超高温、大热流、非线性气动热环境试验模拟及测试技术研究

超高温、大热流、非线性气动热环境试验模拟技术及相应的极端高温环境力学测试技术,是高超声速飞行器防热材料和结构安全设计中事关研制成败的关键技术。本文介绍了自行研制的可实现高至210℃/s的极快非线性升温速率、能够生成高达2MW/m2的瞬态非线性热流密度、实现高达1500℃超高温氧化热环境的石英灯红外辐射式气动热环境试验模拟系统。基于这一性能优越的超高温气动热环境试验模拟系统,发展了如下超高温热环境力学测试技术:1)提出对环境光变化不敏感的主动成像数字图像相关方法,实现了C/SiC复合材料1550℃高温变形的非接触、全场光学测量;2)发展了1400℃超高温热/力联合试验环境下SiC/SiC复合材料结构的断裂特性试验测试技术。本文还简要介绍了高速巡航导弹翼面结构900℃高温热振联合试验,950℃高温非线性热环境下的蜂窝结构隔热性试验等研究内容。本文所发展的超高温气动热环境试验模拟技术和高温热环境力学测试技术,对航天航空领域高超声速飞行器的研制具有重要的军事工程应用价值。     

飞行器大攻角复杂流动的POD和DMD对比分析

基于非结构/混合网格、耗散自适应2阶混合格式以及脱体涡模拟（detached eddy simulation,DES）方法开展了现代战斗机模型复杂分离流动的数值模拟,并与有限的平均气动力试验数据进行了对比,结果表明计算具有合理性,在此基础上进一步应用本征正交分解（proper orthogonal decomposition,POD）和动力学模态分解（dynamic mode decomposition,DMD）方法对数值模拟流场的非定常特性进行了对比分析.研究表明飞行器背风区流场由一对边条涡的螺旋运动主导,旋涡破裂前在横向空间截面上流场是中性稳定的,同时主涡核的运动是多频耦合的.POD和DMD的对比分析则表明:两者模态配对的方式不同,但主要模态之间具有一定相关性;POD模态中包含多种频率的运动,而且能量较集中于主模态,流场重构效率更高;DMD则将流场的主要特征运动提取为一些单频模态的组合,同时能够给出模态的稳定性.      

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。     

弹性飞行器气动伺服弹性稳定性分析与控制

轻质结构大长细比弹性飞行器开环闭环颤振及控制系统设计是气动伺服弹性稳定性校核与分析的核心问题。本文利用振动模态试验数据修正了弹性飞行器结构有限元模型;使用涡格法进行非定常气动力计算,并利用最小状态法获得了弹性飞行器刚弹耦合频时域状态空间方程。绘制系统状态矩阵特征值随动压变化绘制的根轨迹图对该弹性飞行器开环颤振进行了分析。最后使用线性二次型方法设计了弹性飞行器主动颤振抑制控制律和纵向姿态控制器。仿真结果表明,系统在短的上升时间内实现了对指令的跟随,超调量合理,无静态误差。本文所采用的方法能够满足工程设计需求。     

基于无迹粒子滤波的飞行器再入段传递对准方法

针对再入式飞行器再入返回前需要精确和快速的传递对准需求以及空间环境特殊性,提出了一种适用于再入式飞行器空间平台对准方法,建立J2000坐标系下光纤陀螺惯组的系统状态方程,利用星敏感器输出的姿态和光纤陀螺惯组输出的姿态差值作为观测量,实现飞行器的"姿态"匹配传递对准算法。针对系统状态方程和量测方程的非线性特性以及单独使用无迹卡尔曼滤波(UKF)方法存在滤波不稳定性和单独使用粒子滤波(PF)方法存在粒子退化导致估计误差变大的问题,提出了无迹粒子滤波(UPF)算法,采用卫星工具包(STK)软件模拟飞行器在轨运行进行仿真验证。仿真结果表明:该方法可以在3s内使得失准角的估计误差小于0.6',估计精度提高了30%,收敛时间缩短了70%,相比传统方法提高了对准的精确性和快速性。     

基于卡尔曼滤波的再入飞行器气动参数辨识

再入飞行器的制导系统易受气动参数扰动的影响,为此研究气动参数在线辨识方法可以为再入制导系统提供服务,有效提高制导的精度。以卡尔曼滤波理论作为基础,推导了再入飞行器气动参数辨识的数学模型。为增强卡尔曼滤波方法对气动参数的辨识效果,气动参数误差模型采用一阶高斯马尔科夫过程描述,并增广到状态方程组中,根据获得的带有测量误差的惯导信息,对气动参数进行估计。最后,进行了数学仿真研究。仿真结果表明,该方法都能够在10个采样周期内收敛,且估计精度在1%以内。     

基于超灵敏视频引伸计的飞行器舵机连杆拉压刚度准确测量

舵机连杆拉压刚度的准确测量对于飞行器舵机的安全服役至关重要,而拉压刚度的准确测量则高度依赖于舵机连杆变形的高精度测量.传统的夹持式引伸计虽然可用于材料或结构拉压变形的精确测量,但其测量标距通常较为有限,不能满足复杂工程结构(如飞行器舵机连杆等)变形测量的实际需求.基于远心成像镜头的非接触光学视频引伸计也能满足结构变形的...     

高空高速飞行器气动特性研究

高空高速飞行中的黏性干扰效应、真实气体效应和稀薄气体效应成为决定未来空天飞行器能否实现安全飞行、精确控制和制导的重大基础科学问题, 必须发展相应的基础理论和研究方法.该文从计算方法、流动拓扑分析以及典型飞行器应用等方面介绍了作者所在研究团队近年来部分工作进展.      

近空间飞行器研究发展现状及关键技术问题

本文概述了近空间飞行器的研究现状与发展趋势. 讨论了低速与高速近空间飞行器面临的基础科学与关键技术问题, 对近空间飞行器的未来发展, 也作了一些简要的讨论.     

高超声速飞行器两类典型防热材料的性能表征与评价

针对高超声速飞行器翼前缘用超高温陶瓷材料及机身大面积金属热防护结构材料在高温环境下的力学响应分析与评价方法进行了全面的回顾和总结.综述了大面积金属热防护系统在传热、静力学、热力耦合性能、疲劳性能及抗冲击性能等方面国内外的研究进展;以及超高温陶瓷材料在热冲击、增韧机制、抗氧化性能等方面评价与表征技术,并结合国内研究状况展望了今后的发展方向.