無尾升力式飛行器Weissman判據圖仿真

張石玉, 趙俊波, 張青青, 趙力寧, 高 清

(中國航天空氣動力技術研究院, 北京 100074)

引 言

面對稱再入機動飛行器可實現大范圍機動、 寬速域、 大空域飛行, 具有打擊范圍大、 作戰響應快、 突防能力強等優點, 是當今高超聲速武器裝備發展的技術前沿.

與常規旋成體類再入飛行器相比, 面對稱再入機動飛行器升阻比高, 采用大迎角姿態減速, 并采用傾斜轉彎的方式改變飛行方向. 同時, 飛行環境和速度跨度較大: 從高空稀薄氣體區到海平面的大跨度空域環境, 從高超聲速到亞聲速的飛行速度范圍. 期間經歷邊界層轉捩過程、 氣動熱燒蝕過程. 上述因素使得飛行器氣動特性變化較大, 不確定度增高, 同時存在橫航向氣動耦合嚴重、 航向與縱向壓心變化不一致、 氣動非線性特性強等問題. 這使得按照橫航向控制獨立設計的傳統設計方法無法滿足面對稱再入機動飛行器的綜合指標要求, 需要研究考慮橫航向氣動耦合特性的飛行器設計準則.

在探索飛行器再入機動飛行技術的過程中, 早期學者已經意識到穩定性是制約飛行器研制的關鍵點, 在HTV-2之前的一系列研究中一直進行探索和改進. 然而仍未能完全摸清面對稱再入機動飛行器的操穩特性, HTV-2飛行器首次試驗即因橫航向耦合失控而失敗, 第2次飛行因氣動熱導致氣動特性變化超出預期, 飛行器失控自毀.

對于再入機動飛行器, 穩定性判據是前期方案論證評估中最便利和有效……