高超聲速飛行器先進氣動布局的設計原理研究

杜 濤，陳 宇，蔡巧言，吳彥森

(1.北京宇航系統工程研究所，北京 100076;2.中國運載火箭技術研究院研發中心，北京 100076)

高超聲速飛行器先進氣動布局的設計原理研究

杜 濤1，*，陳 宇1，蔡巧言2，吳彥森1

(1.北京宇航系統工程研究所，北京 100076;2.中國運載火箭技術研究院研發中心，北京 100076)

隨著新一代高超飛行器性能的要求越來越高，飛行性能提高和可操縱性下降之間矛盾問題凸顯出來，傳統的三通道靜穩定設計判據，所能提供的設計區域非常狹窄，以往通過犧牲飛行性能確保操作性的做法已經不可取。為此需要探索新型的氣動布局設計準則，擴寬可用設計區域，為設計高性能的飛行器創造條件。國外的經驗表明，將橫航向作為一個整體設計是一種可行的設計思路，Cnβ-dyn和LCDP參數對飛行器的橫航向的開環和閉環模態特性能夠進行可靠的劃分，采用上述參數的組合可以作為先進氣動布局的設計判據。在本文中，通過上訴組合參數極性劃分了不同區域，以某一典型飛行器作為研究對象，開展了不同區域的開環模態特性，并采用根軌跡法，研究偏航角速率、滾轉角速率和側滑角反饋信號分別單獨作用于航向通道和橫向通道的6種閉環響應特性。研究結果顯示，飛行器的可操作性和不同信號的閉環反饋特性同劃分區域是緊密相關的。這種區域劃分可以為高性能飛行器的設計提供一種設計方向性的指導。

高超飛行器;氣動布局;穩定判據

0 引言

現代高超聲速飛行器的發展方向是更遠的滑翔距離和優越的機動性能，飛行器的高升阻比是實現上述目標的關鍵［1］。以升阻比作為單純的優化指標，設計高升阻比氣動布局并不是一件困難的事情。然而工程實際問題是，在滿足高升阻比的同時，其他專業開展設計所需要的諸如穩定性和容積空間等性能也能“良好”。傳統設計流程中，在根據任務要求達到預期升阻比后，采用“三軸靜穩定”的設計準則，即要求縱向、橫向和航向三個通道靜穩定(Cmα＜0，Clβ＜0，Cnβ＜0)，各自的氣動操縱面能夠獨立滿足三個通道的穩定和操縱的要求。在低升阻比高超飛行器的設計上取得了良好結果。但是在高升阻比飛行器的設計上，結果差強人意。表現為飛行器的升阻比提高的同時，穩定性和可操縱性能下降嚴重，高性能飛行器“難以操縱”。為了彌合這種矛盾，迫使設計上以降低飛行器的性能以彌補穩定性和操縱性的惡化。維持可用的穩定性和操縱性成為提高飛行器性能的掣肘。這種矛盾是有深刻原因的，是必然伴隨高升阻比飛行器的設計［2］。先進高超聲速飛行器的設計方法研究，就要解決飛行性能提高的同時，飛行器仍然具有良好的穩定性和操縱性。

圖1 高超聲速再入飛行器方案(洛瑪公司方案和波音公司方案)Fig.1 Hypersonic entry glide vehicle configuration (Lockheed Martin projection and Boeing projection)

美國在高超飛行器研制的起步階段，也是采用三通道靜穩定設計方法［3］。始于20世紀50年代的大量高超工程研制實踐中，暴露出上述設計方法的局限性。起初，工程界也試圖采用腹鰭［4］、翼尖垂尾［5］等補救措施，以犧牲總體性能為代價維持必需的穩定性，實踐證明是不成功的。就此開始了先進設計準則的探索工作。1958年，Moul和Paulson［6］針對當時的高超聲速滑翔飛行器(hypersonic glider)的布局設計工作，首次提出了Cnβ-dyn和LCDP(Lateral Control Departure Parameter)的概念。基本思想是將橫航向作為一個整體考慮，利用通道之間的關聯作用，重新定義飛行器的穩定性，突破航向靜穩定狹窄的局限。隨后在X－2的飛行事故分析中，工程師發現正是因為違反了LCDP穩定性要求，造成了飛行器在向更高馬赫數飛行中失去了控制，標志工程界認識到耦合穩定性的工程意義［7］，指引了美國高超飛行器氣動設計的未來發展方向。1971年，Johnston等人提出第一個關聯型和嚴格化的飛行器失控敏感性判據:Cnβ-dyn－LCDP判據(Bihrle-Weissman判據)［4］。1972年，Weissman在文獻［8-9］中，發展了飛行器失控敏感性判據——Weissman圖，采用了飛行器的開環橫/航向動態穩定性參數 Cnβ-dyn和橫向操縱滾轉反逆參數LCDP的組合判據，可有效的預測在失速情況下的分離特性和轉動特性。這一工作奠定了70年代以后美國高超飛行器設計的理論基礎和方法。新理論突破了航向靜穩定對飛行器設計的掣肘，擴展了飛行器穩定性設計的可用區域，為獲得高性能高超飛行器的設計創造了良好的條件。航天飛機的氣動布局是第一個應用的飛行器［4］，隨后美國的高超聲速飛行器的氣動布局設計，基本上都依賴于上述理論。近些年來，也在探索新型的其他高超穩定性判據，作為氣動布局設計的依據［3，11-17］，有些方法與 Weissman圖等價，有些方法還處于學術探索階段，工程應用的前景不明朗。

目前從公開文獻中，可用看到Cnβ-dyn和LCDP判據的表達形式和應用實例，但是公開文獻并沒有給出判據的應用邊界、不同區域對應飛行力學特性，對操穩設計所需資源重新匹配的要求。這些問題不解決，也就無法明確飛行器設計的相關專業需要做出適應新方法的調整，從而不能指導工程設計。日本在這方面有深刻的教訓，從20世紀90年代初期開展HOPEX高超飛行器的氣動布局設計，但是直到2001年才掌握先進布局設計方法，對氣動布局方案作出重大調整，放棄了此前數年耗費了大量設計資源完成的翼尖垂尾方案，重新開始背雙垂尾布局的設計工作［18］。

從21世紀開始，國內的工程界和理論界逐步意識了先進氣動布局設計理論的重要性。莊逢甘和張魯明等［19-20］在國內首次引入了Weissman圖概念，并分析了該方法對高超飛行器設計的意義。吳了泥和黃一敏等在重復使用運載器返回段橫側向控制設計中，采用LCDP和Cnβ-dyn概念開展分析，并明確了上述概念對控制系統設計的物理意義［21］。

目前，工程應用上需要首先回答的是新的穩定定義劃分區域的動力學特性，以及同相關設計專業的關聯，上述問題如果能夠從理論上得到解答，就能夠明確先進判據在工程應用上的邊界和對相關專業的技術要求，從而構建起應用的整體框架和設計流程。在本文中將采用Cnβ-dyn－LCDP判據的正負極性對飛行器的特性劃分為四個區域，然后以某典型飛行器作為研究對象，研究飛行器分別處于三個區域中的典型狀態的動力學特性，采用根軌跡法，研究偏航角速率、滾轉角速率和側滑角反饋信號分別單獨作用于航向通道和橫向通道的響應特性，探討Cnβ-dyn和LCDP判據劃分區域對應的飛行力學特性和反饋響應特性的變化，以明確劃分區域的動力性特性和對氣動布局設計的指導意義。

1 Cnβ_dyn和LCDP參數介紹

Cnβdyn(Dynamic Directional Stability Parameter)和LCDP(Lateral Control Departure Parameter)參數的定義如下:

偏航動態穩定性參數:

橫向操縱滾轉反逆參數:

Ix和Iy分別表示橫向轉動慣量和航向轉動慣量，Cl和Cn表示滾轉力矩和偏航力矩，腳標β表示對應力矩對側滑角的導數，腳標δr表示副翼操縱引起對應力矩導數。關于上述參數的物理意義，可以參見文獻［19，21］，這里不詳細介紹。

需要指出的是，參數的具體表達形式和極性同坐標系密切相關。在本文中，將采用x朝前，y軸對稱面朝上的坐標系，橫航向的靜穩定導數為負表示穩定。偏航動態穩定性參數反應了飛行器繞速度矢量的航向穩定性，小于零表示穩定，大于零不穩定;后者表示橫向通道在副翼操縱下的響應極性，判據考慮到了橫航向靜穩定性的影響。

在本文的坐標系中，兩者極性的劃分都是以正負進行區分。這樣我們在飛行器特性上就可以得到如下四個狀態:

這四個狀態的穩定性的劃分，反饋作用下的響應特性，對飛行器氣動布局設計的意義，將是本文的研究重點。

2 分析對象和分析方法

本文以類似圖1洛瑪公司方案的高超飛行器作為分析對象，以前敘的劃分方式，開展對應的橫航向通道的模態和閉環特性的分析。采用基于瞬時平衡化的小偏差橫航向方程作為分析的動力學模型:

其中，g重力加速度，V飛行速度，σ彈道偏角，β側滑角，γ滾動角，θ彈道傾角，ψ偏航角，ω表示繞飛行器的角速度，腳標表示轉動的軸，δ表示舵偏轉動角，腳標ψ表示方向通道，γ表示滾動通道。c和b表示對應腳標的系數。

根據Cnβ_dyn和LCDP參數的正負，將對象劃分四種狀態。該布局的全部特性只存在三種狀態，各自選取一個代表作為分析對象(表1)。該三個特征點的分布給出在圖2中。Cnβ_dyn＞0、LCDP＜0狀態在該飛行器的氣動特性數據庫中不存在，事實上此狀態在布局設計上出現的可能性比較小，后面會給出說明。

圖2 特征點的Cnβ_dyn-LCDP聯合分布Fig.2 Characteristic points for Cnβ_dyn-LCDP joint distribution

表1 三個典型狀態Table 1 Three typical status

圖3 狀態1的橫航向模態Fig.3 Directional-lateral mode for status 1

圖4 狀態2的橫航向模態Fig.4 Directional-lateral mode for status 2

圖5 狀態3的橫航向模態Fig.5 Directional-lateral mode for status 3

圖3～圖5依次給出上述三個狀態的橫航向模態的分布圖。從圖中可以看出，橫航向運動可能存在一對短周期振蕩模態(荷蘭滾模態)、一個短周期單調模態(快速滾轉模態)和一個長周期單調模態(螺旋模態)。

從上面的分析可以看出:

(1)當Cnβdyn＜0，LCDP＜0時，橫航向具有三個模態:一個穩定長周期單調模態、一個穩定短周期單調模態、一對穩定振蕩模態。

(2)當Cnβdyn＜0，LCDP＞0時，橫航向具有三個模態:一個穩定長周期單調模態、一個穩定短周期單調模態、一對不穩定振蕩模態。

(3)當Cnβdyn＞0，LCDP＞0時，橫航向具有四個模態:兩個穩定長周期單調模態、一個穩定短周期單調模態、一個不穩定單調模態。

3 單通道反饋作用下的閉環特性

上一章節分析了飛行器三個典型狀態的開環特性。在本章節中，將分析三個典型狀態的閉環特性，通過反饋提高阻尼和穩定性。通常橫航向的反饋信號包括:偏航角速率、滾轉角速率和側滑角信號，這些反饋信號可以分別單獨作用于航向通道和橫向通道，因此總共會有6種類型。下面將采用根軌跡法，依次分析各種反饋類型下飛行器模態特性的變化。

偏航通道反饋偏航角速率是經典的反饋方式，能夠有效實現增穩。三個典型狀態應用偏航通道反饋偏航角速率依次給出在圖6～圖8中可知:

對于狀態1，引入偏航角速率反饋后可以使得短周期振蕩模態遠離虛軸，靠近實軸，從而提高短周期振蕩模態的頻率和阻尼，但是短周期單調模態和長周期單調模態均向虛軸靠近，穩定性降低。

圖6 Δy1→Δδψ時根軌跡圖(狀態1)Fig.6 Root locus diagram for Δy1→Δδψfeedback(status 1)

圖7 Δy1→Δδψ時根軌跡圖(狀態2)Fig.7 Root locus diagram for Δy1→Δδψfeedback(status 2)

圖8 Δy1→Δδψ時根軌跡圖(狀態3)Fig.8 Root locus diagram for Δy1→Δδψfeedback(status 3)

對于狀態2，引入偏航角速率反饋后可以使得不穩定振蕩模態進入左半平面實現穩定，短周期單調模態遠離虛軸，穩定性提高，長周期單調模態遠離虛軸，穩定性提高。

對于狀態3，引入偏航角速率反饋后不能使得不穩定單調模態進入左半平面實現穩定。

3.2 偏航通道反饋側滑角Δβ→Δδψ

偏航通道反饋側滑角也可以實現增穩。三個典型狀態應用偏航通道反饋側滑角的根軌跡圖給出在圖9～圖11中可知:

對于狀態1，引入側滑角角反饋可以增大短周期振蕩模態的頻率，短周期振蕩模態的阻尼逐漸增大，但是，要取得明顯的效果需要較高的反饋增益。

圖9 Δβ→Δδψ時根軌跡圖(狀態1)Fig.9 Root locus diagram for Δβ→Δδψfeedback(status 1)

圖10 Δβ→Δδψ時根軌跡圖(狀態2)Fig.10 Root locus diagram for Δβ→Δδψfeedback(status 2)

圖11 Δβ→Δδψ時根軌跡圖(狀態3)Fig.11 Root locus diagram for Δβ→Δδψfeedback(status 3)

對于狀態2，引入側滑角角反饋可以使得不穩定振蕩模態進入左半平面實現穩定，短周期單調模態靠近虛軸，穩定性降低，長周期單調模態變化不大，但是，要取得明顯的效果，需要較高的反饋增益。

對于狀態3，引入側滑角角反饋可以使得不穩定單調模態進入左半平面實現穩定，長短周期單調模態逐漸變為一對振蕩模態，但是，要取得明顯的效果，需要較高的反饋增益。

可以注意到狀態1與狀態2根軌跡特性類似，說明該通道反饋拓撲結構與Cnβ-dyn的正負關系密切。反饋側滑角到方向舵不能明顯改善航向穩定性，盡管最終能夠使得振蕩模態趨于穩定，但是增穩所需增益非常大，在工程上是無法實現的。

3.3 滾動通道反饋滾動角速率Δωx1→Δδγ

通常滾轉通道反饋滾動角速率用來增強滾轉操縱響應性能，這是傳統的設計思路。但是在高超聲速下該增穩通道卻存在獨特的根軌跡拓撲結構。三個典型狀態應用滾動通道反饋滾動角速率依次給出在圖12～圖14中可知:

對于狀態1，引入滾動角速率反饋后存在一對二階零點，與振蕩模態靠近，因而反饋增穩后對于振蕩模態的影響不大，同時單調穩定模態的穩定性隨反饋增益明顯改善，從而增強了滾轉操縱的響應特性。

圖12 Δωx1→Δδγ時根軌跡圖(狀態1)Fig.12 Root locus diagram for Δωx1→Δδγfeedback(status 1)

圖13 Δωx1→Δδγ時根軌跡圖(狀態2)Fig.13 Root locus diagram for Δωx1→Δδγfeedback(status 2)

圖14 Δωx1→Δδγ時根軌跡圖(狀態3)Fig.14 Root locus diagram for Δωx1→Δδγfeedback(status 3)

對于狀態2，引入滾動角速率反饋可以使得不穩定的荷蘭滾模態勉強進入左半平面實現穩定，不過增益很大，短周期單調模態遠離虛軸，穩定性提高，長周期單調模態影響不大。

對于狀態3，引入滾動角速率反饋不能使得不穩定振蕩模態進入左半平面實現穩定。

3.4 滾動通道反饋側滑角Δβ→Δδγ

通過滾動通道反饋側滑角實現增穩。三個典型狀態應用滾動通道反饋側滑角依次給出在圖15～圖17中可知:

對于狀態1，引入側滑角反饋使得穩定振蕩模態進入右半平面變得不穩定。

圖15 Δβ→Δδγ時根軌跡圖(狀態1)Fig.15 Root locus diagram for Δβ→Δδγfeedback(status 1)

圖16 Δβ→Δδγ時根軌跡圖(狀態2)Fig.16 Root locus diagram for Δβ→Δδγfeedback(status 2)

圖17 Δβ→Δδγ時根軌跡圖(狀態3)Fig.17 Root locus diagram for Δβ→Δδγfeedback(status 3)

對于狀態2，引入側滑角反饋不能使得不穩定振蕩模態進入左半平面實現穩定。

對于狀態3，引入側滑角反饋不能使得不穩定振蕩模態進入左半平面實現穩定。

3.5 偏航通道反饋滾動角速度Δωx1→Δδψ

通過偏航通道反饋滾動角速率實現增穩。三個典型狀態的偏航通道反饋滾動角速率的根軌跡圖依次給出在圖18～圖20中可知:

對于狀態1，引入滾動角速率反饋雖然可以增強長周期滾動模態的穩定性，但是，并不能增強荷蘭滾模態的穩定性，隨著增益增大將進入到右半平面。

圖18 Δωx1→Δδψ時根軌跡圖(狀態1)Fig.18 Root locus diagram for Δωx1→Δδψfeedback(status 1)

圖19 Δωx1→Δδψ時根軌跡圖(狀態2)Fig.19 Root locus diagram for Δωx1→Δδψfeedback(status 2)

圖20 Δωx1→Δδψ時根軌跡圖(狀態3)Fig.20 Root locus diagram for Δωx1→Δδψfeedback(status 3)

對于狀態2，引入滾動角速率反饋可以使得不穩定的荷蘭滾模態進入左半平面實現穩定，但是，長周期單調模態將向虛軸靠近進入右半平面，導致系統不穩定。

對于狀態3，引入滾動角速率反饋不能使得不穩定單調模態進入左半平面實現穩定。

3.6 滾動通道反饋偏航角速度Δωy1→Δδγ

通過滾轉通道反饋偏航角速率實現增穩。三個典型狀態的滾轉通道反饋偏航角速率的根軌跡圖依次給出在圖21～圖23中可知:

對于狀態1，引入偏航角速率反饋使得短周期振蕩模態遠離虛軸，靠近實軸，從而提高短周期振蕩模態的頻率和阻尼，但是短周期單調模態和長周期單調模態均向虛軸靠近，穩定性降低。

圖21 Δωy1→Δδγ時的根軌跡圖(狀態1)Fig.21 Root locus diagram for Δωy1→Δδγfeedback(status 1)

圖22 Δωy1→Δδγ時的根軌跡圖(狀態2)Fig.22 Root locus diagram for Δωy1→Δδγfeedback(status 2)

圖23 Δωy1→Δδγ時的根軌跡圖(狀態3)Fig.23 Root locus diagram for Δωy1→Δδγfeedback(status 3)

對于狀態2，引入偏航角速率反饋可以使得不穩定振蕩模態進入左半平面實現穩定，但是短周期單調模態接近虛軸，穩定性降低。

對于狀態3，引入偏航角速率反饋不能使得不穩定單調模態進入左半平面實現穩定。

第一，采用AUT檢測：AUT理論上來說可以檢測，利用A掃描來完成。由于TOFD存在固有檢測盲區2～3mm，所以AUT如果檢測根焊TOFD不需要使用。存在問題及難點：“金口”由于占整體管道數量極小，采用AUT檢測需要準備的很多，軌道、對比試塊（加工難度較大，估計價格在3.2萬元左右），設備的利用率，技術參數設置（大量試驗，成本嚴重增加）。由于“金口”組對是質量的重中之重，所以組對的對口間隙、焊縫上下寬度等對檢測影響較大，端角反射會極為強烈，不利于判定和操作。從技術角度來說，AUT適合批量、焊接成形有規律、坡口角度、寬度固定（偏差極小）的焊縫，所以不推薦使用AUT。

4 閉環特性的綜合分析

三種典型狀態自身的模態特性和反饋作用下響應的差異性，表明Cnβ-dyn和LCDP參數是能夠比較準確刻劃飛行器的性能。采用本方法也分析過其他高超飛行器，根軌跡的拓撲結構基本一致，飛行器外形變化不會影響主要結論。兩個參數的表達形式簡單，應用簡便，符合作為布局方案設計的判據的使用要求。

按照傳統的航向靜穩定性的要求開展高超聲速氣動布局設計，主要采取增大方向舵的面積或增加迎風腹鰭等措施，這是以犧牲飛行器的升阻比為代價。而高超飛行器往往出于減小熱流的目的，會要求保持大攻角飛行，此時方向舵將處于背風區，航向穩定性會隨著攻角的增加，大幅度下降。因此高超飛行器設計中，提高航向靜穩定性是一個非常困難的事情。采用Cnβ-dyn判據后，從飛行器Cnβ-dyn分布圖就可以看到，由于飛行器一般都能獲得良好的橫向靜穩性，滾轉通道的靜穩定性可以彌補航向靜穩定性的不足。因此Cnβ-dyn相對于傳統的航向靜穩定性設計判據是一個更加寬松的設計判據，放寬了航向靜穩定性的要求，一定程度的航向靜不穩定也可以接受，這樣飛行器的氣動布局設計環境變得寬松。采用Cnβ-dyn判據，可以看到飛行器的航向穩定性幾乎不是問題，對于大攻角尤是如此。

圖24 飛行器航向靜穩定分布Fig.24 Weathercock stability characteristic for hypersonic vehicle

Cnβ-dyn的分布對荷蘭滾模態有著深刻的影響。只要Cnβ-dyn穩定，即使開環的荷蘭滾模態不穩定，也可以通過適當的閉環反饋穩定。從上述的閉環分析，航向通道的航向速率、滾轉速率和側滑角反饋可以使得荷蘭滾模態進入左半平面穩定，并能改善阻尼。滾轉通道的反饋對于改善短周期單調模態(快速滾轉模態)有著正面的影響。

在保證Cnβ-dyn穩定的條件下，一定程度的滾轉反逆可以通過合適的反饋進行增穩。因此，在相應提高控制系統設計要求的條件下，可以允許氣動布局設計上出現適度的滾轉反逆。選擇合適的閉環反饋使得布局可控。這樣就進一步放寬了氣動布局設計的限制性條件。

當在飛行彈道中出現LCDP極性變化時候，意味著飛行器的滾轉控制會出現“反向操縱”。美國航天飛機在在方案階段嘗試過在LCDP變號處通過控制系統極性反號來解決極性問題，但是最終還是放棄了該方案［6］。因為由于氣動特性存在誤差，無法準確的給出極性變化的時刻，這樣控制系統做出切換時機的判斷非常困難，系統存在失控的危險。

Cnβ-dyn和LCDP同時不穩定的情況，通過上述分析可以看到，模態有著完全不同的拓撲結構，蛻化后的不穩定單調模態趨于非最小相位零點，從而系統更加不穩定。單獨反饋無法有效提高模態穩定性。Cnβ-dyn和LCDP同時不穩定的氣動布局，會給穩定設計和控制系統設計造成巨大困難，在目前的設計能力下，幾乎是無法克服的困難。因此，在氣動布局設計初期和總體的小回路設計階段，要剔除掉這樣的飛行狀態，不允許上述的飛行狀態出現。

5 總結

針對新一代高超飛行器性能越來越高的要求，需要發展新型的氣動布局設計判據，以擺脫性能提高和操縱性下降之間的惡性關系。力求建立一種新型的能夠滿足氣動布局設計和總體小回路設計需求的簡單、實用和具有可操縱性的設計判據。通過對典型飛行器不同Cnβ-dyn和LCDP特性的橫航向開環和閉環模態特性劃分，研究了根軌跡的特性，探索上述參數作為新型氣動布局設計判據的可行性。通過初步的分析，得到:

Cnβ-dyn能夠做為一種比單通道穩定性判據的Cnβ更加寬松的航向布局航向穩定性設計準則，而LCDP的極性可以做為滾轉控制性能的選擇參數，兩者共同劃分飛行器的性能，作為方案階段氣動布局設計的依據。

下一步還將開展深入的研究工作，進一步討論區域劃分對控制特性的影響，探討重力因素、動壓等多重因素對飛行器穩定邊界的影響，開展多重反饋作用和舵面聯合控制作用下的閉環模態特性，探索解決滾轉操縱反逆的設計新方法。

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Research on aerodynamic configuration design principle for advanced hypersonic vehicle

Du Tao1，*，Chen Yu1，Cai Qiaoyan2，Wu Yansen1
(1.Beijing Institute of Astronautics System Engineering，Beijing 100076，China; 2.CALT Research＆Development Center，Beijing 100076，China)

The contradiction between the higher performance and the humble controllability becomes more and more serious as higher and higher flight performance is required，the traditional three-axis static stability principle is not appropriate to the configuration design for new generation hypersonic vehicle，whose flight performance requirement will exasperate the control performance.It is necessary to explore a new configuration design principle，which expands the available design space and creates possibilities for higher performance hypersonic vehicle.In the new method，the lateral and directional performance is dealt with as a unity.From the overseas experience，Cnβ-dyn(Dynamic Directional Stability Parameter) and LCDP(Lateral Control Departure Parameter)can be used to classify the open-loop and close-loop lateral-directional model characteristic well and truly，which can be adopted as the advanced criterion for aerodynamic configuration design.According to the combination of Cnβ-dynand LCDP，three typical states of a certain hypersonic vehicle are research objects，and open-loop mode characteristic and close-loop mode characteristic for six kinds of feedback performance are investigated with root locus method in this paper.Elementary result shows the controllability and close-loop feedback characteristic are closely connected with different areas divided by these two combination parameters，and Cnβ-dynand LCDP parameter can be used as the aerodynamic configuration design criterion.

hypersonic vehicle;aerodynamic configuration;stability principle

V211.3

Adoi:10.7638/kqdlxxb-2013.0106

0258-1825(2015)04-0501-09

2013-11-18;

2014-01-15

杜濤*(1973-)，男，四川綿陽人，博士，高級工程師，主要從事高超聲速空氣動力學、飛行器氣動布局、熱環境預測等方面研究.E-mail:dutao_calt@yahoo.com

杜濤，陳宇，蔡巧言，等.高超聲速飛行器先進氣動布局的設計原理研究［J］.空氣動力學學報，2015，33(4):501-509.

10.7638/kqdlxxb-2013.0106 Du T，Chen Y，Cai Q Y，et al.Research on aerodynamic configuration design principle for advanced hypersonic vehicle［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2015，33(4):501-509.