空天飞行器及动力技术发展研究

空天飞行器是航空航天领域重要的研究发展方向,主要有飞行器与发动机气动外形一体化设计、气动热防护、推进和制导控制四个系统性关键技术,本文仅对飞发一体化和推进技术进行研究与分析。首先从高超声速的定义入手,分析了空天飞行气动热和气动力的特点;然后比较了四种不同飞行器气动外形在性能、结构、制造、经济性和使用操纵方面的优劣,研究了不同类型空天组合动力技术的特点;最后从步骤、方法与措施等方面给出了空天飞行器及动力的发展建议。     

基于STK的空天飞行器全程航迹模拟仿真研究

准确模拟空天飞行器的飞行航迹,是验证空天飞行器导航算法正确性、研究导航系统性能的重要前提和基础.为对空天飞行器的全程飞行航迹进行模拟仿真,提出了利用动力学软件设计出高可信度、高精度动态飞行航迹的方法.针对空天飞行器发射段、在轨段、灵活变轨段、高速再入段4个不同飞行阶段,分别使用了STK软件中的运载火箭、卫星以及飞机模型,并结合空天飞行器不同阶段的运动特性设置了模型的相关参数,实现了空天飞行器的全程分段航迹模拟.利用获得的STK数据报告对空天飞行器进行了惯性导航系统仿真,仿真验证结果表明,STK设计的航迹能有效满足导航系统的仿真要求.     

空天飞行器机翼/翼型的需求分析及应用

空天飞行器飞行空域大,速域宽,经历亚/跨/超/高超声速飞行,气动特性变化大,传统翼型难以同时满足低速、高速时的设计要求,给机翼/翼型设计提出了新的挑战.本文围绕飞行环境特点,分析了低速高升力与高速高升阻比、升重匹配、结构热防护等设计要求,提出了空天飞行器对机翼/翼型设计的新需求.基于一种新的宽速域翼型,采用数值模拟方法,开展三维流动下翼型与机翼平面形状的一体化优化设计,获得了一种翼型沿展向变化的新机翼,相对优化前,低速时机翼产生的升力效率提高了36.3％,超声速和高超声速升重平衡升阻比分别提高了33.4％和12.9％,新机翼能更好地兼顾低速、跨声速、超声速和高超声速气动性能的要求.将新机翼应用于典型空天飞行器,再通过全机气动外形优化设计,进一步提高了宽速域飞行时升重平衡下的使用升阻比,高亚声速时提高了5.9％,超声速时提高了10.3％,高超声速时提高了0.7％,解决了低速飞行时高升力与高速飞行时高升阻比的需求矛盾,并获得了一种满足宽速域总体设计要求的空天飞行器气动布局.研究成果具有一定工程指导意义.     

未来航空空气动力学发展（下）

三、可重复使用的高超声速空天飞行器 可重复使用的高超声速空天飞行器集飞机、运载器和航天器的众多功能于一身,能在大气层内高速飞行,也能进入外层空间在轨运行.这种飞行器的飞行马赫数可以超过20,能快速反应,做到全球"即时到达",既可以作为高速运输工具,又可担负空间武器发射平台和实施侦察预警及对敌攻击的任务,是21世纪进入空间、控制空间和争夺制天权的关键武器装备.     

X-37B轨道试验飞行器首次飞行

X-37B轨道试验飞行器（OTV）成功发射升空，标志着美国空军第一种空天飞行验证平台开始了首次太空之旅，并有可能发展成为一种可重复使用的军用空天飞行器。     

吸气式空天飞行器飞行控制方法探析

针对"吸气式空天飞行器(气动/动力/结构)强耦合特性引起的不确定非线性控制"问题,首先,分析了引起吸气式空天飞行器强耦合特性的原因及其对飞行控制的不利影响;然后,剖析了可用于吸气式空天飞行器控制的四种典型理论方法;之后,针对吸气式空天飞行器模型的非线性和不确定性,探索了基于高阶滑模和鲁棒自适应两种理论的飞行控制方法,给出了具体的控制器设计思想;最后,评价了两种控制方法应用于吸气式空天飞行器的优势和局限性。     

气动舵面/RCS复合控制系统构型设计与仿真

针对空天飞行器再入段异构执行机构复合控制问题,基于气动舵面和反作用推力器的特性,提出了适用于空天飞行器的3种气动舵面与反作用控制系统的复合控制构型：指令型、力矩型、指令误差型,以及相应的控制律设计方法,在此基础上完成空天飞行器再入段的控制系统设计。仿真结果表明,3种构型的复合控制系统均能满足指令跟踪性能要求,其中指令型复合控制系统气动舵工作最为平稳,推力器开启频次最少。从工程应用的角度出发,指令型复合控制系统的综合性能最为理想。     

基于热/力试验的折叠舵连接刚度与颤振分析

为了适装新型发射平台和进一步提高射程能力,高速飞行器需要采用折叠翼/舵的方案。高速飞行器面临的严酷高温环境和时变气动载荷条件,使折叠舵的结构动力学特性更加复杂,给开展折叠舵极端条件下热气动弹性特性的准确分析带来严峻挑战。本文构建了综合考虑温度、载荷、机构间隙和摩擦特性等因素的折叠机构力学模型,通过非线性有限元分析获得了不同因素影响下的连接刚度,并开展常温和高温试验验证研究。基于固有模态对结构进行降维简化,基于修正的三阶活塞理论建立了气动力模型,采用准定常模型对特定飞行剖面的颤振特性进行评估。基于Abaqus结构模型和STAR-CCM+气动模型,开展了时域响应分析。结果表明：常温和高温条件下,折叠机构转动刚度的计算结果与试验结果整体相对误差小于10%,具有较好的一致性,验证了模型的准确性和可用性;采用CFD与CSD耦合计算方法获得的临界颤振速度低于采用修正的三阶活塞理论结果,CFD/CSD耦合计算方法更加保守。本文建立的方法可为飞行器舵面颤振特性进行有效预示,对新型高速飞行器设计具有重要指导作用。     

双向飞翼空天飞行器概念外形研究

空天飞行器飞行速域宽,气动外形需同时考虑起飞高升力与超/高超声速高升阻比需求,给飞行器的气动布局设计带来很大难度。双向飞翼飞行器概念具有两个互相垂直的对称面,在亚声速时以大展弦比模态飞行,可获得足够的升力,超/高超声速时以小展弦比模态飞行,可尽量降低激波阻力,飞行模态转换的转换通过机身旋转90°实现,可能解决宽速域高升阻比设计矛盾。本文据此构建了一种双向飞行空天飞行器外形,并开展了CFD数值仿真。结果表明,与Sanger类常规布局的空天飞行器相比,双向飞翼概念外形的亚声速时最大升阻比为16,提升30%~50%;高超声速段升阻比性能基本相当,最大升阻比4,说明该外形是一种有潜力的空天往返飞行器方案。在此基础上,从飞行器技术实现角度,系统梳理了双向飞翼飞行器方案面临的三大技术难点,并提出了可行的解决途径或可能的攻关方向。针对飞行器纵向静不稳定度偏大问题,提出调整机身平面形状和剖面形状等,可使静不稳定度降低至10%以内;针对飞行模态转换控制困难问题,创新性地提出了一种基于非对称垂尾的控制方法,在飞行器两个飞行模态下各安置一片垂尾,在提供了足够的模态转换控制力矩的同时,改善了飞行器的横航向稳定性;针对发动机耦合设计问题,提出了一种新的涡轮和火箭发动机独立垂直布置的方法,降低了空天飞行器对组合动力技术的依赖性,有助于双向飞翼空天飞行器的早日实现。     

一种火箭基组合循环动力空天飞行器总体设计分析

针对将2 t有效载荷送入200 km低地圆轨道的任务需求,通过定性分析明确了水平起飞、两级入轨的运载模式,建立火箭基组合动力(RBCC)空天飞行器的任务剖面。考虑RBCC空天飞行器复杂的耦合关系,建立一套基于弹道优化的总体设计流程,并形成相应的基准方案。在基准性能基础上,分析分离点状态、气动性能和发动机性能的影响。结果表明:低空高马赫数分离能有效发挥RBCC发动机的优势,提升运载效率,但需解决高动压分离的问题;阻力、推力、比冲是影响RBCC飞行器的重要性能参数,在性能较差的引射段,推力的影响尤为明显。设计方法和参数分析结果可为未来的空天飞行器设计提供参考。     

李屹东 飞机设计专家

<正>您参加了多个航空航天项目的预先研究工作,取得了很多重要成果,请与我们分享一下。李屹东:从20世纪90年代初开始,我就参与预先研究课题,参加了多个课题的研究工作,主要涉及新型飞机、无人机、空天飞行器、特种飞机等,涵盖的学科有需求论证、作战使用研究、总体设计、新型气动布局、新的系统构型以及设计分析技术等方     

微型飞行器气动布局的弹射试飞研究

提出了3种不同的微型飞行器气动布局方案：平直机翼、＂M＂形机翼和附加翼稍小翼的气动布局形式.设计、制作了无动力弹射模型和弹射发射平台.通过多次无动力弹射试验,对相关数据进行了对比分析,发现在上述3种气动布局形式中,以具有一定高度的翼稍小翼的气动布局形式为最好.     

栅格舵气动与操纵特性高速风洞试验技术研究

为研究飞行器单独栅格舵全尺寸模型气动特性,考核、验证舵控系统操纵性能,在FL-24风洞（1．2m×1．2m）开展了专项试验技术研究。首次在国内高速风洞建立了全尺寸栅格舵高速风洞试验平台,主要内容包括：风洞大载荷侧壁支撑装置设计、高速风洞模型保护装置设计、高灵敏度气动测试天平研制、模型风载条件下变形测试系统设计以及动态气动力测量与数据处理方法等。该项试验技术实现了模型气动与舵控系统以及气动与结构一体化试验验证,为栅格舵尾翼布局飞行器相关专业设计及飞行试验提供了重要试验数据。     

俄罗斯高超声速无人运载飞行器“铁锤”项目解析

高超声速技术是未来空天领域的技术制高点。为对抗美国的多项空天飞行器与高超声速技术研制计划,俄罗斯提出了“铁锤”高超声速无人运载飞行器项目,旨在利用成熟的航空与火箭技术,研制可重复使用的空天系统超轻型无人运载飞行器。重点介绍了“铁锤”项目第一阶段运载飞机及其动力的研究进展,并通过对运载飞机原型机方案、总体布局,以及带隔道的进气道、冲压发动机等关键技术的解析,初步总结了该项目运载飞机技术的特点和气动特性,可为我国空天入轨飞行器及其动力研究提供参考借鉴。     

成都飞机设计研究所

中航工业成都飞机设计研究所(CADI)自1970年创建以来,始终致力于中国先进战斗机、无人机研制与空天高技术发展;拥有汇聚多方面优秀人才的精英团队1800余人;建立了满足先进航空器研发所需的完整专业体系,拥有功能强大的协同设计平台以及各种先进的试验设施,在飞行器总体与气动布局、结构设计与分析、系统综合、虚拟仿真和综合保障等领域     

新概念融合升力体气动布局设计优化方法研究

参考国内外高升阻比飞行器气动布局设计经验,针对进出空间飞行器的气动特性要求,开展跨速域高升阻比融合升力体气动布局(BLB)研究以适应进出空间飞行器的各种要求,在传统的翼/身外形的气动效率与纯升力体高容量效率之间寻求平衡。研究表明通过构建融合升力体数模,研究气动外形的系统参数化描述方法,选择设计变量及变化范围,研究优化算法,建立融合升力体气动布局设计及优化工具,开展融合升力体气动外形优化设计是一种值得深入探讨的研究方法。本文主要通过优化平台集成数模参数化程序、网格自动化及基于Euler方程的快速流场求解程序进行优化设计并对优化结果进行分析计算,发展了一种快速有效的气动布局优化设计方法,设计了初步满足设计要求的新型高升阻比融合升力体气动布局。设计的新布局能为再入飞行器气动布局设计提供参考,所发展的优化设计方法计算速度快,成本低,可以为走向工程实用化的复杂外形气动布局优化设计打下技术基础。     

无人驾驶飞行器的气动特点和设计

首先论述了发展无人驾驶飞行器(UAV)的重要性,集中介绍了2种UAV的平台,包括:高空长航时UAV和无人战斗机(UCAV)。讨论了这2种飞行器空气动力特点和气动设计的主要问题。对于高空长航时UAV设计中要重点发展的专用翼型的设计,介绍了一种新型的杂交设计思想和提出了基于CFD技术的多目标多点优化设计的工具。讨论了此类飞行器三维机翼设计的基本要求和三维后掠自然层流机翼的设计。UCAV设计中强调了气动/隐身综合设计的重要性,讨论了无尾布局时新型先进气动控制和矢量推进相结合的必要和难点。     

高超声速飞行器气动加热三维数值分析方法研究

高超声速飞行器处于高空高速飞行环境,表面气动加热现象十分严重.有效预测并降低飞行器的表面温度,对防热材料和结构提出要求是高超声速飞行器设计的一个关键问题.采用三维N-S方程、Mac-Cormack中心差分格式对类乘波体构型的高超声速飞行器全机气动加热进行了数值研究.分析了不同马赫数来流对气动加热的影响.研究结果表明,采...     

新型乘波体设计及其研究现状

将乘波体设计方法与常规飞行器成熟的设计方法和智能变形等新技术进行结合,可以设计出新型的乘波体,如多级压缩乘波体、双(多)级乘波体和可变形乘波体。对近几年出现的几类新型乘波体的设计及其研究进展进行了总结。新型乘波体的总体性能得到了显著提高,多级压缩乘波体可充分发挥其预压缩性能,两(多)级乘波体在设计点和非设计状态下均具有良好的气动性能,可变形乘波体在宽马赫数条件下始终能保持优良的气动性能。新型乘波体增强了实用性,可用于宽速域高超声速飞行器的气动外形设计中。应进一步拓展这些新型乘波体设计方法的应用范围,并深入开展宽速域高超声速乘波飞行器气动外形设计和性能分析,以期为乘波飞行器的研制打下坚实的基础。     

基于SABRE技术的高超声速预冷飞行器应用分析

结合热力循环过程建模和数值模拟分析方法,构建了基于SABRE技术的佩刀发动机方案并对发动机特性进行分析。根据发动机模态特点和特性优势,综合文献资料,对佩刀发动机的飞行器应用方式进行了分析。分析认为,佩刀发动机有希望为多种飞行器应用方向提供动力,包括为临近空间巡航飞行器和亚轨道载荷发射/投放、空天入轨等飞行器提供动力。