和推力的变化，这又直接影响到飞行器稳定性和控制性能，给控制带来了更大的困难;而且高超声速飞行器突出的弹性问题及弹性变形后的机体/发动机耦合影响，对飞行器控制系统影响严重，又进一步增加了控制的难度。由此可见，在飞行过程中气动力、推力、结构弹性、控制之间存在很强的耦合效应，因此控制系统要使飞行器在进行高超声速飞行过程中保证发动机正常工作的同时具有较强的机动能力和操作能力，其难度非常大，这给高超声速飞行器控制系统的设计带来了极大的挑战。

对于高超声速飞行器来说其控制难度较大，总体参数设计的不合理可能会导致整个飞行器无法控制。一旦飞行器经过了总体设计，其总体参数(外形、结构、推进参数等)都已经确定，在没有对飞行器进行高精度的动力学建模和动力学特性及控制性能分析的情况下就进行详细设计，很可能会导致后期的控制负担较大。且由于此类飞行器的操作余度较小，很难通过控制系统的改善来解决问题，造成设计后期为弥补控制性能的不足而对总体参数进行修改，从而给总体性能带来较大影响，在某些情况下可能导致整个飞行器的重新设计。因此，必须将高精度的动力学模型及动态特性和控制性能分析在总体优化设计中体现出来，从而避免给后期控制系统的设计带来过大的负担而影响总体性能。

上述两个飞行器的试验和分析表明，高超声速飞行器的控制问题很难通过控制系统的设计来解决，控制性能需要在设计初期与总体参数进行综合设计，这就使得常规飞行器的总体设计方法无法满足高超声速飞行器的总体设计要求，这对飞行器总体设计方法提出了新的要求。

2 总体优化设计方法分析

2.1 两种典型的设计方法

面向控制的总体优化设计方法是一种揭示总体参数与动力学特性及控制性能关系，并将控制相关性能更加全面而深入地考虑到总体优化设计中的总体优化设计方法。这种方法将更加精细的动力学模型引入到总体优化设计中，并对其进行详细的动力学分析和控制性能分析(对于高超声速飞行器来说，结构弹性模型、高精度气动力模型、高精度发动机动力学模型及它们之间的强耦合效应等一系列复杂的动力学模型问题和控制问题，都需要深入研究和详细分析)，对高超声速飞行器总体设计具有较大指导意义。面向控制的总体优化设计方法有“动力学模型反馈设计法”和“动力学模型一体化设计法”两种。

2.1.1动力学模型反馈设计法

动力学模型反馈设计法的设计过程如图2所示。该设计法先进行基于总体参数约束的(如质量、尺寸等)追求推进性能、气动性能、基本控制相关性能(稳定性、机动性等)等的总体优化。根据基于简单控制约束的总体优化设计过程对飞行器进行优化设计，得到相对较优的总体优化结果。根据总体设计输出的外形参数建立高精度控制相关的动力学模型(体现控制相关的本质现象)，并对其进行动力学特性分析和基于控制性能最优的优化设计(二次优化)，将分析结果以控制相关约束的形式反馈给总体优化设计，并调整外形及相关参数进行内部迭代，对总体参数进行进一步的协调优化。

图2 动力学模型反馈设计法

二次优化目标可使总体性能损失最小、控制系统性能改善最大或者控制性能改善量与总体性能损失量之比达到最大值。通过协调飞行器的总体参数(气动外形、结构调整、舵面大小位置等)来改善其动力学特性和控制性能。修改的参数对飞行器结构、气动、推进等性能要不敏感，但对飞行器动力学特性比较敏感，从而在保证其总体性能的同时改善了控制性能。

2.1.2动力学模型一体化设计法

动力学模型一体化设计法的设计过程如图3所示。该设计过程是将面向控制的高精度动力学模型耦合到飞行器总体优化设计中，在每次的迭代过程中，都会对不同参数构型的飞行器建立高精度动力学模型并进行动态特性分析和控制性能分析，完成与气动、推进、结构等模型在优化过程中实时的信息交互，使飞行器在基于控制、气动、推进、结构的总体优化中达到各学科真正意义的平衡，从而使总体性能指标达到全局最优。

图3 动力学模型一体化设计法

2.1.3面向控制的优化约束及性能指标分析

面向控制的优化约束主要包括:静稳定性、机动性能;动稳定性、动态特性(短周期、长周期稳定性问题)、弹性问题对控制响应的影响(如控制舵面的偏转无法产生所需的攻角响应);操纵性、指令跟踪性能(速度指令跟踪、高度指令跟踪等，跟踪性能包括快速性、稳定性、准确性);轨迹跟踪精度;满足发动机正常工作的姿态精度控制性能。以上给出的控制约束也可以作为性能指标来设计。

优化指标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弹性对发动机工作影响、对控制效率的影响最小等，也可以是它们组合的整体最优。

2.2 面向控制的总体优化设计

面向控制的总体优化设计动力学分析模块主要由几何外形处理模块、面向控制的总体优化设计动力学模块、后处理模块组成，其各个模块的关系如图4所示。

图4 面向控制的总体优化设计方法框架

几何外形处理模块主要功能:参数化的初始外形输入、外形参数设置、质量分布设置、结构刚度设置、初始轨迹选取等。飞行器的外形、质量分布、结构刚度可以改变，可以根据要求进行调整，便于后期的动力学模型参数扰动分析。

动力学模块是整个动力学分析模型的最关键部分。作为沟通总体参数与飞行控制性能的桥梁，可以有效协调总体参数与飞行性能的关系。主要包括:气动力模块、推进系统模块、结构弹性模块。面向控制的总体优化设计要求动力学模型必须能足够真实地反映出飞行器的动力学特性，同时必须有较高的计算效率。这就要求对动力学模型进行深入研究，可在采用工程算法的情况下尽量将模型精确化或采用降阶的CFD/FEA模型(如“模态综合法”)和低精度的数值计算模型(如较少节点的FEA模型)，其计算精度较高且计算速度较快。

后处理模块主要任务是进行动力学特性分析和控制性能评估。后处理模块包括:动力学特性分析模块、控制器设计模块、控制性能评估模块。

动力学特性分析模块主要关注的问题有:飞行器稳定特性;对稳定余度影响较大的参数;可以忍受的最大结构弹性;非最小相位行为(零极点在右半平面存在);不同机动性所对应的带宽;满足控制任务要求的带宽大小等问题。

具体分析方法:对设计的重要参数进行参数灵敏度分析或配平分析。对于重点关注的推进、结构弹性、气动、控制等参数可以根据高度、马赫数、动压、质量、重心等或它们的组合变化进行基于根轨迹、伯德图、灵敏度响应函数或特征根的参数化灵敏度分析;参数平衡点研究，如舵偏角、舵面位置、舵面大小、弹性大小、重心位置等变化对配平舵偏角大小、配平区域大小、配平攻角大小等的影响。

控制器设计模块可以采用的控制律设计方法有:PI或PID等经典控制律;鲁棒控制律、自适应控制律、非线性控制律、智能控制律等现代控制律。

控制性能评估模块主要包括:跟踪精度、跟踪快速性、稳定性以及鲁棒性等［4-8］。

高超声速飞行器动力学建模是面向控制的总体优化设计的基础，一个高效的能够真实反应动力学特性的模型将决定着整个优化设计的成败。应给予动力学建模足够的重视，文献［9-11］给了具体的建模方法。

3 结束语

X-51A的成功试飞，标志着超燃冲压发动机技术已经成熟，高超声速飞行已经不再是遥不可及，控制系统问题将会更加突出，因此，面向控制的高超声速飞行器的总体优化设计研究将成为继超燃冲压发动机技术之后的研究重点。美国等国家非常重视高精度动力学模型的建立及动力学特性和控制性能分析在飞行器总体设计中的作用。NASA和美国空军都在分别资助相关小组进行高精度的面向控制的高超声速飞行器动力学建模研究。我国应该重视高精度的高超声速飞行器动力学建模研究，为面向控制的总体优化设计奠定基础，形成面向控制的高超声速飞行器总体优化设计系统框架，最终指导我国的高超声速飞行器总体设计。

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