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。     

高超声速飞行器翼面气动加热、辐射换热与瞬态热传导的耦合分析

为准确预测高超声速飞行器翼面的热环境以利于飞行器的设计。通过数值算例验证了基于参考焓法的气动加热工程算法的可行性;提出了一种高超声速飞行器三维翼面的气动加热、辐射换热、瞬态热传导的准定常耦合求解方法,通过与非耦合的气动加热、辐射换热及瞬态热传导方法相比,指出考虑耦合求解的必要性。在飞行器典型弹道飞行条件下,该耦合求解方法考虑气动加热、辐射换热、结构热传导耦合效应,实现了高超声速三维翼面温度的准确预测,该方法可用于高超声速飞行器气动热分析及热防护设计。     

高超声速滑翔飞行器弹道仿真分析

针对临近空间高超声速助推滑翔飞行器弹道轨迹预测,以高超声速助推滑翔飞行器为研究对象进行了纵平面运动轨迹建模、气动参数估计及攻角模型设计。不同滑翔初始状态下的弹道仿真结果表明:滑翔初始运动高度越高,跳跃幅度越大;滑翔初始运动速度越大,滑翔时间越长。通过研究加深了对高超声速飞行器运动特性的认识,为弹道预报、轨迹规划与制导系统设计等任务提供了参考。     

基于试验设计和响应面近似的高超声速巡航飞行器多学科设计优化

建立了基于试验设计理论和响应面近似的超燃冲压发动机推进的高超声速巡航飞行器多学科设计优化方法。首先建立外形尺寸、质量估算、气动力性能、气动热性能和推进性能学科的分析模型。模型考虑了学科间的耦合效应，结合弹道方程，形成了飞行器的总体性能模型。然后分别采用D—Optimal设计、Taguchi设计和均匀设计选择设计点，通过多机并行计算完成高超声速巡航飞行器性能分析。根据分析结果，构造响应面近似模型。通过响应面近似模型的优化，完成了高超声速巡航飞行器的多学科设计优化。计算表明，基于试验设计的多学科设计优化方法可以用于高超声速巡航飞行器的优化设计。     

高超声速飞行器气动耦合特性分析与补偿控制

针对高超声速飞行器具有强耦合、控制器设计困难的问题,主要分析了飞行器的气动耦合特性,并在其基础上进行了耦合补偿控制器的设计。首先建立了高超声速飞行器的运动模型,并对气动模型进行了初步分析;然后利用对角优势阵理论对飞行器的气动耦合特性进行了详细分析,得到了稳定力矩耦合、阻尼力矩耦合以及操纵力矩耦合特性随马赫数、攻角及舵偏角的变化规律;最后,结合气动耦合特性设计了耦合补偿控制器,并进行了仿真验证。仿真结果表明,耦合补偿控制器的设计能有效降低飞行器三通道之间的气动耦合,提高了控制系统的动态响应能力和控制精度。     

基于响应面方法的高超声速飞行器一体化布局气动设计与优化

建立了高超声速飞行器机体/推进系统一体化三维构型参数化模型,利用CFD数值计算开展了构型气动力的高精度数值试验并以此为基础建立了气动力响应面近似模型,以响应面近似模型作为气动力预测方法,结合遗传算法进行了高超声速飞行器三维构型的气动优化设计,获得了不同优化目标下的优化外形。     

高超声速飞行器快速气动设计方法研究

针对概念设计阶段需对众多外形设计方案进行比较、分析和筛选以及大量使用CFD面临的挑战,提出了可用于高超声速飞行器概念设计的快速气动设计方法。该方法运用Open VSP实现对飞行器几何外形高精度参数化建模,气动力计算使用自主开发的一种基于当地表面斜度法和参考焓法的高超声速飞行器气动特性快速工程计算工具。最后以类X-37B飞行器为例进行气动敏感度分析,表明该方法具有较高的效率和精度。     

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.     

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．     

不确定参数摄动的高超声速飞行器滑模控制

针对系统内不确定性参数摄动的高超声速飞行器(Hypersonic Vehicles,HV)模型,考虑到传统气动系数简化模型无法真实反映飞行器的气动特性和高超声速下某些不确定性参数摄动的问题,提出了一种改进的气动系数模型,利用改进模型得到准确的气动系数参数,设计了一种基于某些不确定参数的模糊函数逼近的高超声速飞行器滑模控制器。应用模糊函数的强大函数逼近能力对不确定参数进行逼近,应用非线性最小二乘法对改进的气动系数模型进行参数辨识,并与滑模变结构控制结合,提高了系统的鲁棒性,并实现了对系统指令的稳定跟踪控制。仿真结果表明,飞行器在加入速度阶跃指令和高度阶跃指令后,系统能够保持稳定性,并对不确定性参数具有很强的鲁棒性。