再入滑翔式飞行器弹道特征与乘波构型设计

再入滑翔式飞行器是一种新型的远程快速精确投送工具.研究了滑翔式飞行器与常规再入飞行器的弹道特征;分析了速度倾角和升阻比对射程、高度和飞行时间的影响;建立了滑翔式飞行器对高升阻比的设计需求;采用改进的遗传算法开展了锥导乘波构型的多目标优化设计研究;并通过数值模拟和风洞实验分析了优化外形的气动性能.研究表明,高升阻比是滑翔式飞行器实现远程、快速、精确打击和机动能力的重要决定因素,乘波构型是实现高升阻比气动布局的有效手段;考虑到实际应用,需要综合升阻比、容积率和容积等要求进行多目标优化设计.数值模拟和风洞实验表明优化设计外形具有较好气动性能.     

基于工程快速计算方法的高超声速高升阻比飞行器气动特性研究

基于工程快速计算方法研究了高超声速高升阻比飞行器过渡流区气动特性.首先应用一与所研究飞行器相近气动布局作为验证外形,对连续流区牛顿类高超声速工程快速计算方法在高超声速高升阻比飞行器上的计算精度进行了评估.研究表明,高超声速工程快速计算方法在其应用范围内,对高超声速高升阻飞行器的气动特性具有较高的预测精度,可以满足工程设计需要.最后,在连续流区使用同样的计算方法,同时考虑高空稀薄气体效应,通过所建立的桥函数给出了所研究高超声速高升阻比飞行器过渡流区的气动特性.     

临近空间高超声速空腔几何特性的DSMC研究

为研究稀薄流区域内空腔内流场的流动特性,采用非结构网格直接模拟蒙特卡洛方法(DSMC)对临近空间不同高度下的不同几何形状空腔进行模拟。模拟条件:高度分别为50 km,60 km,70 km,80 km,90 km; 空腔的长度与深度之比分别为1,2,3,4,5,6,7,8,9,10; 壁面的倾斜角为30°,45°,60°,75°; 来流的马赫数分别设置为5,10,15,20。模拟结果表明:不同的几何形状对空腔内的再循环区域有着显著的影响; 稀薄流区域内不同高度和速度下,空腔内流场的流动结构会在特定的长深比发生类型转变。此外,研究发现改变空腔壁面的倾斜角度可以消除空腔内的再循环区域; 30°以下的角度为适合的倾斜角度。     

吻切锥高超声速乘波构型的优化

运用吻切锥法生成了高超声速乘波构型，对乘波构型进行了全三维流场计算，研究了乘波构型在不同飞行状态下的气动性能。采用结合惩罚函数的单纯形法对吻切锥乘波构型在设计状态下以升阻比最大为目标分别进行了不考虑约束条件以及以容积效率、前体长度为约束条件的构型优化，生成了更为适合工程应用的乘波构型。计算结果表明：吻切锥乘波构型的设计状态升阻比通过优化设计可以得到大幅提高，最大升幅为35．99％；考虑约束条件后升阻比仍有较大升幅，最大升幅24．91％。     

高超声速飞行器变构型方式探索研究

从高超声速飞行器面临的实际问题出发,认为未来变构型方式应在实现低速高升力、高超声速大升阻比等气动需求的前提下,尽量兼顾飞行器长时间加速飞行带来的重量、体积变化,进一步降低飞行器阻力。在此基础上,提出了变后掠机翼+容积可变构型、机身展开+容积可变构型、飞翼乘波构型等三种可能的变构型方案,为后续变构型研究提供了一定的指导与借鉴。     

高超声速乘波飞行器多学科设计优化研究进展

来波飞行器由于其具有高升阻比特性而成为国内外高超声速飞行器研究的热点.介绍了飞行器多学科设计优化(MDO)的发展概况,简述了乘波构形优化设计的研究进展.在此基础上对高超声速乘波飞行器MDO的理论基础进行了分析,阐述了应用MDO技术进行高超声速乘波飞行器设计的必要性和可行性.重点从气动和结构系统的协同优化设计、机体和推进系统的一体化优化设计以及气动和控制系统的综合优化设计等3个方面讨论了MDO在高超声速乘波飞行器设计中的应用现状.提出了今后应加大对MDO集成框架的开发力度,大力开展包含可靠性和经济性分析的高超声速乘波飞行器多目标MDO研究.     

RBCC高超声速飞行器粘性效应分析研究

针对高超声速飞行器飞行过程中粘性对气动特性的干扰效应,探讨了高超声速粘性效应的相关理论,应用CFD数值模拟方法对RBCC高超声速飞行器巡航阶段的粘性效应进行了研究,在此基础上考察了粘性对高超声速飞行器轴向力系数和升阻比的影响.计算获得了飞行器巡航阶段下的气动特性曲线.将其应用于高超声速飞行器概念设计中,数值模拟结果作为高超声速飞行器结构和气动分析的初步准备工作是必须及合理的.     

超声速弹丸高空流场数值模拟与稀薄气体效应研究

利用直角坐标网格技术研究高超声速稀薄气体流动的DSMC模拟方法,编制了高空弹丸外流场数值模拟通用计算程序,将本方法的计算结果与有关文献中公布的理论模型数据进行了对比,验证本方法的正确性。模拟了稀薄流下不同海拔高度尖拱型弹头和其他外形弹头的在超声速来流中的流场,并推广至不同外形弹头气动受力情况的计算,研究其稀薄效应。分析比较发现了随着海拔高度的升高,稀薄效应使弹丸的激波层厚度增加,外部流场压缩性减弱,表面的热流密度有所降低。相比于尖拱型弹头,钝头弹丸在驻点处所受的压力较小,尾部较强,符合高超声速飞行器钝头弹体的受力规律。     

钝前缘乘波体气动特性研究

为研究钝前缘对乘波构型气动特征的影响,设计了具有不同尺度钝前缘的乘波体,采用数值计算对钝前缘乘波体气动特征进行了计算,结果表明钝前缘使得乘波构型流场结构改变,气动特性严重下降.为了兼顾防热要求和气动特征,设计了具有部分钝前缘的乘波构型,数值计算结果表明该外形在保证加热严重区域防热要求的同时能够具有较好的气动特征.     

临近空间大气环境对高超声速飞行器气动特性的影响研究进展

随着临近空间高超声速飞行器的不断发展,对临近空间环境的开发提出了迫切需求,研究临近空间环境对高超声速飞行器的影响是近年来的研究热点。调研了20~100 km临近空间大气密度和大气风场对高超声速再入飞行器的影响。大气密度会影响飞行器的气动力和气动热,大气风场不仅影响飞行器的结构稳定,还会对飞行的姿态角及气动力和气动力矩产生影响,引起弹道的偏离。基于调研现状,提出了一些建议。     

近空间飞行器推进系统研究

根据给定的飞行参数指标,建立了近空间飞行器的设计仿真模型和弹道模型.以余氧系数为变量参数,对其使用的双组元液体推进剂进行了分析和选择,并对泵压式和挤压式两种推进系统方案进行了比较研究.研究结果表明,选择过氧化氢/煤油作为组合推进剂比较合理,泵压式推进系统方案要优于挤压式推进系统方案.研究结果可为其它同类近空间飞行器的推进系统研究提供借鉴和依据.     

临近空间高超声速飞行器发展现状及其防御问题分析

临近空间高超声速武器对未来空天安全构成重大威胁,因此其防御武器的研究是当前防空技术研究领域的热点。介绍了当前军事强国在临近空间高超声速飞行器研究领域的发展状况,重点分析了美军的临近空间高超声速飞行器的发展思路和正在进行的项目。在系统归纳当前临近空间高超声速武器的发展现状和作战特点的基础上,提出了对防空系统的顶层能力需求,可为未来防空体系需求研究提供参考。     

履带车辆转向动力学仿真

本文采用机械系统动力学分析与建模通用方法，通过总体参考系、动参考系、连体参考系来描述车辆与地面运动和相互作用关系，并综合考虑了包括离心力等因素对履带车辆转向的影响，对其在水平硬地面转向过程进行了动力学分析和动态仿真计算。对履带车辆低速转向的仿真与试验结果进行了对比分析，说明所建模型与实际履带车辆的转向动态过程基本一致；高速情况下分别对有无离心力影响两种情况进行了仿真，结果的对比分析说明了离心力对履带车辆高速转向的影响。     

管路参数对重载车辆悬挂系统动态性能影响研究

以某重载车辆悬挂系统为研究对象,基于功率键合图-方块图方法建立了悬挂油缸、管路及蓄能器的数学模型,并借助于Matlab/Simulink建立了仿真模型.重点就不同液压管路管径、不同工作频率对悬挂系统性能的影响进行了仿真分析并进行了样车试验对比验证.结果表明:液压管路中液体特有的惯性效应、流动阻力损失等因素对悬挂系统性能影响很大.对于外置蓄能器油气悬挂系统,管径由原有的16 mm增至30 mm后,整车垂向加速度均方根值降低50%,不同液压管路管径的选取直接影响整车行驶平顺性;工作频率越高,液压管路管径对系统动态性能的影响越大.     

基于自适应滑模控制的高超声速巡航飞行器攻角控制律设计

针对临近空间高超声速巡航飞行器动力系数变化大、攻角要求精确控制的特点,设计了一种自适应滑模变结构攻角控制律。该控制律采用内外环结构,内环通过俯仰角速率反馈提高系统的阻尼、改善动态过程品质,外环控制飞行攻角,用自适应算法调节滑模控制器的控制参数来逼近时变系统参数的上界同时消除外界干扰。仿真研究表明,所设计的攻角控制律响应快、稳态误差小,具有良好的跟踪性能和鲁棒性能。     

电传动轮式装甲车的动力性能和转向性能仿真分析

为了评估电传动轮式车辆的性能,采用多个软件联合仿真方法,构建了基于ADAMS与Matlab的某8×8轮式独立驱动电传动车辆机电联合仿真模型.通过对该车模型进行直线加速以及最高车速仿真实验、30°坡爬坡仿真实验以及转向行驶仿真实验,对所研究对象的动力性能和转向性能进行仿真分析,结果表明,该车的动力性能和转向性能均达到设计的指标要求,下一步将通过样车试验对联合仿真的结果进行验证.     

临近空间攻防对抗技术发展研究

临近空间技术对未来空天一体化作战、防空防天反导技术有着重要的影响,临近空间飞行器在军事上有着广阔的应用前景;介绍了由临近空间飞行器和探测拦截系统组成的攻防对抗体系的定义和分类,结合各国在临近空间攻防对抗技术上的研究现状,分析了关键技术和发展方向,并提出了发展思路和建议。     

基于最优转向曲率的无人车横向控制

为提高无人车横向控制性能,提出一种基于最优转向曲率的控制方法。利用车辆运动学约束,求解最优 转向曲率的解析形式;采用线性化方法证明由该控制方法构成的闭环系统在平衡点附近的零输入局部稳定性;用数 值方法定量分析保证闭环系统局部稳定的车速与预瞄距离的关系;提出一定车速下的最优预瞄距离的概念,用数值 方法求解最优预瞄距离与车速的关系;探讨执行机构动态特性对闭环系统稳定性的影响。仿真和实车实验结果表明： 在非零输入下,无人车依然可以稳定运行。     

高超声速助推飞行试验技术方案研究

以高超声速飞行器为有效载荷，进行了高超声速助推飞行试验技术方案研究，并通过分析气动力参数、设计变量参数的范围及约束条件，进行了助推弹道设计，确定了二级助推发动机设计要求，并利用调整发射俯仰角、滑行时间和配重物质量来调整助推弹道参数，将高超声速飞行器送入试验弹道．最后将计算结果与美国HyFly计划陆基发射试验的弹道实测数据进行对比分析．结果表明，设计结果与HyFly试验数据较吻合，验证了助推飞行试验技术方案的可行性与正确性．     

基于改进 MF-TDMA 的临近空间通信网协议设计与仿真

临近空间通信系统作为无线通信新的分支面临着为混合业务提供支持的问题,为此需要设计一种高效的多址接入协议以满足复杂的通信需求;在多频时分多址接入（MF-TDMA）协议的基础上提出了一种改进协议,通过对帧时隙进行功能划分,提出了固定时隙段加动态时隙段的设计,实现了对不同类型、不同速率业务的支持;利用 OPNET仿真软件进行了系统建模和协议性能仿真,仿真结果验证了协议设计的合理性和有效性。