超声速巡航飞行器纵向机动弹道设计技术研究

杜庆余 易 娟 李爱国

1. 北京航天自动控制研究所，北京 100854 2. 中国运载火箭技术研究院研究发展中心，北京 100076

以吸气式冲压发动机为动力的超声速巡航飞行器按照任务需求其飞行轨迹一般可分为爬升段、高空巡航段、下压段和超低空巡航段。由于其全程在大气层内飞行，飞行弹道易受发动机性能、风干扰以及气动等偏差因素的影响[1]。同时高空、低空的弹道高度范围较大，导致气动特性、冲压发动机动力特性等有较大的变化，以上这些因素对飞行器由载机投放高度爬升至高空巡航高度以及由高空巡航转入低空巡航的下压弹道设计提出了较高的要求，其品质直接决定了飞行器的稳定性和可控性[2]。

基于此，本文提出用样条函数变化规律作为爬升/下压基准弹道，采用过载控制方式，实现飞行器在多约束、强干扰条件下实现不同弹道段的平滑过渡。通过以某型超音速巡航飞行器为例对其俯仰通道弹道进行仿真计算验证，结果表明该方法合理可行，能够满足飞行器作战使用要求。

1 过载指令设计

根据不同阶段飞行任务需求，分别设计过载控制指令，实现飞行器爬升、巡航以及下压等机动飞行动作。同时为满足冲压发动机对过程参数的约束条件，对过载进行限幅控制。

1.1 爬升弹道过载指令设计

超音速巡航飞行器一般先由火箭助推器(或者载机)将其推送至一定高度和速度后，助推器分离(或者载机投放发射)，满足冲压发动机点火条件后，冲压发动机接力工作，飞行器爬升至预定的巡航高度和速度进行巡航飞行。

爬升弹道过载指令，以飞行器当前高度、速度为初始条件，巡航高度为终端条件，根据3次样条函数生成俯仰通道过载控制指令：

(1)

1.2 高空巡航弹道过载指令设计

对飞行器飞行高度进行控制，实现飞行器定高度飞行，过载指令生成如下：

(2)

1.3 下压弹道过载指令设计

在飞行末端，飞行器由高空巡航状态下压至超低空巡航飞行状态。

以飞行器高空巡航高度、天向速度为初始条件，低空巡航高度、天向速度为终端条件生成俯仰通道过载控制指令。

(3)

1.4 低空巡航弹道过载指令设计

低空巡航弹道过载指令生成如下：

(4)

1.5 过载指令限幅、平滑设计

在各飞行阶段，为满足冲压发动机正常工作条件及弹道要求，需要对指令过载进行限幅设计：

(5)

其中，Ncmax和Ncmin为过载限幅值。可根据各飞行段不同需求分别进行设计。

在飞行段之间衔接时，用抛物线调姿方法对指令过载进行平滑过渡，方法如下：

(6)

S为前一飞行状态，E为将进入的飞行状态；ts和Ncs为调姿初始值；te和Nce为调姿结束值。

2 过载控制方案设计

冲压发动机点火及正常工作，对飞行器的攻角、高度有严格的约束条件，控制系统需保证飞行过程中相关参数的控制精度。若采用传统的姿态角或攻角控制方法，在不能直接测量攻角或者存在风干扰时，弹上计算的攻角与实际攻角之间存在偏差，控制精度较差[3]。由于不直接控制过载，飞行器的机动性较差[4]，因此，本文采用过载控制方法，直接对过载指令与弹上测量过载之间的偏差量进行反馈控制。

2.1 过载控制方案设计

过载控制一般分为内回路和外回路。外回路以加速度计测得的法向过载为主反馈，实现对法向指令过载的跟踪。内回路以角速度反馈及积分环节构成的阻尼回路，增大飞行器的等效阻尼，有利于提高系统的带宽。控制方案框图如图1。

图1 过载控制方案原理框图

2.2 过载控制方程

建立过载控制方程如下：

(7)

3 数学仿真验证

根据上面确定的过载指令方程及过载控制方法，以某型超音速巡航飞行器为例，对其爬升和下压弹道进行仿真计算。该飞行器采用火箭冲压发动机。

仿真条件如下：

1)假设飞行器爬升过程中推/阻匹配，并且全程有动力，飞行器速度大小保持不变；

2)飞行器由载机携带至预定高度进行水平重力投放，之后冲压发动机点火，飞行器在纵向进行快速爬升、高空巡航、快速下压和超低空巡航等机动飞行。

3.1 不同偏差组合条件下设计结果仿真

为验证本文所提方法的正确性和有效性，对风、气动、发动机推力等主要偏差进行组合，考核组合偏差条件下控制方案的实现情况，偏差组合方式见表1。

表1 偏差组合结果

根据上表偏差组合进行弹道仿真分析，得到时间-高度曲线如图2～4所示。

图2 不同偏差组合条件时间-高度曲线

图3 时间-高度曲线(爬升段局部放大)

图4 时间-高度曲线(下压段局部放大)

由图2～4可以看出，在组合偏差的强干扰条件下，采用本方案过载指令生成方法及控制方式，飞行器均可以稳定的爬升、高空巡航、快速下压及超低空巡航，实现了不同弹道段之间的平滑过渡，并且高度的控制精度较高，超调量小，这对超低空巡航控制特别重要。仿真结果证明了本方案的有效性和较强的偏差适应性。

3.2 不同投放高度条件下设计结果仿真

由于飞机投放高度为一区间范围，下面考虑3种不同投放高度(6km、10km和8km)下，飞行器的爬升效果，得到时间-高度曲线如图5～6所示。

图5 不同投放条件下时间-高度曲线

由图5～6可以看出，在不同投放高度下，采用本方案，飞行器均可以稳定爬升至巡航高度，并完成快速下压、低空巡航等后续机动飞行动作，从而证明了在较宽投放窗口下，本方案的过载指令生成方案、控制方案具有较宽的投放窗口适应性。

下面给出了标准弹道条件下的过载曲线如图7所示。

图6 时间-高度曲线(爬升段局部放大)

图7 时间-过载曲线

4 结论

针对以吸气式冲压发动机为动力的超声速巡航飞行器，从总体要求出发，给出了一种过载指令生成方法及过载控制方式，实现了飞行器纵向平面的大空域机动飞行。以某型巡航飞行器为例，经过数学仿真验证，证明所提出的过载指令生成方法及控制方式，可以满足设计需要，并具有较强的偏差适应性和较宽的投放窗口适应性。此方法开拓了飞行器控制系统设计的新思路，对后续的工程设计具有较好的借鉴意义，可应用于各类巡航飞行器的飞行轨迹设计中。

[1] 赵长见, 梁卓, 严佳民, 周国峰, 韩英宏. 吸气式飞行器爬升段轨迹及速度在线规划及制导律设计[J]. 导弹与航天运载技术,2016,30(4):8-11.(Zhao Changjian, Liang Zhuo,Yan Jiamin, Zhou Guofeng, Han Yinghong.Trajectory Planning and Guidance Law Design of an Air Breathing Vehicle[J]. Missiles and Space Vehicles ,2016,30(4):8-11.)

[2] 董建中,黄攀峰,孟中杰,沈海冰. 高超声速巡航飞行器下滑段在线航迹规划方法[J]. 计算机仿真, 2009,26(11):96-79.(Dong Jianzhong, Huang Panfeng, Meng Zhongjie,Shen Haibing.On Line Flight Path Planning Method for Glide Stage of Hypersonic Cruise Vehicle[J].Computer Simulation, 2009,26(11):96-79.)

[3] 倪少波,张红娟,张慧平. 大气层内无动力低速飞行器过载控制技术研究[J]. 航天控制, 2008,26(6):29-32.(Ni Shaobo,Zhang Hongjuan,Zhang Huiping.Research on Overload Control Technology of Unpowered Low Speed Vehicle in Atmosphere[J]. Aerospace Control， 2008，26(6):29-32.)

[4] 戴邵武,张亦农,曹凌. 导弹过载控制设计方法研究. 弹箭与制导学报,2004,24(4): 97-99.(Dai Shaowu,Zhang Yinong,Cao Ling. Research on Design Method of Missile Overload Control[J]. Journal of Missile and Guidance,2004,24(4): 97-99.)