折叠式变体飞行器轨迹优化及控制分析

针对临近空间高超声速飞行器存在的问题，设计了一种折叠翼飞行器，可以通过折叠机翼来适应各种飞行状态，保持最优的气动特性。并针对临近空间滑翔式高超声速的特点，采用高斯伪谱法对固定翼飞行器和折叠翼飞行器的轨迹优化，通过将折叠翼飞行器与传统固定翼飞行器在射程能力、规避热流能力方面进行对比，提出了一种综合目标的轨迹优化思想。设计的折叠翼飞行器相比传统固定翼飞行器性能更加优越，更适合临近空间环境，提高了17.67%的航程，减少了热流率峰值的35.72%，并通过控制系统的设计和仿真加以验证，仿真结果表明变体飞行器机动能力相比固定翼飞行器有了显著的提高。     

高超声速滑翔目标自适应跟踪方法

针对机动模式复杂多变的高超声速滑翔目标跟踪问题，提出了一种机动频率自适应跟踪方法。采用介于常速度和常加速度模型之间的Singer模型来表征目标气动力加速度的变化，从而建立跟踪系统的状态方程。根据地基雷达量测量获得系统的量测方程，鉴于距离和角度信息的量级相差较大将其由球形量测量转换为位置量测量。为了适应高超声速滑翔目标灵活多样的机动模式，基于正交性原理和无迹卡尔曼滤波算法实现了Singer模型中机动频率参数的自适应。利用滤波信息计算得到能够反映状态模型误差大小的调整因子，用于放大Singer模型中的机动频率，进而调整状态方程的过程噪声以降低模型误差。通过对2种典型机动轨迹的跟踪仿真，并与交互式多模型等方法进行比较，结果表明所提方法的跟踪精度高、计算量小，能够较好地适应阶跃机动和连续幅值变化的机动。     

Variation of dayside chorus waves associated with solar wind dynamic pressure based on MMS observations

The whistler-mode chorus waves are one of the most important plasma waves in the Earth’s magnetosphere. Generally, the amplitude of whistler-mode chorus waves prefers to strengthen when the energetic fluxes of anisotropic electrons increase outside the plasmapause. This characteristic is commonly associated with the geomagnetic storms or substorms. However, the relationship between the solar wind dynamic pressure (P_sw) and the long-time variation of chorus waves during the quiet period of the geomagnetic activity still needs more detailed investigations. In this paper, based on MMS observations, we present a chorus event just observed in the inner side of magnetopause without obvious geomagnetic storms or substroms. Interestingly, during this time interval, some P_sw fluctuations were recorded. Both the amplitudes and frequencies of chorus waves changed as a response to the variation in P_sw. It proved that the enhancement of P_sw increases the energetic electrons fluxes, which provides free energies for the chorus amplification. Furthermore, the wave growth rates calculated using linear theory increases and the central frequency of the chorus waves shifts to a higher frequency when the P_sw enhancement is greater, which are also consistent well with the observations. The results provide a direct evidence that the P_sw play an important role in the long-time variation of whistler-mode chorus waves inside the magnetopause.     

1 500℃极端高温环境下高超声速飞行器轻质隔热材料热/振联合试验

远程高超声速飞行器处于极为恶劣的气动加热与振动耦合环境中,长时间的高温与振动载荷相互叠加会导致飞行器热防护材料出现裂纹、错位、剥离或脱落,甚至会引发致命的安全事故。因此热防护材料在极端高温环境下的地面热/振联合试验测试,对于高超声速飞行器的安全可靠性设计极为重要。建立高温与振动复合试验环境,设法解决轻质多孔隔热材料在强振动下,表面温度难于准确测量与控制的难题,制作水冷式隔热装置保护价格昂贵的振动激励设备等,实现了1 500℃高温环境下高超声速飞行器轻质隔热材料的热/振联合试验。得到非金属隔热材料陶瓷纤维板内部的断裂形貌及裂纹断面特征。根据试验前、后材料的表观及微观变化以及内部结合剂的变化等试验结果,对材料进行改进。经过试验测试后,达到了使用要求。本文建立的1 500℃极端高温环境下的热/振联合试验系统及试验结果为远程高超声速飞行器热防护材料的抗振动能力评估、隔热效果确定以及材料性能的改进提供了重要支撑。     

多飞行器再入段时间协同弹道规划方法

提出了一种多飞行器再入段时间协同弹道规划方法。首先,在纵向平面内规划满足航程与终端约束的纵向标称轨迹。随后,在采用轨迹跟踪律跟踪纵向标称轨迹的同时,运用考虑初始横侧向状态的多边界航向偏差角走廊策略控制飞行器的横侧向机动,以满足到达时间约束与终端约束,进而实现单枚飞行器到达时间约束下的轨迹规划。在此基础上,完成了飞行器的到达时间分布与飞行能力分析,给出了最小与最大到达时间的分析计算方法,并根据多飞行器协同再入的任务需求完成了协同飞行时间决策。最后,多飞行器协同再入与扰动条件下的仿真结果表明,该方法能够规划出满足到达时间与终端约束的协同再入轨迹,具备良好的计算精度与鲁棒性。     

有翼再入飞行器气动外形集成设计优化

气动外形设计是有翼再入飞行器（RV-W）的关键技术之一。分析了气动参数对再入飞行性能的影响,探讨了有翼再入飞行器气动外形设计的规律和准则。基于上述设计准则,以类X-37B飞行器为研究对象,集成几何参数化建模、气动力、气动热、热防护等学科快速分析方法,采用多学科设计优化方法,以最优气动特性为目标对飞行器气动外形进行了优化;得到优化气动外形后,对飞行器热防护系统（TPS）进行了轻量化设计优化。结果表明,优化外形的气动特性相比初始外形得到了较大的提升,设计优化得到的热防护系统重量占比（8.7%）优于同类飞行器的热防护系统重量占比统计数据,说明了本文有翼再入飞行器气动外形集成设计优化方法的有效性,可为同类飞行器提供参考。     

高超声速钝头体边界层转捩试验

为研究高超声钝头体边界层转捩以及头部钝度对转捩的影响,在FD-14和FD-14A两座激波风洞中开展了热流、压力扰动和高速纹影显示等综合测量。试验结果表明,转捩雷诺数关于钝度雷诺数的变化显示出转捩反转的趋势。压力扰动的功率谱密度（PSD）分析结果以流向离散分布云图形式显示,边界层高速纹影图像显示了第二模态波的发展、湍流的生成和熵层对边界层结构的显著影响。大头部钝度带来的强熵梯度熵层流动对边界层压力扰动频谱特性和流动结构影响显著,在转捩反转机理中起到重要作用。此外,马赫数对转捩的影响不容忽视。     

横向矩形微槽对高超边界层失稳的控制作用

模拟了马赫数为6的空间发展平板边界层,通过在平板表面添加二维横向微槽研究了其对基本流及第二模态扰动波的影响。结果表明:所研究的二维微槽构形与常规多孔涂层相比具有较大的尺寸(100 μm以上),微槽对基本流的流向速度影响很小,空间采样点上的频谱并未出现新的不稳定模态。微槽有利于减小摩擦阻力,槽内流动导致的压差阻力比摩擦阻力低1~2个数量级,总阻力随着开槽率的增加而减小,当开槽率为06时,减阻效果超过40%。在入口以两种方式添加了第二模态扰动波,包括单个扰动和多个叠加扰动,下游的演化结果说明横向微槽能够在一个宽带频率范围内对第二模态的增长起到明显的抑制作用,且控制效果随着开槽率的增大而增强。     

0.3 m低温风洞液氮供给系统研制

基于系统级的一维热流体模拟分析,建立了适用于研究分析0.3 m低温风洞液氮供给系统的数学模型,并开展了系统漏热、两相流及缓冲罐中液氮容积等流体动力学分析;在系统现有控制策略及试验数据的基础上,基于该数学模型开展了系统压力动态响应分析,获得了在阀门动态调节过程中管网压力的瞬态响应,计算结果与试验值的总体误差控制在10%以内。喷射压力一致化改造避免了阀间干扰,添加的回流管道消除了供给末端的两相流现象,使喷射压力控制精度达到1.1%,调节时间减少到23 s,实现了风洞总温快速安全调节和精确控制。     

基于激光多普勒原理的极低风速测量实验

介绍了利用激光多普勒效应进行风速测量的原理及定点遥测原理,分析了探测气溶胶颗粒大小的要求,并以此搭建了一套极低风速测量系统。同时分析了系统的测速精度,以及安装角度对测量结果的影响。最后分别开展了转台实验、直线导轨实验和风洞实验,实验结果表明,该极低风速测量系统的测量误差基本可以控制在001 m/s以内,当风洞工作介质为未经处理的环境空气时,系统可以获得稳定可靠的信号,测量结果与高性能仪器十分接近。