超远程制导炮弹船尾和尾翼剖面形状对阻力影响的数值模拟

为研究不同船尾和尾翼剖面形状对阻力的影响,用CFD数值模拟方法,以三维N-S方程为出发方程,采用S-A湍流模型,对6种不同船尾和尾翼剖面形状的超远程制导炮弹的绕流场进行了数值模拟,并对计算结果进行了比较分析.结果表明,尾翼厚度及剖面前后缘钝度对阻力影响较大.研究结果为外形优化设计提供依据.     

不同引信头部外形参数对弹丸气动力的影响

为提高弹丸射击质量,采用LU隐式差分格式求解三维Navier-Stokes方程,对后体形状完全相同,具有不同引信头部外形参数的两种弹丸进行了数值模拟,得到了两者在马赫数0.7～3.0下的诸气动力参数和气动力特性的差异,并分析了产生的原因.计算结果表明:在弹丸设计过程中,应充分考虑引信结构、外形对弹丸气动力特性的影响,避免采用具有拐点的母线形状.     

基于CFD分析的弧形翼导弹气动外形优化

为探索将高精度CFD分析引入高超声速飞行器气动外形优化设计的可行性,以6°飞行攻角、6马赫飞行速度下的最大升阻比为目标,引入CFD分析计算气动性能,使用Nelder-Mead可变多面体搜索方法对高超声速弧形翼导弹进行了气动外形优化.计算结果表明,在满足弹翼安全性的条件下,优化外形比初始外形的升阻比有明显提高（约9.22%）,同时阻力系数、弹翼展长和弹翼面积均有不同程度的降低.计算结果充分证明了优化设计的有效性和采用CFD分析的必要性.依据该文结果提出一种前掠弧形翼高超声速导弹气动布局方案.     

二维高超音速边界层扰动演化的数值研究及小激波的存在对流场结构的影响

采用三种不同的计算格式对Mach数为6, 8, 10的高超音速边界层中的二维扰动的扰动演化做了直接数值模拟. 在入口处引入不同幅值的第二模态T-S波, 研究了小激波开始生成时扰动幅值大小与Mach数的关系. 通过对扰动速度剖面与线性稳定性理论值的比较, 研究了小激波对流场结构的影响.     

不同头型回转体低速倾斜入水过程流场特性数值模拟

基于有限体积法和VOF多相流模型求解气、水两相流动的RANS方程,结合动网格技术,对回转体低速倾斜入水过程进行数值模拟研究.通过将数值计算结果与试验数据进行比较,验证了数值计算方法的有效性.基于该方法对不同头型回转体低速倾斜入水过程进行分析,得到不同头型条件下回转体入水空泡形态发展规律、回转体运动特性及流体动力特性变化规律.研究结果表明:同一入水深度,入水空泡直径和流场中最小压力值随着回转体头部锥角的增加而增大;不同头型回转体,锥头母线同一位置处压力随着头部锥角的增加而增大;回转体阻力系数与其头部锥角大小直接相关,锥角较大时,阻力系数也较大,速度衰减也较快.      

三维超音速和高超音速无粘非定常流动的数值模拟

对于钝头体的三维高超音速和超音速非定常绕流，给出了Ｅｕｌｅｒ方程在团结于钝头体 的非惯性坐标系中的守恒形式，通过对求解域的有限体积离散，矢通量分裂方法以及Ｗａｒｍｉｎｇ 和Ｂｅａｍ的二阶迎风格式用数值方法计算了Ｅｕｌｅｒ方程的时间精确解。给出了利用本文的非定 常流动数值计算结果及１９９２年任玉新的学位论文“气动稳定性导数的理论与数值方法”计算出 的俯仰阻尼导数的值，它与实验结果较好地符合。表明文中的非定常流动数值计算方法是可靠 的，对准确确定飞行器的动导数具有意义。     

城际列车不同头部外形对明线交会气动性能的影响

利用CATIA软件建立了城际列车4种不同的头部外形方案,并基于三维、瞬态、不可压的N-S方程和k-ε湍流模型,采用滑移网格技术,对这4种头型方案的流线型头部长度和纵向对称面最大控制型线变化对列车明线交会压力波及气动力的影响进行了数值仿真.计算结果表明:在外形变量相同的情况下,增加流线型头部长度和纵向对称面最大控制型线由外凸到内凹变化,均能有效改善列车运行时的交会性能;对比分析发现,4种头型方案中,方案4的明线交会气动性能最佳,其交会压力波、侧向力、升力和倾覆力矩比性能较差的方案1分别下降了11.57%、 7.40%、 8.19%和7.56%.     

多级固体火箭制导方案设计与仿真

高超音速飞行器的发射要求满足多项终端约束条件,多约束条件对于带关机控制的液体火箭发动机来说比较容易实现,对于耗尽关机型固体火箭,需通过能量管理来消耗多余能量,满足约束条件.在待增速度的计算中引入能量管理,通过弹道设计和制导方法来进行终端能量的管理,实现具有工程应用价值的闭路制导,对多级固体火箭制导方案设计问题进行深入的研究.通过数字仿真,综合比较不同制导方案的制导精度,获得最优制导方案,为多约束条件下选择高精度制导方案提供参考.     

株洲体育场馆的计算流体动力学数值模拟

以株洲体育场馆为研究对象,进行了粘性流场的数值模拟,比较了屋盖升力系数和流场细节,将数值模拟结果和试验结果进行了分析,结果令人满意,特别是基于整个雨篷屋面的体形系数吻合的更好.本文还针对株洲体育中心复杂外形几何特点,构造了特定网格拓扑结构,使用分块结构化网格对该建筑进行数值模拟.模拟结果和试验数据以及涡方法的数值方法结果进行比较,结果表明可以解决具有复杂外形三维建筑物气动力学设计问题,具有较好的计算精度.     

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.     

高超声速飞行器结构热气动弹性优化设计

基于高超声速飞行器X-43外形尺寸,构建含有隔热层的全机结构有限元模型。根据分层求解思路,考虑了气动热载荷作用下结构温度的稳态特性,忽略气动热对气动力和结构弹性力的弱耦合效应。使用三阶活塞理论对其进行频域内气动力计算,采用参考焓法求得模型表面的热流密度,进而计算出经过隔热层作用后,蒙皮表面的温度分布以及相应的热应力;在对结构的刚度矩阵进行修正后,采用p-k法迭代求解其临界颤振速度。以复合材料铺层角度和铺层顺序为设计变量,在全机结构、重量保持不变的情况下,对其进行以临界颤振速度为优化目标的气动弹性优化设计,使结构的颤振特性有了较大的改善。     

高超声速飞行器建模与自主控制技术研究进展

 高超声速飞行器是国内外研究的热点问题。综述了高超声速飞行器建模与自主控制问题。阐明了高超声速飞行器的特点及控制难点,列举了典型的高超声速飞行器模型,从机理推导方法、计算流体力学（CFD）实验方法、模型简化技术和模型验证技术方面介绍了高超声速飞行器建模的研究进展,从传统滑模控制、高阶滑模控制、反步控制、自适应控制、轨迹线性化控制方面阐述了高超声速飞行器自主控制的研究进展,探讨了高超声速飞行器仿真平台开发的研究趋势。     

高超声速飞行器技术研究进展

 高超声速技术作为新世纪航空航天的标志性技术,已成为国内外军事、航天领域关注的重点技术。对高超声速飞行器进行了分类,对国外主要军事大国高超声速飞行器的发展路线、总体方案、性能参数等进行了梳理,围绕对高超声速飞行器发展产生重要影响的气动设计技术、高超声速推进技术、高超声速结构热防护技术、高超声速制导控制技术,剖析了技术发展特点和技术发展方向。基于国外高超声速飞行器的型号发展和投入方向,认为高超声速滑翔飞行器将成为高超声速领域优先发展领域。     

高超声速飞行器热防护系统方案快速设计方法

针对高超声速飞行器多学科优化设计的需求,基于飞行器几何外形、弹道和热防护材料、热防护系统型号数据库,通过气动热快速预测方法和一维热响应预报方法的研究,建立了一种通用高超声速飞行器热防护系统快速设计方法。该设计方法实现了热防护系统优化设计的自动化,避免了传统设计过程需要多种分析工具以及过程繁琐等不足。最后结合典型服役环境,利用该方法对类X—37B飞行器的热防护系统进行快速设计,得到热防护系统的总质量。结果表明,方法能够快速有效地进行高超声速飞行器热防护系统的设计。     

高超声速飞行器飞行动力学特性研究

为获得舵面操纵、高度和质量变化引起的非线性动力学特性的变化情况, 基于连续算法分别求取舵面、高度和质量与各个状态量所组成的平衡面。根据所求平衡面, 基于岔理论对高超声速飞行器全局稳定性进行分析研究。分析结果表明, 相较于传统的基于线性化方法对高超声速飞行器的稳定性所进行的研究, 分岔理论能更全面地揭示高超声速飞行器的动力学本质特性, 为气动布局设计和优化, 以及飞行控制律设计提供有力的支撑。     

基于动态方程的高超声速飞行器姿态协调控制

为解决高超声速飞行器飞行控制系统中的协调问题, 提出一种基于动态方程的耦合分析方法, 并运用该方法分析高超声速飞行器姿态的动态耦合关系, 设计了协调控制器。首先, 研究了高超声速飞行器的姿态运动特性; 并根据飞行器耦合特点, 提出一种基于动态方程的耦合分析方法用来反映变量间的动态耦合关系; 结合耦合阵, 基于分层滑模控制设计飞行器的协调控制器, 有效应对操纵舵之间的强耦合。基于Lyapunov 理论证明了闭环系统具有渐进稳定性, 并通过仿真实验验证了所提方法的有效性, 实现了姿态的协调控制。     

高超声速气动热的耦合计算方法研究

为了准确预测高超声速飞行器承受的气动热载荷,需要进行流动-传热耦合分析.采用耦合传热方法,考虑流体流动和结构传热之间的实时相互影响,对圆柱壳高超声速气动加热风洞实验进行了三维非定常数值模拟,将数值模拟结果与实验结果进行了全面对比,得到的表面压力、冷壁热流、热壁热流和温度分布与实验结果符合良好,验证了耦合计算方法的准确性,提高了气动热模拟精度,实现了气动加热的准确计算.     

高超声速飞行器自适应高阶终端滑模控制

针对高超声速飞行器的纵向运动模型,研究了飞行器输出跟踪控制问题,提出了一种将动态逆方法与高阶终端滑模控制相结合的鲁棒自适应控制方法.首先,利用反馈线性化方法对高超声速飞行器纵向模型输入输出线性化;通过设计具有全局鲁棒性的终端滑模面,提高系统的输出收敛速度;同时,采用自适应高阶滑模控制律,在不确定上界未知条件下对其进行自适应估计,从而实现控制器增益的实时在线调整,减少系统抖振;最后,基于Lyapunov理论证明了此控制策略可以保证闭环系统稳定.仿真结果表明,所设计的控制器能够实现高超声速飞行器纵向爬升机动中速度和高度的稳定跟踪控制.     

基于扰动观测器的高超飞行器建模及控制

提出了基于扰动观测器的高超声速飞行器控制器设计方法.针对高超声速飞行器的机体/发动机一体化设计布局、弹性轻质材料的广泛使用以及处于大高度和高马赫数的飞行条件的特点,建立了考虑推进及弹性影响的模型.在典型高超声速飞行器几何结构基础上,结合高超声速气动力学和气动弹性相关理论,建立了非线性纵向模型方程;分析模型不确定性的3种来源：参数、结构以及非结构,建立了非线性不确定模型;基于理论推导,采用基于扰动观测器的控制方法设计鲁棒控制器.仿真结果表明,本方法所设计的控制器在给定的不确定性范围内具有良好的鲁棒性.     

高超声速飞行器热防护系统分析与数值计算

 针对大气环境内吸气式高超声速飞行器热防护要求,得出前缘、下表面和上表面的热防护结构应分别采用碳/碳(C/C)防热材料、刚性陶瓷防热瓦材料和柔性隔热毡材料。基于Abaqus 分析软件建立以机身为主的热分析有限元模型,计算了高超声速飞行器在典型气动加热载荷情况下的温度场分布和在整个飞行过程中温度的变化情况。通过温度分布得到机身前缘的峰值温度达1637℃,上下表面峰值温度分别为635、805℃,验证了本研究提出的热防护结构形式的有效性。通过温度与时间曲线得出飞行500 s 左右时,飞行器前缘及上下表面温度急剧增加、温度梯度大,500~1500 s 期间持续高温,在1500 s 后温度迅速降低。同时建立了C/C、陶瓷瓦及柔性隔热毡3 种典型耐高温材料的传热模型,对其防热结构的防热效率进行评估,得到其最佳的防热材料厚度为57.6、52.9、53.3 mm,可为防热结构的设计提供参考。