再入飞行器最小加热气动外形

本文应用熟知的附面层换热关系式和高超音速牛顿压力分布,导出表面总热流率和再入飞行全过程的总加热量计算公式;在给定弹道系数不变的前提下,运用经典变分方法,求解具有约定长细比以及具有约定长细比和约定容积条件下的层流、湍流最小加热外形,并导出约定底部直径和约定容积条件下的层流最小加热外形解析表达式.计算结果表明,平头旋成体可以最大限度地减小再入飞行器的总热流率和再入飞行全过程的总加热量.     

非一致终端约束下火星大气进入段制导律设计

针对小升阻比的火星探测器在火星大气进入过程中所面临的难点问题,对火星大气进入过程制导方法进行了研究。首先在确知探测器弹道系数和升阻比的前提下,考虑过程量及开伞条件约束,优化设计再入飞行的初始再入角。然后考虑非一致终端约束和飞行器的有限机动能力,设计参考轨迹剖面,并确保其能提供足够的裕度来应付各种参数不确定性。最后设计标准轨道法制导律,完成轨迹有效跟踪,并通过六自由度仿真验证了算法的合理性,为火星着陆项目中大气进入段制导方案设计提供参考。     

临近空间大气密度扰动对高超声速飞行器气动热环境的影响

基于TIMED/SABER 2002—2018年大气密度观测数据，统计分析了20~80 km大气密度扰动对高超声速飞行器飞行热环境的影响。根据驻点热流估算方法给出的大气密度变化量与热流变化量之间的关系，定性和定量分析了不同月份大气密度相对变化量引起的热流变化量在垂直和水平方向的分布特征。研究表明:SABER大气密度月年均值计算的热流相对USSA76在夏季半球中高纬度地区偏高，在冬季半球偏低。在夏季半球高纬度地区约80 km附近存在热流增量的极大值，南半球夏季的极大值高于北半球夏季，尤其在南半球1月份，热流偏高可达32.2%。在经度方向，热流分布在夏季半球差异较小，冬季半球差异较大；考虑真实大气中存在的扰动时，在南半球和北半球夏季80 km附近，SABER大气密度预测的热流分别比USSA76偏高可达40.7%和36.6%。在经度方向，大气扰动引起的热流经向分布差异显著。在飞行器设计时，大气扰动的影响不能忽略；高超声速飞行器飞行应避免在夏季穿越南半球和北半球，规避热流增加带来的风险。      

再入飞行器标称攻角优化设计

再入飞行器的标称攻角在弹道规划以及飞行器覆盖能力分析中起到重要作用,由于再入飞行中气动加热严重,过载和动压约束严格,给标称攻角的设计带来很大困难.针对弹道射面内最大纵程和最小总热载荷问题,在考虑热流、动压和过载约束下分别进行标称飞行攻角的优化设计.首先将过程约束转化为对控制量攻角的约束,将需要优化的标称攻角通过分段线性函数参数化,把最优控制问题转化为4个参数的寻优问题,然后利用遗传算法获得参数的初始猜想,并设计序列二次规划(SQP,Sequential Quadratic Programming)算法求解.仿真结果显示该方法能够快速获取再入标称飞行攻角,为再入轨迹优化和制导总体设计提供参考.     

一种新的烧蚀热响应算法在质量估算中的应用

针对预测飞行器再入过程中气动热流引发的烧蚀热响应导致热防护罩表层材料质量损耗的问题,研究了热防护罩的几何模型和烧蚀质量估算的方法,通过建立三自由度再入轨迹动力学方程,应用修正的牛顿流体理论计算气动系数,以及Detra-Kemp-Riddell和Tauber-Sutton理论计算驻点热流密度和热辐射,利用一维非线性热传导方程模拟了碳化材料的烧蚀过程,提出了基于Newton-Raphson和TDMA的烧蚀热响应算法估计飞行器热防护罩质量损耗的方法。通过分析,实现了再入全过程热防护材料烧蚀深度连续动态变化的预测,能够有效替代热平衡积分法,估算的烧蚀质量为优化热防护罩的几何模型和再入轨迹提供了参考依据。     

再入飞行器表面磁流体发电装置数值模拟

提出了钝锥型再入飞行器上的表面磁流体发电装置方案,采用低磁雷诺数近似下的磁流体力学模型对其进行了流动与静电场耦合的数值模拟,由此建立了表面磁流体发电装置中的物理图像.数值模拟结果表明,在典型再入条件(飞行高度46 km,速度7 km/s)下,所提出表面磁流体发电装置方案能够实现兆瓦级(电功率1.28MW)能量输出,电能提取导致再入飞行器阻力增大13.7%,对飞行器壁面总热流值的影响并不显著,但发电区域及其下游壁面的热流密度分布发生明显变化,该区域内热流密度峰值发生于电极的前、后缘.     

高升阻比再入飞行器阻力加速度设计及跟踪制导

以无量纲能力为函数，采用参数化表示的分段线性函数描述标称阻力加速度剖面.在部分近似下，得到以无量纲能量描述的再入纵向航程解析解.将热流、过载、动压约束转化为阻力加速度剖面的边界值，利用全局优化方法，得到满足给定射程的阻力加速度剖面.通过调整目标函数阻尼因子，得到更为光滑的阻力加速度剖面，并将其作为标称阻力加速度剖面.基于反馈线性化方法，设计非线性跟踪控制器，实现对标称阻力加速度剖面的跟踪.设计航向角误差走廊，通过航向角误差调整倾侧角符号，控制飞行器横向航程.以CAV H飞行器为例，设计数值仿真算例.仿真结果表明，最优阻力加速度剖面可满足再入约束及航程需求，跟踪控制器可快速求解制导指令，具有良好的跟踪性能.     

再入飞行器制导与总体参数的一体化设计

研究高超声速再入飞行器制导/总体参数一体化设计问题.论述飞行器总体设计中气动特性、姿控能力、防隔热水平、伺服能力、质量、结构强度、战标等总体参数对制导的影响,指出高超声速再入飞行器外形及制导的特点决定了在概念设计、方案设计阶段就需要考虑制导需求.以某飞行试验为背景,开展制导总体方案论证,协调飞行器总体参数与制导方案,给出高超声速再入飞行器制导/总体参数一体化设计的途径,为再入飞行器的工程研制提供思路.     

空间飞行器再入大气层的防热问题

空间再入飞行器再入星球大气层时,周围空气由于受到压缩和摩擦,温度可高达一万度以上,炽热高温气体以对流和辐射两种方式向飞行器蒙皮传递大量的热量。因此,如果没有完善的防热措施保护,舱内有效载荷必将化为灰烬。对于防热问题来说,至关重要的是要充分了解再入飞行器周围的热环境,即搞清高温气流的流动状态(层流或是湍流),准确予计飞行器表面压力分布和剪切力,计算高温气体对蒙皮的辐射加热率、对流加热率以及再入飞行的总加热量。凭借多年的理论研究和反复实践,目前人们对这种再入物理现象已有相当程度的认识,利用高速电子计算机     

高温燃气风洞加热特性仿真分析

提出了利用亚音速高温燃气流进行近空间高超飞行器热环境地面模拟的试验方案,在试验装置试验段,通过高温高速的燃气流引射低速的冷气流,达到仅使飞行器头锥驻点附近区域产生局部高温而其余头锥蒙皮表面低温的目的.对某型高超音速飞行器的头锥利用高温燃气进行加热并利用CFD(Computational Fluid Dynamics)方法对13种模拟工况进行了数值仿真分析.将数值模拟计算结果与飞行器在高超音速飞行状态下对应机体部位气动热的理论计算值进行了对比,证实了亚声速高温燃气热环境模拟方法的可行性,为高温燃气地面模拟设备技术方案论证提供了依据.      

气象因素对飞机进近飞行燃油效率的影响

气象因素对航空飞行意义重大。为了考察航空飞行的燃油效率,基于飞机性能数据库（BADA）模型,考虑气象因素,建立飞机燃油消耗的修正模型。以广州白云国际机场某进港航班为例,开展飞机进近飞行仿真试验,从燃油流量和燃油消耗量2个维度分别讨论气温、气压、风速变化对飞机燃油效率的影响。结果表明:气象因素与飞机燃油效率存在明显的相关性。当飞机飞行高度一定时,气温升高,燃油流量和燃油消耗量增大,燃油效率降低;气压增强,燃油流量无明显变化,燃油消耗量略有降低,燃油效率升高;风速增加,燃油流量和燃油消耗量先减小后增大,燃油效率先升后降,风速为4 m/s时燃油效率最高。当飞机飞行高度下降时,气温和气压升高,风速下降,燃油流量小幅度波动上升,燃油效率降低。最佳气象条件下,一次进近飞行能减少约3%的燃油消耗。研究结果对提高实际飞行的燃油效率有一定的参考意义。      

碟形升力体飞行器气动特性

碟形升力体飞行器采用了翼身融合的小展弦比气动布局.利用重心前移方式解决了横向稳定性问题,其效果在模型试飞实验中得到了验证.由于展弦比小而导致诱导阻力较大,为减小诱导阻力,在风洞中对一种后掠鱼鳍形小翼进行了吹风试验.模型安装翼尖小翼后,风洞测量其最大升阻比在30m/s风速下提高了70%.在试飞模型中验证了这种小翼不仅可以增大载重量而且增强了横向稳定性.为进一步了解碟形升力体飞行器的气动特性,利用数值方法对升力体流场进行了模拟研究.数值结果显示,由于展弦比小,升力体翼尖处诱导旋涡对升力体的气动特性影响较大.     

结冰风洞实验中的相似理论

相似性是风洞实验的一项基本要求，结冰风洞实验也不例外。为了系统性地研究结冰风洞实验中的相似性问题，首先，通过对飞行结冰问题进行分析和总结，找出了其中涉及的各种变量，并分析了其物理意义和量纲。其次，采用相似理论分析方法对结冰问题进行分析，得到了若干无量纲参数，并分析了这些无量纲参数的意义。再次，通过忽略一些不重要的影响因素，减少无量纲参数，并对飞行结冰中涉及的影响因素进行了合理地简化，最终得出了结冰实验的相似准则。最后，结合结冰风洞的运行参数，按照相似准则的要求得到了缩比模型结冰实验运行参数选取方法，并采用CFD方法进行了验证。结果表明:得到的缩比模型结冰实验运行参数选取方法是可行的。      

DFD风洞测控系统设计

DFD风洞测控和数据采集处理系统以工业控制计算机为核心,通过PCL-818A/D数据采集卡完成试验数据采集、反馈信息入口和控制指令出口,实时进行实验条件监测。系统软件采用VB6.0编制,实现了风洞风速闭环控制、模型姿态处理调整、流场品质测量及全机模型低速风洞实验等。该系统造价低,操作界面友好,使用维护方便,具有很好的实用性。     

全升力飞行器流场诱导流动现象改善效果

碟形飞行器是一种小展弦比全升力飞行器,采用一种仿生的鱼鳍型小翼对绕碟形飞行器的诱导流动现象进行改善,削弱翼尖诱导旋涡,提高整机气动效率.应用高精度风洞试验和以该风洞试验数据为校验的数值模拟,对鱼鳍型小翼的作用进行了研究,从风洞试验和数值模拟两方面给出了评判.研究结果表明:鱼鳍型小翼对碟形飞行器的诱导流动现象有较大的改善效果.     

可变桨距冲压空气涡轮混合型流场数值研究

冲压空气涡轮流场数值研究主要目的是模拟在实际高空加油工作状态下涡轮变桨距气动特性.数值风洞实验采用代数Baldwin-Lomax湍流模型,雷诺平均Navier-Stokes方程,模拟可变桨距冲压空气涡轮全三维混合型流场,并分析其流场主要气动特性,探讨桨叶载荷分布原因,然后将数值模拟结果与风洞实验数据进行了比较.改进桨叶近轮毂区域气动性能可进一步提高冲压涡轮载荷.      

碟形飞行低速特性

碟形飞行器是一种新颖的,采用翼身融合布局的飞行器.为获得碟形飞行器在低速条件下的总体特性,对其进行了风洞测力和动导数测量试验,结合稳定性分析和模型试飞研究了其总体性能.研究结果表明:碟形飞行器最大升阻比为12.2,失速迎角28°,全机纵向模态稳定,横航向滚转模态和荷兰滚模态稳定,螺旋模态发散,具有良好的飞行品质和综合性能.