高超声速飞行器姿态大偏离下的耦合动力学建模与控制研究

Near space air-breathing hypersonic waverider can be used as a solution to affordable space access or hypersonic missiles. At present, most researches are conducted on the coupling dynamics of hypersonic vehicles at design condition. But the vehicle would exhibit totally different property of dynamical behavior at off-design conditions, which are easy to happen due to the poor stability of flight dynamics and intractable uncertainties of Scramjet. The project is based on the previous studies and the research method combined with theoretical analysis and numerical simulations are still adopted. Three control-oriented aspects of hypersonic waverider at off-design conditions are investigated, including modeling method for aerodynamics/thermodynamics/structural dynamics/propulsion coupled dynamic system, global characteristics of nonlinear flight mechanics and method for nonlinear system with uncertainties. The dynamical model is developed for the airframe/propulsion integrated hypersonic waverider for the off-design conditions as large angle of attack or high speed roll. The coupling mechanism of subsystems and stability is revealed, and control strategies for recovering from the off-design conditions are purposed. The quantitative analysis are conducted and the adaptability of methods for uncertainty propagation in nonlinear coupled systems are obtained by comparing different methods, which would serve the overall and control system design of hypersonic waverider configuration vehicle.

乘波体构型高超声速飞行器可用于天地往返系统及高速导弹，应用前景广阔。由于飞行动力学稳定性差，超燃冲压发动机工作条件苛刻等原因，飞行器容易发生工作状态大偏离，进而表现出与正常工作状态不同的耦合动力学行为。本项目在前期研究的基础上，采用理论、数值和半物理仿真相结合的研究方法，通过对大偏离下乘波构型高超声速飞行器以控制为目标的气动/热/推进/结构建模方法、非线性系统动力学特性分析、非线性系统不确定分析方法三方面的研究，建立一种能够反映乘波构型高超声速飞行器在飞行状态偏离设计工作状态下的气动/热/结构/推进耦合系统非线性动力学模型，展开对高超声速动力学耦合机理及系统稳定性的研究，给出大偏离飞行状态下恢复正常工作状态的控制策略。在此基础上，研究线性不确定分析方法对高超声速飞行器飞行动力学的适用度，以服务于高超声速飞行器总体设计和控制系统设计。

在大气紊流或外部干扰作用下，高超声速飞行器的姿态容易出现大迎角等偏离设计工作状态的情况。大迎角情况下，飞行器的气动载荷、发动机的正常工作均会受到影响。因此，针对姿态大偏离情况的研究具有重要意义。本项目针对大迎角情况，首先建立了用于高超声速大迎角三维气动力计算的数值模型，与常用几种工程算法进行结果的对比，分析了气体粘性效应和三维效应在大迎角下对气动力的影响。接着采用数值方法对一种典型吸气式高超声速飞行器的流场进行了数值模拟，得到其流场特征和气动特性。重点针对大迎角情况，分别对整机气动特性、进气道性能和全动尾翼气动性能进行了分析，并结合流场特征做出解释。最后，建立全动尾翼结构模型，耦合气动模型，对其在大迎角下大角度偏转时的气动弹性问题进行了研究。主要研究结果如下：(1) 大迎角下使用工程算法计算气动载荷的精确度降低；气体粘性效应主要影响阻力系数，对升力的影响几乎可以忽略；大迎角下的三维效应显著，使用简化的二维模型代替三维模型会造成计算结果误差增大；(2) 大迎角下飞行器的气动参数表现出非线性特性，升阻比减小，整机纵向表现为静不稳定，且不稳定性随迎角增大而增大；进气道性能在大迎角下降低，从而导致发动机推力下降，不利于发动机的正常工作，但同时小幅降低了整机的纵向静不稳定度；全动尾翼操纵效率降低从而使得配平难度增大；(3) 全动尾翼的气动力和结构响应曲线均随时间逐渐衰减至平衡位置。迎角越大，初始振幅越大，但随时间衰减得越快。结构变形导致升阻力系数均减小，迎角越大减小比例越大。结构等效应力曲线在小迎角下由一阶固有频率主导，大迎角下变为由二阶频率主导。且大迎角下的结构弯曲/扭转耦合变形增大。以上研究成果对高超声速飞行器的总体设计与进一步研究具有一定指导作用。