Одним из направлений развития авиационной и ракетно-космической техники является создание принципиально нового класса летательных аппаратов, совершающих полёт в атмосфере с гиперзвуковыми скоростями. Гиперзвуковые летательные аппараты (ГЛА), использующие самолётные принципы при движении в атмосфере, способны решать многие задачи гражданского и военного характера (рисунок А.1) [1]. Кроме того, их разработка позволит освоить перспективные технологии, которые во многом будут определять уровень передовых отраслей ведущих стран мира.
Исследования и перспективные разработки ГЛА включают наряду с решением ключевых проблем аэротермодинамики, двигателестроения и конструкции также и вопросы выбора траекторий полёта, программ и алгоритмов управления движением. В диссертационной работе рассматриваются ГЛА двух типов: гиперзвуковой маршевый самолёт (ГМС) и гиперзвуковой само-лёт-разгонщик (ГСР).
ГМС должен обеспечить беспосадочные межконтинентальные перелёты за 2. 3 часа.
ГСР является первой ступенью авиационно-космической системы (АКС) и должен обеспечить старт второй ступени для вывода полезной нагрузки (ПН) на околоземную орбиту.
Для ГМС и ГСР одним из наиболее важных является участок полёта, связанный с набором заданной высоты и одновременным разгоном до заданной скорости. В конце этого участка ГМС должен иметь скорость и высоту крейсерского (маршевого) полёта, а ГСР — высоту и скорость старта (пуска) второй ступени АКС. Данный участок разгона — набора высоты характеризуется увеличением высоты полёта с границы стратосферы, равной 11 км, до высоты не менее 30 км и увеличением скорости со сверхзвуковой (М = 2) до гиперзвуковой (не менее М — 5. 6).
Таким образом, на этапе разгона — набора высоты кинетическая энергия ГЛА увеличивается не менее, чем в 15 раз, а энергетическая высота увеличивается с 28 км до 144. 194 км. На этом этапе для ГСР обеспечивается достижение максимального уровня энергии, что является одним из преимуществ авиационного старта.
Целью работы является динамическое проектирование гиперзвукового летательного аппарата, включающее программирование управляемого движения и его оптимизацию и синтез алгоритмов терминального управления.
Объектом исследования является невозмущённое и возмущённое движение гиперзвукового летательного аппарата на участке разгона — набора высоты.
Предметом исследования являются программы и алгоритмы управления.
Актуальность работы определяется необходимостью динамического проектирования перспективных транспортных систем — скоростных пассажирских трансконтинентальных самолётов и авиационно-космических комплексов для доставки полезной нагрузки на орбиты ИСЗ.
В рамках динамического проектирования объектом управления является ГЛА «двойного» назначения, который может использоваться и как ГМС, и как ГСР. Принята следующая схема исследований: определение номинальных программ управления и траекторий с учётом задачи терминального управления моделирование и анализ возмущённого движения разработка алгоритмов терминального управления =Фмоделирование и анализ движения при терминальном управлении.
Для достижения цели работы рассматриваются следующие задачи.
1. Определение номинальных программ угла атаки и траекторий ГМС и ГСР.
2. Анализ траекторий возмущённого движения ГМС и ГСР.
3. Разработка алгоритма многошагового одноканального терминального управления по углу атаки для ГМС.
4. Разработка алгоритма многошагового двухканального терминального управления по углу атаки и секундному расходу топлива для ГМС.
5. Разработка алгоритма многошагового одноканального терминального управления по углу атаки для ГСР.
Научная новизна диссертационной работы заключается в следующих полученных результатах.
1. Двухступенчатая программа угла атаки ГМС, которая обеспечивает высоту и скорость горизонтального крейсерского полёта при минимизации расхода топлива и выполнении заданных ограничений.
2. Двухступенчатая программа угла атаки ГСР, которая обеспечивает высоту и скорость старта второй ступени АКС при максимизации угла наклона траектории и выполнении заданных ограничений.
3. Многошаговый одноканальный алгоритм терминального управления углом атаки ГМС для выполнения с учётом заданных ограничений конечных условий движения по углу наклона траектории и по высоте или скорости крейсерского полёта.
4. Многошаговый двухканальный алгоритм терминального управления углом атаки и секундным расходом топлива ГМС для выполнения с учётом заданных ограничений конечных условий движения по высоте, скорости и углу наклона траектории крейсерского полёта.
5. Многошаговый одноканальный алгоритм терминального управления углом атаки ГСР для выполнения с учётом заданных ограничений конечных условий движения по высоте и скорости для старта второй ступени АКС.
Практическая значимость работы состоит в определении для участка разгона — набора высоты номинальных программ управления и алгоритмов терминального управления, которые инвариантны к граничным условиям движения, аэродинамическим характеристикам и характеристикам силовой установки гиперзвуковых летательных аппаратов и могут быть использованы при динамическом проектировании и анализе различных схем гиперзвуковых маршевых самолётов и самолётов-разгонщиков.
Результаты исследований и программное обеспечение, созданное автором, реализованы в учебном процессе СГАУ.
На защиту выносятся следующие положения.
1. Предложенная двухступенчатая программа угла атаки, минимизирующая расход топлива ГМС при выполнении заданных конечных условий движения по высоте, скорости и углу наклона траектории и максимизирующая угол наклона траектории ГСР при выполнении конечных условий движения по высоте и скорости, может быть использована как номинальная программа в алгоритмах терминального управления.
2. Разработанный алгоритм многошагового одноканального терминального управления углом атаки ГМС обеспечивает выполнение конечных условий движения по углу наклона горизонтальной траектории крейсерского полёта и по высоте или скорости при возмущениях плотности атмосферы и ухудшении до 3% аэродинамического качества (аэродинамических характеристик) аппарата. Для достижения крейсерской скорости вводится дополнительный участок разгона, а для достижения крейсерской высоты вводится дополнительный участок её набора с постоянной скоростью.
3. Разработанный алгоритм многошагового двухканалыюго терминального управления углом атаки и секундным расходом топлива ГМС обеспечивает выполнение конечных условий движения по углу наклона горизонтальной траектории крейсерского полёта и по высоте при возмущениях плотности атмосферы и ухудшении до 5% аэродинамического качества (аэродинамических характеристик) аппарата. В отдельных случаях требуется введение дополнительного участка разгона для достижения требуемой скорости.
4. Разработанный алгоритм многошагового одноканального терминального управления углом атаки ГСР обеспечивает выполнение старта второй ступени АКС с положительными углами наклона траектории на заданной высоте и с заданной скоростью при возмущениях плотности атмосферы и ухудшении до 8% аэродинамического качества (аэродинамических характеристик) аппарата.
Апробация работы. Основные научные положения и результаты диссертационного исследования докладывались и обсуждались на Международной молодежной научной конференции «XXXII Гагаринские чтения» (г. Москва, 2006 г.) — Международной молодежной научной конференции «XIV Туполев-ские чтения» (г.Казань, 2006 г.) — XIII, XIV Всероссийском научно-техническом семинаре по управлению движением и навигации летательных аппаратов (г.Самара, 2007 г., 2009 г.) — X Международной молодежной научно-практической конференции «Человек и космос» (г. Днепропетровск, Украина, 2008 г.) — I Международной конференции МАА-РАКЦ «Космос для человечества» (г.Королёв, 2008 г.) — Международной конференции «Научные и технологические эксперименты на автоматических космических аппаратах и малых спутниках» (г.Самара, 2008 г.) — IFAC Workshop «Aerospace Guidance, Navigation and Flight Control Systems» (г. Самара, 2009 г.).
Публикации. Материалы диссертации опубликованы в девяти печатных работах, из них две статьи в рецензируемых журиалах [2, 3], две статьи в сборниках трудов [4, 5] и пять тезисов докладов [6−10].
Диссертационная работа состоит из введения, шести глав, заключения, четырёх приложений и списка использованных источников.
Заключение
.
Проведённые исследования программ и алгоритмов управления движением гиперзвукового летательного аппарата на участке разгона —набора высоты и полученные результаты позволяют сделать следующие основные выводы.
1. Двухступенчатая трёхпараметрическая программа угла атаки позволяет минимизировать расходы топлива гиперзвукового летательного аппарата при выполнении заданных конечных условий движения по высоте, скорости и углу наклона траектории и максимизировать значение конечного угла наклона траектории гиперзвукового самолёта-разгонщика при выполнении заданных конечных условий движения по высоте и скорости и может быть использована в качестве номинальной программы при терминальном управлении.
2. Алгоритм многошагового одноканального терминального управления гиперзвукового маршевого самолёта, предназначенный для формирования командного угла атаки с целью выполнения заданного конечного значения угла наклона траектории и заданного конечного значения высоты или заданного конечного значения скорости, при действии атмосферных и аэродинамических возмущений обеспечивает выполнение конечных условий движения при введении дополнительных участков горизонтального разгона или набора высоты с постоянной скоростью.
3. Алгоритм многошагового двухканального терминального управления гиперзвукового маршевого самолёта, формирующий до времени переключения только командный угол атаки, а затем и секундный расход топлива и предназначенный для выполнения заданных конечных значений угла наклона траектории, высоты и скорости, обеспечивает при действии атмосферных и аэродинамических возмущений выполнение конечных условий движения при введении дополнительного участка горизонтального разгона.
4. Алгоритм многошагового одноканального терминального управления гиперзвукового самолёта-разгонщика, предназначенный для формирования командного угла атаки с целью выполнения заданных конечных значений высоты и скорости, при действии атмосферных и аэродинамических возмущений обеспечивает выполнение старта второй ступени авиационно-космической системы с положительными углами наклона траектории на заданной высоте и с заданной скоростью.
Поскольку предложенные программы и алгоритмы управления инвариантны к заданным массовым, геометрическим и аэродинамическим характеристикам, характеристикам силовой установки, конечным условиям движения, ограничениям на управление и параметры движения, то они имеют универсальный характер и могут быть использованы в динамическом проектировании гиперзвуковых летательных аппаратов различного назначения при невозмущённом и возмущённом движении.
