高超声速飞行器气动/隐身优化设计方法

针对高超声速飞行器气动布局设计中气动设计与隐身设计矛盾的问题,采用高精度气动和隐身计算方法,建立了基于直接全局优化算法、二次曲线参数化方法和Kriging代理模型的多学科优化设计平台,并对典型高超声速布局升力体外形开展气动/隐身一体化优化设计研究。结果表明：升力体布局典型状态下升阻比由3.13提高到3.69,考虑垂直极化和水平极化状态,俯仰±30°的雷达散热截面（RCS）均值下降60%以上,表明该平台具有良好的寻优能力,风洞试验结果验证了优化算法的可行性;高超声速飞行器的机身和翼/舵等部件具有显著的绕射特性,物理光学法等高频算法不能准确捕捉前后缘绕射,应当采用矩量法计算其RCS特性;高超声速飞行器的垂直极化和水平极化的RCS特性差异巨大,在设计中应当予以考虑。     

舵反操纵问题研究

多数战术导弹采用空气舵来产生稳定和控制导弹飞行所需要的力和力矩,通过舵面压力中心并作用在舵面上的气动力相对舵轴形成的铰链力矩是舵伺服系统的主要负载力矩,它是影响弹上控制系统及辅助能源装置性能、功率、重量和尺寸的一个主要因素.在导弹的气动外形及总体有关参数确定之后,铰链力矩大小与舵面转轴位置选择有关,当舵面压心位于转轴之后时,与偏转角     

真实气体效应对高超声速轨道器气动特性的影响

基于一个7组元6反应动力学模型，采用NND差分格式求解化学反应Navier-Stokes方程，数值研究高超声速轨道器的绕流特性。重点讨论了轨道器气动特性在真实气体效应作用下对不同来流状态和不同舵偏角的敏感性。研究表明：真实气体效应主要发生在物面附近很薄的激波层内，缩短了激波的脱体距离，使激波层变薄，流动变量的梯度变大；空气的离解和电离导致轨道器的阻力系数比完全气体计算值低，压心位置前移。小攻角下，升力系数和俯仰力矩系数的真实气体计算值高于完全气体计算值，大攻角情形则相反。此外，小攻角时真实气体效应产生小低头力矩，而大攻角时产生小抬头力矩。单就舵面而言，真实气体效应使其阻力系数增大，使其升力系数和俯仰力矩系数在小攻角且非负舵偏角时变小，在大攻角且负舵偏角时变大。特别地，真实气体效应仅在零攻角且零舵偏角时对舵面的压心位置产生较大影响。     

翼身组合弹箭马格努斯效应数值模拟研究

为研究翼身组合弹箭马格努斯特性及产生机理,采用完全时间相关的非定常N-S方程,对带翼弹箭在高速旋转状态下的绕流场进行数值模拟,得到马格努斯力和力矩系数随攻角变化的规律,所得结果与阿诺德工程发展中心（AEDC）试验及陆军研究实验室（ARL）计算结果吻合很好。分析表明压力差是产生马格努斯力的主因,切应力产生的马格努斯力只占压力产生马格努斯力的1%;弹身马格努斯力除α40°外皆为负,舵马格努斯力始终为正;α5°~30°每个舵的马格努斯力不是正弦变化规律,但合力呈现正弦变化规律。     

基于面元法的栅格翼翼身组合体高超声速气动特性研究

栅格翼是由外部框架和内部栅格布置形成的空间多升力面系统,其在高超声速状态具有突出优点。文中结合高超声速流动特点,考虑头部激波及弹身上洗干扰,基于面元法建立栅格翼翼身组合体高超声速气动特性计算模型,根据研究对象特点自动划分面元,进而完成典型栅格翼翼身组合体高超声速气动特性计算,并与数值计算结果进行对比分析。结果表明,在研究范围内,栅格翼翼身组合体高超声速气动特性面元法计算结果与数值计算结果吻合较好,前者较后者相对误差绝对值随攻角增加而增大。     

局部后掠型栅格舵的气动特性研究

针对栅格舵(翼)技术的主要缺点——跨声速壅塞和阻力高的问题。以简化栅格为研究对象,采用数值分析方法开展了P型和V型局部后掠对气动特性的影响研究,并开展了不同后掠角对气动特性的影响研究。研究发现,局部后掠方式能够弱化或消除亚声速背风区的分离问题,减小跨声速区激波与边界层干扰,解决栅格舵固有的跨声速壅塞和阻力大的问题。局部后掠对栅格减阻有显著效果,尤其是高超声速段,同时能够增加单位浸润面积的法向力,从而提高栅格舵的操纵效率。     

国外高超声速飞行器及技术发展综述

正高超声速飞行器一般指飞行速度超过马赫数5、主航程在临近空间(距地面20~100千米)的有翼或无翼飞行器。本文研究的高超声速飞行器主要包括高超声速打击武器和高超声速飞机,鉴于能够跨大气层飞行的空天飞行器可以在临近空间实现高超声速长程飞行,因而也纳入本文研究范围。高超声速飞行器近20年来发展迅速,其具     

空天飞行器六自由度数学建模研究

研究了空天飞行器超声速和高超声速飞行条件下六自由度仿真模型,该模型包含了完整的六自由度动力学方程和运动方程。气动力和力矩系数是迎角、马赫数及控制舵面偏角的函数;发动机模型为吸气发动机和变推力火箭发动机的组合推进装置;飞行器的质心;惯性矩是飞行器质量的时变函数。所得结果可以用于未来高超声速飞行器或新一代单级入轨运载器轨迹优化、姿态控制等问题的概念设计和仿真研究。     

多约束下铰链力矩最优俯冲制导方法

针对高超声速飞行器俯冲段铰链力矩过大问题,提出一种考虑终端落角和落点约束的铰链力矩最优俯冲制导方法。首先通过瞬时平衡假设建立铰链力矩与过载的线性关系,以过载量间接表征铰链力矩;其次以过载为控制量,将俯冲段相对运动方程化为显含过载的状态空间形式;最后,利用最优控制理论,以过载最小为性能指标,引入伪控制量,求解出过载最小的解析最优制导律。仿真结果表明该方法能高精度的满足终端落角和落点约束,并且过载峰值降低,铰链力矩最大值显著减小。     

凹腔布局对高超声速飞行器气动-推进性能影响

采用二维耦合隐式N-S方程和标准k-ε湍流模型,对高超声速飞行器在发动机通流状态下的内外流场进行了数值仿真,研究了超燃冲压发动机燃烧室中单凹腔和双凹腔串并联布局对飞行器气动-推进性能的影响。发现因粘性而产生的摩阻、摩升以及摩擦力引起的俯仰力矩较压阻、压升以及压力引起的俯仰力矩很小,对于飞行器整体性能而言,可忽略;凹腔之间距离的长短对飞行器气动-推进性能影响强烈,短距离凹腔并联使得燃烧室主流压力抬高得更大,短距离凹腔串联使得上游凹腔对下游凹腔流场影响更大;同时,性能高的凹腔组合在一起能显著提高飞行器整体性能。     

考虑气动加热和变截面惯性矩的高超声速飞行器建模与分析

由于高超声速飞行器弹性机体/发动机的高度一体化设计,使得此类飞行器的动力学建模与控制较为复杂,而作为控制的基础以及面向控制的总体优化设计都需要建立高精度的动力学模型。首先,建立了考虑气动加热和变截面惯性矩影响的高超声速飞行器自由梁结构弹性模型,分析了气动加热和变截面惯性矩对飞行器振型的影响,得出了气动加热对振型影响非常小且振型引起的攻角变化很小,变截面惯性矩对飞行器的振型影响较大且振型引起的攻角变化较大的结论。然后,建立了考虑气动加热和变截面惯性矩影响的自由梁高超声速飞行器动力学模型,对考虑气动加热和忽略气动加热、恒截面惯性矩和变截面惯性矩对应的动力学模型进行了零极点分布对比分析,得出了气动加热对飞行器的纵向动态特性影响很小,变截面惯性矩自由梁对应的高超声速飞行器在特征点处开环不稳定性更大和非最小相位行为约束变弱的结论。     

MSL火星探测器高超声速流场预测及气动性分析

为获取火星探测器升力-弹道式进入火星大气层的气动特性,以火星科学实验室探测器（MSL）为研究对象,开展基于有效比热比方法的高超声速流动的数值模拟研究,并建立探测器进入过程的气动性能分析方法。计算分析表明,探测器绕流流场因有效比热比较小而具有很薄的激波层,物面气动力与文献值吻合良好;气动分析表明,对特定飞行状态,质心位置决定配平升阻比和俯仰静稳定度,合理的质心法向偏移和纵向移动可满足探测器的升阻特性和静稳定性,同时给定的配平特性和静稳定性要求也可指导质心位置调整,进而为探测器的气动布局设计和舱内设备布置提供建议。     

可变形翼导弹动态气动特性的仿真研究

导弹发射后,飞行高度从近地面到高空域,气压、温度变化巨大,同时飞行马赫数也从低速到超声速、高超声速。在不同飞行阶段稳定性能和升阻比需求不同,对导弹气动性能要求不同。固定外形导弹的气动性能难以适用于不同的飞行任务,而可变形翼导弹通过改变翼面的形状,实现外形上的变化,从而适应不同的作战环境。通过分析可变形收缩弹翼不同收缩速度(快速、中速、慢速3种状态)的气动性能,研究了导弹气动性能随弹翼收缩速度变化的规律,揭示了升力系数和阻力系数随弹翼的收缩速率的线性变化特征。同时还分析了变形前后导弹附近流场的压强、速度和温度的变化,以及这些物理量对导弹的影响。结果表明,伸缩翼改变了翼面面积和展弦比,弹翼伸长时具有高升阻力,适合亚声速巡航,弹翼收缩可以减小高马赫数飞行时阻力,提高导弹射程。     

喷流姿控战术导弹三维气动力数学模型

采用当量喷流控制力概念，推导了战术导弹三维气动力和铰链力矩数学模型。分析了喷流姿控（俯仰、偏航和滚转），以及副翼舵、方向舵和升降舵偏对导弹气动力的作用，并给出了气动力各分量的泰勒和傅里叶级数形式的表达式。模型还考虑了大攻角情况下对称外形零侧滑流动时的非对称涡型现象。     

身-翼-舵组合体高超声速变攻角颤振计算

推广和发展了原来只能用于二维升力面的当地流活塞理论,形成可解决包括弹身、弹翼、舵面、身-翼组合体、身-翼-舵组合体大攻角颤振计算的新方法。其中气动力计算采用CFD数值仿真与工程算法相结合的方法,求解结构运动方程时则利用状态空间法进行时域仿真。对某身-翼-舵组合体型号的计算表明该型号颤振动压随马赫数和攻角都呈现先增加后下降的变化趋势;在大马赫数和大攻角作用时,颤振动压有明显的下降;在较小攻角状态下颤振动压不降反升,与传统文献报导单独分枝颤振动压随攻角增大而单调下降不同,表明复杂外形组合体的气动弹性稳定性受到多种因素的共同作用,颤振特性更加复杂。计算结果表明弹体稳定性与飞行姿态相关,同时也证明了本文方法在高超声速复杂外形飞行器提气动弹性分析中的有效性。     

反临近空间高超声速飞行器若干研究进展

为了支撑我国反临近空间高超声速飞行器相关领域的基础研究和工程研制，在分析典型临近空间高超声速目标飞行特性和作战任务剖面的基础上，综述了目标预警探测、轨迹跟踪预测、制导控制方法、拦截攻击策略四个方面的若干研究成果，讨论了每个方面存在的技术难题和可行的解决方案，并建议从天/临/空/地/海体系预警、红外多模复合敏感、可攻击区轨迹预测、直/气复合等先进控制、协同拦截防御等方面给予重点研究。     

全速域可变形飞行器气动布局设计及试验研究

为了解决大空域、宽速域水平起降可重复使用飞行器的气动适应性问题,设计了一种满足高超声速巡航飞行性能的飞行器,为解决该种飞行器地面水平起飞和高速巡航飞行气动性能矛盾的问题,提出了两种变形布局方式——伸缩翼布局和翻转翼布局。通过数值手段比较分析了两种变形布局的低速气动特性,并通过风洞试验对其性能进行了验证。结果表明,在增加相同机翼面积时,伸缩翼在起飞状态增升效率为68%,同时阻力增加35%;翻转翼在起飞状态增升效率为42%,阻力增加15%;伸缩翼布局比翻转翼布局的起飞升力大16%,阻力大20%,伸缩翼布局具有明显的升力优势,说明亚声速状态增加机翼展弦比是增升的有效手段,但同时也带来阻力的增加;鸭翼具有显著的增升效果,起飞状态增升12.8%,同时阻力降低1.4%,纵向压心系数绝对值前移0.48%,有效缓解了起飞状态升力和纵向稳定性的问题。     

可重复使用运载器机翼外形优化

研究了有翼可重复使用运载器机翼平面外形参数优化设计问题。在高超声速配平和低速水平着陆性能等约束条件下，利用混合遗传算法和粒子群优化算法来选择最优机翼外形参数，使机翼重量最小化。在已知的不同质心位置下求得相应的最小重量机翼外形。亚声速气动力采用面源法计算，高超声速气动力采用修正的牛顿流理论计算。为了降低计算耗费，使用均匀设计和逐步回归方法建立了低速气动力回归模型。整个优化过程在Matlab集成环境下完成。