一种临近空间升浮一体飞行器气动布局设计研究

应用理论方法和数值模拟方法开展升浮一体太阳能无人机气动布局设计研究,通过优化选形设计获得高升阻比气动布局,对比两种方法的计算结果以及分析存在差别的原因;应用张线天平支撑风洞试验测试技术,对设计布局开展实验验证研究,建立大展弦比的双机身气动布局风洞试验测试方法,分析了不同雷诺数下实验模型的纵向和横向气动特性影响。研究结果表明:风洞试验结果与设计结果吻合良好,验证了设计结果的可靠性,获得了对总体设计具有指导意义的结论和试验数据结果。     

吸气式空空导弹外形多学科一体化优化设计

针对采用整体式固冲发动机的吸气式空空导弹外形气动与推进耦合的推阻匹配设计难题,引入多学科优化设计方法提出了一种综合考虑气动/推进/质量/弹道的导弹外形多学科一体化优化设计技术。其中,气动性能预测采用代理模型技术,主要基于外形参数化建模、非结构网格技术和流场精细数值计算来自动构建气动数据库,据此建立了包含外形几何信息的气动预测代理模型,并对其预测精度进行了验证;推进性能预测采用推进求解模型,该模型根据固冲发动机理论建立,精度满足工程要求。对所建立的学科预测模型完成一体化集成后,以质点弹道仿真评估的战技指标为优化目标,对一款吸气式空空导弹进气道和翼面外形进行了优化设计,取得了推阻匹配的优化外形,优化后导弹动力射程提高10%。所提出的一体化优化设计技术,有助于吸气式空空导弹外形气动与推进耦合推阻匹配设计和提高导弹动力射程。     

吸气式空空导弹FADS系统标定研究

针对自主研发的吸气式空空导弹FADS系统，利用FD-12风洞对其进行了标定研究。分析了风洞标定试验的技术特点，提出一种采用变支杆长度方法避开风洞试验台阶波的标定方案，包括支杆设计、模型加工、安装以及测压管路气密性检测等，在风洞中完成标定试验。试验结果表明:在Ma2.0~3.5范围内，FADS系统的测量误差精度全部达到设计目标，其中静压误差≤490Pa（≤3%）、马赫数误差≤0.1、迎角和侧滑角误差≤0.5°；与首次标定相比，各来流参数测量误差均减小，特别是Ma2状态下，静压最大相对误差由11.5%降低到3.0 %，马赫数最大误差由0.15下降到0.10，迎角最大误差由2.5°降低到0.5°，侧滑角最大误差由1.2°降低到0.5°。研究结果可为FADS系统设计提供技术参考。     

高空长航时无人机螺旋桨滑流效应影响研究

推导和分析了以多参考系模型作为螺旋桨计算模型的控制方程。应用数值模拟方法开展高空长航时无人机滑流效应影响的三维数值模拟研究。研究发现,多参考系模型的流动现象能够符合真实螺旋桨的前后流动特征,并且可以较好地模拟螺旋桨滑流对飞机气动性能的干扰。螺旋桨滑流效应使V尾表面流线发生偏转和收缩加速,V尾表面的压力分布明显改变。起飞状态螺旋桨滑流效应对全机气动特性影响最强,爬升状态影响减弱,巡航状态影响最小。滑流效应影响随着推力增加而增大,相同推力不同桨距条件下滑流效应影响基本相同。起飞状态无人机尾部受到螺旋桨大推力滑流效应影响压差阻力急剧增加,导致全机气动性能下降。     

低成本飞行试验平台的FADS技术研究

在国内首次利用成熟的低成本火箭弹平台,开展超声速(马赫数>3)飞行试验的嵌入式大气数据传感系统技术研究。针对嵌入式大气数据传感系统的求解算法,测量系统和误差影响等关键技术问题,建立基于神经网络技术的求解算法和设计飞行试验方案,并完成飞行试验和数据分析研究。研究结果表明基于神经网络技术的求解算法具有较好的鲁棒性和较高的求解精度。测量结果与雷达测量结果基本吻合,验证了算法设计;测量结果相对于雷达测量结果,静压平均相对误差约为5.2%,最大相对误差18.8%;马赫数平均相对误差4.2%,最大相对误差14.9%。攻角和侧滑角的测量结果与理论弹道结果变化趋势接近。研究结果可为相关飞行试验技术研究提供参考。     

超声速飞行器FADS系统实时解算设计与验证

针对典型超声速飞行器的头部外形,采用CFD数值模拟方法计算获得超声速飞行器头部测压点阵列的压力数据,设计了基于BP神经网络技术的求解算法和基于FPGA+DSP构架数字信号处理的解算机、飞行马赫数2.0~4.5的嵌入式大气数据传感系统实时解算方案。应用蒙特卡罗法分析测量总误差对算法模型的影响,并获得满足嵌入式大气数据传感系统设计目标要求的测量系统总误差。算法在解算机上完成1次计算所需时间1ms,完全可以满足嵌入式大气数据传感系统算法实时解算设计的要求。在1.2m×1.2m超声速风洞完成求解算法的实时解算试验,试验结果与风洞系统的测量结果基本吻合,系统在实时解算过程中未出现异常、能灵敏反映出来流参数变化、具有很好的鲁棒性和敏捷性。静压测量相对误差≤6.9%,马赫数测量误差0.1,迎角和侧滑角的测量误差均1°。最后还分析了试验误差影响因素,提出了试验改进的方法。     

火星探测器大气数据测量方法

针对火星探测器进入飞行弹道的高马赫数、化学非平衡效应和低动压等特点，提出了一种基于火星进入大气数据系统/惯性测量单元(MEADS/IMU)耦合的测量方法，实现海拔60 km以下区域的火星大气数据测量。利用自主研发CACFD软件平台的化学非平衡模型/完全气体模型计算获得探测器宽速域飞行流场的表面压力点数据，建立了基于BP神经网络的MEADS算法模型。在高马赫数段(Ma>12)利用IMU测量获得的马赫数作为输入条件，结合MEADS算法测量获得总压、动压、静压、攻角和侧滑角等飞行大气参数，成功克服了马赫数无关性对MEADS系统测量的影响。在低马赫数段(Ma≤12),直接应用MEADS算法测量静压、马赫数、攻角和侧滑角。测试结果表明在MEADS系统测压单元误差≤7 Pa的条件：总压测量误差≤14 Pa(1.5%),攻角测量误差≤0.9°,侧滑角测量误差≤0.9°,动压测量误差≤10 Pa(1.5%),静压测量误差≤7 Pa(3%),马赫数测量误差≤0.1。飞行试验数据得出：MEADS测量与IMU测量马赫数、攻角和侧滑角等结果基本一致。