临近空间太阳能飞行器关键基础力学问题研究

本文针对低Re数空气动力学和大展弦比低翼载飞行动力学这两个影响临近空间太阳能飞行器成败的核心基础力学问题开展了研究分析.结果表明:数值和风洞试验结果均很好地捕获了随Re数下降升阻比快速下降的趋势,分析其产生机理在于随Re数下降一方面摩擦阻力系数增加,但起主导作用的是层流分离造成压差阻力大幅增加和升力系数下降,从而使气动效率大幅恶化;发现了后缘层流分离泡这种新的流动结构,由此阐明了低Re数条件下气动特性所具有的非线性效应,其根本原因在于层流分离涡结构的突变;发现了临近空间太阳能飞行器运动响应新的模式,研究表明造成其运动响应异常最为根本的原因在于其低翼载和大展弦比气动布局与飞行动力学之间的耦合效应.     

超声速边界层气动光学效应及控制研究

光学成像制导技术是精确制导武器研究的重要课题，气动光学效应的存在对制导精度产生严重的影响，使飞行器偏离目标位置，甚至脱靶。飞行器和来流之间的相互作用导致其周围流场结构非常复杂，激波、膨胀波以及湍流边界层的存在，使得流场的折射率在空间上分布不均匀，在时间上存在高频脉动。其中，边界层转捩过程引起的气动光学畸变是亟待解决的最大难题。边界层转捩过程是边界层由层流向湍流发展的过程，是一个多因素耦合影响的强非线性、复杂的流动现象，并且一直是湍流研究领域的热点问题。超声速边界层的转捩区具有非常强的非定常性、随机性，且脉动频率高，因此折射率分布极为复杂，光线透过后不仅会发生偏折，还会导致成像模糊和能量分散，严重影响成像制导的精度，通过光学校正的方法很难降低这种影响。本文试图通过延迟边界层转捩，来降低甚至消除超声速边界层转捩对光学传输性能的影响。以超声速旋成体飞行器光学窗口周围的边界层流场为研究对象，本文采用添加扰动片的流动控制方法对边界层气动光学效应变化规律进行了数值模拟研究。研究结果表明：随着攻角的增大，光程差分布由沿着对称面对称分布逐渐过渡为沿流向的变化，且逐渐平缓；施加了扰动片控制后，原本处于光...     

高温作用下飞行器舱体的动力学特性分析

基于虚拟激励法和分块迭代耦合方法提出一种高温作用下飞行器舱体的振动特性数值分析方法,研究不同温度条件对飞行器舱体振动特性的影响.采用包含防热层、隔热层以及金属框架的多层复合结构建立符合真实情况的飞行器舱体有限元数值模型.结构振动特性分析时考虑了非平稳激励输入条件以及瞬态温度变化情况.计算过程中利用虚拟激励法进行了动力学计算的简化,大大提高了计算效率.计算结果表明,不论在低频区还是高频区,温度的变化都显著影响飞行器舱体结构的振动特性.本文的计算方法可广泛应用于飞行器结构在飞行过程中受到高温和随机振动联合作用时的动力学特性分析.     

基于ADAMS的舰载机起落架摆阵稳定性仿真分析

针对航母舰载机着陆过程中的一定振动问题,首先研究了支柱的耦合角度、结构扭转和侧摆的柔性,并结合刚柔耦合理论研究了轮胎的耦合系数和地面作用特性。然后根据动力学原理,建立了航母舰载机前起落架的摆振动力学方程。此外,运用CATIA 3D建模和ADAMS动力学仿真分析建立舰载机起落架数字样机仿真模型。以起落架轮胎的刚度和阻尼材料参数为研究对象,得到了不同阻尼模式和不同承载条件下的扭转、侧坡自由度、应力变化的时间响应曲线。比较了各种吸振阻尼材料在刚柔耦合作用下的影响,以及相互组合后的材料对阻尼吸振器的影响。研究结果显示,航母舰载机飞行器的仿真效果平稳,无振动。线性吸振阻尼和方形吸振阻尼具有更好的阻尼吸振效果,可以更快地吸收和耗散摆振的振动能量,从而不会产生过大的阻尼扭矩。     

利用激波与电磁波相互作用的新型雷达机理研究

针对飞行器超声速飞行时会产生激波,且无法消除其激波层的现象,提出了一种利用激波探测超声速飞行器的新型雷达探测方法,深入研究了激波与电磁波相互作用机理。采用模型仿真和实验验证相结合的方法确定了激波层内参数变化规律,并按照收敛原则确定了激波的等效层数,随后开展了飞行器激波与线极化波的相互作用机理研究。结果表明:平面极化波在现有雷达波频段范围内入射到激波层中时,其反射系数随入射波入射角度、飞行马赫数的增加而增大,随飞行高度的增加而减小,随频率变化呈现周期性振荡衰减特性,且振荡周期随飞行高度增加而减小,随飞行马赫数增加而增大。该研究结果为利用激波层探测超声速隐身飞机提供了一种新思路、新方法。     

规则网络中流耦合作用对爆发式同步的影响

耦合振子系统的爆发式同步是许多生物系统自组织动力学行为的内在机制之一,因而倍受关注.考虑到现实生活中许多振子之间的相互作用是非对称性的,通过理论分析和数值计算方法,详细研究了规则网络中,流耦合作用对耦合相振子系统爆发式同步动力学行为的影响.结果表明,非对称的流耦合作用,在具有特定频率空间分布的耦合相振子系统中,有利于促进耦合相振子系统产生爆发式同步.耦合系统达到爆发式同步所需的临界耦合强度与流耦合强度成线性关系.此外,在同步区间可观察到集中锁相和分散锁相两种同步形式共存.通过理论分析,给出了流耦合作用对促进耦合相振子系统爆发式同步的内在机制.研究结果可以为更好地理解非对称耦合作用下耦合相振子系统的自组织现象提供理论支持.     

近空间飞行器机翼动态可靠性分析

为保证飞行器的结构可靠和飞行安全，开展近空间飞行器机翼结构动态可靠性分析和寿命预测是十分必 要的，基于近空间飞行器机翼受力分析，在考虑随机载荷和强度变化下给出了机翼动态可靠性分析的新方法。 首先分析了飞行器机翼截面的剪切应力、拉压应力和相当应力的计算; 然后考虑气动载荷作用次数用泊松随机 过程表征; 在机翼强度干涉理论的分析结构强度的基础上，提出截尾正态分布描述气动载荷的新方案，建立了 机翼动态可靠性模型，给出了可靠性指标; 分析了强度退化和飞行动态对可靠性的影响，以给出保证飞行器结 构可靠性的基本要求，为结构可靠性控制器设计提供参考。仿真结果表明，在实际飞行中若要保证飞行器的结 构可靠性，应尽量避免飞行速度过快增加及负迎角和大迎角，条件允许的情况下适当增加飞行高度。     

基于广义能量法的充气式快速部署无人机翼载荷设计分析

为完成充气式快速部署太阳能无人机总体设计,首先,考虑箭载发射或机载投放等快速部署方式对无人机尺寸和质量的限制,从飞行器翼载荷可行域的角度出发,基于广义能量法,建立了充气式太阳能飞行器能源动力模型、全天及夜晚能量平衡下的翼载荷边界模型;其次,研究了光伏电池转换效率及铺装率、储能电池能量密度及功率因子等参数对其翼载荷可行域的影响,分析了各参数间的耦合关系;最后,对比了常规、充气式太阳能飞行器翼载荷可行域。研究结果表明：充气式太阳能无人机翼载荷可行域受光伏电池转换效率、储能电池能量密度及功率因子的影响较大,光伏电池的铺装率对翼载荷可行域的影响较小;在不同翼型下,充气式太阳能无人机的翼载荷可行域明显大于常规太阳能无人机的翼载荷可行域,且充气式太阳能无人机最大飞行高度明显比常规太阳能无人机的大。     

接触热阻对超声速飞行器结构响应分析的影响

在超声速飞行中,界面间接触热阻对结构传热有重要的影响。在超声速飞行器设计与安全评估中,需要准确判断接触热阻对结构响应的影响。为此,形成考虑接触问题的热力直接耦合有限元计算方法,建立了超声速飞行器前缘结构局部模型,通过CMY(Copper-Mikic-Yovanovich)模型获得了界面间接触热阻,计算了超声速飞行中考虑与不考虑接触热阻时飞行器前缘的结构响应。结果表明:在仿真中考虑接触热阻大幅改变了结构的温度与应力响应,并增强了温度场与应力场间的双向耦合关系。同时,载荷大小决定了接触热阻对结构应力场的影响程度。     

柔性翼飞行器动力学建模与循环求解仿真方法

针对刚体飞行动力学难以描述柔性翼飞行器刚柔耦合动力学特性的问题,提出了一种在时域内对刚体运动和弹性体运动交替进行数值计算的建模与循环求解仿真方法.该方法分别为飞行器刚体与弹性体运动建立了独立坐标系,根据坐标系之间的惯性牵连关系,通过气动力与惯性力完成了刚柔耦合动力学关系在刚体与弹性体运动之间的传递.与此对应的仿真算法是在1个积分步长内顺序计算飞行器受力情况、弹性变形状态与刚体运动状态,在仿真步长之间以循环求解的方式进行仿真计算.以飞行器对姿态扰动的动态响应为例进行仿真分析,结果表明本文的动力学建模与仿真方法能正确反映柔性翼飞行器的飞行特性.      

斜爆震发动机的流动与燃烧机理

斜爆震发动机是一种用于吸气式高超声速飞行器的新型动力系统.它利用斜爆震波实现超声速气流中的高效燃烧,具有放热快、比冲高、燃烧室短、运动部件少等科学和技术优势,是高超声速推进技术的前沿方向.这种发动机的关键是斜爆震波的起爆与波系控制,因此需要对燃烧室的流动与燃烧机理进行深入研究.在激波与燃烧耦合作用下,斜爆震会形成具有多波结构的起爆区,是一种受燃料性质影响的复杂波系结构.这种波系结构通过高速来流的作用驻定在楔面上,然而其对来流参数变化非常敏感,因此需要对可能出现的非定常波动力学过程进行研究.此外,受限空间中的斜爆震结构,即斜爆震波系结构与发动机几何约束的作用,也是斜爆震发动机研制必须面临的问题.本文对上述几个方面的研究进展进行了综述,在总结研究成就的基础上,阐释了斜爆震发动机研制面临的关键问题,提出了下一步研究需要重点关注的方向.     

临近空间飞行器相变吸热式充排气装置的设计及其性能仿真

为解决临近空间飞行器的常规被动充排气孔存在的外部高温气体回流致使舱内仪器高温失效的问题,本文创新性地提出了一种用于临近空间飞行器被动充排气系统的相变吸热式充排气装置。该装置增设相变吸热填充区域,在有效平衡飞行器舱内外压差的同时,降低回流气体温度以保障飞行器安全。通过数值仿真对该相变吸热式充排气装置进行了性能分析和结构优化,并将优化后的充排气装置应用于某临近空间飞行器快速上升、机动飞行和快速下降的完整飞行过程中。仿真结果表明：优化后的相变吸热式充排气装置的相变材料填充质量减少了约45%,装置体积缩小了约10%;优化后的充排气装置能将飞行器内外压差维持在50 Pa以下,同时将回流气体温度降到340 K以下。该相变吸热式充排气装置具有良好的泄压与降温双重性能,在航空航天领域具有较好的应用前景。     

微小型变体飞行器建模与控制系统设计

研究了机翼可后掠变形的微小型变体飞行器动力学建模和飞行控制系统设计方法. 通过状态点选取、气动参数计算和数据拟合插值,建立了变体飞行器的动力学模型. 针对模型的特点,提出了一种以参数空间方法为基础的变体飞行器飞行控制系统设计方法,通过计算机辅助算法,设计了纵向通道控制系统. 仿真结果表明,所设计的公共固定增益控制器能够使得变体飞行器在不同飞行阶段始终具备要求的动态特性,具有可行性和工程实用性.      

电弧放电诱导喷气流偏转数值模拟研究

利用电弧放电，在拉瓦尔喷管的扩散段内诱导出斜激波，使得扩散段内的超声速气流经过该斜激波后发生偏转喷出喷口，从而产生推力矢量。为获得不同条件对电弧放电诱导喷气流偏转效果的影响规律，在电弧放电与超声速流场耦合的数学模型基础上，开展喷气流马赫数1.5的条件下，电弧放电区域大小、放电温度、放电位置及喷管落压比对电弧放电诱导喷气流偏转效果影响规律的数值模拟研究，并通过初步的实验验证。实验结果表明电弧等离子体诱导激波产生喷气流偏转的方案可行，数学模型建立正确。     

超声速旋流天然气分离器的旋流特性数值模拟

与传统的低温分离工艺相比，超声速旋流天然气分离器是天然气处理工艺技术的一大创新。在超声速旋流天然气分离器中，气流经过拉伐尔喷管绝热膨胀形成带液滴的超声速低温混合气流，在超声速翼的作用下混合气流由轴流转换成旋流，实现超声速旋流分离。超声速翼是实现气液分离的关键部件。设计了三角薄板型超声速翼，并利用CFD软件对超声速翼段内气流温度、压力、马赫数等特性参数的变化规律和翼段沿主流方向切向速度的变化情况进行了分析。结果表明，在所设计的超声速翼段内，气流能始终保持超声速，翼段出口马赫数为1．4，翼前无激波产生；分离器的旋流加速度最高在572000g，可实现良好的超声速气液旋流分离。     

矩形腔体中Rayleigh-Benard对流结构的分析

通过对二维流体力学基本方程的数值摸拟，讨论了在二维矩形腔体中，不同条件与Rayleigh-Benard（RB）对流耦合作用的结构图案和特性。在分析了RB对流结构的基础上，分别对比分析了水平流及脉冲流与RB对流耦合作用的结构，并得出了其规律。RB对流系统为定常流动，对流轨道具有空间周期性。当RB对流与水平来流耦合作用时，系统为非定常流动，对流结构既表现空间周期性，同时也表现时间周期性。当外加来流的大小呈周期性变化时，此时系统流动的形式与外加来流的周期密切相关。     

倾转定翼无人机的动力学建模与控制

为了提高整个飞行器在过渡模式下的运动稳定性,提出一种基于李雅普诺夫理论及李雅普诺夫指数趋近律的滑模变结构控制算法.与经典比例微分(PID)方法和滑模PID对比分析可知:对于飞行环境恶劣、动力学特性复杂和难以准确动力学建模的倾转定翼无人机,本算法具有更高的鲁棒性和稳态控制精度.本研究通过结构优化的方法分析了飞行器结构参数与整个系统运动稳定性的量化关系,指出在一定范围内可以通过增大机翼面积提高飞行的稳定性.     

基于最优空间转动矢量的升力式再入飞行器单通道姿态控制器设计

针对升力式再入飞行器高超声速飞行时姿态运动各通道间强烈耦合效应,提出最优空间转动矢量概念,采用内外环双回路控制方式,设计了一种新式控制方法,将一般三通道姿态控制问题转化成为空间单通道控制问题。选取合适的控制系统参数,通过六自由度仿真,验证了所设计的单通道姿态控制器能够实现对飞行器姿态角的跟踪。     

滑翔高速飞行器自适应滑模控制器设计

滑翔高速飞行器飞行速率高、飞行环境特殊,具有强耦合、强非线性和强时变的特点. 针对这些特点带来的控制问题,首先对滑翔高速飞行器模型进行了线性化处理;其次利用滑模变结构控制理论设计了滑模控制器;最后将滑模控制器与在线参数估计器组合,设计了滑翔高速飞行器自适应滑模控制器. 仿真结果表明,设计的自适应滑模控制器能够满足滑翔高速飞行器的动态性能指标要求,具有较强的可靠性、适应性和鲁棒性.     

带柔性附件的充液飞行器姿态动力学与控制

研究了流-刚-弹耦合飞行器系统的姿态动力学、稳定性与控制问题,给出了组成系统的每部分控制律,证明了在此控制律下系统可达到姿态定位和受控系统指数渐近稳定.