● 摘要
高超声速飞行器一般是指马赫数大于5，能够进行跨大气层高超声速飞行的飞行器。由于其重要的战略价值和经济效益，目前高超声速飞行器已经成为国际航空航天领域的研究热点，其面临的气动伺服弹性问题也成为设计过程中亟待研究和解决的重要问题。由于高超声速飞行器在机身结构、气动力特性以及飞行环境等方面的诸多特点，其气动伺服弹性问题与常规飞行器有很大不同。本文结合国内外相关领域的研究现状，立足于气动弹性的学科背景，针对不同类型的高超声速飞行器在气动伺服弹性方面的特殊问题，进行了高马赫数非定常气动力计算、耦合系统建模、鲁棒稳定性分析与设计等方面的理论研究，以及气动伺服弹性系统半实物仿真的试验研究。本文的研究内容和相关结论主要可以概括为以下4个方面：(1) 高马赫数非定常气动力计算方法研究首先介绍目前工程上常用的几种近似计算方法的基本理论和适用条件；由工程方法的不足之处引出本文发展的准定常CFD方法，对准定常CFD方法的基本思路、求解流程进行详细介绍；最后针对三个不同构型的算例对比准定常CFD方法与工程计算方法的计算结果。算例结果表明，在无粘假设下准定常CFD方法与与经典方法得到的广义非定常气动力影响系数矩阵具有较好的一致性；由于准定常CFD方法采用精细网格以及完整的流体运动控制方程进行求解，所以可以认为准定常CFD方法结果较经典方法更为精确可信；若在准定常CFD求解时采用N-S方程，即可精确考虑的粘性的影响，得到更接近真实情况的结果。(2) 高超声速飞行器鲁棒气动伺服弹性分析与设计首先进行标称情况下的气动伺服弹性系统建模，并采用传统Nyquist方法进行稳定性分析；在此基础上，考虑不确定性影响和多通道耦合，建立鲁棒气动伺服弹性问题的摄动系统模型，进而采用结构奇异值μ方法进行鲁棒稳定性分析；提出了一种自适应结构滤波器的设计方法，并进行数值仿真和对比分析。算例结果表明，考虑不确定性影响时，根据本文的定义得到的单通道气动伺服弹性系统的鲁棒稳定裕度，与Nyquist方法得到的传统稳定裕度相比有所下降，下降幅度与不确定性摄动范围有关；考虑控制增稳系统多通道耦合作用后，系统稳定裕度需要一对多元数进行刻画，通道间的耦合表现为不利耦合，需给予一定重视；本文提出的自适应结构滤波器设计方法可对各种不确定因素引起的弹（机）体弹性频率变化作出快速准确的辨识，在分析的参数摄动范围内，自适应结构滤波器相对于传统结构滤波器可提高幅值裕度最高达10 dB，提高相位裕度最高达40°，效果显著优于传统结构滤波器，具有一定的工程实用价值。 (3) 推力耦合气动伺服弹性问题建模与分析以带有吸气式超燃冲压发动机的高超声速飞行器为对象，首先针对二维简化模型，利用解析方法研究其纵向动力学特性，分析系统的气动伺服弹性稳定性以及发动机控制回路的影响；在此基础上，为发展一种更为工程实用的建模和分析手段，建立一个类X-43飞行器的三维模型，提出一套完整的基于网格模型和数值算法的推力耦合气动伺服弹性问题建模及分析流程，考虑发动机非定常推力的影响，最后对若干关键因素的影响作用进行了分析。算例结果表明，考虑推进系统的耦合影响后，飞行器的短周期特性和气动伺服弹性特性均有明显改变，应当引起足够的重视。(4) 气动伺服弹性系统半实物仿真试验方法研究及验证提出了气动伺服弹性系统半实物仿真试验方法，以真实的弹性有控导弹为试验对象，利用加速度计采集导弹各部分的振动信号，基于高马赫数条件下气动力的准定常特性对其进行运算，得到相应的非定常气动力，最后由激振器将气动力实时加载于导弹特定位置处，与飞行控制系统相连接构成闭环系统并进行气动伺服弹性半实物仿真试验。基于此原理本文设计了试验对象及试验系统，并完成了此气动伺服弹性系统的开环频响试验和闭环稳定性试验。将试验结果与数值仿真结果进行对比分析，验证了本文试验原理和试验方法的正确性。