类HTV-2飞行器横侧向稳定设计研究

王 颖，闵昌万，刘秀明，刘全军，王官宇

(空间物理重点实验室，北京 100076)



类HTV-2飞行器横侧向稳定设计研究

王 颖，闵昌万，刘秀明，刘全军，王官宇

(空间物理重点实验室，北京 100076)

针对类HTV-2外形飞行器，研究其横侧向控制偏离判据(LCDP)大于0时的气动特性与控制策略设计方法。考虑类HTV-2外形飞行器横向静稳定性易获得的特点，提出一种利用横侧向通道耦合进行气动特性及控制策略设计的方法。分析表明，基于该方法设计气动特性和控制策略可实现LCDP大于0状态下系统的稳定。

类HTV-2；高超声速飞行器；LCDP；气动特性；控制策略

0 引 言

2010年4月和2011年8月，美国两次进行HTV-2的飞行试验，均以失败告终。虽然两次飞行试验失利，但HTV-2探索了当今高超声速飞行器设计领域的最前沿，意义非凡。

迄今，HTV-2详细的气动布局尚未对外公布， HTV-2的大致形貌[1-2]如图1所示。HTV-2气动布局具有乘波体与升力体相结合的特征，外形扁平，它具有尖前缘、大后掠的特征，后缘布置有扩张式体襟翼(Flap舵)与RCS控制机构。

图1 HTV-2外形图Fig.1 The configuration of the HTV-2

与美国其他高超声速飞行器相比，HTV-2采用了一种先进的气动布局设计形式。在外形和操纵舵面的配置上，尤其是侧向通道可谓简洁到极致。以X-15[3]为代表的验证机，以航天飞机[3]、X-33[4]，X-37B[5]等为代表的重复或部分重复使用、在轨返回式运载器在侧向通道或配置操纵舵面以提供侧向控制能力或配置V型尾翼增强侧向静稳定性，以保证横侧向的稳定控制。

对于HTV-2这类面对称飞行器，横侧向通道具有强耦合[3]的特性。侧向通道外形和操纵舵面配置的简洁直接提高了横侧向通道稳定控制的难度。HTV-2的第一次失利就与这种先进布局下的气动特性认识及稳定控制设计有关，正如ERB(独立工程评审委员会)将HTV-2首飞异常描述为[1]：“飞行过程中，偏航超出了预期，伴随超出可控范围内的滚转，导致飞行器失控。”

目前，关于HTV-2气动特性及控制策略方面的内容亦无公开资料。为了研究类HTV-2外形飞行器控制策略，本文基于相关公开资料，构造了一种类HTV-2外形，指出其横侧向气动特性可能出现的一种问题，并针对这种问题，进行相应的控制策略研究。

1 横侧向气动特性评价指标

(1)

LCDP的表达式与控制策略相关，控制策略不同，表达式有所区别，Moul等在文献[6]中给出了几种情况，Lutze[9]和Liuneh[10]之后做了改进和发展研究。仅滚动舵偏控制下的表达式如下所示：

(2)

δγ=kγvγv+kωxωx1(kγV>0,kωx>0)

(3)

式中：γv为倾侧角，ωx1为滚动角速度，kγV、kωx分别为倾侧角反馈增益和滚动角速度反馈增益。

常规控制下，LCDP<0表征横侧向闭环控制稳定，LCDP>0表征横侧向闭环控制不稳定，从表现来说也称为滚转控制反逆。滚转反逆的机理简单来说就是进行滚动控制时，由于横侧向气动耦合及控制耦合使滚动与期望的运动方向相反。

2 类HTV-2飞行器横侧向气动特性

本文根据文献[1-2]给出的HTV-2相关特征参数，构造了一个类似的气动外形，如图2所示。对于所构造的气动外形不追求与HTV-2的完全相同，只是取其基本构型及操纵舵面的配置形式。

图2 类HTV-2的气动外形Fig.2 The configuration of the HTV-2 like

根据文献[11]介绍的HTV-2的飞行试验剖面，计算了典型飞行工况下的气动特性。侧向静稳定性及横向静稳定性随马赫数变化曲线如图3、图4所示，表现为侧向静稳定性随马赫数降低先降低后增强，横向静稳定性随马赫数降低而降低。横、侧向静稳定性的变化会导致LCDP极性的变化，飞行中，当LCDP极性存在大于零的状态时，采用常规控制策略就会出现不稳定的情况。

图3 侧向静稳定性Fig.3 Directional static stability

图4 横向静稳定性Fig.4 Lateral static stability

在解决上述问题上，不同的飞行器采取了不同的控制策略。在可能出现LCDP>0的状态下，航天飞机[12]不使用滚动舵面进行滚动通道的控制，而是使用偏航RCS完成对滚动通道的控制。在X-33[7]的设计中，则是通过预置升降舵偏、使用方向舵辅助等综合措施才得以使LCDP配置在小于0的区域。文献[13]在某重复使用运载器返回段横侧向控制系统设计中，则是使用了方向舵控制滚转解决该问题。

相对以上飞行器，类HTV-2飞行器可用的气动操纵舵面仅有后体襟翼，本文则是对这种控制能力配置下的LCDP>0的稳定设计方法进行研究。

3 单状态量反馈稳定性分析

本节对滚动舵偏单独反馈横侧向四个控制量β、γv、ωy1、ωx1的闭环稳定性进行分析，首先给出横侧向状态方程，基于状态方程给出滚动舵偏到各状态量的传递函数，然后通过根轨迹分析滚动舵偏反馈各状态量的系统闭环稳定特性。

忽略气动阻尼项、气动力因素项、重力因素项，略去推导过程，直接给出横侧向状态方程如下所示：

(4)

式中：

c1β=sinα，c2β=cosα

c1γv=cosα，c2γv=-sinα

3.1 滚动舵偏反馈侧滑角

基于式(4)，滚动舵偏到侧滑角的传递函数如下所示：

(5)

图5 滚动舵偏反馈侧滑角的根轨迹图Fig.5 Root locus diagram for the feedback from angle of sideslip to the aileron

3.2 滚动舵偏反馈滚动角速度

滚动舵偏到滚动角速度的传递函数如下所示：

(6)

3.3 滚动舵偏反馈偏航角速度

滚动舵偏到偏航角速度的传递函数如下所示：

(7)

图6 滚动舵偏反馈偏航角速度根轨迹图(b6p<0)Fig.6 Root locus diagram for the feedback from the yaw angular velocity to the aileron(b6p<0)

综上分析，通过滚动舵偏反馈偏航角速度进行稳定设计，控制增益与气动特性匹配关系如下所示：

(8)

3.4 滚动舵偏反馈倾侧角

滚动舵偏到倾侧角的传递函数如下所示：

(9)

通过滚动舵偏反馈倾侧角进行稳定设计，控制增益与气动特性匹配关系如下所示：

(10)

4 LCDP>0的稳定条件

对于LCDP>0的状态，滚动舵偏反馈滚动角速度系统不稳定，所以需要通过反馈偏航角速度增加横侧向阻尼，这里首先通过理论推导分析滚动舵偏反馈倾侧角和偏航角速度的稳定条件，并进一步分析反馈侧滑角的作用，然后进行控制器设计和仿真校验。

4.1 稳定条件推导

4.1.1 滚动舵偏反馈倾侧角和偏航角速度

设控制方程δγ=kγvγv+kωyωy1(kγV<0,kωy>0)，系统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，根据劳斯稳定判据，系统稳定的充要条件如下所示：

(12)

由式(12)得到相应的增益设计及气动特性设计要求如下所示：

(13)

4.1.2 增加侧滑角反馈

同理，增加侧滑角反馈后可得kγv的设计下限如下所示：

(14)

(15)

综合本节的分析，得到相应控制策略下匹配的增益设计及气动特性设计如下所示：

(16)

4.2 控制器设计与仿真校验

选取典型的飞行工况，进行控制器设计与仿真。给出飞行工况如表1所示，按照偏航静稳定与静不稳定两种组合状态，并分析有无侧滑角反馈下的系统响应特性。

表1 典型状态参数Table 1 Typical status parameters

4.2.1 无侧滑角反馈

综合分析说明如下：

2) 综合系统时域响应曲线及根轨迹图来看，根轨迹图中系统共轭极点较靠近虚轴，根的实部绝对值较小，决定了系统达到稳态跟踪的时间较长，从时域跟踪曲线上也验证了这一点。

图7 状态响应曲线Fig.7 The state response curve(<0)

图8 滚动舵偏曲线Fig.8 The aileron curve(<0)

图9 倾侧角到滚动舵偏的根轨迹Fig.9 Root locus diagram for the feedback from the bank angular to the aileron(<0)

图10 状态响应曲线Fig.10 The state response curve(>0)

4.2.2 增加侧滑角反馈

图11 状态响应曲线Fig.11 The state response curve(<0)

5 结 论

LCDP>0一般作为飞行器设计的禁忌，在气动布局或控制策略设计上不会进行主动应用。本文则针对类HTV-2飞行器易获得LCDP>0的特性，提出了一种主动利用LCDP>0进行气动特性设计及横侧向控制策略设计的方法。按照这种方法设计气动特性及控制策略，可实现LCDP>0状态的稳定控制。文中给出的仿真实例说明了该方法的有效性。

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王 颖，女，博士生，高级工程师,主要从事飞行器姿态稳定控制技术方面的研究。

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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

国家自然科学基金(11272062)

V11

A

1000-1328(2017)06-0583-07

10.3873/j.issn.1000-1328.2017.06.004