飞艇红外探测系统探测高超声速目标性能研究

以X-51A为例,研究了飞艇红外探测系统对临近空间高超声速目标的探测性能。首先,根据飞行器的飞行状态和飞行高度建立了临近空间高超声速目标不同波段的红外辐射特性模型,以及随高度变化的目标背景红外辐射强度模型;其次,综合考虑飞行器与飞艇高度、地球曲率及红外辐射在大气中传播的波段选择性等因素,建立了红外辐射在临近空间大气中传播的透过率模型;在此基础上,建立了飞艇红外探测系统对高超声速目标的探测距离模型。通过仿真得到了临近空间高超声速目标在不同飞行状态下3个波段的红外辐射强度随目标飞行高度变化的曲线,以及飞艇红外探测系统对飞行器在不同飞行状态下3个红外辐射波段的探测能力。研究结果表明:飞艇红外探测系统对高超声速目标的有效探测距离可以达到百公里量级;当飞行器飞行状态一定时,随着飞行器飞行高度的增加,系统对目标的探测距离先增大后减小;与长波波段相比,中短波波段的探测距离更大,并给出了临近空间飞艇应尽量布置在海拔高度大于18 km的高空中的部署建议。     

类HTV-2高超声速滑翔飞行器红外辐射特征与可探测性分析

以类HTV-2高超声速滑翔飞行器为研究对象,对其红外辐射特征进行了仿真分析。综合考虑了目标、背景、传输过程的方向和光谱特性,系统分析了地基平台、浮空器、天基卫星对类HTV-2高超声速飞行器的红外探测能力,得到了不同探测波段、不同探测平台的最大探测距离。研究结果表明,目标的红外辐射强度受观测方向的影响较大,最大探测距离随探测器灵敏度的增加而增大,中波波段(3.7~4.8μm、3.0~5.0μm)的探测距离比长波波段(7.7~9.5μm、8.0~12.0μm)的大。     

高超声速飞行器复杂外形转捩预测

采用k-ω-γ 转捩模式对某新型飞行器外形的典型流动特征和边界层失稳特性进行了分析.研究结果表明,横流是影响飞行器大面积转捩的主要因素.随着高度增加,来流Reynolds数减小,迎风面和背风面的转捩起始位置均向下游移动.随着攻角增加,头部附近背风面的展向压力梯度增大,横流效应增强,转捩起始位置向上游移动;另一方面攻角增...     

低轨红外卫星对类HTV-2高超声速飞行器测能力研究

由于临近空间高超声速飞行器具有速度快、高度低、机动能力强的优点,故以陆/海基雷达、高轨红外卫星为主建立的预警探测体系难以对其实施全程有效探测.因此,针对高超声速飞行器的技术特点,对低轨红外卫星的探测能力和全球覆盖性进行了研究.首先,基于类HTV-2升力体的气动外形,模拟了典型工况参数下飞行器的表面温度分布.然后,构建了低轨红外卫星探测模型.结合红外探测器典型性能参数,给出了不同轨道高度下探测器信噪比与观测视角和工作波段的关系,并得到了红外卫星在550 km和1600 km轨道高度下的有效探测半锥角.最后,给出了具有全球探测能力的低轨红外卫星星座的构型及主要参数.     

高超声速飞行器气体辐射噪声计算方法

高超声速飞行器周围的激波层内高温气体会发生剧烈的物理化学变化,伴随强烈的光辐射过程,直接影响红外导引头的光学成像效果。采用流体力学Navier-Stokes方程和热化学非平衡模型模拟高温非平衡流动,考虑电子跃迁和振转跃迁以窄带法求解气体辐射特性参数,基于有限体积法离散辐射传输方程,在分别验证流场解算、辐射参数求解和辐射传输计算的基础上,进行了飞行器高速飞行的流动和辐射模拟。数值求解得到了飞行器流场特征和粒子数空间分布。计算的选定波长范围内的气体辐射发射系数空间分布显示其与激波形状和波后气体温度分布相似。通过传输得到的飞行器光学窗口视线路径上的气体辐射噪声成轴对称分布,发现辐射噪声和飞行速度、气体成分等密切相关,马赫数增加时气体辐射噪声显著增强。     

高超声速飞行器气体辐射噪声计算方法

高超声速飞行器周围的激波层内高温气体会发生剧烈的物理化学变化,伴随强烈的光辐射过程,直接影响红外导引头的光学成像效果。采用流体力学Navier-Stokes方程和热化学非平衡模型模拟高温非平衡流动,考虑电子跃迁和振转跃迁以窄带法求解气体辐射特性参数,基于有限体积法离散辐射传输方程,在分别验证流场解算、辐射参数求解和辐射传输计算的基础上,进行了飞行器高速飞行的流动和辐射模拟。数值求解得到了飞行器流场特征和粒子数空间分布。计算的选定波长范围内的气体辐射发射系数空间分布显示其与激波形状和波后气体温度分布相似。通过传输得到的飞行器光学窗口视线路径上的气体辐射噪声成轴对称分布,发现辐射噪声和飞行速度、气体成分等密切相关,马赫数增加时气体辐射噪声显著增强。     

高超声速飞行器磁控热防护系统建模分析

针对高超声速飞行器防热, 搭建了螺线管磁控热防护系统的物理模型. 采用低磁雷诺数磁流体数学模型, 分析了外加磁场强度及磁场形态对磁控热防护效果的影响. 对比了三种磁场类型(磁偶极子、螺线管、均布磁场)下磁控热防护效果的差异, 分析了螺线管几何参数对磁控热防护效果的影响. 研究表明, 磁场降低表面热流作用存在“饱和现象”; 三种磁场形态的磁控热防护能力从小到大依次为磁偶极子、螺线管、均布磁场; 相同驻点磁感应强度条件下, 增大螺线管半径有利于提高磁控热防护效果, 缩短螺线管与驻点距离不利于驻点和肩部防热, 螺线管长度对磁控热防护效果影响相对较小.     

X43高超声速飞行器的飞行热走廊研究

建立飞行器的热走廊物理模型和求解方法对于设计飞行器防热结构、确定飞行轨道和优化气动外形等均有重要的工程应用价值,本文对X43高超声速飞行器的飞行热走廊的物理含义进行了分析,初步建立了飞行热走廊的物理模型,给出了该物理模型下飞行热走廊的控制方程和求解方法,通过对X43高超声速飞行器典型位置的飞行热走廊的计算,研究了高超声速飞行器的热走廊规律和特征,研究了防热材料的性能对飞行走廊的限制,明确了防热材料的关键防热参数,通过研究发现: (1)防热材料的发射系数越大,其对应的热走廊越宽阔,飞行轨道的选择余地也越大; (2)不同位置、不同流态对应的热走廊边界不同,推迟转捩发生可以增加热走廊区域,有利于防热.     

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。     

高超声速飞行器前缘流固耦合计算方法研究

对高超声速流场和结构温度场进行了耦合计算分析, 同时基于准静态假设对结构应力进行了分析. 流场部分采用基于非定常Navier-Stokes (N-S)方程的有限体积法, 湍流模型采用SST k-ω 模型, 固体部分采用基于非稳态热传导方程的有限元法, 同时基于准静态假设对固体结构的应力应变进行了分析. 在流固交界面处, 高速流体从固体结构得到温度边界条件, 固体结构从高速流体得到热流边界条件, 从而实现了流场和固体温度场的紧耦合计算.通过与超声速无限长圆管绕流试验结果进行对比, 验证了该方法的可靠性. 同时对二维圆管结构在气动加热过程中的温度、应力等的变化进行了比较详细的分析. 研究结果表明: 随着气动加热时间的推进, 由于圆管结构的高温区在不断扩大, 导致了结构的热变形在不断地增大; 圆管最小变形区出现在θ为60°处; 同时研究发现在计算时间内圆管热变形对外部流场的影响可以忽略不计.     

高超声速进气道飞行器一体化设计技术的发展

对高超声速进气道与飞行器一体化设计技术和发展进行了研究,包含轴对称压缩、二维压缩、侧压以及内压缩进气道在高超声速飞行器上的典型布局设计方案.对高超声速可调进气道类型进行了概述,基于轴对称类型调节、二元平面类型调节以及三维内转调节进气道的典型案例给出了其各自的设计特点,并进一步对宽域飞行和组合动力飞行器采用的多通道可调节...     

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.      

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。     

高超声速飞行器的滑模边界层模糊自适应控制方法研究

针对高超声速飞行器飞行过程中存在的高度非线性、强耦合、参数不确定性等问题提出了一种基于滑模边界层模糊自适应的控制方法;首先将纵向模型进行精确线性化,通过引入一个滑模边界层可调参数,在边界层外施加基于正切趋近律的准滑模控制律;在边界层内,去掉准滑模控制律,采用饱和函数法设计的控制律;边界层参数用模糊逻辑系统进行在线调节,从而消除了系统处于准滑动模态时的高频抖振;仿真结果表明:该方法在保证控制系统具有良好跟踪性能的同时,具有削弱抖振的能力和强鲁棒性。     

临近空间高超声速飞行器气动力及气动热研究现状

临近空间高超声速飞行器具有速度快、突防能力强、杀伤力大等特点,是当今世界各军事强国新型武器的重点发展方向.其中,气动力和气动热是高超声速飞行器的两项重要指标,也是高超声速技术研究的重点内容.文章综述了国内外临近空间高超声速飞行器气动力及气动热研究现状,分析了研究的发展趋势,并分别从工程计算、数值仿真以及实验研究3个方面介绍了高超声速飞行器气动力及气动热的研究技术和方法.      

高超声速飞行器宽速域翼型多目标优化设计研究

高超声速飞行器正向着速域更宽、空域更广、航程更远的方向发展.因而对于现代高超声速飞行器的设计而言，除了保证高超声速的性能外，还必须兼顾满足工程需求的亚声速、跨声速、超声速特性.文章对薄翼型在不同速域下的流动机理进行分析，总结了不同速域下翼型增升减阻的设计准则，然后采用RANS方程流动求解器，结合基于Kriging模型的代理优化算法，开展了高超声速飞行器宽速域翼型的优化设计研究.首先，以NACA64A-204翼型为基准翼型，采用线性加权法进行了考虑亚、跨和高超声速气动特性的多轮次宽速域翼型优化设计研究，得到了一种宽速域性能得到改善的新翼型.然后，以优化得到的新翼型为原始翼型，开展多目标优化设计，获得了宽速域翼型两目标和三目标的Pareto最优化解集.      

高超声速飞行器磁控热防护霍尔电场数值方法研究

作为一种新概念高超声速热防护手段,磁控热防护系统在实际应用中往往需要考虑霍尔效应的影响.为了在真实气体环境下求解霍尔电场,采用交替隐式近似因子分解法建立并验证了热化学非平衡流体域电场数值求解方法.分析了电场虚拟步进因子和收敛性的关系以及影响步进因子取值的因素,提出了当地变步进因子加速电场收敛方法.研究表明,存在一个最优的步进因子a_p使得霍尔电场收敛速度最快,并且随网格尺度的减小和霍尔系数的增加,最优步进因子a_p变大,电势场收敛速率变慢.对于局部加密网格而言,当地变步进因子法的电势收敛性明显优于常规的定步进因子法.     

基于高斯伪谱法的高超声速飞行器再入制导研究

针对高超声速飞行器再入标准轨迹制导方法中存在的制导准备周期长、弹上需存储标准轨迹参数、制导鲁棒性较差等缺点,本文提出了一种基于高斯伪谱法与滚动时域控制技术相结合的高超声速飞行器再入预测-校正制导方案。其中,在线高斯伪谱法采用纵/侧向、全程一体化的制导算法思路,从而实现了对高超声速飞行器再入弹道的全程预测-校正。同时结合滚动时域控制技术从工程上实现了高超声速飞行器再入制导中对开环制导信息的闭环应用,完成了飞行器预测-校正制导方案。通过对高超声速飞行器再入制导过程进行仿真分析,其结果表明应用本文设计的基于高斯伪谱法与滚动时域控制技术相结合的高超声速飞行器再入预测-校正制导方案,飞行器再入过程中具有良好的制导性能。     

高超声速飞行器热气动弹性仿真计算方法综述

高超声速飞行器遭遇的热气动弹性问题具有危险性和复杂性,而型号设计又对计算环境下的热气动弹性仿真提出了效率和精度的双重要求.针对此问题,首先回顾了热气动弹性分析中气动力、气动热、结构热传导、热结构动力学等子学科的仿真计算方法,包括工程方法、数值模拟及降阶建模方法.其中,降阶建模方法有望解决目前计算效率和精度的矛盾,是调研的重点.之后,从时空耦合的角度总结了热气动弹性分析的多场耦合计算架构,包括单向、双向空间耦合策略,以及全耦合、松耦合、时域-频域耦合等时间耦合策略.在结论中,提出了基于子学科降阶模型进行多场耦合仿真的思路,并对热气动弹性分析的发展趋势进行了展望.      

气动加热对高超声速飞行器激光毁伤效应影响

通过采用工程计算方法求解高超声速飞行器碳-碳复合材料分别在气动热、激光单独作用以及气动热/激光耦合作用下的热化学烧蚀。计算分析表明：激光单独作用下,碳-碳复合材料的烧蚀速率较小;随激光能量的增加,碳-碳复合材料的烧蚀速率增加;气动加热条件下激光对高超声速飞行器碳-碳复合材料的烧蚀毁伤效应会明显增强;沿弹道的气动加热累积效应对碳-碳复合材料气动热/激光耦合烧蚀作用不明显。