高超声速飞行器气动热关联换算方法研究

气动热风洞实验是地面研究和预测飞行器气动热环境的重要手段之一, 但由于风洞实验模拟能力的限制, 风洞实验的流场参数和模型的几何尺度都会与实际飞行情况存在一定的差别, 导致地面风洞实验中得到的模型表面气动加热率数据无法直接用于飞行条件下的热环境预测和热防护设计. 以往通过针对具体飞行器的试验结果进行数据拟合后外插的气动热关联换算方法指向性较强, 没有考虑到气动热的具体影响参数, 存在一定局限性, 难以外推应用于其他外形的飞行器. 为解决通过气动热风洞实验数据外推预测飞行条件下气动热的技术难题, 基于无量纲NS方程和边界层理论分析研究了影响气动热的主要参数, 并通过推导化简边界层近似解热流公式, 针对层流流态建立了气动热关联换算方法, 可以考虑当地边界层外缘参数的影响, 具有一定通用性. 在此基础上, 利用建立的方法将Reentry-F飞行器缩比模型的风洞实验数据换算到该飞行器飞行条件下的典型工况, 并与飞行测量结果进行了比较, 外推预测结果与飞行测量结果符合较好, 表明建立的关联方法可以用于气动热风洞实验数据的外推换算.      

高超声速飞行器关键部位气动热计算

运用快速算法对高超声速飞行器外表面的一些关键部位经受的气动热环境进行计算分析。在理论和经验公式的基础上,利用轴对称比拟法考虑攻角影响,采用局部相似性解及参考焓等方法确定飞行器有攻角再入的表面气动加热,发展了一套高超声速飞行器关键部位气动热的计算方法。以钝锥为算例对计算方法进行了验证,结果表明,本文所述方法具有较高的效率和精度。     

高超声速飞行器气动防热新概念研究

传统乘波构型的高超声速飞行器尖锐的前缘存在严重的气动加热问题,而简单的前缘钝化气动防热方法由于造成很大的升阻比损失,难以发挥实质性作用. 引入``人工钝前缘(ABLE)'概念,拟以一种新的思路解决这一矛盾. 通过定义ABLE构型的外形参数,并采用CFD数值计算方法研究了各参数对气动力和气动热特性的影响规律,在流场分析的基础上进行了外形优化,最终得到令人满意的新型高超声速飞行器头部外形,总结了运用ABLE概念进行气动防热的相关设计原则和规律.      

近空间高超声速飞行器气动特性研究的若干关键问题

在30$\sim$70km空域机动飞行的高超声速飞行器的优点是可以耦合利用所处空域的空气产生的升力和高速飞行的离心力进行远距离机动滑翔飞行,具有重要的实用价值.尽管过去数十年在高超声速流动研究方面取得显著进展,但在设计研究近空间远程滑翔的高超声速飞行器方面仍然存在许多挑战,特别是对特定飞行条件下的流动机理了解不清楚.本文介绍了作者研究团队在开展近空间高超声速飞行器有关的关键气动问题方面的研究进展,主要包括:建立了近空间高超声速飞行的流动模型,发展了系统的相关计算空气动力学方法,针对高空高速飞行条件下稀薄气体效应和真实气体效应的耦合作用影响研究了合适的滑移边界条件,考虑了不同组分存在条件下的温度、速度和压力的滑移效应影响;提出了飞行器气动外形的动态优化方法,获得了可工程实用化的高升阻比飞行器气动外形;建立了高速飞行器动稳定性理论,在实现高超声速飞行器动态稳定飞行方面取得重大进展;最后讨论了高超声速飞行器设计中进一步需要关注的若干关键技术和科学问题、可能解决的途径及其所涉及的学科发展方向.      

近空间高超声速飞行器气动特性研究的若干关键问题

在30～70 km空域机动飞行的高超声速飞行器的优点是可以耦合利用所处空域的空气产生的升力和高速飞行的离心力进行远距离机动滑翔飞行,具有重要的实用价值.尽管过去数十年在高超声速流动研究方面取得显著进展,但在设计研究近空间远程滑翔的高超声速飞行器方面仍然存在许多挑战,特别是对特定飞行条件下的流动机理了解不清楚.本文介绍了作者研究团队在开展近空间高超声速飞行器有关的关键气动问题方面的研究进展,主要包括:建立了近空间高超声速飞行的流动模型,发展了系统的相关计算空气动力学方法,针对高空高速飞行条件下稀薄气体效应和真实气体效应的耦合作用影响研究了合适的滑移边界条件,考虑了不同组分存在条件下的温度、速度和压力的滑移效应影响;提出了飞行器气动外形的动态优化方法,获得了可工程实用化的高升阻比飞行器气动外形;建立了高速飞行器动稳定性理论,在实现高超声速飞行器动态稳定飞行方面取得重大进展;最后讨论了高超声速飞行器设计中进一步需要关注的若干关键技术和科学问题、可能解决的途径及其所涉及的学科发展方向.     

高超声速飞行器控制研究综述

高超声速飞行器控制研究主要讨论吸气式高超声速飞行器巡航控制问题和无动力高超声速飞行器返回再入控制问题.吸气式的高超声速飞行器主要针对于两种构型:锥体加速器构型和X-30构型,无动力高超声速飞行器主要考虑X-33和X-38构型.分别对锥体加速器构型、X-30构型和再入模式的动力学模型和控制进行了综述,并指出了近来高超声速飞行器控制研究的热点问题.      

高超声速飞行器动力系统研究进展

简要介绍了高超声速飞行器动力系统的概况.第2部分介绍了超燃冲压发动机、爆震发动机和组合循环发动机等典型高超声速吸气式发动机的基本工作原理与系统组成,描述了各自的特点.第3部分阐述了高超声速飞行器动力系统存在的难点问题,并列出了在总体设计、进气道、燃烧室、尾喷管、热防护、轻质结构、燃油供应与控制等方面的关键技术.第4部分回顾了上述几种典型发动机的发展历程,比较全面地介绍了世界主要航空、航天大国在动力系统关键技术攻关与系统研制方面的主要研究计划和取得的主要进展,总结了经验教训, 指出了发展趋势.第5部分阐述了高超声速飞行器动力系统中的燃烧过程及其燃烧基本问题,介绍了主要研究进展.      

临近空间高超声速气动布局研究

临近空间飞行器存在多种不同的布局形式,而针对不同气动布局概念之间的系统研究则相对缺乏．采用数值模拟方法,对临近空间飞行器三类典型气动布局概念--扁平升力体、翼身融合体和翼身组合体开展系统的计算与分析,通过对比不同布局的升阻特性、静稳定特性、舵效特性等,获得不同布局概念气动性能优劣的初步评估．结果表明：扁平升力体的升力和阻力比较大,升阻比最低,容积率则最大,侧向稳定性最好;翼身组合体的升力和阻力比较小,升阻比最高,容积率比较低,侧向静稳定性较差;翼身融合体布局的特性介于翼身组合体和扁平升力体布局之间．     

近似黎曼解对高超声速气动热计算的影响研究

高超声速流场计算一般采用TVD型格式,这些格式中,大多采用了不同形式的近似黎曼解. 通过分析和数值验证,论述了激波捕捉格式中近似黎曼解的耗散性质,说明其对高超声速热流计算的影响. 数值实验证明,采用低耗散格式可大大提高热流计算精度,降低热流计算对网格的依赖程度,从而获得精确的热流数值解.      

高超声速飞行器大面积热防护系统的传热数值分析

隔热毡是高超声速飞行器防热系统中重要的组成部分。隔热毡内存在复杂的多种传热形式的耦合,本文详细地分析了隔热结构内导热与辐射的复合换热问题,用光学厚极限法分析了隔热层纤维席内辐射热流。建立了高温绝热毡有效热导率的数值计算模型,分析了温度和压力对传热机制的影响。该模型预测的有效导热系数与试验结果最大误差不超过6%。通过应用数值分析方法得到有效导热系数,建立了防热结构一维瞬态传热模型,该模型结果与瞬态实验结果最大误差为8%。最后还计算出不同厚度隔热毡蒙皮结构的温度响应,并分析讨论了隔热毡厚度对隔热效果的影响。本文研究表明:TPS隔热毡的厚度达到63.3mm后,继续增加尺寸,其隔热效率将明显降低。     

高超声速飞行器助推段弹道快速计算方法

为提高机动发射高超声速飞行器助推段弹道计算速度和精度,提出一种联合BP神经网络和Levenberg-Marquardt(L-M)算法实现弹道精确快速计算的方法。首先综合考虑各项约束条件设计了助推段飞行程序和弹道优化模型;其次采用BP神经网络方法推导了发射点及终端入轨点状态量与弹道参数的映射关系;最后建立了基于BP神经网络和L-M算法的联合数值寻优计算模型,并采用联合算法对高超声速飞行器助推段弹道进行优化计算。仿真结果表明,基于BP神经网络和L-M方法的联合算法能够快速和高精度地完成机动条件下的高超声速飞行器助推段弹道计算,其终端高度、速度和弹道倾角的入轨精度可分别达到2 m、0.1 m/s、0.01°,并且弹道计算耗时在3 s以内。     

高超声速非定常流动的数值模拟与气动热计算

高超声速飞行器研究中的一个重点问题是飞行器表面的气动加热,它对飞行器的气动、热特性及安全性有重要的影响.受到当前实验技术的限制,地面实验无法准确模拟真实飞行条件,所以采用数值模拟研究气动加热问题成为目前重要的研究手段.本文采用数值方法求解三维N-S方程,得到钝头体再入模型绕流的瞬态流场,驻点温度及表面热流沿轨道变化规律.计算中采用变边界条件模拟沿轨道飞行的非定常性.     

吸气式高超声速飞行器动力学建模研究进展

高超声速飞行以及飞行器机身/超燃冲压发动机一体化设计的典型特点导致吸气式高超声速飞行器具有不同于常规飞行器的飞行动力学特性,而飞行器总体设计和控制系统设计都必须考虑这些新动力学特性的影响,因此为吸气式高超声速飞行器建立能够包含这些新特性的飞行动力学模型非常重要.本文对吸气式高超声速飞行器动力学建模的相关研究进行了总结: 首先,简略地回顾了从超燃冲压发动机研究到飞行器系统研究发展历程; 其次,详细阐述了宽飞行包线、高超声速效应、超燃冲压发动机约束、气动/推进耦合和气动弹性效应等吸气式高超声速飞行器的新动力学特性;然后,讨论了在选择坐标系、抽象飞行器外形、建立弹性机身模型、建立空气动力模型、建立超燃冲压发动机系统模型以及推导运动方程等每个具体步骤中需要考虑的问题和可用的方法;最后,评述了现有吸气式高超声速飞行器动力学模型,并指明了未来发展方向.      

天文观测角辅助的高超声速飞行器传递对准方法

针对复杂环境下高超声速飞行器的可靠、精确和快速的传递对准需求,提出了一种基于星敏感器天文观测角(高度角、方位角)的传递对准算法。以发射点惯性坐标系为导航系,分析了惯导系统在惯性系下的误差方程,提出了大失准角情况下的基于星敏感器天文高度角、方位角匹配的对准算法。针对该系统状态方程和量测方程的非线性特性,采用UKF滤波算法进行了仿真。仿真结果表明:观测星数达到两颗时,该方案可以在2 s内使得姿态角的估计误差达到13″。仿真验证了该算法的有效性,对其他高空飞行器的传递对准有一定参考价值。     

高超声速飞行器反作用控制系统喷流干扰综述

反作用控制系统（reaction control system, RCS）在高超声速飞行器上取得了较为广泛的应用,已成为高超声速飞行器重要的控制手段之一. RCS 工作过程中喷流与来流形成了复杂的干扰流场,使得对RCS的控制能力预测存在困难. 根据RCS 在不同高超声速飞行器上的布局位置及飞行器局部外形特点将RCS 布局方式归纳为4 类,包括小曲率表面喷流、大曲率表面喷流、头部喷流和翼面附近喷流. 对用于模拟各布局方式流动特征的4 种典型模型进行了概述,并对各典型模型喷流干扰问题的研究进展进行了总结. 最后,对今后研究方向提出了一些建议.     

一种火箭动力助飞高超声速飞行器轨迹优化设计方法

为提升高超声速飞行器的射程和飞行性能,提出一种基于气动力与火箭发动机推力混合控制的轨迹优化设计方法。针对高超声速飞行器再入阶段的混合控制轨迹优化问题,提出求解多段不同特征轨迹的分段高斯伪谱法,将多段最优控制问题转化为非线性规划问题。采用SQP算法对其进行求解,获取以最大射程为性能指标的飞行器轨迹优化方法,并以此研究火箭发动机在有限燃料、适当启动条件下单次和多次启动对飞行轨迹的影响。数值仿真结果表明,分段高斯伪谱法可较快速求解出火箭动力助飞高超声速飞行器最优轨迹,发动机单次启动和多次启动方案能够在不同方面改善飞行器性能。     

高超声速飞行器周期巡航条件的确定

针对不同已知条件,分别用Newton-Raphson迭代法和遗传算法确定了高超声速飞行器周期巡航的条件. 并且用胞映射法计算得到周期巡航不动点的吸引域. 结果表明,只要满足特定条件,高超声速飞行器就可实现周期巡航,且巡航初始值可在较大的范围内进行选择.     

基于离散共轭方法的高超声速导弹气动外形优化设计

开展了离散共轭方法在高超声速气动外形优化设计中的应用研究。构建了基于NURBS方法的几何外形参数化方法,完成了一种简单高效的动网格方法,建立了基于Euler方程的离散共轭方法,并将这些方法与优化算法等集成起来够构建了适合复杂外形的高超声速气动外形优化设计系统。利用该系统对一种导弹的前体进行了优化设计研究,使其升阻比提高了11.2%,优化后导弹前体形状接近双锥外形,说明双锥形前体有利于减小阻力。算例表明,离散共轭方法在高超声速气动外形优化设计中具有良好的应用前景。     

高超声速飞行器横侧向失稳非线性分岔分析

针对滑翔式高超声速飞行器大攻角横侧向失稳问题,采用延拓算法和分岔理论,求解并分析了以俯仰舵偏为连续参数的稳态平衡分岔图和以副翼舵偏为连续参数的横侧向机动稳态平衡分岔图,对平衡分支的稳定性和突变点进行了分析,并给出了特征根拓扑结构变化.研究表明,高超声速飞行器存在极限分岔点、Hopf分岔点以及叉型分岔点,且从叉型分岔点延伸出多个平衡分支,引起横侧向的自滚转失稳;从Hopf分岔点延伸出极限环分支,该分支对应较为复杂的极限环运动,其中还包含倍周期分岔、花环分岔、极限环极限点分岔等复杂的分岔现象;在横侧向机动飞行情况下,模型存在横向操作偏离失稳问题,且存在多个不稳定的平衡点.研究结果为实现高超声速飞行器的稳定飞行和控制器的设计提供了极其重要的动力学信息.      

近空间高超声速飞行器防热隔热与热力耦合研究进展

概述近空间的战略价值与世界主要国家在近空间高超声速飞行器研制方面的竞争, 高超声速飞行器热防护系统及其基础科学问题, 包括防热隔热技术原理与热力耦合问题的研究进展.