飞行器制造设计的技术范围(有翼再入飞行器总体设计技术概况,以及操稳特性对飞行器的重要性)

文|历史安利官

编辑|历史安利官

为对有翼再入飞行器项目提供技术支持，各主要航天大国相继开展有翼再入飞行器的总体快速设计与优化技术研究工作。

我国根据有翼再入飞行器的总体设计原则和目标，分析了各专业模块的输入/输出以及模块之间的耦合关系。

任何飞行器设计都必须考虑操稳特性，对有翼再入飞行器来说，其操稳特性有一定的特殊性而更值得重视。

总体设计技术国外研究概况

美国对有翼再入飞行器总体综合分析和优化技术高度重视，在这一领域已开展大量的研究。

美国早期为航天飞机概念设计而研发了SSSP(SpaceShuttleSynthesisProgram)程序，该程序包含了重量模块、气动模块、气动热模块、载荷模块、轨迹计算模块等。

同一时期NASA还开发了用于空天飞机重量和尺寸的初始估算的CONSIZ(ConfigurationSizing)程序和HASA(HypersonicAerospaceSizingAnalysis)程序。

二十世纪90年代，NASA在开发空天飞机总体方案综合分析和优化系统时，各专业模块采用了更详细的分析模型。

HAVOC(HypersonicAerospaceVehicleOptimizationCode)程序系统和PrADO-Hy(PreliminaryAircraftDesignandOptimizationProgram–Hypersonic)为该时期有翼再入飞行器总体集成设计系统的代表。

以PrADO-Hy程序为例，该程序系统的架构，包含了几何、重量、气动/气动热分析、推进系统计算、轨迹计算、结构和热防护、成本分析、参数敏感性分析和优化等模块。

在近期研究中，随着计算机技术的发展和多学科集成软件的出现，各研究机构采用了更先进的集成技术(分布式计算技术)来集成各专业的计算模型，且各专业的分析模型包含了低精度模型和高精度模型多种分析模型。

以IDEA(IntegratedDesignandEngineeringAnalysis)集成系统为例，其专业模块包括包含了几何外形/总体布置、气动/气动热力学、推进系统、热防护、结构与材料、轨迹与导航控制、成本等多个学科。

每个学科的设计和分析模型由简单到复杂划分为多个层次，包括工程分析模型、快速数值方法、详细数值模型等多种计算模型。

NASA的研究人员认为，IDEA平台将成为支撑可重复使用空间飞行器总体设计的一个强有力的工具。

WrightPatterson针对可重复使用军用运载器(ReusableMilitaryLaunchSystem，简称RMLS)研究的“空天飞行器设计与优化的设计环境”，其军用运载器的概念设计图如下图所示。

该集成系统使用AML(AdaptiveModelingLanguage)作为集成平台，包含几何、气动、推进系统、轨迹、气动热/热防护、重量、结构、操稳等模块，各模块的结构矩阵。

NASA在2004年针对第二代可重复使用运载器(2ndGenerationReusableLaunchVehicle，简称2GRLV)研究的“下一代空天飞行器的先进工程平台”，专业模块包含几何、气动/气动热、推进系统、热防护、重量/尺寸/结构、轨迹、可靠性、成本等模块。

其基本架构图，主要包含了用户层(UserLayer)、工具层(ToolLayer)、数据层(DataLayer)、基础层(InfrastructureLayer)。

用户层是用户界面，用于数据的输入、计算过程和结果的观察。

工具层包含各专业模块，在AEE中各专业模块通过多学科集成和优化软件ModelCenter在分布式计算环境下进行封装和集成，以供用户调用。

数据层用于设计过程中各专业模块数据的储存和通讯。

基础层的功能是为分布式计算环境提供网络通讯和安全。

总体设计技术国内研究概况

国内方面：国防科技大学的罗世彬、李晓宇等构建了高超声速飞行器一体化设计框架并提出了高超声速飞行器机体/发动机一体化性能分析方法。

金亮、黄伟研究了高超声速乘波体飞行器机身/发动机一体化技术。

西北工业大学龚春林、孙建勋等开展了亚轨道重复使用运载器总体多学科优化方法研究，建立了包括几何、气动、推进、弹道、气动热、传热/热防护系统、结构分析模型的综合分析系统。

王若冰等对高超声速飞行器气动外形与内部布局进行了一体化优化设计。

北京航空航天大学赵鹏飞等分别从气动布局、推进系统、热防护系统和导航制导与控制系统四个方面介绍了高超声速飞行器关键技术发展历程，并对其关键问题的不同解决方案进行了对比分析。

张晓天建立了一种集成通用高超声速飞行器气动工程预测系统，该系统能够快速几何建模、自动化FEM网格生成并采用工程算法进行快速气动力预测。

甘文彪等提出了提出一种结合优化设计和灵敏度分析的新设计策略并对乘波飞行器进行了一体化构型设计。

哈尔滨工业大学尉建利等研究了高超声速飞行器操纵性/控制律一体化设计方法。

阳勇对比分析了包括升力体布局、翼身融合体布局、乘波体布局等典型高超声速外形的气动特性，对空天飞机乘波进行了布局设计、优化及数值模拟。

南京航空航天大学的余雄庆、肖天航团队前期通过数年时间，开展了对有翼再入飞行器总体多学科设计优化平台的研究工作。

并在有翼再入飞行器的气动布局、参数化几何建模、气动力快速预测、气动热与热防护设计、气动导数与操稳特性评估、再入轨迹设计优化、重量评估、多学科设计优化、一体化设计平台等方面取得了一定的研究成果。

此外，还有一些高校、科研院所对吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化技术进行了研究。

从上述有翼再入飞行器总体设计技术研究概况来看，国内在高超声速飞行器总体多学科设计、分析和优化领域的研究对象主要是吸气式高超声速飞行器。

对于基于火箭为动力的有翼再入飞行器的总体综合设计技术研究得还不多，并对于再入过程中飞行器的操稳特性(操纵性与稳定性)与其它学科耦合设计优化的研究较少。

因此，本文将论述操稳特性对有翼再入飞行器设计的重要性，然后对有翼再入飞行器考虑操稳特性的总体多学科设计优化方法进行研究。

操稳特性概述

飞行器的稳定性和操纵性简称操稳特性，它反应了飞行器保持和改变原定飞行状态的能力。

操稳特性指标是飞行品质规范中的主要内容，而飞行品质要求则是飞行器设计和使用中必须满足的要求，是确保飞行器飞行安全和完成飞行任务的基础。

飞行器的稳定性反应飞行器在受到扰动后是否具有回到原平衡状态的能力，通常分为静稳定性与动稳定性。

静稳定性，指得是飞行器在配平状态下受到扰动，扰动消失的瞬间无需人为操纵干预就具有自动恢复原平衡状态的趋势。

动稳定性，指得是飞行器在配平状态下受到的扰动消失后所表现出的运动特性，以及自动恢复到原平衡状态的能力。

飞行器的操纵性又称为操纵品质，指的是飞行器对操纵的反应特性。

在有翼再入飞行器设计中，由舵面偏转及发动机推力(或拉力)变化引起的飞行器飞行状态的改变，如攻角、侧滑角、姿态角、飞行速度等的变化，可以视为由操纵输入引起的飞行状态输出。

操纵性反应指的就是操纵输入与飞行状态输出之间的关系。

飞行器稳定性/操纵性导数(工程上常称为“气动导数”)指飞行器绕重心转动(或其舵面绕定轴转动)时，其非定常气动力以及力矩系数相对于瞬时运动状态参数的导数。

气动导数是飞行器动态气动特性设计、弹道设计及动态稳定性分析中的关键参数。

随着现代高速飞行器飞行包线的扩展，设计人员对复杂流场中的飞行器动稳定性研究更加重视，对飞行器在各种飞行条件下的动导数都需要预先评估，工作量大。

在飞行器设计与开发过程中，获得飞行包线内的稳定性难度大、成本高。

在飞行器的概念研究和初始设计阶段，如果不能预先评估飞行器操稳特性的边界以及操稳动态问题的严重程度，那么在飞行试验阶段暴露出的动态稳定性问题会导致飞行器设计周期成倍增加、设计成本大幅增长以及局部修型带来的不可避免的飞行器性能损失。

一套成熟可靠的飞行器操稳特性分析方法可以对不同的飞行器设计方案进行评估筛选，最大程度的降低飞行器设计成本，减少风险。

有翼再入飞行器的再入过程经历稀薄气体、连续流、高超声速、超声速、跨超声速、亚声速等不同区域，不断变化着姿态。

在返回大气层阶段，再入飞行器的静/动稳定性和操纵性显得特别重要。

因此，对有翼再入飞行器的操稳特性研究具有重要意义。

对于有翼再入飞行器，随着马赫数、攻角的增加，飞行器的稳定性与操纵性问题变得更为复杂。

因此，在飞行器的概念研究和初步设计阶段，就必须考虑操稳特性对多学科设计优化的约束，开发一种准确、高效的飞行器气动导数评估方法、进而预测飞行器的稳定性与操纵性能十分重要。

有翼再入飞行器操稳特性问题的特殊性

(1)静态稳定性问题

有翼再入飞行器静稳定问题的特殊性主要体现在：在大攻角、大舵偏角姿态下以高超声速再入大气层时，在俯仰平面内存在着大攻角机动状态时，偏航方向保持侧滑角很小或为零。

若此时航向静不稳定，会大大增加控制系统的复杂性，因此大攻角时的航向稳定性规律尤其值得关注。

此外，不同飞行任务的载荷会改变有翼再入飞行器的质心分布。

不同载荷下允许质心相对全机长度不超过2%的变动范围，考虑误差变动，质心允许的变化范围在全机长度的65%和67.5%之间，这对控制系统设计会带来影响。

需要控制系统能够在质心的变化范围内，都能够稳定控制有翼再入飞行器飞行。

为此，在设计有翼再入飞行器的控制系统时，控制规律必须在一个带宽范围内，能够满足质心在限定范围内的变动。

对于纵向稳定性，在高超条件下，要求纵向静稳定，实现静稳定控制，在亚音速飞行段，容许不超过2%的静不稳定度，采用随控布局，静不稳定控制。

(2)动态稳定性问题

有翼再入飞行器的动态特性具有以下一些主要特征：

①当有翼再入飞行器在一定高度以高超声速飞行时，其表面会发生边界层非对称转捩现象，边界层非对称转捩可改变飞行器俯仰阻尼动导数的符号，产生非线性负阻尼现象，使飞行攻角发散，影响飞行器的空气动力特性。

②旋涡分离及其再附引起气动力出现迟滞效应，由攻角(和侧滑角)引起的诱导加速度导数占有相当大的比重，此时必须考虑有翼再入飞行器整个运动过程对时间历程(运动累积)影响。

③飞行器动态稳定特性对于攻角有强烈的非线性关系，在特殊攻角附近，很小的攻角变化会引起动导数量级的变化，甚至改变符号。

对于再入过程中飞行姿态变化很大的有翼再入飞行器，这种现象尤其值得注意。

(3)耦合失稳现象

在对X-2、HTV-2等高速飞行器的失控事故分析中，高速飞行器的耦合失稳现象引起人们的关注。

耦合失稳是指飞行器的纵/横向耦合运动导致气动力出现交叉-耦合干扰，产生横侧向稳定性、纵横向耦合稳定性问题。

此时横侧向交叉导数、纵横向交叉耦合导数显著影响飞行稳定性。

飞行器纵向或横向的振动幅度和频率随运动姿态角及其变化速率呈非线性变化，振动过程可能是收敛的，也可能是发散的。

振动幅度可能只有几度，也可能大到几十度，甚至发散，振动频率可大可小。

对于以高超声速再入大气层的有翼再入飞行器，耦合失稳现象尤其值得关注。

(4)操纵性有翼再入飞行器

操纵性有翼再入飞行器(如航天飞机轨道器)的垂直安定面在大迎角再入飞行过程中处于机身的“屏蔽”之下，因此，安定面的效能严重削弱。

为避免出现这种情况，一种可能的解决方案就是采用HERMES再入飞行器那样的翼梢小翼。

另一种方案是通过反作用控制系统(RCS)使该问题得到缓解。反作用系统在轨道机动的任何情况下都是必需的。

此外，高超声速飞行时俯仰力矩异常导致的配平问题也值得关注。

例如，在航天飞机轨道器首次飞行(STS-1)中，出现了显著的所谓高超声速俯仰力矩异常现象。

这是由于高马赫数范围内的抬头俯仰力矩大于预测值造成的。这种情况下要求体襟翼向下偏转的角度要比预测值大两倍。

配平与俯仰力矩异常的原因为：在气动设计时没有考虑真实气体效应与马赫数效应对飞行器配平面的影响。

参考文献