基于控制变量估计的高超声速再入滑翔目标轨迹预测算法

以高超声速再入滑翔目标为研究对象,在对目标机动控制变量进行建模分析的基础上提出了一种轨迹预测算法。首先,基于动力学建模构建了目标跟踪模型,利用气动参数对目标状态向量进行扩维并推导了对应的运动模型。其次,构造了适用于轨迹预测的目标机动控制变量,在不同机动模式下分析了控制变量的变化规律,基于控制变量设计了对应运动方程以及轨迹预测模型。最后,仿真生成了两条轨迹并对所提算法进行了仿真验证,分析了算法性能。仿真结果表明所提轨迹预测算法能够取得较好的预测效果。     

吸力面开槽抽吸对跨声速压气机扇形静子叶栅性能影响的数值研究

为探究附面层抽吸对跨声速压气机的气动性能及其流场结构的影响,以跨声速压气机的静子叶片为研究对象,通过数值模拟计算方法对压气机静叶吸力面开设抽吸槽进行相关研究.对比原型叶栅以及各抽吸方案可以发现:吸力面抽吸对抑制上角区分离效果明显,在降低损失的同时略微提高了扩压能力;当抽吸槽开设在靠近分离涡核心附近时,对角区的抑制最佳,而叶栅整体的总压损失降低了16.68%.利用进口导叶替代动叶营造近失速工况,在后续实验研究中,可以摆脱整级试验台高成本以及恶劣工况下的危险性等不利因素.     

高超声速飞行器建模研究

该文基于NASPWinged-cone高超声速飞行器模型,研究了高超声速飞行器六自由度模型建立方法,并基于面元法计算的气动力对其纵向模态特性进行了初步研究,了解了高超声速飞行器纵向长短周期特性。该建模方法为初步分析、计算、模拟和表征高超声速飞行器运动规律的研究提供了方法。     

2013年国外高超声速技术发展回顾

2013年,国外高超声速技术保持快速发展态势。美国成功地进行了X-51A的第4次飞行试验,实现超燃冲压发动机技术的重大突破;洛马公司提出新型高超声速飞机SR-72的研制计划,国防高级研究项目局（DARPA）发布“试验性空天飞机”（XS-1）招标公告,继续拓展高超声速飞行器的未来应用。     

临近空间高超声速目标断续点迹航迹起始方法

针对雷达探测临近空间高超声速目标受到雷达散射截面(RCS)随照射姿态异常分布、目标高速高机动飞行和大气环境等的影响,容易出现断续点迹,导致航迹起始困难的问题,提出了一种基于并行流水线的可变波门航迹起始方法.通过分析传统航迹起始方法存在的问题,结合临近空间高超声速目标的机动特性,设计了针对性更强的相关波门,采用流水线思想,并行执行针对不同周期出现断续点迹的航迹起始进程,实现多目标断续点迹的航迹起始.蒙特卡罗仿真结果表明:新方法正确航迹起始概率高,虚假航迹起始概率低,计算量小,具有一定工程实践性和可推广性.     

微型喷管内气体流动的流量壅塞现象

基于MEMS微加工工艺,在硅片上加工出带有内部测压孔的微型喷管,其喉部宽度为20μm,深度为240μm,扩张比为1.7,采用实验研究和数值计算相结合的手段研究了微型喷管内气体的流动特性. 研究结果表明:保持进口压力不变,不断降低背压,当喉部马赫数达到0.8时,内部流动出现了质量流量壅塞现象. 此时对应的壅塞临界压比为0.650;同时发现,当进出口压差为48kPa和66kPa时,喉部下游扩张段出现了局部超声速环. 这些异于常规喷管流动特性的现象主要归因于微型喷管内较大的粘性耗散.     

基于改进KAZE特征的合成孔径雷达匹配算法

自主导航系统是高超声速飞行器自主控制性能的关键因素.合成孔径雷达(SAR)系统作为高超声速飞行器的关键导航设备,其获取的SAR图像受高超飞行器影响存在严重噪声干扰.在分析KAZE特征检测算法的基础上,针对KAZE算法计算复杂度高的问题,引入Fast Explicit Diffusion算法,设计了快速非线性尺度空间构建方法,并在此基础上提出了改进KAZE特征检测算法和基于改进KAZE算法的惯导/SAR组合导航景象匹配算法.通过仿真验证表明,提出的改进KAZE特征算法在保留KAZE算法噪声鲁棒性的同时,有效降低了KAZE算法的复杂度,其计算效率与SIFT算法相当,位置误差估计精度优于SIFT算法.     

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.     

基于四象限法的跨声速压气机非设计点损失分析

基于流线曲率法发展了一种适用于跨声速压气机性能预测的高精度模型,对最小损失攻角及非设计点损失预测模型进行了修正.提出了一种非设计点损失分析方法——四象限法,结合该方法对跨声速压气机的损失构成进行了重新定义,对不同工况的损失特点开展了深入分析,在一定程度上揭示了跨声速压气机的损失分布和增长规律.采用新发展的模型对某高负荷跨声速转子进行了详细的计算,并与实验数据进行对比.结果表明,发展的性能预测模型和损失分析方法能够较为可靠地预测全流量工况下跨声速转子的总体性能与气动参数沿展向的分布,为跨声速压气机的特性预测提供了新的思路,具有较强的借鉴意义和工程实用价值.     

多物理场耦合仿真简化方法研究

高速飞行器的多物理场耦合仿真是一个高度耦合、高度非线性的过程,传统的做法就是把专业模型采用工程算法、经验算法取代,但这种过度简化又降低了仿真结果的精度,因此,需要根据多物理场各耦合模型的特点,开展有效的简化方法研究.在实践中,通过多物理场耦合仿真的研究,关注主要矛盾和工程需求,忽略次要矛盾,根据不同的耦合特点和应用需求,提出了耦合仿真的简化方法和结论,并通过算例进行了验证.