基于粒子群的高超声速飞行器闭环制导研究

对于高超声速飞行器的研究来说,凭借其超高的飞行速度和飞行高度,能够在短时间内飞行更远的距离。为了达到作战要求,需要规划整个飞行轨迹,而最为重要的便是上升段的制导问题。本文以X-33高超声速飞行器模型为研究对象,提出基于粒子群算法的闭环制导策略,实时修正飞行轨迹,使飞行器最终准确到达目标位置;并对该方法的可靠性进行了仿真验证。仿真结果表明,基于粒子群算法的闭环制导策略优化精度高,物理概念明确,能满足高超声速飞行器上升段的闭环制导需求。     

静态强磁场对临近空间飞行器中天线辐射性能的影响

为了增强临近空间超高声速飞行器中的北斗天线的辐射性能,采用了施加静态强磁场削弱特定区域等离子体电子密度的方案,开展多物理场时域建模分析方法研究.首先利用具有谱精度的时域谱元(SETD)法对静态强磁场作用下等离子鞘套中北斗天线周围电子浓度的削减程度进行分析,再利用共形时域有限差分(CFDTD)方法对临近空间高超声速飞行器的北斗天线辐射特性进行建模仿真分析.本文所提方法预测了真实流场空间中静态强磁场对飞行器中北斗天线辐射性能的影响.仿真结果表明,施加静态强磁场能够对电子浓度起到“吹散”作用,从而提升等离子鞘套中北斗天线的辐射性能,为减弱等离子鞘套对临近空间高超声速飞行器中北斗天线辐射性能的影响提供理论指导.     

面向高超声速飞行器的激波智能预测方法

高超声速飞行器激波位置的准确预测能够有效提升数值模拟的精度和效率。一方面,对高超声速飞行器激波附近网格进行正交和加密处理,可有效提升数值计算精度;另一方面,使用高超声速飞行器激波位置对计算网格进行修正,能够加速CFD计算收敛过程。提出了一种基于机器学习的高超声速飞行器激波智能预测方法,对典型高超声速飞行器外形进行激波位置的高效准确预测。首先,针对典型高超声速飞行器外形和典型飞行状态,使用数值模拟方法获得收敛的流场,并采用基于Mach数等值线的激波提取方法,从流场中判别激波面并提取构成激波面的关键点位置,形成训练数据;然后采用有监督学习算法,学习关键点位置,并利用二次曲线沿流向拟合关键点形成初步的激波线族;最后,基于剖面压力云图,构造基于投影压力图像的智能预测神经网络,对初步形成的激波线族进行修正,并获得三维激波面。大量的实验结果表明,激波预测模型能够对高超声速飞行器激波位置做出准确预测,预测的激波面与CFD数值计算结果中提取的激波面误差在10^-4量级。     

磁流体加速和磁流体加速风洞

高超声速飞行器对于更高飞行速度的追求，给地面风洞设备模拟能力提出了新的要求，磁流体加速成为一个重要突破方向.文章介绍了国内外在磁流体加速基本原理以及磁流体加速技术应用于地面风洞试验方面的研究工作.基于磁流体（magneto-hydro-dynanic，MHD）加速的高超声速风洞设备可以模拟高超声速飞行器的试验条件，复现超高速的飞行环境，是突破超高速飞行器再入研究地面试验模拟能力的关键技术，在航空航天领域具有重要的研究意义和应用前景.      

高超声速流场成像质量特性及校正方法

光学成像制导飞行器在大气层中以高超声速飞行时，其成像窗口附近强压缩流场的气动光学效应会导致成像过程出现抖动、偏移和模糊，影响制导精度.为研究该问题，搭建了基于高超声速（Ma = 6.0）炮风洞的气动光学地面模拟平台.利用高速摄像机获取了多种喷流压比状态下光学头罩成像图片，研究了成像特性.基于背景纹影技术（background oriented schlieren，BOS）直接获取气动光学畸变的点扩散函数信息，结合Wiener滤波方法对地面模拟平台获取的成像畸变结果进行了校正，并结合灰度分布、峰值信噪比（peak signal-to-noise ratio，PSNR）和结构相似度（structural similarity，SSIM）对校正结果进行了定性和定量评价.成像结果表明，头罩无冷却喷流时成像质量最好，在压力匹配附近头罩成像质量相对于欠压喷流和过压喷流成像质量较好.图像校正结果表明，风洞运行过程中采集的时间序列图像在校正之后所对应的灰度分布情况、PSNR和SSIM都得到提高.      

组合式高超声速飞行器布局设计与优化分析

针对高超声速飞行器气动布局设计难点,文章提出了基于多个基准流场的多部件组合设计方法.以锥导乘波体为基准,采用分段接序、多片组合的高超声速可调参数的气动布局设计,将飞行器分解为前体、机翼和中心体设计.前体和机翼以乘波体为设计思路,中心体构型根据装载需求设计,从而达到飞行器在边缘能够满足压力封闭,有效容积集中在中心体附近的总体布局思路,使得飞行器各部件功能清晰化.最终实现具有"乘波特性"的高超声速巡航飞行器参数可调的布局设计.文中对比了组合布局与传统乘波体的差异,在前体不变的情况下,研究了中心体长度、长宽比和长厚比对飞行器气动性能的影响.采用自由变形技术（free-form deformation,FFD）实现了高超声速飞行器的参数化和优化设计流程.结果表明组合布局具有更高的容积效率,可实现多参数化调节,具有良好的乘波特性,可为未来提高高超声速飞行器升阻比和满足应用要求提供方案参考.      

基于滚动时域估计的飞行器姿态估计及三轴磁强计在线校正

针对飞行器姿态估计以及三轴磁强计在线校正问题, 提出了一种实时滚动时域估计算法. 首先, 为了解决在卡尔曼滤波框架下系统约束不能显式求解的问题, 设计了滚动时域估计滤波算法. 该算法将飞行器姿态估计问题转化为优化问题, 显式求解四元数归一化性质, 缩小搜索空间的同时提高了搜索效率和精度. 其次, 滤波时域窗内应用高斯-牛顿迭代法求解最优状态估计值, 满足了实时性要求. 最后, 在没有增加系统状态维数的情况下, 在线求解了三轴磁强计校正参数, 保证了磁强计量测值以矢量形式输入系统. 仿真结果表明, 由于合理地利用了历史信息, 该方法精度较高, 且对初始误差、系统误差均不敏感, 具有一定鲁棒性.     

高超声速再入体表面热解烧蚀效应数值模拟

表面防热材料热解与烧蚀效应研究在高超声速飞行器总体设计中具有重要应用价值。以热解烧蚀效应对飞行器目标特性及通信性能影响的预测评估为背景,从化学非平衡气体动力学方程及固体热传导方程出发,建立了气-固交界面上热解烧蚀壁面边界条件的一般形式及热物理化学模型,发展了高超声速再入体绕流流场与表面材料内部温度场耦合求解的数值模拟方法,并对计算模型和数值方法的可靠性进行了验证分析。在此基础上针对复杂外形再入体及表面硅基防热材料,开展了典型再入条件下再入体绕流及尾流流场的数值模拟,重点分析了表面材料热解烧蚀效应对流场等离子体分布的影响。研究表明：在表面材料中不含碱金属杂质的情况下,热解与烧蚀效应对流场中等离子体分布影响较小,而在含有微量碱金属杂质的情况下,热解与烧蚀效应对流场中等离子体分布及化学组分分布具有很大影响,由此对再入目标特性与电磁通信性能带来的影响不容忽视。     

基于遗传算法的升力体外形优化设计

升力体由于低热流率再入物理特性和高效的内部容积利用率，是高超声速飞行器气动外形的一种典型布局.文章对升力体飞行器进行参数化数值建模，并提取其表征外形的参数作为设计变量，综合考虑飞行器再入过程中的气动力、气动热、容积利用率及稳定性等性能指标.运用多目标混合遗传算法对升力体进行了多变量、多约束下的气动外形优化设计，获得了再入飞行器外形的最优Pareto解.数值模拟结果表明，典型状态下最优Pareto解与CFD结果相差12%，验证了优化结果的准确性.      

激光辐照高超声速舵面热力响应研究

建立了基于流固耦合的高超声速飞行器舵面结构在激光辐照下静气动弹性模型,流体控制方程为三维雷诺平均N-S方程,分别采用了中心格式和AUSM+up格式对粘性项和对流项进行空间离散,时间推进采用了高斯-塞德尔隐式推进方法,湍流粘性系数求解使用Menter SST模型。利用冯·卡门研究所高超风洞实验结果对模型进行了校核,预估了激光辐照对高超舵面的热力影响。结果表明,气动力/热计算模型与实验数据符合较好,能够准确模拟高超飞行器的热力参数,根据模型外推结果,激光在较低功率下加热高超飞行器舵面可能导致舵面材料弹性模量大大降低,继而发生弯曲发散而折断,高超飞行器可能因此发生气动失稳而坠毁。     

Gas-kinetic numerical studies of three-dimensional complex flows on spacecraft re-entry

The gas-kinetic numerical algorithm solving the Boltzmann model equation is extended and developed to study the three-dimensional hypersonic flows of spacecraft re-entry into the atmosphere in perfect gas. In this study, the simplified velocity distribution function equation for various flow regimes is presented on the basis of the kinetic Boltzmann–Shakhov model. The discrete velocity ordinate technique and numerical quadrature methods, such as the Gauss quadrature formulas with the weight function 2/π^1/2exp(?V²) and the Gauss–Legendre numerical quadrature rule, are studied to resolve the barrier in simulating complex flows from low Mach numbers to hypersonic problems. Specially, the gas-kinetic finite-difference scheme is constructed for the computation of three-dimensional flow problems, which directly captures the time evolution of the molecular velocity distribution function. The gas-kinetic boundary conditions and numerical procedures are studied and implemented by directly acting on the velocity distribution function. The HPF (high performance fortran) parallel implementation technique for the gas-kinetic numerical method is developed and applied to study the hypersonic flows around three-dimensional complex bodies. The main purpose of the current research is to provide a way to extend the gas-kinetic numerical algorithm to the flow computation of three-dimensional complex hypersonic problems with high Mach numbers. To verify the current method and simulate gas transport phenomena covering various flow regimes, the three-dimensional hypersonic flows around sphere and spacecraft shape with different Knudsen numbers and Mach numbers are studied by HPF parallel computing. Excellent results have been obtained for all examples computed.     

A high-efficiency aerothermoelastic analysis method

In this paper,a high-efficiency aerothermoelastic analysis method based on unified hypersonic lifting surface theory is established.The method adopts a two-way coupling form that couples the structure,aerodynamic force,and aerodynamic thermo and heat conduction.The aerodynamic force is first calculated based on unified hypersonic lifting surface theory,and then the Eckert reference temperature method is used to solve the temperature field,where the transient heat conduction is solved using Fourier’s law,and the modal method is used for the aeroelastic correction.Finally,flutter is analyzed based on the p-k method.The aerothermoelastic behavior of a typical hypersonic low-aspect ratio wing is then analyzed,and the results indicate the following:(1)the combined effects of the aerodynamic load and thermal load both deform the wing,which would increase if the flexibility,size,and flight time of the hypersonic aircraft increase;(2)the effect of heat accumulation should be noted,and therefore,the trajectory parameters should be considered in the design of hypersonic flight vehicles to avoid hazardous conditions,such as flutter.     

跨流域高超声速绕流环境Boltzmann模型方程统一算法研究

如何准确可靠地模拟从外层空间高稀薄流到近地面连续流的航天器高超声速绕流环境与复杂流动变化机理是流体物理的前沿基础科学问题. 基于对Boltzmann方程碰撞积分的物理分析与可计算建模, 确立了可描述自由分子流到连续流区各流域不同马赫数复杂流动输运现象统一的Boltzmann模型速度分布函数方程, 发展了适于高、低不同马赫数绕流问题的离散速度坐标法和直接求解分子速度分布函数演化更新的气体动理论数值格式, 建立了模拟复杂飞行器跨流域高超声速飞行热环境绕流问题的气体动理论统一算法. 对稀薄流到连续流不同Knudsen数0.002 ≤Kn_∞ ≤1.618、不同马赫数下可重复使用卫星体再入过程(110–70 km)中高超声速绕流问题进行算法验证分析, 计算结果与典型文献的Monte Carlo直接模拟值及相关理论分析符合得较好. 研究揭示了飞行器跨流域不同高度高超声速复杂流动机理、绕流现象与气动力/热变化规律, 提出了一个通过数值求解介观Boltzmann模型方程, 可靠模拟高稀薄自由分子流到连续流跨流域高超声速气动力/热绕流特性统一算法.     

高超声速脉冲风洞模型自由飞试验技术

风洞模型自由飞试验利用高速相机记录自由飞行模型的运动历程, 再根据模型运动特征参数反演模型的气动特性.由于没有支撑系统的干扰, 该试验能够较真实地模拟飞行状态, 在飞行器静/动稳定特性研究中具有独特的优势.文章在JF-8A高超声速脉冲风洞中开展了10°尖锥模型自由飞试验, 并以圆球模型的自由飞运动测量风洞动压, 对模型运动特征参数的数字图像提取技术及气动参数的辨识方法等关键技术进行了研究.      

磁窗减缓等离子体对天线性能的影响

飞行器以高超声速再入大气层返回地球时,飞行器周围形成等离子体鞘套,等离子体会影响电磁波的传播特性,严重时通信甚至完全中断。从理论上分析了外加磁场时电磁波与等离子体的相互作用机理,提出了利用永磁体和螺旋天线一体式的设计方式,即磁窗天线,并研究了在等离子体环境中螺旋天线和磁窗天线的性能,仿真结果表明,利用永磁体和螺旋天线一体式设计的磁窗天线,可以减弱等离子体对天线性能的影响,这为解决飞行器再入通信中断问题提供了一种有效途径。     

辐射平衡壁温下有限催化模型数值模拟

文章发展了高超声速飞行器辐射平衡壁温下有限催化的数值方法,将数值模拟结果与基于返回舱外形的风洞实验数据进行了对比,并进一步针对典型高超声速飞行器钝双锥研究了辐射平衡壁温下有限催化对气动热环境的影响规律.针对返回舱外形的数值实验表明,完全催化与完全非催化边界条件下壁面热流密度均与风洞实验结果偏差较大,而采用合适的有限催化模型获得的壁面热流密度与风洞实验结果符合良好.针对典型高超声速飞行器钝双锥的研究表明,在辐射平衡温度边界条件下驻点附近氧原子的催化复合系数约为0.17,氮原子的催化复合系数约为0.026,大面积区则分别降为0.005 3和0.01.在驻点热流密度方面,完全催化的壁面热流峰值比有限催化高约21%,而完全非催化的壁面热流峰值比有限催化低约29%.      

电荷运动轨迹方程解法的讨论

文章讨论了在库仑有心力作用下点电荷二维运动轨迹方程的不同解法：比耐方程法、Runge-Lenz矢量法以及速度积分法.比耐方程法是利用比耐公式求解微分方程,得出点电荷的运动轨迹;Runge-Lenz矢量法和速度积分法都是从点电荷的动力学方程出发,利用矢量积分得出一个常矢量,并应用该矢量分析得出点电荷的轨迹方程.3种方法得到的轨迹方程是一致的.计算表明,库仑有心力作用下的点电荷的二维运动轨迹为圆锥曲线,并分析了不同初始条件下圆锥曲线的类型.     

Collisions with relative acceleration and cross sections in velocity space

The kinetic formula for collisional frequency as a product of particle concentration, cross section and relative velocity is based on the assumption that the latter is constant before and after the collision. This result is here generalized to include the case of collisions with relative acceleration and this is found to involve a cross section in velocity space and the number of particles per unit volume of velocity space. The argument proceeds from the relaxational Boltzmann equation satisfied by the probability density of localization in phase space. The Gauss divergence theorem is applied in the positional and velocity subspaces to convert a space integration and a velocity space integration into the corresponding surface integrations and under the assumptions of unidirectional relative velocity and relative acceleration the two kinds of cross section are obtained naturally.     

Use of MHD systems in hypersonic aircraft

The possibilities of using magnetohydrodynamic (MHD) systems on hypersonic aircraft are discussed. The distinctive features of using MHD systems in the flow path of ramjet engines are examined. A quasi-one-dimensional mathematical model for the engine is presented which includes the MHD interaction with the flow. It is shown that the specific impulse of an engine system can be raised by using MHD systems. Zh. Tekh. Fiz. 68, 43–47 (November 1998)