天宫飞行器低轨控空气动力特性一体化建模与计算研究

对非规则板舱组合体天宫飞行器300~200 km低轨道飞行过程空气动力特性一体化计算建模,提出考虑复杂构型物面遮盖效应面元解析法与经修正的Boettcher/Legge非对称桥函数,发展基于三角形面元逼近复杂外形通用处理方法,建立适于天宫飞行器复杂物形处理与面元气动力系数计算规则;将DSMC方法与求解Boltzmann模型方程气体运动论统一算法应用于天宫飞行器简化外形,进行气动力当地化关联参数计算修正,建立针对大型复杂结构天宫飞行器低轨道飞行控制过程空气动力特性一体化快速算法与程序软件。对大尺度圆柱体外形与天宫飞行器300~200 km不同高度变轨飞行过程不同迎角与侧滑角及帆板平面与本体主轴不同夹角复杂构型气动力特性计算分析验证,表明天宫飞行器在200 km以上低轨道飞行控制过程中所受空气动力系数随飞行高度发生显著变化(8%~50%),证实长期在轨运行的大型航天器若采用统一固定的气动力系数,误差累积巨大,需要采取防护措施,低轨道飞控大气阻力仍是制约航天器定轨预报精度最关键因素。     

基于等效迎角的气动融合轨道直接积分计算无控航天器轨道衰降研究

针对低地球轨道航天器服役期满离轨陨落、特别是功能失效处于无控飞行的航天器轨道衰降难以模拟的问题,在航天器轨道动力学方程直接积分计算框架中,把稀薄气体动力学与轨道动力学结合起来,发展了基于跨流域空气动力精细数值模拟驱动的低轨航天器气动特性一体化快速算法,提出了无控航天器轨道衰降失稳自旋飞行姿态等效迎角模拟法,初步建立了基于等效迎角的气动融合轨道直接积分高精度计算模型。对大型航天器A受控陨落开展计算分析,验证了本文发展提出的轨道计算、气动力一体化计算方法正确性与高精度。在大型航天器B无控失稳自旋飞行轨道衰降计算分析中,得到了与外测轨道星历数据吻合一致的长弧段和短弧段预报结果,在停止外测轨道数据供给5 h内,地心惯性系位置预报偏差低于1.5 km,验证了基于等效迎角的气动融合轨道直接积分计算模型对无控航天器轨道衰降预报的合理性。     

天宫飞行器过渡流区高超声速绕流N-S/DSMC耦合计算

针对类天宫飞行器服役期满再入大气层多次解体过程残骸碎片绕流对气动特性干扰影响的问题,在数值求解N-S方程的CFD和DSMC方法程序研究基础上,采用MPC耦合处理原理,发展了基于Chapman-Enskog非平衡速度分布函数的耦合区域双向信息交换亚松弛计算技术,建立了适于残骸碎片两体不同间隔绕流干扰流场的N-S/DSMC耦合算法。对天宫飞行器两舱结构体在过渡流区低密度风洞试验状态进行了耦合计算,计算结果与风洞试验结果吻合很好,验证了所建立的耦合算法对再入解体残骸碎片气动特性计算的有效性和可靠性。通过对天宫飞行器解体碎片的简化外形球和球柱体在过渡流区高超声速两体干扰气动特性进行不同间隔绕流场耦合计算分析,结果表明,在一定的距离范围内,两体干扰会对残骸碎片的气动特性产生较强的影响,不同的残骸碎片外形在不同距离的干扰规律不一致。计算结果为天宫飞行器再入解体气动融合轨道数值预报提供设计依据。     

大型航天器离轨再入气动融合结构变形失效解体落区数值预报与应用

准确可靠求解大型航天器服役期满离轨再入跨流域气动环境与金属(合金)桁架结构变形失效解体非线性力学行为,是解决航天器失联无控或受控再入坠毁飞行航迹落区数值预报软件研制的关键基础。在求解Boltzmann模型方程的气体动理论统一算法(GKUA)基础上,采用转动惯量描述气体分子自旋运动,利用分子总角动量守恒作为一个新的碰撞不变量,引入能量模式配分函数和非弹性碰撞松弛数,确立了描述复杂飞行器跨流域高超声速流动非平衡输运现象统一Boltzmann模型方程,构造了直接捕捉Boltzmann模型速度分布函数演化更新数值格式,提出了离散速度空间区域分解大规模并行计算策略与高效数据通信模型,建立了稳定运行数万CPU核求解大型航天器离轨再入跨流域气动力/热环境高性能并行算法。针对无控航天器非常规再入问题,提出瞬态热传导方程与材料热弹性动力学方程耦合数学模型,建立了强气动力热环境致结构变形热力响应有限元算法,发展了适于高超声速再入气动环境与结构热力耦合计算技术。通过对竖直平板、中空球体、类天宫飞行器高超声速流场计算与结构响应变形非线性力学行为一体化计算验证,证实统一算法大规模并行计算策略与热力响应变形有限元算法精度可靠性,建立了服役期满大型航天器离轨再入跨流域气动环境与结构热力耦合响应变形失效/解体飞行航迹一体化模拟平台,开展了该平台在类天舟一号货运飞船受控再入、天宫一号目标飞行器无控陨落、天宫二号空间实验室受控再入解体落区数值预报中的应用研究。     

跨流域高超声速绕流Boltzmann模型方程并行算法

通过对Boltzmann方程碰撞积分进行模型化处理,提出了统一描述各流域复杂高超声速流动输运现象的气体分子速度分布函数控制方程,使用离散速度坐标法对分布函数方程所依赖的速度空间离散降维,构造出直接求解分子速度分布函数的气体动理论耦合迭代数值格式,研制了复杂飞行器高超声速绕流气动热力学计算模型。基于对气体动理论数值计算方法内在并行性、变量依赖关系、数据通信与并行可扩展性的分析研究,使用区域分解并行化方法提出了新型的气体动理论数值算法并行方案;研究了数据的并行分布与并行执行特征,开展了大规模的并行化程序设计,构造了可稳定运行于成千上万CPU的高性能并行算法,用以模拟各流域复杂飞行器的高超声速绕流问题。以稀薄流到连续流环境下不同Knudsen数、不同马赫数的可重复使用类球锥卫星体及翼身组合复杂飞行器等气动力、热绕流问题为研究对象展开大规模并行计算,并进行算法验证,所得计算结果与理论分析、直接模拟蒙特卡罗方法(DSMC)的模拟值及有关实验数据吻合较好,揭示了飞行器跨流域高超声速下的复杂流动机理与变化规律,提供了一条能够可靠模拟高超声速飞行器跨流域气动力及热问题的统一的算法应用研究途径。     

大型航天器无控飞行再入时间短期预报的轨道摄动方法研究

针对寿命末期大型航天器临近再入前轨道衰降受到跨流域多尺度非平衡环境下气动力/力矩影响显著的问题,基于体坐标系下的气动力和力矩分量,建立了航天器轨道-姿态动力学摄动模型;结合航天器再入跨流域空气动力学统一计算理论与数值模拟手段,提出了大型航天器无控飞行轨道衰降过程气动特性一体化快速算法。基于地心惯性坐标系气动融合轨道动力学方程数值积分方法对航天器的轨道姿态摄动模型进行了外推计算,结合无迹卡尔曼滤波方法对外测轨道星历观测数据初值误差和模型误差进行了滤波。针对250～120 km高度范围的大型航天器短期轨道衰降变化进行仿真预测,对比了外测轨道星历数据,结果表明:本文提出的经卡尔曼滤波误差分析的轨道摄动模型方法对寿命末期大型航天器短期轨道预报具有较强的模拟能力与有效性,有助于推动近地轨道空间目标气动融合轨道数值预报领域发展。     

TG01/SZ08交会对接轨道确定与预报精度分析

以我国首次空间交会对接为背景,介绍了交会对接任务轨道计算和预报的新特点。针对TG01("天宫一号"目标飞行器)调相控制期间的中长期轨道预报问题,分析了影响预报精度的多种因素,定量给出了偏航飞行姿态对轨道预报的影响,通过对不同策略预报结果的比较,制定了轨道预报的最优策略;针对SZ08("神舟八号"飞船)远距离导引期间的短弧定轨,采用适应短弧情况下的定轨策略,分别利用3圈、6圈地基统一S频段和中继卫星数据的定轨位置精度优于50m。     

基于GPU的反卷积算法并行优化

反卷积是图像去模糊的基本算法,针对传统反卷积算法在图像去模糊处理中实时性较弱问题,提出基于众核GPU的Iterative Deconvolve 3d反卷积算法的并行优化实现.所提算法将原算法中的核心运算放在GPU上并行实现,利用CPU和GPU协同工作模式,CPU负责串行任务GPU负责并行任务.实验表明:与传统的算法相比,在不影响图片处理效果的前提下,计算速度比CPU上的实现速度提高了近11倍,并具有良好的可扩展性.     

利用GPU加速的三维N-S方程求解器研究

将三维可压缩Navier-Stokes方程求解器LMNS3D移植至GPU平台,研究了显式和隐式两种时间推进方法下利用GPU加速的策略与效果。其中显式方法采用五步Runge-Kutta法;隐式方法中由于LU-SGS算法数据依赖性强,不适于并行计算,因而采用了DP-LUR方法。测试表明,程序在双精度下可取得与原CPU代码一致的运算结果,并可获得约20x(RK)与15x(DP-LUR)的加速效果。     

高超音速飞行器前缘驻点气动加热的计算

介绍了以高超音速(马赫数不小于6．0)在地球大气层中飞行的飞行器外表面的附面层与飞行器壁面间热交换的物理特性及高超音速附面层的数学模型，给出了该飞行条件下轴对称形式的飞行器前缘驻点空气动力加热的计算方法。     

多GPU并行可压缩流求解器及其性能分析

为实现可压缩流问题的大规模高效数值求解,开展基于图形处理单元（GPU）的并行计算研究。在NVIDIA GTX 1070上建立了基于消息传递接口+统一计算设备架构（MPI+CUDA）的多GPU并行可压缩流求解器,该求解器基于结构网格有限体积法,空间离散采用AUSM⁺UP格式。采用一维区域分解法对计算网格进行划分,使得各GPU之间达到负载平衡。针对超声速进气道算例,对算法单GPU并行性能和多GPU可扩展性能进行分析。数值结果显示,单GPU并行计算可以获得37~46倍的加速比,极大地提高了计算效率;4块GPU并行计算加速比从47倍增加到143倍,并行效率维持在70%以上,说明并行算法具有良好的可扩展性。     

通用航空飞行器参数化建模及气动特性分析

提出一种新的通用航空飞行器布局方案。应用基于二次曲线的模线设计方法,构造通用航空飞行器翼身组合体的布局方案。通过二次曲线的控制点和形状参数实现参数化外形建模,提高了布局方案设计的效率,为进一步的气动特性计算和布局方案设计优化奠定了基础。采用修正的牛顿流理论和一阶平面面元法,对通用航空飞行器进行高超声速气动特性计算,并对其飞行轨迹进行了仿真和优化。计算结果验证了通用航空飞行器布局方案的合理性,显示了参数化外形建模方法在通用航空飞行器布局选择和进一步深入研究中的实用性。     

临近空间固体动力飞行器发动机与轨迹一体化设计优化

针对临近空间多级固体动力飞行器发动机与轨迹一体化设计优化问题,提出一种基于序列代理优化的高效设计方法。为了准确计算发动机的性能特性,对发动机进行了几何参数化建模,并针对复杂装药的燃面计算,提出了基于移动四面体的燃面计算算法。为了准确评估飞行器的最大航程能力,采用自适应Legendre-Gauss-Radau伪谱法获得给定发动机设计方案下的最大航程。为了提高发动机与轨迹一体化设计优化效率,提出了基于Kriging代理模型的多采样点高效全局代理优化算法,并进行了数值验证。计算结果表明：该优化方法收敛速度快,相比传统参数优化算法可以显著减少耗时目标函数和约束函数的计算次数,并能够有效地实现临近空间多级固体动力飞行器发动机与轨迹一体化设计优化。     

基于网格的多学科飞机优化技术

基于网格技术的多学科优化系统可以解决飞机设计中大量的跨学科优化问题,有效地解决了领域差异很大、目标函数相关性不明显、同一飞机的完全不同计算模型的优化问题.此外,网格平台为遗传算法的大规模并行计算提供了良好的软、硬件及数据共享环境,使多个应用程序可以以服务形式在网格平台上进行跨洲际并行运算,在实现软件资源充分利用的同时解决了知识产权问题.     

雷达散射截面并行计算中的MPI实现技术研究

基于MPI（Message Passing Interface）并行计算平台,开发了高效的并行多层快速多极子算法程序,可用于飞行器等目标RCS计算分析。为提高通信效率、增加程序的鲁棒性,提出了优化的通信措施,分析了点对点通信、阻塞通信、非阻塞通信的使用优缺点,针对RCS计算,组建了完整的通信方法,从而有效防止死锁的发生。算例证明,程序能胜任于电大尺寸的RCS散射计算,具有较高的精确度。     

航天飞机三维最优再入轨道及气动加热过程

本文应用现代控制理论研究了航天飞行器三维最优再入轨道和与轨道参数密切相关的气动加热过程。文中选择飞行器迎角和倾斜角作为控制变量,以飞行器气动加热率和飞行过载沿轨道积分最小作为优化性能指标,按极大原理导出最优再入轨道有约束控制的非线性两点边值问题。采用了数值优化方法——共轭梯度法求解有升力飞行器的最优再入轨道及其热过程。文中以允许误差法讨论了权系数和罚函数的选取方法;对不同速度范围研究了不同的加热模型;按热平衡方程与优化轨道同步迭代的方法求得了算例数值结果。算例的数值结果与文献[13]的量值是一致的。     

变系数飞行器系统气动系数辨识计算与应用

本文研究了变系数飞行器系统气动系数的辨识算法。变系数系统的辨识计算通常是非常困难的。本文依据飞行试验中实际测量,通过对飞行器变系数微分方程组中系数变化趋势的分析,转方程中变系数为一个变化规律已知的函数与未知常数的乘积,把这些未知常数当作待定系数,然后推广Newton-Ra-phson法到变系数微分方程组中,通过迭代法求这些待定系数,这样就使得复杂的变系数飞行器系统的辨识计算得以实现。为了证明这种算法的有效性,本文从飞行器的一次不稳定飞行的测量数据,计算了该飞行器的气动系数,并讨论了辨识计算所得气动系数的可信度,计算结果与实际符合较好,在改进飞行器的飞行试验中起了一定作用。     

非定常气动跨声速机翼颤振分析

颤振是气动弹性分析中影响最大的问题,在飞行器设计中得到了极大的重视。目前,在飞行器气动弹性分析中普遍采用基于偶极子网格法空气动力的机翼颤振计算方法。本文采用p-k法,以AGARD445.6机翼标准模型为算例,计算其在不同高度与飞行马赫数下的颤振速度和频率特性曲线,发现机翼在跨声速区域存在明显的"凹坑"物理特性,并且这些计算结果与试验值较为吻合。     

高超声速飞行器周期巡航轨迹设计与优化

针对高超声速飞行器,给出了参数建模方法并分析了其气动特性,建立了乘波体外形高超声速飞行器的纵向平面运动学模型;提出了高超声速飞行器巡航段周期轨迹的方案及相应的轨迹优化方法.采用高斯伪谱法解决周期性轨道优化问题,将原有的连续周期非线性优化问题转化为多段离散优化问题,并采用SQP算法求得最优解.仿真结果表明,在巡航航程相同的情况下,周期轨迹比稳态轨迹更省燃料.     

脱壳穿甲弹气动力-外弹道优化设计

本文将脱壳穿甲弹结构参数在飞行弹道上对空气动力特性、外弹道特性的相互影响作了分析,提出了在飞行弹道上对主要结构参数进行气动力-外弹道一体化优化设计的必要性。基于脱壳穿甲弹的弹道特点和战术技术要求,确定了优化设计变量、目标函数、约束函数。建立了一体化的优化设计数学模型,并利用空气动力数值计算、外弹道数值计算和最优化方法进行求解,编制了一套设计软件。通过对某小口径火炮脱壳穿甲弹优化设计应用表明,软件计算精度较高,优化设计后的脱壳穿甲弹主要弹道性能有了大幅度抛高,优化设计收到了很好的效果。