尖楔前体飞行器FADS-α的求解精度研究

对用于尖楔前体飞行器的嵌入式大气数据传感系统(Flush Air Data Sensing System,FADS)的不同攻角求解方案(FADS-α)的精度进行研究.对比分析了某尖楔前体飞行器FADS系统的三种攻角实现方案的精度及可行性:(1)将尖楔前缘作为小钝头处理,采用经典的三点式算法建立FADS系统的攻角求解方法;(2)基于压缩波-压缩波理论及膨胀波-压缩波理论建立了FADS系统的理论模型,并发展了相关的迭代算法验证模型的精度及可靠性,建立了FADS系统的攻角实现方案;(3)利用BP神经网络代替FADS系统空气动力学模型的方法,建立了FADS系统的攻角实现方案.针对尖楔前体飞行器FADS系统的特点,设计了一个具有双隐含层的神经网络模型,并对模型的精度进行了验证.结果表明,3种求解方案精度都能满足实际需求.但是方案(1)工程实现困难,方案(2),(3)建立的针对尖楔前体飞行器的FADS系统的求解方案易于实现,且方案(2)的精度优于方案(3).     

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.     

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。     

带减阻杆的高超声速弹丸气动特性研究

为了研究带减阻杆的高超声速弹丸气动特性,基于高精度高分辨率的KFVS气体动力学格式、k-ω SST两方程湍流模型,采用有限体积法求解三维Navier-Stokes方程,并对数值方法的有效性和可靠性进行了验证.在此基础上,对带减阻杆的高超声速弹丸流场进行了数值模拟.研究结果表明:基于高精度高分辨率的KFVS气体动力学格式发展的数值方法可信度较高,能用于弹丸气动特性数值计算;在减阻杆长度一定条件下,随着马赫数的增大,减阻率将提高;在一定的减阻杆长度、马赫数下,随着攻角的增大,全弹总阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数将增加;减阻杆基本不会影响弹丸的升力和俯仰力矩.研究结果为高超声速弹丸工程设计提供参考.     

轨道再入飞行器气动热力学环境研究

 高超声速飞行器气动热力学环境研究是直接涉及轨道飞行器飞行控制、热防护设计和热安全的关键问题之一。本文借助于多组分、考虑非平衡态气体的振动以及激波与热化学非平衡态效应的守恒积分型Navier-Stokes方程组,使用高分辨率总变差减小格式,计算研究了轨道再入飞行器再入地球大气层的10个飞行工况（飞行马赫数9.7～27.8）,分析了不同工况下轨道再入飞行器弓形脱体激波后流场气动热力学环境特性,得出气动力系数和沿壁面的热流密度分布,与国外相关飞行数据比较,两者吻合较好。     

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.     

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.      

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。     

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．     

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FADS的飞行器迎角求解方法研究

构建X-33的1/10比例前端模型.利用计算流体力学方法求解模型前端压力分布,采用三点法求解迎角和侧滑角.应用Matlab工具,对求解数据进行修正,最后分析了压力测量误差对迎角精度的影响.结果表明,低马赫数(不大于1.2Ma)下基于仿真数据的嵌入式大气数据传感系统求解迎角误差在0.5°,压力测量误差对迎角精度影响明显.     

椭圆锥乘波体高超声速流场数值计算

采用三阶MUSCL型TVD格式,求解可压缩、雷诺平均拉维尔-斯托克斯方程,计算了椭圆锥演化的乘波体高超声速流动问题。在湍流粘性计算中,采用Spalart-A llmaras代数湍流模型,气流马赫数4、攻角为0°、侧滑角分别为0°和10,°雷诺数Re为2×106,通过计算,得到乘波体表面压强、马赫数等参数分布和流动图谱,计算的椭圆锥演化乘波体表面压力系数与实验数据进行了对比,两者有良好的一致性。数值结果表明,在非设计状态下,一定侧滑角引起的乘波体尾部出现局部高压区,文中的计算分析方法对此类乘波体外形的气动设计有一定的参考价值。     

有攻角高超声速穿甲弹气动烧蚀的研究

该文采用“轴对称比拟”的研究方法，运用相似性理论，基于小横向流假设，研究了有攻角高超声速穿甲弹的气动烧蚀。通过耦合计算物面流线几何形状、比例因子、气动加热烧蚀模型，结果表明弹丸头部出现了严重的不对称变形，这将引起弹丸气动力的较大变化，可能导致弹丸飞行稳定性和密集度的降低，对今后进行高超声速穿甲弹的设计有重要的促进作用。     

高超声速飞行器机翼关键部件损伤特性研究

为有效预防机翼关键部件损伤对飞行安全的影响, 分析了高超声速飞行器机翼关键部件的损伤演化及飞 行器飞行动态对损伤的影响。 通过建立高超声速飞行器机翼材料的损伤动力学模型以及对机翼翼梁根部载荷 应力分析, 依次分析了飞行器飞行高度、 速度、 迎角以及副翼偏转角等变量对机翼关键部件损伤特性的影响, 以确定影响损伤的关键变量。 分析仿真结果表明, 相对于其他变量, 飞行器迎角对机翼关键部件损伤的影响最 大。 从保证飞行器安全和延长寿命的角度分析, 应尽量限制飞行器的迎角。 从而为减损控制系统设计奠定基 础, 并为提高飞行器结构的可靠性和延长飞行器寿命提供参考。     

空射火箭箭机分离过程气动特性仿真

为研究内装式空中发射运载火箭在箭机分离过程中的气动特性尤其是大迎角情况下的气动变化规律,应用计算流体力学(CFD)软件中的k-w模型对火箭气动特性进行了仿真研究,得到火箭气动特性随马赫数和迎角的变化规律,同时对改进后的火箭模型进行气动特性分析.仿真结果表明:发现火箭尾部改进成收敛-扩张型喷管可使火箭下落初期有一个抬头力矩,有利于运载火箭初期快速调整姿态；当快到达预期点火姿态时,由于气动力作用点后移产生的与角速度方向相反的力矩,可迫使运载火箭稳定,从而更容易地捕捉到点火角度,并保证点火时的姿态稳定.     

掠飞末敏弹滚转气动特性研究

为研究掠飞末敏弹在高速滚转状态下的气动特性,对其进行了静态和自由滚转风洞实验研究,在此基础上,结合数值仿真和近似理论方法,分析了弹箭高速滚转运动对其气动参数的影响,并获得了不同马赫数下的平衡转速随尾翼结构参数的变化规律.结果表明:平衡转速随马赫数增加而增大,但变化斜率随马赫数增加有所减小;在相同马赫数下,平衡转速随攻角增加而减小,且变化规律具有非线性特性;增大尾翼根稍比、扭曲率以及后掠角均有利于提高弹箭平衡转速;弹箭在高速滚转状态下的气动特性与静止状态相比存在显著差异,除产生较大的偏航力矩外,还将导致俯仰力矩系数减小、压心位置前移等现象,这对提高尾翼弹箭飞行稳定性是不利的.      

两点源诱偏反辐射导弹技术

根据反辐射导弹的诱偏原理,针对反辐射导弹导引头的局限性,结合现有的等功率非相干两点源的研究成果,进一步完善了反辐射导弹失控后攻击目标辐射源的两点源诱偏模型．基于导弹运行轨迹,分别建立了导弹沿中垂线入射和以一定角度入射的动态跟踪模型,在此基础上对两点源干扰下的反辐射导弹误差距离进行了探讨．通过仿真对提出的模型进行了分析验证,详细地研究了测角精度对两点源间距选择和诱偏误差的影响,对提高有源诱骗系统的作战效能有指导性的意义．     

近空间高超声速弹箭气动数值模拟

针对近空间高超声速飞行弹箭气动力、气动热问题,采用Spalart-Allmaras(SA)湍流模型和热完全气体模型,运用时间相关有限体积方法及AUSM~+格式对三维非定常可压缩流体Navier-Stokes方程进行了数值模拟.再现了超高速条件下弹箭周围的复杂流动现象,得到热流分布规律,为进一步近空间超高速弹箭研究奠定了基础.计算结果表明阻力系数随着攻角的变化显著变大;弹箭尾翼气动加热很严重,弹箭尾翼变大时气动加热量明显增大,在设计弹箭时应引起足够重视.     

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。