高超声速飞机变几何进气道控制研究_尤明.pdf

第43 卷第1期2023 年2 月飞机设计AICAFT DESIGNVol 43 No 1Feb2023收稿日期:2021 11 28;修订日期:2022 12 06基金项目:国家自然科学基金青年基金资助项目(61903349)作者简介:尤明(1988)，男，高级工程师，博士引用格式:尤明，戴磊，李旦伟 高超声速飞机变几何进气道控制研究 J 飞机设计，2023，43(1):23 28 YOU Ming，DAI Lei，LI Dan-wei Variable Geometry Inlet Control esearch for Hypersonic Aircraft J Aircraft Design，2023，43(1):23 28文章编号:1673 4599(2023)01 0023 06doi:1019555/j cnki1673 4599202301005高超声速飞机变几何进气道控制研究尤明，戴磊，李旦伟(沈阳飞机设计研究所，辽宁 沈阳110035)摘要:为保证高超声速飞机在低马赫数下的气动特性，开展高超声速飞机变几何进气道控制研究。可移动唇罩式变几何进气道高超声速飞机是指飞机推进系统前段，设有一个能沿着来流方向前后平移的唇罩，从而实现飞机的最大气流捕获，以提高推进系统的性能。在分析变几何进气道工作原理的基础上，建立采用组合动力推进系统的高超声速飞机的纵向模型，进而提出多模型切换控制策略与可行的控制方法。仿真结果表明，采用了变几何进气道技术的高超声速飞机，相比于固定进气道，在低马赫数时需要的燃料当量比更小，保证了高超声速飞机在低马赫数下的气动特性。关键词:变几何进气道;高超声速飞机;多模型切换控制;滑模控制;反步控制中图分类号:V249.1文献标识码:AVariable Geometry Inlet Control esearch for Hypersonic AircraftYOU Ming，DAI Lei，LI Danwei(Shenyang Aircraft Design esearch Institute，Shenyang110035，China)Abstract:In order to ensure the aerodynamic characteristics of hypersonic aircraft at low Mach num-ber，variable geometry inlet control for hypersonic aircraft is studied The movable lip cover of varia-ble geometry inlet for hypersonic aircraft is a lip cover which can move forward and backward in thedirection of the incoming flow and achieve the maximum airflow capture of the aircraft and improvethe performance of the propulsion system Based on the analysis of the working principle of the varia-ble geometry inlet，the longitudinal model of the hypersonic aircraft using the combined propulsionsystem is established，the multi-model switching control strategy and feasible control methods are dis-cussed The simulation results show that compared with the fixed inlet，the hypersonic aircraft withvariable geometry inlet technology needs less fuel equivalent ratio at low Mach number，which en-sures the aerodynamic characteristics of the hypersonic aircraft at low Mach numberKey words:variable geometry inlet;hypersonic aircraft;multi-model switching control;slidingmode control;backstepping control高超声速飞机具备以下典型特征:可重复使用、常规机场水平起降、常规大气空间加速/爬升、临近空间(20 40 km)高超声速(马赫数不小于5)巡航飞行等1 2。与常规飞机相比，高超声速飞机飞行马赫数上限大大提高;与现有的吸气式动力高超声速飞行器相比，飞行马赫数下限显著拓宽，并能够自主水平起降，因此这是一种技术难度全面提升的全新飞行器。对于采用组合动力推进系统的高超声速飞机，由于前体进气道一体化的设计，导致进气道既是飞机的一部分，也是发动机的一部分。传统飞机多采用定几何进气道，导致飞机在不同飞行速度下，无法持续稳定地捕获足够的自由来流，进而影响推进系统的性能3 4;因此，变几何进气道能够大大提升推进系统的性能，使之成为高超声速飞机的一个研究热点。目前，变几何进气道主要有旋转唇罩式变几何进气道(在美国 X-43A 上使用)5，轴对称式变几何进气道(日本 ATEX 计划使用)6，平移唇罩式变几何进气道(由法国ONEA 机构提出)7 8 等方案。3 种变几何进气道的性能各有优缺点，但是从结构可实现性上考虑，平移唇罩式变几何进气道方案是最易于工程实现的。虽然可移动唇罩结构能够有效扩大高超声速飞机的速度调节范围，有利于高超声速飞机的加速控制，但是进气道唇罩的移动会引起气动力和力矩的不确定变化，特别是推力会产生较大变化。目前，尽管在超燃冲压发动机变几何进气道的设计及分析方面取得了一系列研究成果，但是变几何进气道在控制领域的研究，却仍处于起步阶段。目前文献中提出的一些控制方法也是针对于传统的定几何进气道方案9 10，变几何进气道作为一种研发趋势，必须从各学科的角度予以考虑。因此，非常有必要从控制系统设计的视角出发，研究变几何进气道的引入给高超声速飞机控制系统整体造成的影响。本文首先分析变几何进气道工作原理，然后建立采用组合动力推进系统的高超声速飞机的纵向模型，进而提出变几何进气道高超声速飞机多模型切换控制策略，最后提出可行的变几何进气道高超声速飞机控制方法，并通过仿真验证算法的有效性。1变几何进气道高超声速飞机模型描述1.1可移动唇罩模型建立目前，国内外关于变几何进气道的研究包括旋转唇罩式、轴对称式、平移唇罩式等。其中，平移唇罩式变几何进气道的可伸缩唇罩位于推进系统的最前端，能够根据高超声速飞机的需求向前或向后平移。与其他几种变几何进气道方案相比，平移唇罩式变几何进气道具有易于操纵、结构易实现等优点，并且能够实现激波封口，确保进气道捕获流量最大，因此本文重点针对此方案开展研究。平移唇罩式变几何进气道的可移动唇罩原理图，如图1 所示。图1 中:l 为可移动唇罩向前移动距离;D，D1，D2为高超声速飞机捕获自由来流的区域;Lf为高超声速飞机前体长度;为前体下转角;h1为进气道高度;为高超声速飞机飞行迎角;s为激波角;s为斜激波角，s=+。图 1可移动唇罩原理当可移动唇罩不向前伸长时，高超声速飞机进气道只能捕获 D1区域的自由来流。当可移动唇罩向前移动距离 l 时，高超声速飞机进气道可以额外捕获 D2区域的自由来流，即高超声速飞机可以根据需求前后调节可移动唇罩的伸长距离，捕获高超声速飞机所需的进气流量，从而提高推进系统性能。由图1 可知，可移动唇罩向前移动距离l=Lf(Lftan+h1)cot(s)(1)由式(1)可知，可移动唇罩向前移动距离 l 与迎角，以及激波角 s有关，而激波角 s一般与迎角 和马赫数 Ma 有关。因此，可移动唇罩向前移动距离 l 与 和 Ma 相关，一般可通过曲线拟合的方式，将可移动唇罩向前移动距离 l 表示为 和 Ma的函数l=f(，Ma)(2)1.2高超声速飞机纵向刚体模型为便于分析变几何进气道对高超声速飞机飞发一体化控制的影响，本文不考虑高超声速飞机的横航向运动与弹性影响，只针对高超声速飞机纵向刚体模型进行描述。一般，高超声速飞机纵向刚体模型由飞机速度 V、飞机高度 h、飞机航迹角、飞机迎角，以及飞机俯仰角速率 z来描述，42飞机设计第43 卷V=(Tcos D)/m gsinh=Vsin=(Tsin+L)/(mV)gcos/V=z z=M/Izz(3)式中:m 为高超声速飞机的质量;Izz为高超声速飞机的转动惯量;g 为重力加速度;L，D，T，M 分别为高超声速飞机所受的升力，阻力，推力，以及俯仰力矩，表达式L=qS (CL+CL，l l)D=qS (CD+CD，l l)T=q(CT+CT，c c+CT，l l)M=qS c(CM+CM，l l)+zTT(4)式中:q=12V2为动压;S，c，zT分别为高超声速飞机的参考面积，平均气动弦长和推力臂;c为燃料当量比;CL，CD，CT，CT，c，CM为高超声速飞机的气动系数，与迎角、飞行马赫数 Ma、升降舵偏转角度 e有关;CL，l，CD，l，CT，l，CM，l为可移动唇罩引入的气动增量，与迎角，飞行马赫数 Ma 有关。为方便后续控制器设计，将式(3)与式(4)联合整理为严反馈形式V=fV+gVc+fVh=Vsin=f+g+f=f+gz+fz=fz+gze+fz(5)式中:fV，f，f，fz为状态矩阵;gV，g，g，gz为控制矩阵;fV，f，f，fz为模型不确定项。其中，fV，fz与控制量 c，e出现在同一通道，为匹配不确定项;而f，f与控制量c，e没有出现在同一通道，为非匹配不确定项。因此，高超声速飞机变几何进气道控制的目标为:针对高超声速飞机纵向刚体模型公式(5)，考虑可移动唇罩引入的气动增量、模型不确定及外界扰动，设计合理的燃料当量比 c和升降舵偏转角度 e，保证高超声速飞机在纵向平面内实现对速度参考指令 Vd和高度参考指令 hd的精确跟踪。2变几何进气道高超声速飞机多模型切换控制策略根据高超声速飞机的飞行状态及对进气流量的需求，根据式(2)即可计算出可移动唇罩向前移动距离，进而通过调节机构进行平滑连续调节;但是，此种调节方式势必造成高超声速飞机的气动力模型过于复杂，对控制器设计提出挑战。因此，本小节先介绍采用可移动唇罩步进调节的方式，利用多模型切换控制方法实现高超声速飞机纵向刚体模型的高度、速度精确控制。假设采用可移动唇罩步进调节的方式时，调节步长为 0.5 m，移动时间忽略不计，即可针对式(4)，参考图 2，建立高超声速飞机在不同可移动唇罩位置时的气动力模型。图 2可移动唇罩平移示意变几何进气道高超声速飞机多模型切换控制结构框图，如图3所示。根据，Ma的值，计算出图 3多模型切换控制结构52第1 期尤明等:高超声速飞机变几何进气道控制研究可移动唇罩向前移动距离，与当前可移动唇罩位置进行对比，产生向前、向后或者保持位置不变的信号。同时，多模型切换控制系统切换到与该可移动唇罩位置相对应的气动力模型及控制器，在每个切换子系统下可采用多种控制方法，下文将详细介绍。3变几何进气道高超声速飞机控制方法为实现高超声速飞机对速度参考指令 Vd和高度参考指令 hd的精确跟踪，将式(5)划分为速度子系统和高度子系统，其结构框图如图 4 所示。其中 d，d，z，d分别为迎角参考指令，航迹角参考指令和俯仰角速率参考指令。综合考虑滑模控制方法对匹配干扰的鲁棒性及反步控制方法处理复杂系统的优势，分别针对速度与高度子系统，设计滑模与反步控制器。图 4高超声速飞机