论文关于超声速飞机测控系统

超 声 速 飞 机 测 控 系 统 姓 名： 王志勇 班 级： 12208-6班 学 号： 2012261367 指导教师： 李立新 完成时间： 2013年1、17 1 引 言 超声速飞机是人类飞机探索的最新领域。超声速飞机潜在的巨大军事和经济价值使得当前世界各军事大国纷纷投巨资到该领域,成为21世纪世界航空航天事业发展的一个主要方向。近年来,各军事大国在推进技术、结构材料、空气动力和飞行控制等关键技术研究方面积累了丰富经验,对超声速飞机未来的发展奠定了基础。今天, 超声速飞行技术已成为衡量一个国家空间技术先进程度的标志, 被称为航空史上继飞机发明、突破声障飞行后第三个划时代的里程碑。2 超声速飞机飞行技术发展现状及难点、特点 国防需求是各国竞相研发超声速技术的源动力。理论计算表明, 飞行器的速度从0.9马赫提高到5 马赫, 突防概率可提高100 倍以上。超声速武器缩短了突防时间, 提高了突防概率。另一方面, 反导导弹飞行速度越快, 其拦截成功的概率就越高。因此, 自20 世纪60 年代以来, 以火箭为动力、应用于各类导弹的超声速技术获得了快速发展, 并取得了部分成功, 如爱国者等导弹,飞行速度均在6 马赫以上。在国内, 超声速技术的重大国防、民用价值受到了政府及学术界的高度重视, 中科院力学研究所、航天空气动力技术研究院、南京航空航天大学、西北工业大学等科研院所, 在国家载人航天工程、“863 计划”等资金资助下, 在地面高超声速试验设备、计算机流体数字模拟等方面取得了一定的研究成果。 喷气发动机通常由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成。部分军用发动机的涡轮和尾喷管间还有加力燃烧室。喷气式发动机属于热机，做功原则同样为：高压下输入能量，低压下释放能量。制造出优良的发动机是一大难点。同时为克服热障，科研人员首先精心设计飞行器的飞行轨道和气动外形，使其在不影响或较少影响飞行器性能的情况下，尽可能降低进入飞行器的气动加热率，即热流。克服热障更主要的手段是对飞行器进行热防护，希望以较小的代价保证飞行器及其有效载荷（战斗部或乘员）的安全。 超声速飞机具有的特点如下： （1）控制系统的实时性问题 超声速飞行条件下飞行器对控制的响应速度要求更高。 （2）控制模式问题 在超声飞行过程中控制面的控制效率与亚声速飞行状态相比有了较大的降低控制面较大的偏转又将引起不希望的气动热，因而在超声速飞行器控制中往往采用控制面和反作用控制系统相结合的控制手段。 （3）变参数问题 由于工作条件大范围变化超声速飞行器高低空的气动力特性的巨大差异和质量分布的快速变化导致飞行器的动力学特征和模型参数在飞行中变化非常显著增大。超声速飞行器在大气层内飞行时, 由于超声速气流引起的局部流场中激波与边界层的干扰导致飞行器表面上的局部压力及热流率的变化，这些变化直接影响飞行器的气动力特性。 3 超声速飞机姿态动力学模型 考虑超声速飞行器巡航飞行状态下，其速度、高度和发动机推力应为常值，但是受到攻角的变化影响，影响发动机性能，使得速度和高度也具有不确定性。给出高超声速俯仰通道姿动力学方程为： 式中：Q为俯仰角速率； 为飞行器攻角；V为飞行速度；lyy为飞行器纵向转动惯量； 为地心引力常数；r=R +h为飞行器距地心距离；0为俯仰角；L， ， 分别为飞行器升力、推力和俯仰力矩，其计算公式为：式中：q为动压；5 为飞行器特征面积；C 为升力系数；C 为推力系数，在巡航条件下为常值；c为平均气动弦长；C 。，C ，C 。分别是和攻角0c、升降舵偏8 和俯仰速率Q相关的力矩系数。各系数公式给出如下： 控制对象可以表示为： 4超声速飞机飞行状态控制 较常规飞行器,超音速飞机飞行状态控制更具有挑战性, 这表现在如下方面。研究条件从理论上来看, 1946 年, 钱学森提出了超声速流的相似律, 并被加以普遍证明。经过60 多年的发展, 今天, 在超声速空气动力学方面仍有许多待解决的问题, 如机体表热辐射使驻点激波层发生分解、电离, 出现强弱理想气体效应; 离驻点较远处,不同流线处的气流不再等熵; 测试手段难以准确确定附面层转捩点位置等。从试验条件来看, 超声速风洞、先进的仿真手段是验证、优化飞行器、控制器的必要条件。现有的风洞无法全面模拟飞行器的工作环境,检测设备不能完全监测试验过程, 仿真手段有待发展, 限制了飞行试验的开展。2）过程特性吸气式超音速飞机飞行时, 空间上经历了一个从地面到近地空间, 多个近地空间与大气层间的往返, 再到地面的过程, 环境参数跳动大;速度上经历了一个从亚音速、跨声速至超声速、多个超声速至超声速、再至跨声速、亚声速的过程, 空气动力学特性在不同速率区间差异很大, 飞行状态难以用统一的飞行包络线描述。超声速飞行阶段, 机体与气流间的强摩擦使机体表面温度急剧升高, 仰面气体压缩效应使机体仰面温度可高达1 800 以上8 , 而后部气流的负压效应削弱了机体与气流间的热摩擦, 这就要求飞行器表面冷却系统能够随着飞行环境及飞行状态及时做出调整, 确保飞行器表面强度, 反过来, 也限制了飞行器的飞行状态, 如飞行器再入大气层的再入角度及姿态角。超燃发动机吸气口气流流速大于声速后才能工作, 因此冲压式需要使用超声速载体、火箭或亚燃发动机作为其高超声速飞行前的动力, 这涉及了动力切换问题。如使用超声速载体或火箭为第一级的两级入轨HSA 机体分离过程中, 由于飞行器侧滑角增加, 入射轨道的迎面出现激波碰撞区域, 压力迅速增加, 在机载轨道和投射轨道之间传播, 导致入射轨道上飞行器受到强烈的不稳定气动载荷作用。另一方面, 超声速气流在超燃发动机燃烧室中的滞留时间通常只有燃料的混合与燃烧, 气体排放等过程。这对现有芯片的数据处理能力、执行器的响应速度、发动机吸气过程及燃料供应过程的控制精度提出了挑战。此外, 飞行器超声速飞行控制还面临如下问题 。控制面的控制效率较亚声速、超声速飞行时低得多, 且时滞、气动耦合严重。飞行器迎角扰动时, 推力矢量发生变化, 作用在飞行器上的俯仰力矩发生改变。机身的弹性使飞行器产生结构变形, 其中的低频结构变形与飞行器短周期运动频率的接近, 既会影响飞行器短周期运动, 又将使得飞行器变形加剧, 以致飞行状态失控。根据激波条件优化设计出的乘波体外形工作在激波面上, 具有姿态本质非稳定性。3) 控制策略目前飞行控制的研究大都是围绕美国超声速验证机展开的。 超音速飞行速率跨度大, 环境参数跳动大, 因此以飞行器环境参数及速度参数为变量, 将飞行包络线分为多个子集, 针对每个子集特点, 采用合理方法建立子集的数学描述, 是超音速飞行器飞行状态建模的一个可选方案。其中, 机理建模理论或以最小二乘估计、神经网络、支持向量机等统计学习方法在超声速飞行器如F16 , 苏27 等的建模实践中得到了成功应用, 相关经验在飞行器亚超声速飞行状态建模过程中可加以借鉴。而由于存在上述空气动力学理论及仿真手段有待完善, 环境参数变动大, 气流流场复杂等问题, 单纯的机理建模或统计学习建模方法均不能很好超声速飞行阶段的建模工作。根据现有的航天航空器等复杂系统的建模经验, 以机理建模方法为主对各子模型做确定性描述, 以统计学习建模方法为辅, 通过人工智能算法描述各子模型的不确定性, 或许是建立飞行器超声速飞行状态模型的一个思路。而对于多模型飞行包络线描述, 可以根据子模型的特点, 针对性设计控制律, 进行模型切换控制, 以获得期望的飞行状态控制效果。HSA 是强非线性、受外部环境参数扰动强烈的系统, 可采用在航空航天业中成功应用的等算法以保证飞行状态控制律的鲁棒性能。 另一方面, 在普通飞行器中可以忽略的诸如执行器、空气燃料供应及混合、数据处理及信号传输等带来的时滞问题对HSA 的飞行状态却产生重要影响。为此, 可以在控制律设计中引入Smith 预报、Extended Kalma 滤波, 广义预测等预测控制策略或模糊控制算法, 以削弱时滞问题带来的不良影响, 同时也因应模型中的不确定性问题。总之, 飞行器超声速飞行为控制律的设计带来巨大的挑战, 单一建模方法及控制策略难以获得很好的效果, 针对飞行器空气动力学特点及目前的科研手段, 多种控制策略协同应用是值得考虑的控制器设计思路。 4 超声速飞行器控制设计 锥体加速器构型是超声速飞行器线性控制律设计的里程碑，控制目的是飞行器稳定以及精确跟踪速度和高度命令信号，同时保证攻角偏差，并且使得控制能量最小化攻角的限制可以减小对推进性能的影响在所有状态是可量测，有较小传感器噪声污染的假设下。针对动力学 利用直接回路整形和迭代综合方法设计了控制器基于标称系统的控制器以及基于不确定系统最优控制器。由于超声速飞行器的控制设计要求具有实时性，因此要求所设计的控制器简单易行适合于工程设计要求特征建模和基于特征模型的全系数自适应控制方法是提出的系统动力学和控制设计要求相结合的一种建模和控制器设计方法 。该方法在载人飞船再入升力控制、复杂挠性卫星自适应控制等问题中已得到深入研究特别是该方法的理论思想和工程要点被创造性地应用于飞船返回再入控制，其精度达到世界先进水平。近来分别针对超声速飞行器的爬升、巡航和再入段的基于特征模型的全系数控制设计问题，已开展了较为深入的研究，针对含有大范围变化的惯性和气动参数的非线性、多变量、不稳定的高超声速飞行器现系统的跟踪目标，而且可以保证攻角满足一定的约束条件, 达到了理想的跟踪控制效果 近几年来挠性吸气式超声速飞行器的控制问题得到普遍关注，针对线性化模型设计了两种基于线性二次调节器技术的控制器，并针对原始动力学模型进行了仿真验证了所设计控制律在一定巡航条件下的有效性。但是基于线性模型的控制器设计方法需要增加增益调度环节, 增加了设计复杂性。 5关键技术 为了实现远程精确投送的目的，通用再入飞行器总体设计必须要同时考虑满足许多特殊的要求，如高升阻比气动外形、长时间高温非烧蚀低烧蚀热防护、高精度制导导航与控制、有效载荷高速抛撒等。总体设计主营关键技术包括：（）高升阻比飞行器一体化设计要素进气道和尾喷管既是机体的一个组成部分，又是推进系统的一个组成部分。它们的内、外流特性，既影响推进系统的性能，又影响飞行器的气动特性。在超声速飞行器上，发动机安装到飞行器上之后，进、排气系统可使发动机的推力损失10-150毛;非设计状态下，特别是跨声速飞行状态，推力损失可达25-30%以上。进气道吸入大量空气，经过尾喷管 形成大量燃气排出，使发动机前后流场内的压力和速度发生明显变化。这一流场变化对飞行器的气功特性包括升力、阻力和俯仰力矩等产生了显著影响。这就是发动机对飞行器的干扰。反过来，飞行器在飞行过程中，机体附近的绕流流场对发动机的工作也会产生影响，特别是超声速飞行和大攻角飞行时，对发动机工作的影响尤为严重 。(2) 多学科优化设计技术高升阻比飞行器设计涉及了气动力、热、烧伤、 防热、控制、伺服等多个专业和技术领域，在设计过 程中，气功力和气功热、烧伤和结构、气功力和控制、 烧伤和控制、气动力和伺服等相互搞合，相互作用，因此在飞行器设计中不仅要借鉴以往军事航天飞行器各专业及分系统的设计方法和成果，还要采取多学科优化设计方法，实现方案的准确分析和设计，进一步提高设计水平。(3) 再入轨道与再入走廊设计技术由于飞行器采用了多种不同的有效载荷，每种有效载荷的打击目标不同，打击方式不同，其飞行轨道也不相同;为了实现有效突防，其再入轨道要避开敌方反导防御体系的探测和跟踪，其再入飞行走廊要进行仔细设计和分析，比较可行的弹道方案是周期性跳跃再入弹道。3.2 气动力、热技术对于在高超声速条件下具有高升阻比的飞行器来说，气功设计及其相关的风洞试验、理论计算分析 都是最为基础的关键技术，主要包括:在超声速飞行条件下，具有高升阻比是确保飞行器元动力滑翔达到很远的航程(几千公里以上)的必要条件。对于进行长时间巡航的高超声速飞行器来说，实现高升阻比通常与降低防热要求是矛盾的。一般情况下，高超声速高升阻比飞行器的头部与翼前气动外形都设计得比较尖，这样必然带来高加热问题，给防热系统设计带来压力，甚至还可能出现横向和纵向气动特性不对称，即横向压心和纵向压心一般相距较远，在实际应用中会引起纵横向稳定性不匹配的问题，给飞行器的稳定飞行和控制带来很大的困难。此外，理论上升阻比很高的外形往往无法满足装填性能要求，在实际工程设计中需要综合折中考虑气动与装填的要求。这些问题都需要很好的协同解决，抑制高升阻比气动外形的负面效应。 反作用控制系统(RCS)同流场的相互干扰 RCS喷流干扰效应的复杂性，主要表现为气动特性在很大程度上受RCS喷流和飞行器表面流畅之间的互相干扰之影响。RCS的喷流影响主要来自三个方面：喷流推力，喷流对表面的冲刷以及喷流对流场的人、干扰影响。 因此，要研究喷流推力、羽流冲刷、羽流/轨道器之间的流场干扰对 RCS 控制效率及轨道器气动特性的影响。要对再入飞行实施有效的控制，必须准确地给出RCS从再入条件直至关闭RCS这一宽广范围内的控制效率。 进行风洞试验时，试验模型不但要保持几何相似，而且通常还要模拟羽流边界、喷流动量/自由流动量（对于向上或向下的RCS喷流）或喷流质量流率/自由流质量流率（对于纵向RCS喷流），通过地面试验对RCS的工作效能进行精确的预测是十分困难的。3.3 高温长时间热防护技术 以高超声速在稠密大气层内飞行时，空气受到强烈的压缩和剧烈的摩擦作用，飞行器的大部分动能转化为热能，致使端头温度急剧升高，并且随着飞行马赫数的增加，气动加热将更趋严重30。根据初步气动热环境估算，端头再入气动加热在2500度（滑行12000km），大面积再入气动加热温度介于4001100度之间。要使武器系统在大气层内不被烧毁，并保证内部仪器的正常工作，必须采取特殊的热防护技术， 防热系统地面试验技术主要包括防热材料试验技术、防热结构单元件试验技术、防热系统阵列结构试验技术等。3.4 高精度GNC技术 GNC系统是飞行器的大脑与神经系统，高精度的导航制导与控制技术是临近空间飞行器完成作战任务的根本保证。为了实现高精度 GNC系统在飞行器上的应用。3.5 有效载荷抛撒技术 有效载荷抛撒技术是飞行器设计的重要关键技术，飞行器的有效载荷抛撒通常在马赫数4左右，有效载荷的可靠、正确分离是实现对目标准确打击的关键时。有效载荷抛撒的关键技术是:新型抛撒方法研究，旋转抛撒技术研究，作动筒抛撒技术研究以及弹射抛撒技术研究。3.6 发动机技术超声速空气在燃烧室中的滞留时间通常只有1.5毫秒 ，要想在如此短的时间内将其压缩、增压，并与燃料在超声速流动状态下迅速、均匀、稳定、高效率地混合和燃烧是十分困难的。因此需要对发动机尺寸、形状以及燃料种类、喷注器设计、燃烧机理进行综合性理论和试验研究。超燃冲压发动机的另一个技术困难是飞行器必须达到一定的速度才能启动(双模态超燃冲压发动机也是如此)，因此需要有助推器提供初速。目前高超声速推进技术的研究重点是:动力装置总体方案，冲压发动机进气道设计理论与试