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.      

空间屏打孔多层隔热材料热计算模型

分析了空间屏打孔多层隔热材料中导热和辐射的复合传热问题,在一定假设的基础上,根据反射屏能量平衡方程,建立了反射屏稳态温度计算模型和投射辐射数值分析模型。结合AD I法,对两个方程组进行迭代求解,得到材料屏间投射辐射热流和反射屏的温度。将文中模型的预测结果与文献中实验值进行比较,验证了模型在工程上应用的可行性。同时分析了当量导热系数、各种热流以及内部温度分布随层密度的变化规律,对材料的优化设计具有积极的指导意义。     

CPL技术在空间飞行器上的应用

本文对ＣＰＬ技术进行了简要概述,介绍了其工作原理与工作特性,并讨论了ＣＰＬ技术在空间飞行器上的可能应用方式。其中,对ＣＰＬ技术应用于空间设备的散热进行了全面阐述,并给予理论分析;此外,对ＣＰＬ技术应用于空间设备的主动热控制,也作了简要介绍;对ＣＰＬ技术未来有发展前景的应用方式进行了展望。     

飞行器热管理系统的热量流建模及优化

随着飞行器性能的提升,其高效热管理的重要性日益凸显,因而整体热管理系统逐渐得到广泛应用。本文以一种典型的飞行器整体热管理系统为研究对象,通过引入热阻、热动势和能量源等部件构建其热量流模型,应用基尔霍夫定律获得系统中能量的整体输运与转换规律,并明确系统性能和各设计、运行参数间的直接约束关系。以此为基础并结合遗传算法,以热管理系统的总体轻量化为目标,实现了其多参数全局优化。优化结果表明只依赖经验的系统设计容易错失最优解。     

可重复使用飞行器热走廊物理建模研究

对再入热走廊的物理含义进行了定义分析,为使防热层温度不超过热防护系统所允许使用的极限温度,可重复使用飞行器的飞行轨道必须在再入走廊热之内。建立了可重复使用飞行器再入热走廊的物理模型,给出该物理模型下热走廊的控制方程和求解方法。通过对航天飞机轨道器典型位置的再入热走廊与传统方法的验证分析,说明本文建立的可重复使用飞行器再入热走廊物理模型和求解方法是正确的,同时探讨了表面材料承受温度和发射系数对热走廊的影响规律。     

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.     

空间相机的热分析和热设计

空间飞行器在轨道运行过程中,除空间热沉影响外,还会受到太阳辐射、地球红外辐射和地球阳光反照等热因素作用,同时相机内部热源也会影响相机的温度.温度的变化对高分辨率航天相机光学系统成像质量影响很大.热控系统的目的是保证相机的各部分保持在各自的温度范围内.本文对相机整体进行了详细热分析计算,得出了低温、高温初期、高温末期工况以及其他一些情况下相机各部分的温度水平,为相机热控实施提供依据.     

空间摄像机的热设计

根据空间摄像机的所处空间环境和结构特点,对其进行了热设计.采用被动热控措施进行热隔离和热疏导,充分利用了摄像机所搭载的卫星平台的热容;采用主动热控措施进行温差补偿,将温度拉平至热控指标范围之内.根据所采用的热控措施,针对空间摄像机进行了仿真分析,得到了满意的结果.     

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.     

低超声速飞行器瞬态热状况解耦算法

针对低超声速飞行器非稳态飞行条件下内外流固耦合一体化计算的复杂性,将飞行器外部流场的实时气动热转化为浮动的第三类边界条件进行解耦.以加速俯冲的超声速三维头锥体为例,分别采用浮动温差法和辐射平衡法提取表面对流换热系数进行解耦计算,并与直接耦合计算结果进行比较,验证两种解耦算法的可靠性.结果表明,将非稳态飞行过程离散为不同飞行状态点,通过提取对流换热系数解耦计算得到的不同状态点的锥体表面温度分布与直接耦合计算得到的结果吻合较好.两种解耦算法在计算效率方面均要优于耦合计算方法;在外界气动环境发生剧烈变化的过程中,最大相对误差均不超过2%.     

基于热光学技术的空间光学系统热设计

为了验证空间光学系统热设计的合理性,利用光-机-热集成的热光学分析技术论证了空间光学系统的热设计方案。首先,阐述了热光学技术的一般方法以及热光学技术与热设计的关系,同时根据空间光学遥感器所处的空间环境和结构特点,应用被动和主动热控技术对空间光学系统进行了热设计。然后,利用有限元方法对热控后的温度场和热弹性变形进行了分析,得出该温度载荷条件下光学元件表面的变形量及刚体位移量,利用Zemike多项式进行了波面拟合。最后,用CodeV光学设计软件计算了热载荷作用下光学系统的传递函数。结果表明,各种工况下全视场范围内光学系统分辨率为50lp时,传递函数均超过0．5,成像良好,能够满足光学设计指标,热设计方案合理可行。     

基于通用模块化的大型空间飞行器地面供配电系统设计

地面供配电系统一直存在体积过于庞大、系统通用性稳定性差问题。基于通用模块化的设计方案,从基本功能实现模块的角度,将系统划分为功率继电器模块、信号继电器模块、PXI控制模块、地面电缆模块、软件实现模块等,通过对这些模块的通用性设计及部分软硬件功能的整合,实现了减少系统体积规模、加大系统集成化及小型化程度、提高系统间通用性及鲁棒性的目的。     

用于空间飞行器交会对接的CO_2相干激光雷达

本文综述了用于空间飞行器交会对接的ＣＯ＿２相干激光雷达系统的功能、设计及工作原理，并提出了用于我国空间飞行器自主交会对接的ＣＯ＿２相干激光雷达的技术方案。初步研究表明，所设计的ＣＯ＿２相干激光雷达用于空间飞行器交会对接中测量目标的距离及姿态是可行的。     

空间热离子成像探测器

研制一种用于热离子、紫外、X射线等多种目标源的成像探测器.该探测器输出为一张目标源的灰度图像,该图像的灰度等级及其分布对应目标源的强度分布,图像的灰度分布均匀性对应目标源的束流均匀性.以紫外光源作为目标源对探测器的性能参量进行实验测试,实验结果表明该探测器的空间分辨率优于120μm,输出均匀性优于97%,输入输出正比性误差小于±4%.     

气动热环境下高速飞行器光学头罩特性分析

建立高速飞行器红外光学头罩在气动热环境下有限元分析模型,分析头罩在气动热环境下的物理特性和光学特性,对头罩在气动热环境下的温度场、应力场、应变场和位移场进行数值计算。计算结果表明头罩在气动热环境下温度场分布不均匀,因此头罩会产生热应力而发生形变。利用有限元分析结果,根据热光效应和弹光效应理论,对气动热环境下红外光学头罩的折射率场进行数值计算。以头罩外表面中心点折射率为例,在头罩工作时间内,通过计算得到头罩15s后由热光效应造成的折射率改变为0.011,而由弹光效应造成的x方向折射率改变为0.000107,即弹光效应造成的折射率改变量约为热光效应造成折射率改变量的0.97%,由此可知,在气动热环境下热光效应对头罩折射率的影响比较大,而弹光效应对头罩折射率的影响比较小。     

基于RBF-ARX模型的四旋翼飞行器的预测控制

四旋翼飞行器模型的准确性对系统的控制效果和安全运行起着关键作用,具有非线性的飞行器系统较难准确建立其物理模型,提出了一种新型基于RBF-ARX模型的预测控制算法,并通过仿真和实控实验,证实了该方法可行性和有效性。     

空间飞行器近尾区内场和密度空腔的研究

在静态极限下,通过傅里叶变换,研究了空间飞行器近尾区内等离子体与场之间的非稳态非线性相互作用,并进行了数值求解。数值模拟结果表明,在飞行器近尾区内会产生电磁孤波和密度空腔,由电场的塌缩现象可以探测到它们。因而通过探测电磁孤波和密度空腔的形状和强度,能够探寻具有隐身特性的飞行器。     

热智能材料及其在空间热控中的应用

空间技术等高新领域对智能高效的热控制技术的需求日益提高,而实现智能热控制技术的关键是要实现材料的热物性智能调控,于是热导率可响应外场变化的热智能材料成为了研究的焦点.本文梳理了热智能材料的最新研究进展,从调控机理、调控幅度、应用价值等角度出发,介绍了纳米颗粒悬浮液、相变材料、软物质材料、受电化学调控的层状材料和受特定外场调控的材料等不同种类热智能材料的研究现状,以及以热智能材料为基础的智能热控部件在空间技术等领域的应用.最后,本文对热智能材料未来的研究方向进行了探讨.     

基于Kriging代理模型的飞行器结构刚度气动优化设计

大飞机具有轻质大柔性特点,使得气动/结构耦合作用增强,在设计过程中需要考虑这种耦合效应,直接调用CSD/CFD方法计算周期长,无法满足工程需要.代理模型方法由于能显著提高工程优化设计的效率,已广泛应用于飞行器气动外形优化设计中.采用Kriging方法建立代理模型,通过求解EI函数最大值得到需添加的样本点以更新代理模型,提高代理模型的拟合精度,结合改进的粒子群最优化方法对大飞机的结构刚度进行了优化设计.结果表明,该优化方法能够处理复杂目标的全局优化问题,在保证升力系数及纵向稳定性能不恶化的前提下,降低飞机巡航状态的飞行阻力.