飞船返回舱俯仰振荡的动态稳定性研究

本文研究了以平衡攻角为中心作单自由度俯仰振荡的飞船返回舱 ,其动态稳定形态随来流M∞ 的变化。设θ(t)是由平衡攻角起算的俯仰振荡角 ,Cm 是作用在飞船返回舱上的气动俯仰力矩系数 ,Cμ(θ, θ)· θ是机械阻尼力矩 (自由飞行时为零 ,实验时要计入其影响 ) ,文中给出飞船返回舱在平衡攻角处的俯仰振荡动态稳定性判据 ,并证明λ =λ(M∞) = Cm θ0+Cμ(0 ,0 ) 1 - Cm ¨θ0 是决定动稳定形态的重要参数。如果随M∞ 的变化 ,λ(M∞)由λ<0经过λ =0变化到λ>0 ,则飞船返回舱将由稳定的点吸引子形态 (即稳定在平衡攻角状态 )演化为周期吸引子形态 (即作周期振荡 )。对应于λ(M∞) =0的马赫数就是飞船返回舱的俯仰运动出现Hopf分叉的临界马赫数Mcr 。本文首先分析了飞船返回舱所受动态气动俯仰力矩的依赖状态变量 ,然后应用非线性动力学理论对飞船返回舱的俯仰运动进行了定性理论分析 ;最后耦合求解俯仰振荡方程和非定常Navier Stokes方程 ,数值模拟了飞船返回舱俯仰振荡随来流马赫数变化的Hopf分叉过程 ,验证了分析结论     

关于飞船的动态稳定问题

本文研究了以平衡攻角为中心作俯仰振荡的飞船,其动态稳定形态随来流马赫数Ｍ∞Ｒ ＹＯ ＷＸ 。     

大攻角风洞自由飞动导数实验研究

实验是在0.2×0.2m~2超音速风洞中进行的,其来流Mach数为2.0。模型为带翼导弹模型。实验时用气体发射装置将模型向实验段上游发射;并以另一气流横吹模型使其呈大攻角状态飞行。最大攻角可达100°。采用高速鼓轮相机记录模型飞行姿态随时间的变化。用改进的数值积分法进行数据处理,求得俯仰阻尼导数随攻角的变化。     

攻角与马赫数对进气道起动影响的可比拟性

针对高速风洞变来流马赫数的能力有限,不易获得高超声速进气道起动马赫数界限的问题,本文尝试通过改变进气道模型攻角的方法来模拟来流马赫数的变化,分析定来流马赫数变攻角与定攻角变来流马赫数两种途径下二元进气道起动性能之间的关系,以助于风洞实验获得进气道的起动马赫数界限。结果表明,在Ma∞=5.9来流条件下,进气道不起动和自起动的临界攻角分别在12°~13°和0°~1°。定来流马赫数变攻角与定攻角变来流马赫数两种途径下,进气道不起动和自起动临界所对应的内收缩段入口马赫数基本一致。对于同一内收缩段入口马赫数,当变攻角跨度小于4°时,两种路径下进气道的内部流场与壁面压力分布规律符合较好;当变攻角跨度较大时,两者的差别也增大。对于二元高超声速进气道模型,当常规风洞的来流马赫数在进气道起动边界附近时,在一定的攻角范围内,可以尝试通过攻角机构连续改变模型安装攻角的办法来模拟变马赫数引起的进气道起动特性的演变过程。     

平／钝头外形俯仰动态特性对落点姿态的影响分析

采用自由振荡法数值模拟了平头、钝头外形的超声速俯仰振荡时间历程,并应用奇异分解线性最小二乘法辨识稳定性导数,得到动导数随马赫数和攻角非线性变化的规律.平头外形在较高马赫数和中小攻角范围内存在动不稳定现象,随着再入时马赫数的降低,动不稳定的攻角范围不断缩小,直至演化为动稳定的;小钝头外形则没有动不稳定现象.蒙特卡洛弹道仿真表明,平头外形初始时刻俯仰角的扰动会经历一个先增长然后衰减的过程,最终落地时俯仰角小于1°,满足设计要求,但其落地速度有所降低,可能影响该外形对靶标的侵彻效果.     

二元高超声速进气道动态攻角特性风洞实验

为了研究攻角导致的来流定常/非定常变化对二元高超声速进气道性能的影响,在马赫3.85条件下,对一个设计马赫数为6.0的二元高超声速进气道进行了动态攻角变化的风洞实验。实验中,攻角在0°～8.2°连续变化,动态频率最大达到9.3Hz。实验研究表明:攻角在0°～8.2°连续变化过程中,进气道始终保持着起动状态;攻角增加使进气道出口增压比逐渐上升,流量系数、出口总压恢复系数和出口马赫数逐渐降低;在保持起动状态的攻角连续变化过程中,振荡的二元高超声速进气道其性能变化趋势与准稳态时相似,攻角的动态变化未对进气道性能产生显著影响。     

侧向喷射受控导弹的数据分析和设计优化

本文叙述的是侧向喷射受导弹的数据研究，经过数据分析研究了导弹的法向力和俯仰力矩的特征，数据来自不同的喷射流动态、攻角、喷嘴在弹体上的位置以及喷射角度。以侧向喷射受控导弹四周各种喷射气流为对象，用空气动力分析得出超音速气流的结果，把俯仰力矩和法向力作为目标函数和约束函数，把飞行马赫数，攻角和侧向喷射流体角度定为设计变量，通过采用全面优化的初始算法和响应面方法，完成侧向喷射受控导弹优化设计，得出导弹控制的最佳飞行条件。     

飞船返回舱再入俯仰动稳定吸引子数值仿真

数值模拟了类"联盟号"飞船返回舱在几个典型马赫数下的俯仰静、动态气动特性。结果表明:类"联盟号"飞船返回舱再入时随着马赫数的降低,其配平攻角将会由高超声速和超声速时的一个,在跨声速阶段演化至三个。这一气动特性将会对返回舱的俯仰动态特性产生很大影响,在较大扰动的激励下,返回舱的俯仰飞行姿态随马赫数的降低将发生鞍结点分叉形态的失稳行为,对返回舱的安全再入危害很大;随马赫数的进一步降低,飞船返回舱的俯仰运动还可能发生Hopf分叉和同宿分叉。最后,采用耦合求解非定常NS方程和俯仰运动方程,对马赫数0.8时,不同扰动情况下(不同初始攻角和俯仰角速度)飞船返回舱俯仰姿态的演化进行了数值仿真。仿真表明,该马赫数下,飞船返回舱存在两个稳定的点吸引子(即配平攻角约14°和36°)和一个不稳定鞍点(约31°),与定性理论分析一致。但仿真结果还表明,这两个稳定的点吸引子的吸引域都不大,14°吸引子的吸引域大于36°吸引子的吸引域,表明14°吸引子应该是主要的飞行姿态。基于局部稳定性理论的定性分析给出的吸引子性态是研究结点 鞍点 结点全局分叉结构的基础。     

双喷管发动机喷流对飞行器气动特性的影响

从三维薄层近似N S方程出发 ,采用高效ENO差分格式 ,对位于弹体中部两侧的双喷管发动机喷流与马赫数Ma∞ =0 7～ 0 9、攻角α =0°～ 10°飞行条件下弹体绕流形成的干扰流场进行了数值模拟。研究发现与无喷流情况相比较 ,引入喷流使升力和俯仰力矩增加 ,压心后移 ;在飞行攻角一定时 ,马赫数对飞行器气动力特性影响较小 ;有侧风干扰时 ,喷流增强了航向稳定性。对零攻角情况喷管安装和喷管出口不对称带来侧向力和偏航力矩也进行了研究。计算结果与飞行实验观测现象定性一致     

弹用“X”,型倒置二元进气道方案与常规正置方案的气动性能对比

为提高来流马赫数范围为2~4的“X”型进气系统大攻角下的稳定裕度,设计并研究了一种倒置二元进气道设计方案,并将其与正置方案进行了比较。结果表明:来流马赫数为2.3~3.5，攻角范围为0°~6°时，倒置布局设计方案总体性能较优,未出现明显激波/附面层干扰问题,能够满足设计要求。在采用相同的进气道设计方案时,倒置布局其迎风与背风进气道结尾激波位置及总体性能参数差异更小；0°攻角时倒置布局临界总压恢复系数与正置布局相当,4°攻角时倒置布局比正置布局高2%~3%,8°攻角时普遍高19%以上,且来流马赫数越高提升幅度越明显,8°攻角下倒置布局总流量系数较正置布局高6%左右。研究还发现,当来流马赫数较低时倒置布局总阻力低于正置布局, 4°攻角时低1.7%；而来流马赫数较高时倒置布局总阻力高于正置布局,4°攻角时高2.0%。      

非旋转钝锥高超声速自由飞非线性角运动轨迹重构与分析

采用多阶段曲线拟合技术,对双平面拍摄风洞自由飞试验获得的高超声速下非旋转钝锥角运动观测值作了拟合,获得了与试验观测值重合度较好的拟合曲线,进而实现了对试验模型非线性角运动轨迹的重构,获得了5次试验的复攻角和总攻角曲线,并进而对非旋转钝锥非线性角运动的特点和规律进行了分析。结果分析表明：模型复攻角曲线可能逆时针方向转动也可能顺时针方向转动,甚至可能改变转动方向;复攻角曲线多呈“椭”圆锥运动,且椭圆运动的长轴在大小和方向上均可能发生变化;总攻角幅值呈振荡变化,但多呈总体上减小的趋势;由于角运动的非线性特性,同样的试验模型在不同的预置攻角情况下其角运动特性也呈现出很大的不同。     

迎角动态变化对二元高超声速进气道气动特性的影响

针对高超声速飞行器受到扰动后迎角可能会发生瞬时大幅度改变或振荡的问题,对来流马赫数为4.03、迎角动态变化的二元高超声速进气道流场进行了非定常数值模拟,分别在进气道等速上仰和按正弦波振荡条件下研究了迎角动态变化对进气道气动特性的影响。计算结果表明:迎角动态变化时,进气道流场特征和性能参数的变化规律和稳态时情况基本保持一致,但是存在明显的迟滞现象;二元高超声速进气道动态上仰的迎角速率越大,进气道发生不起动时的迎角值越大;在进气道下壁面附近的低速区,非定常效应的影响显著,受进气道固壁面运动的影响,低速区的产生、发展及消失影响进气道气动特性。     

匀速俯仰运动及角速率对横向喷流的影响

为研究运动对横向喷流干扰特性的影响，数值模拟了导弹模型匀速俯仰运动过程的超声速横向喷流，获取了运动状态下的横向喷流干扰量，并对比分析了俯仰运动和角速率对喷口附近流场结构、模型表面极限流线、表面压力分布和子午线压力变化及气动特性和干扰放大因子造成的影响。结果表明：模拟参数范围内，动态及角速率影响随运动方向及迎角范围而发生变化；中小迎角时主要影响上游分离区和尾部偏折效应，大迎角时弓形激波位置变化显著；俯仰运动的气动特性和横向喷流干扰特性出现动态迟滞，且随角速率增加而增强；动态大迎角下由于压力平台效应减弱，其力矩放大因子受俯仰运动影响更为明显，出现偏离静态的不利结果。     

基于相平面法的结冰飞机纵向非线性稳定域分析

结冰是威胁飞机飞行安全的重要因素之一,研究结冰后飞机稳定性及稳定域范围对飞机操纵安全和飞行安全极其重要。由于结冰后大飞机失速迎角提前,仅仅研究小迎角线性阶段的飞行稳定性显然不能满足要求。首先根据飞机迎角和升力曲线非线性关系建立了结冰条件下大迎角阶段飞机纵向非线性系统模型,然后通过相平面法刻画了迎角和俯仰角速度构成的不同飞行状态下飞机的纵向运动的稳定域,并探讨了迎角和俯仰角速度对纵向稳定性的影响规律,最后针对稳定域内外的不同初始状态,进行了零输入响应时域仿真,验证了相平面法确定的稳定域的有效性和准确性。研究结果可为飞机结冰后的稳定边界确定和边界保护提供一定的参考。     

非定常前侧缘分离流的研究

 采用非定常涡格法 ,计算了三角形和矩形薄翼突冲起动和等速上仰这两种常见的非定常运动 ,得到了前 (侧 )缘分离涡及尾涡非定常卷起的流动图象及气动特性。分析了展弦比和攻角的影响。等速上仰的计算结果显示 ,仰起的动态过程能明显抑制分离涡面的破碎倾向 ,提高升力系数。计算结果和已有实验结果相比吻合良好     

面内轨道转移过程中的绳系系统摆振特性研究

轨道转移过程中的绳系系统处于非开普勒轨道,导致系统呈现复杂的动力学行为并影响着星体的飞行安全,因此研究系统摆振特性具有重要的理论和实际意义。针对复杂的非线性和强耦合问题,利用动量矩定理建立绳系系统姿态动力学方程,以切向常值加速度轨道转移为任务背景,给出了系统质心运动轨迹;通过分析面内摆角的静态分岔现象,推导了面内、面外摆角的一阶摆动解析解;引入经典的珠点模型,研究系绳纵向和横向的振动特性,并分析了系绳摆动与系绳振动之间的耦合关系。仿真结果表明:面内轨道转移过程中,面内、面外摆角以固定的频率绕平衡位置做往返摆动,摆动频率大小以及平衡位置的变化均与系绳长度、推力加速度和所处轨道密切相关,面内摆角摆动频率接近轨道角频率时会引起共振现象,系绳在轨道转移过程中会出现大幅度横向振动等现象。     

小迎角高超声速非旋转钝锥非线性运动分析

采用分段拟合技术对小迎角高超声速(马赫数Ma=6)非旋转钝锥双平面拍摄风洞自由飞试验结果进行了分析,获得了非旋转钝锥在小迎角高超声速下气动导数非线性的具体形式,分析了非旋转钝锥在小迎角下的非线性运动特点。研究发现在小迎角范围内钝锥的动导数系数均呈现明显的非线性,而静导数系数非线性较弱,可近似为线性。各组试验的静、动导数系数的非线性形式表明,除模型Ⅱ外的其余模型均为两方向振幅不同的极限圆锥运动,模型Ⅱ为极限平面运动。每组试验两个平面的静导数系数在小迎角范围内保持基本相等。而无论出现极限圆锥运动的四组试验还是出现极限平面运动的一组试验,模型在俯仰和偏航两个方向的动导数系数均存在较大差异。     

某典型飞行器模型俯仰/滚转两自由度耦合动态气动特性

先进飞行器在大迎角高机动飞行过程中,气动力复杂演化与运动姿态剧烈变化的相互作用,容易诱发俯仰拉起的滚转或侧偏等耦合运动,呈现出十分强烈的多自由度动态气动力特性。为此,选取某典型四代机修型设计模型,利用FL-26风洞专用的俯仰/滚转两自由度动态试验装置,开展了单自由度和俯仰/滚转两自由度耦合运动的动态气动力特性研究。结果表明,研究模型在迎角30°左右会出现滚转单自由度的侧偏和小振幅摇滚运动现象;俯仰单自由度振动条件下,模型法向力和俯仰力矩会出现明显的气动迟滞特性;在强迫俯仰/自由滚转（或强迫滚转）两自由度耦合运动情况下,模型的侧偏运动幅值得到了一定的抑制,但纵横向气动力都出现了迟滞现象,甚至是多个气动迟滞环结构,容易引发耦合失稳发散。     

基于偏置比例导引的垂直攻击滑模制导律

为了提高空地导弹毁伤效果,需要对地面固定目标采用大角度乃至垂直打击方式。针对这一需求,设计了一种基于偏置比例导引的垂直攻击滑模制导律。首先在传统的比例导引制导律的基础上增加了一个角度约束偏置项,并结合滑模变结构理论使其滑模变结构化。然后运用自适应滑模趋近律,并采用准滑动模态控制削弱了抖振的影响。仿真结果表明:此制导律控制落角能力较强,同时具有较高的命中精度。整个攻击过程中的弹目视线角速度变化较小,最后以垂直落角攻击目标。     

直升机稳定转弯飞行中的运动学问题研究

阐明了转弯飞行是直升机的基本机动科目,现有的运动学问题研究仅从性能的角度出发,分析转弯过程中的过载、转弯半径等,忽略了转弯过程中的迎角、侧滑角、姿态和角速度等运动参数的变化,因而不能合理地预测转弯过程中旋翼的真实能力、直升机的机动性能及飞行轨迹。文中着重介绍了一种直升机稳定转弯时的运动学分析方法,该方法建立了不同稳定转弯条件下,速度、迎角、侧滑角与过载系数、姿态、角速度之间的关系,定量分析了不同稳定转弯条件对直升机角速度和姿态的影响。