黏性效应对高超声速飞行器特性的影响分析

针对高超声速飞行器的黏性效应,采用参考温度法建立高超声速飞行器气动黏性模型,对比研究了黏性效应对气动特性的影响.考虑到气动热使飞行器壁面温度升高的情况,分析了黏性阻力及飞行器弹性形变随壁面温度变化的规律,并对比研究了黏性效应对飞行器控制量(舵偏角与燃料当量比)的影响.最后,在考虑发动机热堵塞现象下,研究了黏性效应对飞行器高度、速度边界值的影响.结果表明:黏性效应主要影响飞行器阻力;黏性阻力随马赫数增大而增大,随高度升高而减小;随壁面温度升高,黏性阻力升高,黏性推阻比降低,机体弹性形变更加严重;黏性效应使飞行器飞行高度、速度边界区间变窄.     

高超声速飞行器综合热效应问题

综合热效应会导致高超声速飞行器多物理场间的时-空强耦合效应更加显著,是未来长航时高超声速飞行器研制中将面临的一个重要问题.本文阐述了综合热效应问题的内涵,结合飞行器多系统耦合现象的物理链路,详细阐述了综合热效应问题的物理本质和预测方法,讨论分析了气动热、气动/结构/轨道耦合等影响综合热效应的关键问题,介绍了耦合实验研究方面的新进展,并对考虑新型复合防热材料跨尺度效应、基于多因素耦合方法的多系统优化设计、舱内热效应对防热系统的影响等综合热效应的外延与拓展问题进行了讨论.     

高超声速飞行器气动设计中的若干关键问题

高超声速飞行器是当前世界航空航天研究的重点方向,其气动设计面临诸多技术挑战.本文围绕高超声速飞行器气动设计相关的高升阻比气动布局设计、高超声速绕流中的复杂物理效应及预示方法、气动特性天地相关性三大关键技术问题,从设计方法、预示方法、流动机理以及工程应用等方面回顾了研究进展.在气动布局设计方面,本文剖析了高升阻比乘波布局工程实现所面临的装填空间、操纵稳定性等技术难点及可期的解决方案;在复杂流动物理效应及预示方法方面,本文总结了边界层转捩/湍流、表面烧蚀、高温真实气体效应和稀薄气体效应等前沿科学问题在高超声速飞行器气动设计中的突出影响,并对相关的流动机理及预示方法进行了综述;在天地相关性研究方面,本文分析了当前面临的瓶颈,并提出与人工智能技术相结合是取得突破的可行途径.     

高超声速飞行器气动耦合分析及协调控制研究

为解决高超声速飞行器姿态运动之间存在的强耦合问题,针对飞行器的气动耦合进行分析,并在此基础上设计了削弱气动耦合的姿态协调控制器。在分析高超声速飞行器状态三通道气动力矩之间的关系基础上,运用动态方程的耦合分析方法得到三通道之间气动耦合关系,求解出耦合度矩阵,引入耦合熵的概念,根据耦合熵判断耦合是否可忽略,并对飞行器姿态协调滑模控制器进行了设计。仿真结果表明,所设计的控制器可有效削弱飞行器三通道之间的气动耦合,在保证姿态稳定的前提下提高系统的动态响应能力。     

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。     

高温效应对全动舵飞行器气动热力特性影响

针对高超声速飞行器气动热力特性受高温效应影响问题,基于5组元5反应动力学模型,采用AUSMPW+格式耦合隐式LU-SGS方法求解三维化学反应Navier-Stokes方程,以十字型全动舵导弹为模型,在不同壁面催化条件下,研究导弹气动热力特性受高温效应影响的变化,以更准确地预测导弹在高超声速状态下的气动力及气动热,提高其控制精度及效率。研究表明:高温效应使激波层变薄,明显降低物面温度及热流;壁面催化条件主要影响热流,而对气动力影响微弱;高温效应降低导弹升、阻力系数及舵面效率,使压心位置前移而产生抬头力矩。     

高超声速飞行器上升段轨迹设计

由于高超声速飞行器自身的飞行特点,其轨迹设计一直存在很多困难.高超声速飞行器受到各种气动、结构、过载的约束,在飞行器的上升段这些约束对轨迹的影响更为明显.因此,设计高超声速飞行器上升段轨迹需重点考虑这些约束问题.基于这样的思想,通过建立飞行器的动力学模型及最优控制模型,并进行了合理的模型转换,通过仿真计算得出了高超声速飞行器上升段的轨迹.结果表明,设计方法合理可行,可为以后类似的工作提供参考和帮助.     

基于SDRE方法高超声速飞行器控制系统设计

高超声速飞行器拥有复杂且易变的气动特性,为确保高超声速飞行器在复杂的飞行条件下,拥有稳定的飞行特性、良好的控制性能。针对高超声速飞行器非线性模型,采用状态相关的Riccati方程(State-Dependent Riccati Equation,SDRE)方法设计高超声速飞行器控制系统,利用改进的Newton法对控制器进行求解,同时在高超声速条件下进行仿真,验证了SDRE方法在高超声速飞行器控制系统中的可实现性及优越性。     

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.     

基于耦合分析的高超声速飞行器纵向协调控制

为解决高超声速飞行器纵向飞行控制系统设计中的协调问题, 基于高超声速纵向非线性数学模型, 对其状态变量组与输入变量组、 轨迹变量组与姿态变量组之间进行了耦合分析, 根据量化耦合程度提出了一种新型的纵向系统分层协调控制方法。 仿真结果表明, 与传统控制方法相比, 该方法可有效解决高超声速飞行器在轨迹运动、 姿态运动和推进系统之间的强耦合问题, 在保证姿态稳定的基础上, 实现更加平稳和高效的轨迹跟踪。     

基于代理模型的高超声速气动热模型降阶研究

高超声速飞行器气动热的快速准确预测是当前高超声速气动热弹性分析的重要前提. 针对当前高超声速气动热工程计算、高精度数值计算和实验研究均不能很好适应工程应用的问题,结合代理模型的基本思想,提出了基于代理模型的高超声速气动热模型降阶方法,建立了一种高超声速气动热模型降阶框架. 以典型高超声速三维翼面为例,对比拉丁超立方采样方法lhsdesign函数和改进的逐次枚举的拉丁超立方方法SLE,利用相同的设计样本点和代理模型构造方法,SLE方法构造的降阶模型预测翼面温度平均误差、L_∞和e_NRSME均小于lhsdesign方法,SLE采样方法有助于提高降阶模型的精度;对比Kriging和RBF两种代理模型构造方法,Kriging方法构造降阶模型优于RBF方法. 针对典型的高超声速三维翼面气动热预测表明,本文高超声速气动热降阶方法具有较高的精度和效率.      

基于粒子群的高超声速飞行器模糊控制方法

由于采用机体一体化设计,吸气式高超声速飞行器的气动特性难以准确获知,建立的数学模型是极为不准确的。针对这一特点,研究了一种基于粒子群的高超声速飞行器模糊控制方法,利用粒子群算法对模糊控制器参数寻优,使该控制方法具有强鲁棒性,高超声速飞行器在气动模型不确定情况下,依然能够保持很高的控制精度。仿真用高超声速飞行器的纵向模型对该控制器进行了验证,证明该控制方法能够有效地克服气动参数的不确定性,准确地跟踪飞行器的高度和速度指令。     

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。     

基于MSC/NASTRAN的高速飞行器气动热与结构响应耦合分析程序开发

在Window环境下,以PATRAN为平台,利用二次开发语言PCL(patran command language)把气动加热工程计算方法与NASTRAN进行实时耦合,通过客户化、增设特定的命令和窗体等技术开发了飞行器气动加热/结构热响应耦合分析程序CASRAS(couple up aeroheatingstructural response analysis program system)。该程序可对高超声速飞行器热防护系统进行快速隔热性能评估,对高超声速飞行器内部电子设备环境温度进行快速预估。通过物理模型归一化处理,能够对热试验方案的制定提供技术支持,从而将试验与理论分析有机的结合在一起,对热结构设计和结构热试验有很高的实用价值。     

带矢量喷管的高超声速飞行器的跟踪控制

基于跟踪控制理论,本文研究了具有矢量喷管的吸气式高超声速飞行器的控制问题．首先本文建立了基于矢量喷管的吸气式高超声速飞行器的动力学模型．该模型表现为矢量喷管推力对飞行器纵向力矩的作用很大,而对速度的影响很小．在相同的控制参数下,本文给出了飞行器的三种不同的跟踪控制模式．基于极点配置和Youla参数化方法设计切换的跟踪控制律,实现了不同控制模式之间的平滑切换,并且保证切换过程中闭环系统的稳定性．最后,通过对仿真结果的分析验证了矢量喷管技术在吸气式高超声速飞行器控制中的优势,并且指出多种控制方式协调配合对高超声速飞行器的姿态控制具有重要意义．     

基于模糊自适应的高超声速飞行器控制设计

由于采用机体/发动机高度一体化设计,吸气式超燃冲压高超声速飞行器的气动特性难以准确获得。针对这一特点,研究了一种基于模糊自适应的控制方法,使得高超声速飞行器在气动模型不确定情况下,依然能够保持较好的控制精度。采用模糊自适应方法设计了高超声速飞行器纵向控制系统,并进行了无偏和拉偏仿真。仿真结果表明,该方法能够有效克服气动模型不确定性,实现飞行器的速度和高度的跟踪控制。     

吸气式高超声速飞行器纵向运动反演控制器设计

针对气动/推进/结构耦合的吸气式高超声速飞行器纵向平面飞行控制问题,提出了基于反演的鲁棒控制器设计方法.利用曲线拟合模型将控制系统表示为反馈形式,采用反演方法设计虚拟和实际控制器,并引入鲁棒微分器估计虚拟控制量的导数,解决了虚拟控制量求导运算复杂的问题.为增强控制器应对不确定项的鲁棒性,设计了超扭曲滑模干扰观测器,实现了对系统模型不确定项的估计和补偿.对吸气式高超声速飞行器一体化原理模型的速度和高度指令跟踪仿真表明,该控制器对拟合误差和外加干扰等系统不确定项具有鲁棒性,系统状态量能够在指令跟踪过程中趋于平衡状态,从而验证了所提方案的有效性.     

高温化学非平衡效应对高超声速飞行器气动力/热影响的数值研究进展

本文主要针对高温化学非平衡效应对高超声速飞行器气动力热影响的数值研究进行了综述.首先分析了高温化学非平衡流动数值模拟中的物理化学模型影响,发现组分扩散系数模型会对完全催化壁条件下的气动热结果产生影响;不同化学动力学模型对于激波/激波干扰等复杂流动区域预测的热流峰值差距甚至高达20%以上.壁面催化效应对气动热影响显著,有限催化模型目前仍在发展当中,其中运用气固表面有限速率化学反应动力学方法得到催化反应速率的模型更具发展潜力.材料烧蚀会在边界层内引入质量引射效应,同时热解气体还会与边界层中的高温空气组分发生复杂化学反应,总体上会显著降低气动热.高温化学非平衡效应对飞行器表面压强的影响主要存在两种机制:一种是激波后比热比变小会引起波后压强增大;另一种是脱体激波角变小进而减小波后压强,对航天飞机、返回舱等典型外形的升/阻力影响相对较小,而对力矩影响较大.最后,高温化学非平衡效应对高超声速湍流边界层的脉动特性产生影响,同时使壁面摩阻增加而热流降低,但并未改变湍流边界层的速度、密度、温度和组分浓度的标度律.     

持续气动加热环境下的结构热载荷分析与应用

气动热问题是制约高超声速飞行器发展的关键问题之一,其产生的热流对结构固有特性具有显著的影响。热模态分析是研究热载荷对结构固有特性影响的一个重要方法,其分析结果对防热结构的选材与设计具有重要的参考价值。针对高超声速飞行器进气道前缘结构开展了热载荷分析与应用研究,计算了结构在冷壁热流及通过流-固耦合法解算的热壁热流两种载荷条件下的温度场及前三阶模态的振动幅度与固有频率的变化情况。结果表明:采用流-固耦合算法解算的热载荷适用于持续气动加热环境下的结构热分析及热模态分析。耦合计算600 s后受热结构逐渐趋于热平衡,此时最高温度达到1 200 K左右,前三阶模态的最大相对振动幅度分别增长了24.4%、5.6%和36.7%,固有频率分别下降了14.1%、8.8%和9.9%。