RBCC高超声速飞行器上升段轨迹快速优化

针对火箭基组合循环(RBCC)高超声速飞行器上升段轨迹设计所具有的动力系统工作模态复杂、推力与飞行状态存在强耦合、模型强非线性且存在多种复杂约束限制等典型特征,设计了一种基于序列凸优化的RBCC动力上升段轨迹快速优化方法。针对攻角控制系统是否存在二阶滞后情况,分别建立了适用于RBCC高超声速飞行器上升段轨迹优化的数学模型。基于凸优化理论对原优化模型进行凸化和离散化处理,进而设计了改进的轨迹优化求解策略。以末端机械能最大为优化指标,针对攻角控制系统存在/不存在二阶滞后的情况分别进行了上升段轨迹优化仿真。结果表明,所构建模型和轨迹优化方法可以快速、有效地完成RBCC高超声速飞行器上升段轨迹优化,优化结果符合RBCC动力系统工作特点,且可为RBCC动力运用和攻角控制系统设计提供参考。     

美军快速全球打击装备发展分析

从美军快速全球打击概念定义出发,研究了快速全球打击装备结构、装备建设的主攻方向和实现途径,比较分析了无动力滑翔飞行器和有动力巡航飞行器2条研发主线,探讨了任务需求、发展途径、技术共享和平衡协调等方面的建设思路,得出了美军在快速全球打击能力建设上的一些经验。     

高超声速巡航下动力耦合的配平设计方法

吸气式高超声速飞行器的动力因素对总体性能的影响至关重要,为了获得良好的气动、推进及其耦合下的性能,保证巡航飞行特性,必须进行布局、动力的耦合设计。文章提出了一种新的探索高超声速巡航下布局/动力耦合的配平设计方法,这在第1、2节中予以阐明。2.1小节以一种不同于X-43A所采用的方法划分了API和EPI;2.2小节最终选取压强p作为耦合动力参数;2.3小节则讨论了需要实现的耦合设计条件。第3节通过图3至图8呈现了数值模拟的结果和相应分析。3.1小节对一体化的机体/发动机组合进行马赫数Ma=6的三维流场数值模拟,其核心是确定不同迎角下维持推阻平衡所需的压强;p 3.2小节计算了不同p、α组合状态下的气动、推进特性;3.3小节则探讨了动力耦合条件下的力矩配平。最后,第4节给出了文中研究的4个初步结论。     

航空电子产品的质量控制与管理

航空电子产品是指配套于航空载具平台的电子类设备及其部件,包括用于民航客机、直升机、战斗机、运输机、无人机等平台的导航设备、通讯设备、飞行控制设备、飞行任务管理设备等.对于现代航空飞行器而言,航空电子设备已成为了不可或缺的重要组成部分.从滑行、起飞、爬升到巡航、下降、着陆的整个飞行过程中,航空电子设备都为飞行器高效安全地完成飞行任务起到关键作用.     

高超声速巡航飞行器振动建模及精细姿态控制

为保证超燃冲压发动机的良好进气环境,需要对高超声速巡航飞行器进行精细姿态控制,但弹性振动大大提高了精细姿态控制的设计难度。以高超声速巡航飞行器的纵向通道为例,文章分析弹性振动对飞行控制系统的影响,建立高超声速巡航飞行器的弹性模型,将精细姿态控制问题简化为超燃冲压发动机进气口当地攻角的精细控制问题,考虑机体/发动机耦合和气动热造成了气动参数和模态参数大范围摄动问题,基于H∞理论设计鲁棒控制系统。仿真表明,在考虑测量噪声、舵机非线性、参数大范围摄动的情况下仍然能够很好地跟踪刚体攻角,抑制弹性攻角,保证进气口当地攻角±0.6°的控制精度,满足高超声速飞行器精细姿态控制的要求。     

分布式推进翼身融合飞行器气动特性研究

基于下一代民用客机发展研究背景,针对某特种布局分布式推进翼身融合飞行器,采用数值仿真与风洞试验相结合的方法对其纵向气动特性及失速机理进行分析研究。介绍了该分布式推进翼身融合飞行器的气动构型及数值模型方法,针对当前翼身融合飞行器有无分布式动力影响下的纵向气动特性进行了对比分析,基于当前翼身融合飞行器无动力缩比模型风洞试验,在对数值模型方法进行校验的同时,结合流场显示结果对其大迎角失速发展过程中的流动机理进行分析研究。结果表明：当前分布式推进翼身融合体的分布式动力匣平台区域前缘展向流动是诱导失速发生的主要因素,但中部机身在大迎角下仍能够提供足够大的升力维持飞行,而分布式动力抽吸对于翼上流动具有较为明显的梳理作用,可以用于控制和改善翼身融合飞行器大迎角失速特性。     

激光推进用于飞行器姿轨控制的分析与仿真

激光推进成本低、可靠性高,可用作飞行器的空间推进和姿态调整。建立了考虑反馈控制和激光推进的飞行器动力学模型,模型中的操纵控制项模拟了飞行器操纵系统和激光推进产生的力、力矩。详细研究了确定操纵项的方法,使用自适应飞行控制律,给出一种通过求解线性方程组确定操纵控制项的方法。以圆形盘旋轨迹为例,进行了数值模拟,计算结果显示,激光推进下的飞行器能很好按照目标轨迹飞行,并对计算结果进行了分析。     

试验中的燃料电池飞机

由波音公司开发、奥地利Diamond飞机工业公司建造的“燃料电池演示飞机”是一种Dimona电动滑翔机。其装有一种“质子交换膜”（PEM）燃料电池和锂离子电池混合电源推进系统。该飞机采用常规的推进器,燃料电池为飞机提供巡航飞行段的全部动力。在飞机起飞和爬行飞行时,需要的动力比较大,采用轻质的锂离子电池驱动。该飞机机身结构进行了必要的改造,翼展为16.3米。其飞行速度可达100千米／小时。     

面向再生制动优化的电动车自适应巡航控制策略

为了提高纯电动车自适应巡航系统的经济性,提出面向再生制动优化的自适应巡航控制策略.分析前轴驱动纯电动车再生制动系统特性,设计自适应巡航(ACC)模式下制动力分配策略.基于该策略得到车速、制动强度与回收能量的关系.以回收能量作为经济性优化指标,将设计跟随性、安全性、舒适性作为自适应巡航优化指标,利用模型预测控制(MPC)理论构建并优化自适应巡航控制策略.将策略在Matlab/Simulink和CarSim平台下仿真,与未优化的控制策略对比验证.结果表明,该策略满足了自适应巡航跟随性、安全性、舒适性的要求,相较于未优化算法,能量回收率提高5.6%.     

吸气式高超声速飞行器控制系统设计

为实现吸气式高超声速飞行器的姿态控制,需要对其复杂的气动特性进行分析,并完成控制系统的设计.通过研究高超声速飞行器风洞实验数据,分析其气动特性,即升力系数、升阻比和纵向总力矩系数在不同Ma时随攻角变化的规律进而进一步计算出纵向动力系数,研究其纵向动态稳定性.最后,基于气动分析设计了攻角反馈控制和法向过载控制两种不同的控制回路,分别计算出其时域和频域特性.实验结果表明:吸气式高超声速飞行器既能满足纵向动态稳定性,又具有良好的控制性能.     

A new concept and preliminary study of variable hypersonic inlet with fixed geometry based on shockwave control

The inlet plays a significant role in the hypersonic airbreathing propulsion. A fixed-geometry inlet is troubled by low air-capture ratio and large additional drag while operating below the design Mach number. Whereas a variable-geometry inlet can maximize performance, but adds weight and complexity to the propulsion system. Based on a fluidic shock shape control technique, this paper proposes a new concept of variable hypersonic inlet with fixed geometry, gives the realization scheme, and conducts a preliminary validation. The results show that the control of the external shock system and the effective throat area can be achieved by the self-provided high pressure fluid of the inlet. For an inlet with an operating Mach-number region of 4 to 6, the shock-on-lip condition can be maintained from Mach 5 to Mach 6 with the maximum expense of 1.8% secondary flow ratio, resulting in 20% extra captured mass flow and 8% less forebody drag at low Mach numbers compared with conventional fixed-geometry inlets. Thus, the performance enhancement by using the proposed variable inlet can substantially benefit the acceleration process of hypersonic vehicles at low Mach numbers. Supported by the National Natural Science Foundation of China (Grant No. 50776044)     

自适应多制式正交多载波高速水声通信技术研究

水下无人航行器(UUV)的水声通信涉及UUV与指挥舰船以及UUV之间的水声通信技术,通信系统的环境复杂、距离多变。若采用单一数据率传输模式,则通信系统受制于最大工作距离以及最恶劣信道而采用最保守的通信数据率,使得该类型的水声通信的数据率较低。提出了适合于UUV之间及其与指挥舰船之间远、中、近全程变数据率通信的自适应多制式正交多载波(MOM C)水声通信技术,该技术可使通信系统在不同距离、不同信道环境下的通信数据率逼近该信道的最高值。湖试结果为误码率<10-4时,5 km通信数据率为9090 b/s,25 km为2000 b/s。     

基于灰色系统理论的水下航行器效能评估方法研究

针对水下航行器的自身特点,从效能的观点对水下航行器相关因素进行了属性划分,建立了水下航行器效能评估指标体系;并根据已知信息,运用灰色系统理论和层次分析法对水下航行器效能评估进行了研究,提出了水下航行器效能灰色评估方法。采用该方法对水下航行器的性能进行了综合评价,结果表明:该方法解决了水下航行器评估中难以处理的信息不完全和部分信息模糊的问题,提高了水下航行器效能评估的客观性和有效性,为水下航行器系统的技术优化和使用效能的提高提供了科学决策依据。     

定常微量喷气提高轴流压气机稳定工作裕度机理探讨

顶部喷气是提高压气机稳定工作裕度的有效方式之一。文中设计了一种新型的喷嘴结构,利用高速单级轴流压气机试验台,研究了定常微量喷气对压气机性能和稳定工作裕度的影响。试验结果表明:在53%设计转速下,占压气机设计流量0.064%的喷气量可以使得压气机的失速裕度提高7.69%。同时,对带定常微量喷气的压气机转子内部流动进行了时间精确的非定常数值模拟,对比分析了喷气前后转子顶部区域不同的流动结构。将顶部间隙泄漏涡轨迹向压气机转子尾缘推移,抑制来流/顶部间隙泄漏流交接面向转子叶片前缘移动是定常微量喷气提高压气机失速裕度的主要机理。     

高空飞艇总体设计方法研究

高空飞艇与目前的低空飞艇相比构型有很大区别,其外形、结构、推进动力和能源系统等设计与分析和总体方案密切相关,导致在初步参数设计过程迭代次数过多,甚至在参数求解中需要使用复杂的优化技术。在研究高空飞艇总体设计方法时,引入了一种能量平衡方法用于解决高空飞艇的再生式能源系统的设计和分析问题,它可以减少这种迭代次数,使高空飞艇总体设计工作简化。应用此方法,确定一种高空飞艇方案的初步总体参数,并对飞艇抗风性能进行了初步分析,得出此高空飞艇一年内抗持续风速30 m/s的包线。     

一种空空导弹可攻击区快速算法

提出一种空空导弹可攻击区快速算法。该算法将空空导弹可攻击区的快速积分计算和可攻击区多项式拟合相结合,用可攻击区多项式拟合结果作为积分计算的初始值,进行可攻击区计算。计算结果表明:该方法大大提高了积分计算的速度和空空导弹可攻击区的精度。文中成果已成功应用于某重点型号火控系统空空导弹可攻击区计算中。     

Shock wave standoff distance of near space hypersonic vehicles

The shock wave standoff distances of near space hypersonic vehicles,which execute missions mainly at the altitude of 25 km to55 km,are vital in aerothermodynamic analysis.The implicit finite volume schemes are derived from axisymmetric Navier-Stokes equations for chemical equilibrium flow,and programmed in FORTRAN.Taking a sphere cone for example,the effects of Mach numbers(from 22 to 36) on the shock wave standoff distance and the average density behind the shock are simulated at different altitudes from 25 km to 55 km.The numerical results illustrate that the turning point of the standoff distance is corresponding to that of the average density with the variation of Mach numbers.Based on the numerical results,we propose a formula for shock wave standoff distance,which is the function of the radius of the blunt body,the Mach number and the altitude in the atmosphere.Compared with previous correlations,the new formula can overcome the drawbacks of larger relative errors and complex calculations of the average density.     

平流层飞艇建模关键问题研究

飞艇为大惯性飞行器,其建模可以仿照普通飞行器的方法,但要多考虑一些问题:坐标原点取在体积中心而非重心引起的速度、重力及重力矩、转动惯量及惯性积的变换;由于大惯性导致的附加质量计算;飞艇升空及降落对浮力及飞艇质量的影响等。以此为基础,建立了飞艇的六自由度动力学模型。经仿真验证,模型能准确描述飞艇实际情况。     

多目标实时跟踪的一种数据关联算法

联合概率数据关联是密集杂波环境下跟踪效果最理想的数据关联算法之一。文中在研究概率数据关联算法的基础上,提出了一种快速数据关联算法。通过不同阈值的选择,去除小概率事件,建立确认矩阵,再根据被跟踪目标跟踪门的相交情况,将跟踪空间划分成若干相互独立的区域。对同一区域内公共量测的概率密度值进行衰减,计算出关联概率。仿真实验结果表明,该算法能显著减少可行联合事件的搜索时间和数量,可以有效解决JPDA算法计算量过大的问题,且便于工程实现。     

马赫角与马赫数关系的简洁推导

根据物理学的理论，建立了超声速小扰传播的波动方程中与相互作用力相对应的项，采用频谱分析法得到了速度势的付里叶变换式，由此证明了超声速物体产生的马赫波的马赫角与马赫数所满足的关系式，并可得到与实验相符合的激波特性。