摘要：由于高超声速巡航导弹(HCM)飞行速度快、范围跨度大，导致其飞行特性也较为复杂。在借鉴以前对高超声速飞行器特性研究的基础上，结合HCM的特点，对影响其可能存在的导弹特性的主要因素、各因素产生的原因及过程进行了一定的分析和研究，总结出了HCM特性主要为:气动弹性、气动热特性等不确定性因素，机体-发动机、气动力-弹性力-惯性力、推进系统-操作面等之间严重的耦合特性，大气环境及导弹飞行模型的非线性特性，这些特性都会对导弹的飞行控制以及建模带来一定的影响，各因素之间还存在一定的转化关系，最后针对HCM的有效控制提出了未来的解决方向，为HCM的结构布局设计、材料使用、一体化设计、控制律设计等方面可提供一定的理论借鉴意义。
关键词：高超声速巡航导弹; 不确定性; 强耦合特性; 非线性特性
目前，国内外正在进行对高超声速巡航导弹的研制工作，美、俄进行了相关的飞行试验。根据美国高超声速巡航导弹的发展路线图（如图1所示），X-51A和Hyfly的飞行试验几乎均以失败告终，其主要原因为导弹飞行过程中，由于其本身的结构设计、运动特性和大气环境的影响，致使飞行中出现了许多不确定性、强耦合和非线性，严重影响着导弹的稳定飞行，增加了对导弹控制的难度。因此，为确保导弹的稳定飞行，必须对其飞行中的影响因素进行分析，改进其气动结构和控制律的设计。
图1 美国HCM发展路线
因此，为了给高超声速飞行器的飞行控制效能提供坚实的技术保障，加大了对其特性研究的力度，并取得一定研究成果。通过分析研究得出，高超声速飞行器本体的推进和控制之间，以及气动力、惯性力和弹性力之间都存在严重非线性耦合的特性，提出了复杂环境造成了内外流场的变化，从而产生了一定的非线性耦合关系。此外，对物理场间的信息交换和耦合弹性形变的流场数值模拟进行了具体的研究；在取得一定成果的同时，也存在过于粗略的问题。针对飞行器的不确定因素和气动弹性的特性的研究中，构建了参数不确定性的飞行器模型，但是模型研究中缺乏特性产生的具体原因及过程。在此研究基础上，针对HCM独有的飞行特点，总结和梳理了高超声速巡航导弹特性的种类、产生的原因及过程。
1 影响HCM稳定飞行的因素1.1 不确定性因素
在HCM飞行过程中，由于导弹的气动弹性、气动热特性的不断变化，发动机与机体、机体与环境之间的强耦合作用，复杂的大气环境，都将会改变导弹的飞行参数，致使飞行的不确定因数增多，严重影响导弹的稳定飞行。
（1）气动弹性：为有效提升HCM的推力和有效荷载，采用了轻质材料的机体/发动机一体化设计结构，致使其结构具有一定的低频振动。由于受力不均而发生一定的弹性形变时，将改变弹体的气动弹性，严重影响导弹的稳定飞行。在复杂的大气环境中飞行时，来流的速度和密度不断变化，喷流和发动机壁面的扰动，将会改变导弹四周的流场分布，致使气动特性时刻变化。若此时实施大范围机动变轨时，姿态也随之变化，气动特性将因此呈现出严重的不确定性。
（2）气动热特性：HCM的飞行高度主要在20~40km的大气层内，由于空气的粘性将与机体表面产生严重摩擦，产生强烈的气动加热，对导弹飞行带来了一定的影响。
一是烧蚀机体结构。随着导弹飞行速度的增大，产生的气动热也越大，特别是在导弹头部前缘、翼面与舵面前缘、进气道侧壁与唇口前缘等处的驻点温度都在几千华氏度以上，高温会严重烧蚀机体表面，引发机体结构外形变化，机体结构的强度和刚度也会因高温而受到严重的影响。
二是改变飞行器表面的气压分布。导弹在高速飞行过程中，其产生的剧烈气动热将会导致机体的表面温度急剧增加，气体分子会因高温而进行分解、电离，不同的气体因分子的电离和分解还会产生化学反应，出现真实气体效应（也称实际气体效应），这将影响导弹机体表面的气压分布，改变其气动力和气动力矩系数，造成导弹飞行参数的不确定性。
三是极大降低红外导引头的作战性能。由于气动热的原因，在导弹头部周围产生极高温度，出现严重的气动光学效应，使得头罩周围的气体密度梯度发生改变，形成强烈的湍流边界层，致使探测窗口变形和变热，导致接收的目标图像信息发生畸变、抖动，严重影响导引头的探测、侦察、识别和跟踪的能力，其命中精度也随之大幅降低。
1.2 耦合特性因素
耦合是指物体或系统之间相互关联的度量。在HCM飞行过程中，机体、发动机之间，气动力、惯性力、弹性力之间，推进系统与操控面之间都存在强烈的耦合，对导弹稳定飞行带来严重的影响。
（1）机体与发动机之间的耦合
来流进入发动机的进气道前，与导弹机体前体的下表面碰撞而产生激波，其利用激波对高速的来流进行压缩和减速，再由进气道进入燃烧室，发动机开始工作。激波的产生是由导弹前体下表面楔角、飞行攻角和飞行速度等因素决定，同时，导弹的气动布局参数和飞行参数会影响发动机的工作状况，发动机的推力会影响导弹的速度，这也会影响激波的产生。因此，在机体和发动机之间存在严重的耦合，需要采取更精确的控制，才能确保发动机的正常工作和导弹的稳定飞行。
图2 HCM薄激波层
（2）气动力、弹性力和惯性力之间的耦合
HCM的飞行时间主要在巡航飞行阶段，此阶段的飞行马赫数都会在5以上，甚至可能超过十。由于导弹极快的速度将会在导弹周围产生大量的热量，温度也随之急剧上升，极高的温度对导弹防护罩层、机体结构和内部结构的性能都会产生严重影响；同时，也会产生巨大的热应力，导弹的结构刚度和刚度分布在热应力作用下逐渐发生改变。此外，导弹的气动力作用使得外部表面结构产生形变，形变又会引起机体周围的气动力分布，气动力变化又导致气动热变化，气动热变化直接引发导弹弹性力的改变；导弹机体的变形和结构的刚度变化，致使导弹机体表面的热流和温度的改变，此时，形成了一个“循环变化”。因此，气动力、惯性力和弹性力之间的关系十分微妙，存在着严重的耦合现象，如图3所示。
图3气动力、弹性力和惯性力之间的耦合
（3）推进系统和操控面之间的耦合
HCM在飞行中，前体下表面的升力使导弹具有一个向上抬头的力矩，后体下表的升力使得导弹尾部具有向上的力矩（即导弹前体低头），如果机体的前、后下表面的力矩难以平衡时，将会使导弹出现滚转；同时，当前、后气体的气流压力在横侧向上的作用力不平衡时，又将使导弹出现偏航。超燃冲压发动机的推进能力主要是由导弹前体下表面的进气道面积和尾部下表面的出气道面积来决定的，进气道与来流的压力和产生的激波存在直接的关系。若导弹飞行中的动压和飞行迎角发生变化，其激波也会随之改变，进气道的来流也会发生变化，同时进气道也会随着俯仰角的变化发生改变，最终导致发动机的推进性能改变。发动机的推进性能的改变必然又会引起前后升力的改变。因此，在推进系统和操控面之间存在一定的强耦合，如图4所示。
图4 推进系统和操控面之间的耦合
（4）通道之间的强耦合
HCM通道之间的强耦合主要是指导弹的俯仰、偏航和滚转等三通道之间的运动模态的强烈耦合。当HCM进行机动转弯时，其升降舵面和偏航舵面的改变，必然会引起导弹攻角、俯仰角、速度的快速变化，致使导弹滚转通道的滚转力矩产生变化，其滚转通道的稳定性也受到了极大的影响；同时，在导弹滚转时，必然会造成导弹周围流场的变化，其受到的气动力也随之改变，对俯仰和偏航通道产生一定的影响，因此三通道之间存在严重的耦合现象。
HCM机体的横侧向气动参数也受到导弹飞行的迎角和纵向的速度的影响，当纵向速度增加时，HCM的侧力、偏航力矩和滚转力矩也随之变大，动压逐步增加；随着迎角的不断变化，当达到一定的值时，HCM的表面气流逐步的出现分离，以及不对称的现象，致使HCM的气动特性随之发生显著的变化。同时，HCM在操纵舵面时，在产生期望的力和力矩的同时，也会对其他通道产生一定的耦合力矩，从而改变了其余通道的飞行特性。在副翼的操纵过程中，会出现较强的操纵耦合致使HCM的航向出现一定的侧滑角，随着下偏副翼升力的增加，其受到的阻力也不断增加，导致左右副翼受到的空气阻力产生偏差，产生偏航力矩，最终导致HCM出现偏航运动的现象。
1.3 非线性特性因素
（1）环境的非线性
HCM在复杂的临近空间飞行时，大气压力和空气的密度随着高度的增加而迅速的衰减，飞行环境也变幻莫测。在遇到突风的情况下，大气压力和空气的密度都会受到严重干扰，这些干扰的参数和时机都难以预测，最终导致导弹的气动特性随着其飞行参数的变化而呈现出非线性的变化。
（2）运动模型的非线性
导弹的气动参数、发动机的工作效率以及发动机推力与飞行状态之间存在较为严重的耦合关系，致使气动力分布、气动热对导弹飞行姿态产生较大影响，其运动模型的非线性特性较为明显。将其运动模型的非线性控制转化为线性控制，会成为对导弹有效控制的一个重要关键环节。
（3）发动机推力与飞行姿态之间的非线性
发动机在工作时，将对高超声速巡航导弹产生一个向上和向前的一个推力，向上的推力让导弹产生一个攻角，影响着机体进气道的进气量，最终改变导弹的发动机动力。同时，随着燃料的不断消耗，导弹的质量非线性的减少，为保持导弹的巡航飞行状态，需要及时调整发动机的推力，避免出现加速和产生大攻角的情况，因此在发动机的推力和飞行姿态之间存在严重的非线性。
2 未来的解决方向
在HCM的飞行过程中，存在的不确定性、强耦合性和非线性等因素之间是相互联系的，并可能会在一定条件下出现相互转化，因此每个因素都将会引起另外因素的变化。为有效抑制和控制存在的影响因素，未来将会朝着以下几个方面发展。
一是研发新型的结构材料，提高导弹的结构布局设计，改变气动特性以及增强热防护性能，以提高导弹飞行的生存能力和实现对其的有效控制；二是加大风洞试验，目前研究HCM之间的耦合以及环境对导弹的影响方面，最直接的就是采取风洞试验，获取一定的试验数据。在此基础上，进一步掌握其中的转换关系及气动特性，便于对飞行器的结构设计以及控制律的设计提供一定的数据支撑；三是深化飞行试验，由于风洞试验提供的只是固定的、理论的数据，HCM在飞行中遇到的环境是多变的、复杂的，只有真实的飞行试验数据最终才能检验其结构和控制的有效性；四是深化对导弹的控制算法研究。
3 结束语
高超声速巡航导弹飞行过程中，受到的影响因素较多、较为复杂，并且各因素还会发生一定的转化，这都对导弹稳定飞行和控制带来极大的困难，若不采取必要的措施加以解决，将会造成严重的后果。随着高新技术的不断发展，增加了导弹的风洞试验和飞行试验，对有效掌握导弹的飞行特性提供了一定的实际意义，同时各种新的控制方法和算法也在不断的发展和创新，对其飞行特性的分析也更加贴近于导弹的实际飞行过程，这都将为导弹的一体化设计、热防护和控制方面奠定坚实的理论基础，从而不断提高HCM导弹技术研制的成熟度，加快导弹的实战化部署进程。
[引用格式]叶喜发,张欧亚,马晨光,等. 高超声速巡航导弹飞行特性分析[J]. 战术导弹技术, ，(6): 49-53.
本文选自《战术导弹技术》第6期
作者：叶喜发,张欧亚,马晨光,李新其,邱艳粉
