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| 內容簡介： |
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《高超声速飞行器控制关联建模与性能优化技术》作为航空航天飞行器设计领域的一《高超声速飞行器控制关联建模与性能优化技术》，以高超声速飞行器一体化建模及模型应用为核心，从高超声速飞行器动力学特性与控制研究中的关键问题入手，系统梳理并归纳高超声速飞行器的发展现状、设计难点以及未来的发展趋势。同时，深入剖析模型数据快速获取、刚弹耦合动力学特性、机身推进一体化设计以及多系统耦合的综合设计等关键问题。《高超声速飞行器控制关联建模与性能优化技术》还总结高超声速空气动力学工程建模、超燃动压推进系统建模、刚弹耦合动力学建模，以及面向控制的代理建模方法。进而，从飞行器多系统动力学特性分析、基于保护映射理论的预设性能控制以及控制关联的性能评估与优化设计三个维度，全方位阐述高超声速飞行器一体化模型的具体设计及应用。
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目录丛书序前言第1章概述11.1高超声速飞行器的发展现状/11.1.1高超声速飞行器发展历程/11.1.2高超声速飞行器分类与总体设计/61.1.3典型吸气式高超声速飞行器/121.2高超声速飞行器动力学控制关联建模的研究现状/141.2.1高超声速飞行器动力学特性/141.2.2动力学建模基础理论/181.2.3控制关联建模/191.3高超声速飞行器控制系统设计的研究现状/241.3.1控制系统设计关键问题/241.3.2控制系统设计方法/251.4高超声速飞行器性能优化设计的研究现状/301.4.1性能优化设计方法/301.4.2性能优化设计方法设计平台/351.5高超声速飞行器融合控制的优化设计难点和发展趋势/371.5.1数据模型快速获取/371.5.2机身推进一体化/391.5.3刚弹耦合动力学/401.5.4融合控制的多学科设计优化/421.6本书内容安排/44参考文献/46第2章高超声速飞行器多学科工程建模方法492.1高超声速飞行器几何建模方法/492.1.1二维几何描述方法/502.1.2三维几何描述方法/622.1.3高超声速飞行器外形参数化方法/632.2高超声速飞行器气动特性工程建模/682.2.1高超声速飞行器面元法/682.2.2四边形面元法/692.2.3三角形面元法/702.2.4高超声速飞行器工程估算方法/712.2.5非定常气动特性计算/892.3高超声速飞行器推进特性工程建模/912.3.1进气道特性二维仿真/922.3.2冲压推进内流道准一维流动仿真/962.4高超声速飞行器多精度模型代理技术/1002.4.1试验设计/1012.4.2灵敏度分析/1022.4.3模型选择/1062.4.4模型验证/1092.4.5算力模型代理/109参考文献/116第3章高超声速飞行器控制关联建模方法1193.1高超声速飞行器多学科动力学基础/1193.1.1坐标系及其转换/1193.1.2六自由度刚体飞行力学模型/1303.2高超声速飞行器结构弹性关联性分析/1353.2.1弹性建模基础/1373.2.2假设模态法/1403.2.3基于有限元法的模态分析/1423.2.4基于拉格朗日方程的刚弹耦合动力学模型/1453.3气动/推进/控制关联性分析/1563.3.1气动与推进之间的耦合/1563.3.2气动与弹性之间的耦合/1573.3.3推进与弹性之间的耦合/1583.3.4控制与气动/推进之间的耦合/1583.4控制关联模型提取/1613.4.1力学特性控制关联/1613.4.2动力学特性控制关联/169参考文献/180目录viiviii高超声速飞行器控制关联建模与性能优化技术第4章高超声速飞行器动力学特性分析1824.1高超声速飞行器控制关联的稳定性/1834.1.1高超声速飞行器纵向静稳定性/1834.1.2高超声速飞行器横航向静稳定性/1854.1.3高超声速飞行器动稳定性/1864.2飞行器高速与低速飞行特性的对比分析/1874.2.1飞行器长、短周期运动特性/1874.2.2飞行器航迹姿态的关系/1914.2.3飞行器特征向量灵敏度分析/1934.3闭环系统性能极限理论/1954.3.1零可控区域/1964.3.2鲁棒性与带宽边界/2064.4飞行品质评估/2114.4.1飞行品质与指标体系/2124.4.2高超声速飞行器飞行品质分析流程/2184.4.3等效拟配/2224.5飞行品质评估示例/2314.5.1基于鸽群优化方法的等效拟配研究/2314.5.2仿真结果分析/235参考文献/246第5章高超声速飞行器基于保护映射理论的预设性能控制2495.1保护映射理论的基本原理/2495.1.1数学工具/2495.1.2保护映射的定义和性质/2525.2基于保护映射理论的不确定性系统稳定性分析/2555.2.1单参数系统的性能分析/2555.2.2双参数系统的性能分析/2565.3基于保护映射理论的自适应轨迹跟踪控制器设计/2585.3.1单调度变量系统控制器参数自动确定方法/2595.3.2双调度变量系统控制器参数自动确定方法/2625.4高超声速飞行器保护映射控制仿真示例/2645.4.1基于保护映射理论的高超声速飞行器切换H∞控制器设计/2645.4.2高超声速飞行器迎角调节变增益控制器设计与仿真/281参考文献/288第6章高超声速飞行器控制关联的性能评估与优化设计2916.1控制关联的性能迭代问题/2926.1.1**优化问题/2926.1.2多学科优化问题/2936.1.3多学科优化分类/2966.2问题简化与优化策略/2996.2.1本体简化策略/3006.2.2轨迹设计策略/3016.2.3分层优化策略/3016.2.4任务性能的优化方法/3026.3性能优化设计示例分析/3046.3.1高超声速飞行器飞行品质评估示例/3046.3.2本体/控制优化示例/3076.3.3融合控制的本体/轨迹优化示例/3116.3.4一体化设计的应用示例/3156.4高超声速飞行器早期设计阶段软件简介/3296.4.1软件设计目标/3296.4.2软件基本结构和环境/3306.4.3主要功能模块/331参考文献/339
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第1章概述 本章主要从高超声速飞行器的发展现状、建模方法与多系统综合设计关键问题三个方面进行综述。*先，简要介绍高超声速飞行器的发展现状，重点介绍高超声速飞行器及其主要特征，简要介绍高超声速飞行器的总体设计方案及其对动力学特性的主要影响；其次，简要介绍高超声速飞行器的建模方法，包括动力学建模、数值仿真和参数化建模；*后，总结归纳高超声速飞行器多系统综合设计的关键问题。 1.1高超声速飞行器的发展现状 高超声速飞行器通常是指飞行马赫数（Mach number， Ma）大于5的飞行器，它能够快速到达全球任意指定区域，大多飞行在临近空间，同时具有航空器和航天器的特点，具有广阔的应用前景。一方面，高超声速飞行器可以作为可重复使用的天地往返运输工具，以冲压发动机为推进系统可以避免携带大量的氧化剂，大大降低了空间运输成本；另一方面，高超声速飞行器所具有的快速性使得现有防空系统难以有效拦截，突防性好。同时，高超声速飞行器具有较大的射程和威力，从而具有很大的军事价值，得到世界各主要大国的关注，使其纷纷投入高超声速飞行器技术研究中。因此，高超声速飞行器是未来飞行器的重要发展方向之一［1］。 1.1.1高超声速飞行器发展历程 高超声速飞行器研究可以追溯到20世纪20～30年代，迄今已经发展出多种高超声速飞行器，如运载火箭、弹道导弹、再入飞行器、载人宇宙飞船及动能拦截器等，但至今尚未完全实现跨大气层与临近空间吸气式高超声速飞行。中国、美国、俄罗斯、法国、英国、澳大利亚、日本、印度等国家陆续开展了吸气式高超声速技术研究。其中，美国起步较早，在全世界范围处于领先地位。美国高超声速飞行器的发展主要经历了四个阶段： **阶段： 20世纪50年代～70年代中后期。在这一时期，美国开始发展高超声速飞行器技术，重点研发以超燃冲压发动机为代表的动力系统。 第二阶段： 20世纪70年代末～80年代中期。美国航空航天工业的重点发展方向转移到机动滑翔再入飞行器，成功研制出载人空间轨道机动飞行的航天飞机，并积极发展临近空间助推滑翔技术。这一时期超燃冲压发动机的研究一度搁置，高超声速飞行器技术探索处于低潮。 第三阶段： 20世纪80年代后期～90年代中期。美国高度重视发展具有跨大气层进入轨道能力的高超声速飞行器。其间，美国国家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration， NASA）提出国家空天飞机（National Aerospace Plane， NASP）计划，使美国高超声速飞行器技术的发展进入第一个高峰。NASP计划的设想是研制一种单级入轨的航天运载器，能够革命性地改变航天运输的现状，其能够像普通飞机那样重复使用，随意从机场起飞和降落，且比火箭动力运载器发射成本低很多。NASP计划具体的目标是研制X30吸气式试验性单级入轨飞行器并进行飞行验证[2]，如图1.1（a）所示。在1985～1995年的NASP计划实施期间，图1.1典型高超声速飞行器 美国对已有的试验设施进行了大规模的改造，并进行了一系列试验研究，初步掌握了马赫数小于8的超燃冲压发动机技术，并留下大量宝贵的数据。NASP计划最终在1995年因经费短缺和基础学科发展不充分等多方面原因而终止。 第四阶段： 20世纪90年代至今。各种跨大气层高超声速飞行器技术计划全面复苏。2001年，美国提出了国家航空航天倡议（National Aerospace Initiative， NAI），为美国高超声速飞行器技术的发展制定了详细的发展规划，并明确指出了美国高超声速飞行器技术发展的三个方向： 助推滑翔飞行器、吸气式高超声速飞行器与空天往返飞行器。为了更快、更好、更经济地验证超燃冲压发动机等高超声速飞行器技术，美国提出了高超声速X飞机计划（Hypersonic X?plane Program， HyperX）项目，并于1996年正式启动，进行与机身一体化设计的氢燃料超燃冲压发动机设计、分析和验证，为下一步高超声速飞行器的设计收集推进、气动和结构数据。基于此目的设计的飞行器代号X43A，如图1.1（b）所示，分别于2004年3月和11月成功试飞，飞行马赫数分别达到6.8和9.8，证实了超燃冲压发动机可以作为高超声速飞行器的动力系统。此后，在2004年，美国又提出未来航空航天技术概念（Future Affordable Launch Concept， FALCON）计划，该计划的目标是发展低成本进入空间技术和高超声速飞行技术，包括两个阶段任务： **阶段任务是发展小型运载火箭用于将轻质量对象运送到低轨道，并用于辅助高超声速飞行器试验；第二阶段任务是发展能够以接近Ma10的速度巡航的可重复使用的高超声速巡航飞行器，如图1.1（c）所示。虽然两次飞行试验都没有成功，但是高升阻比气动外形技术、轻质高温材料技术、导航和自动飞行控制技术以及涡轮组合循环发动机技术等一系列高超声速飞行器的关键技术得到了发展和验证。高超声速技术（Hypersonic Technology， HyTech）计划也是美国具有代表性的高超声速飞行器研究计划之一，其主要目标是研制采用碳氢燃料的高超声速巡航导弹，基于此目的设计的验证机X51A如图1.1（d）所示，计划采用碳氢燃料超燃冲压发动机将飞行器从Ma4.5加速到Ma6，验证机采用与发动机耦合的乘波体外形，以验证碳氢燃料超燃冲压发动机技术，在2013年5月的飞行试验中，以超过Ma5的速度成功飞行了5min[3]，这是迄今以超燃冲压发动机为动力实现的时间*长的连续飞行，标志着吸气式高超声速飞行器技术取得了重要进展。此外，美国的高超声速飞行器计划还有以空间技术试验与验证为目的的X37B飞行器计划、2002年提出的发展高超声速巡航导弹的高超声速飞行器（Hypersonic Flight， HyFly）计划、2010年开始的旨在研究无动力高超声速滑翔技术的弧光计划等。 美国典型高超声速飞行器发展计划总结如表1.1所示［2］。 表1.1美国典型高超声速飞行器发展计划总结 计划名称开始时间主要目标计划发展情况HyTech1995年发展和演示Ma4～8范围内碳氢燃料超燃冲压发动机的运行能力、性能以及结构的可行性较为成功，陆续应用到后续的计划中HyperX1996年研究并验证高超声速飞机的设计技术和可重复使用飞行器与超燃冲压发动机一体化设计技术进行了多次飞行试验，验证了之前的理论研究成果ARRMD1998年进行远程高超声速导弹的飞行试验最终并没有按计划开展飞行试验HyFly2002年研究并验证可用于高超声速导弹的关键技术进行了3次飞行试验，均以失败告终FALCON2003年发展和演示高超声速飞行技术和开发新的低成本太空发射系统计划研制三种验证机（HTV1，HTV2，HTV3X），只有HTV2进行了2次飞行试验，均以失败告终X51A2003年验证高超声速飞行能力进行了4次飞行试验，前三次失败，*后一次成功苏联也是世界上较早对高超声速飞行器技术进行研究的国家之一，早在1957年，苏联研究者就申请了超燃冲压发动机相关专利。在苏联研究成果的基础上，俄罗斯在1991年启动了“冷”计划，用SA5导弹搭载超燃冲压发动机进行了飞行试验，如图1.2所示。试验中发动机加速到Ma5以上，并实现了亚燃模态到超燃模态的转换，这是世界上*次在飞行试验中实现燃烧模态的转换，标志着人们对超燃冲压发动机技术从理论研究进入试验应用阶段，此后又进行了多次试验，获取了大量的有效数据，验证了超声速燃烧、高度控制等一系列关键技术，为高超声速飞行器的开发奠定了坚实的基础。此外，俄罗斯还进行了“鹰”计划、“彩虹”计划等，在2012年夏天还实现了高超声速导弹和载机的分离，并在2013年再次进行了高超声速导弹试验，图1.2俄罗斯高超声速试验 这一系列的试验表明，俄罗斯在高超声速飞行器技术，尤其是超燃冲压发动机技术方面已经取得了大量的研究成果［4］。 此外，法国、德国、日本、印度和巴西等国家也进行了大量的高超声速飞行器技术研究。法国对高超声速飞行器的研究始于20世纪60年代，1964年进行了一些超声速燃烧试验，在1966年正式实施外推型推进试验项目，验证了双模冲压发动机技术，但是受限于经费，仅进行了地面试验。1992年，法国再次实施了高超声速试验飞行器预研计划项目，对超燃冲压发动机、计算流体动力学方法、材料、飞行器系统和试验设施等高超声速飞行器技术进行了研究。在20世纪90年代法国还与俄罗斯合作进行了两次高超声速飞行器飞行试验。此后，2003年，法国又提出高超声速试验飞行器飞行试验计划，对吸气式高超声速飞行器研究方法、设计、试验方法和能力等进行研究。1987～1995年，德国实施了高超声速技术准备项目，此后的超声速飞行试验项目进行了两次试验，对高超声速基础技术进行了一些验证。日本在1994年建成了冲压发动机测试系统，可以模拟Ma4、Ma6、Ma8的飞行条件，并进行了高超声速飞行器飞行试验。印度提出了空天飞机计划并与俄罗斯合作开展了“布拉莫斯”高超声速导弹计划。巴西提出了14X项目，计划采用乘波体飞行器实现空天飞行，如图1.3所示。 图1.3巴西14X项目效果图 国内对高超声速飞行器的研究从20世纪50年代开始，研究了火箭推进的高超声速飞行器，目前建成了一系列高超声速地面测试设备，而对超燃冲压发动机的研究始于20世纪80年代，*初主要是在国外研究成果的基础上，进行一些理论研究和数值模拟，后来逐步进行了一些试验。从21世纪开始，我国开始加快对吸气式高超声速飞行器关键技术的研究，对一体化设计技术、超燃冲压发动机、高精度导航、制导与控制技术等都进行了大量的研究，虽然大多数研究都还限于理论研究和数值仿真，但是随着一些高超声速相关课题的立项，国内的高超声速技术开始从理论研究逐步向试验、应用阶段发展[5]。 1.1.2高超声速飞行器分类与总体设计 1. 高超声速飞行器分类 经过半个多世纪的研究，研究人员提出了多种高超声速飞行器，根据某种特征可以对高超声速飞行器进行分类，常见的分类方式有按气动外形分类、按动力装置类型分类、按飞行器功能分类三种。 1）按气动外形分类 按气动外形大致可以分成轴对称旋成体、升力体和乘波体三类。轴对称旋成体高超声速飞行器的机身由一根母线绕对称轴旋转而成，其典型特征是大长细比和小展弦比。目前的轴对称旋成体高超声速飞行器主要有美国HyFly项目中的试飞导弹和美国兰利研究中心的高超声速飞行器仿真模型带翼锥形体，如图1.4所示。 图1.4轴对称旋成体高超声速飞行器（锥形体） 升力体的典型特征是机身与机翼融合，消除了机身附加阻力和机身与机翼之间的干扰，因而可获得较大的升阻比，常见于再入高超声速飞行器和可重复使用运载器的气动外形设计，如美国的X33（图1.5）、日本的HYFLEX飞行器等。 图1.5升力体高超声速飞行器（X33） 乘波体是所有前缘都有附体激波的流线型外形。其典型特征是前缘平面与激波上表面重合，乘波体上表面与自由流面相同的特点使其压差阻力小，同时上下表面流场无干扰，保证了下表面压力产生较大的升力，因此具有较大的升阻比。目前的研究表明，乘波体是一种较好的高超声速飞行器气动外形，常用在各种高超声速巡航飞行器气动设计中，在近年来的高超声速验证计划中，许多飞行器都采用了乘波体外形。
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