乘波体设计方法及设计参数分析

乘波体是一类典型的高超声速飞行器外形,它具有较高的升力及升阻比特性。建立了一套基于激波装配法的乘波体设计方法,该方法采用激波装配法获得精确激波位置,同时引入导波体的概念,通过设计导波体的构型来决定激波面的形状,引入导波体构型参数。通过改变导波体俯视外形前后锥角度、前后体长度比、侧视外形表面后锥角度等参数,比较其对最终乘波体气动特性的影响,并分析了这些参数改变对乘波体气动特性影响的内在机制,为工程化乘波体设计提供理论指导。     

Ma4.5巡航飞行器乘波体方法优化设计

采用多参数综合目标函数的乘波体优化设计方法，研究了乘波体外形设计参数量化方法，以及设计实用的乘波体时选择优化目标应考虑的因素，并由任意形状开始，用完全的优化方法设计出了巡航M数4～4．5的飞行器乘波体外形。本文的研究表明，用完全的优化方法设计乘波体，选择合理优化目标函数是非常关键的一步，它决定了能否得到合理可用的最终设计结果。     

设计参数对幂次乘波体纵向静稳定性的影响

为实现幂次乘波体的纵向静稳定设计,对幂次体激波面后流线的“凹凸”特性与设计参数之间的关系进行了研究,并以此为依据,通过数值计算的方法得到了设计参数与幂次乘波体纵向静稳定性之间的关系。结果表明：幂次体激波面后的流线由“内凹”和“外凸”两部分组成;设计参数c越大、n越小、设计Ma越大、前缘点布置的越靠前以及乘波体长度L越长,流线的“外凸”段所占比例越大,由此得到的幂次乘波体纵向也就越稳定;此外,在其他设计参数确定的情形下,前缘线形状的改变并不影响乘波体的纵向静稳定性。     

三维流场乘波体快速设计方法及多目标优化

为扩大乘波体的设计空间,精确地计算设计流场,引入高超声速激波装配法,结合基于多重网格的搜索技术加速寻点效率,扩展流线追踪方法到三流流场,建立普适于一般三维流场的乘波体快速设计方法。对设计曲线使用B样条方法建模并提取设计变量,结合改进的Pareto遗传算法对升阻比和容积率进行多目标优化设计,获得了性能较高的乘波外形。研究表明此方法效率高,设计空间大,是一种乘波体设计的新方法和新思路。     

面向控制的可变形乘波体概念设计与分析

针对高超声速乘波飞行器强耦合、非线性和大包线飞行等特点,在概念设计阶段将智能变形技术引入到乘波体设计中来,根据不同飞行状态调整乘波体外形,实现飞行性能的最优化.利用高超声速空气动力学和具有热增加的准一维流估算乘波体表面气动力和发动机推力,建立可变形乘波体的参数化数学模型.仿真分析可高燃冲压发动机性能和乘波体气动特性随结构变化的关系,针对发动机性能提出了变形的依据.通过经典的内外环分布式控制器控制可变形乘波体的姿态稳定的同时具有一定的指令跟踪能力,并且验证了形变对飞行和控制性能的影响.     

一种正向乘波前体设计方法初步研究

以定楔角乘波体设计方法为基础,研究了影响高超/超声速乘波体"乘波"的主要因素,给出了前体前缘实际气流压缩角的确定方法及影响因素,可知在相同的来流马赫数和压缩角δ下,随着前缘角θ和气流与前缘夹角α的增加,实际气流偏转角γ减小。据此,基于幂函数进气道前体构形,给出了前缘激波不脱体的限制条件及具体的判定方法,分析了乘波体典型几何特征参数对前缘激波不脱体的影响规律,结果显示在相同的来流马赫数和压缩角度下,增大前缘形状因子n,减小前体的长宽比L/W及增大前缘角均有利于激波不脱体。根据给出的前体几何参数对前缘激波脱体的影响规律曲线,对一种"前体几何外形构造+前缘激波附体条件限制"的正向前体乘波器工程设计方法进行了研究,给出了具体设计流程,并进行了初步的数值仿真验证,表明通过该方法设计的乘波前体流动特征与预期的结果吻合,说明文中所给出的激波附体条件及影响规律是可信的,乘波前体设计方法是可行的。     

前后缘同时可控的乘波体气动修型设计与分析

从超声速气动原理出发,结合流线追踪和几何重构技术,提出了一种前后缘同时可控的乘波体气动修型设计方法。在前缘水平投影为超椭圆和后缘为圆弧的条件下,采用该方法完成了乘波体的气动修型设计并在设计点(Ma=6.0)和接力点(Ma=4.0)开展数值仿真研究。结果表明:在前后缘同时指定的条件下,气动修型设计的乘波体型面过渡光滑,只在出口两侧有很小的高压区,可以很好地保持基准乘波体的波系结构和乘波特性。与基准乘波体相比,气动修型的乘波体具有更高的容积率、升力和预压缩效率,俯仰力矩几乎相等,但是升阻比下降。有粘条件下,设计点时升阻比由2.91降为2.53,接力点时由2.69降为2.32。上述结果符合设计预期,设计方法可行。     

基于类咽式进气道的高超声速飞行器一体化设计

针对吸气式高超声速飞行器高空巡航飞行时净推力和升力不足的难题,探索了一种基于类咽式进气道的高超声速飞行器一体化设计方法。该方法耦合了具有高升阻比特性的乘波机体和气流压缩性能优异的三维内收缩进气道,获得了一种气动性能较优的高超声速飞行器一体化构型。在设计过程中,对一种咽式进气道的几何外形和激波系结构进行了适当改变,得到了能与楔形乘波前体进行一体化设计的类咽式进气道构型,并采用遗传算法对进气道参数进行了优化;以所得到的进气道和乘波体为基础对飞行器整体构型进行了飞行器内外流一体化设计。无黏计算所得流场与理论设计吻合良好,有黏计算结果表明该飞行器在马赫数7时最大升阻比达到3.4,具有良好的气动性能。     

组合前缘乘波体预压缩性能计算研究

乘波体飞行器是近年兴起的新概念飞行器.现提出了一种组合前缘的乘波体设计方法以改善飞行器前体的预压缩性能,并用Navier-Stokes方程进行了数值模拟,就密度流、压力系数、马赫数、总压等参数与普通乘波体进行了对比,结果表明,该设计方法能显著改善飞行器前体的预压缩性能.     

宽速域乘波构型设计方法研究综述

乘波体是一种典型的高速气动构型,由于高升阻比和均匀的下表面流动等特性使其成为机身/进气道一体化设计的理想构型。随着对乘波体设计方法的不断研究,提高乘波体在非设计条件下的气动性能,实现乘波体的宽速域飞行成为乘波体实用化的一个重要研究方向。将目前的宽速域乘波体设计方法分成变马赫数、多级组合和涡波结合3种类型,并详细介绍了这些方法的设计过程,分析了设计方法的优缺点。     

防热大底外形对火星探测器气动特性的影响分析

采用基于等效比热比的数值模拟方法,研究球锥和球头两种类型的火星进入探测器防热大底形状。对于每种外形分析关键几何参数对探测器基本气动性能的影响,并比较两类防热大底形状气动特性的差异。与球头形状的防热大底布局相比,球锥形状的防热大底布局一般阻力更大,对流加热量也更大,气动稳定性裕度更小。研究结果表明,从气动性能的角度来讲,70°半锥角的球锥防热大底布局对于火星进入探测器的设计而言并非最优的选择,适当设计的球头防热大底布局能够具有更好的性能。     

战术火箭/固体火箭发动机一体化优化设计

在综合考虑发动机内弹道性能与火箭外弹道关系的情况下，融内外弹道为一体，系统分析了发动机装药参数，燃烧室设计参数、喷管设计参数、尾翼参数对发动机性能及全弹性能的影响，针对远程战术火箭，建立了火箭总体／固体火箭发动机一体化优化的模型。在所建模型基础上，以火箭弹总体性能最佳目标，对总体和发动机设计参数以及药柱几何参数同时进行优选，完成了九个变量的寻优计算，取得了满意结果。     

吸气式高超声速飞行器机体推进控制一体化建模方法研究

针对吸气式高超声速飞行器气动力、气动热、结构、推进、飞行轨迹以及姿态之间的多物理场强耦合给飞行控制系统设计带来的问题,提出一种适用于此类飞行器机体/推进/控制一体化设计的建模方法.首先,依据类乘波体高超声速飞行器基本外形参数体系设计飞行器的三维外形;然后在飞行器流场分析的基础上,给出飞行控制系统需要满足的姿态约束条件,并采用一套完整的工程预测方法建立了适合进行飞行控制一体化设计的气动力/推力耦合模型;最后基于拉格朗日方程推导了一体化弹性体动力学模型.模型算例验证了该方法在吸气式高超声速飞行器机体/推进/控制一体化设计中的可行性.     

二次曲线截面弹身的气动设计及优化

非圆截面弹身外形飞行器是当前飞行器设计的一个重要发展方向。利用平面斜切圆锥获得的二次曲线可以构造圆、椭圆、抛物线及双曲线等典型的飞行器截面形状。采用模线设计方法并引入二次曲线形状控制参数，可以快速简便且精确地构造各种二次曲线弹身形状。发展了一套可以预估横截面为二次曲线的飞行器高超声速纵横向气动力工程计算方法。提出并建立了二次曲线截面弹身飞行器的优化设计模型，并利用相同的优化模型对圆截面、椭圆截面、双曲线截面及抛物线截面外形进行了优化。最后，对二次曲线截面弹身外形飞行器的气动特性进行了比较。     

多级压缩锥导乘波体设计与分析

提出了多级压缩锥导乘波体的设计方法,该方法应用吻切锥理论和零攻角圆锥绕流基准流场通过流线追踪生成具有多个压缩面的乘波体。对以吸气式冲压发动机为动力的高超声速飞行器,应用多级压缩乘波前体可充分发挥前体的预压缩作用,为进气道的正常工作提供所需的均匀流场。以二级压缩乘波体为例阐述了该设计方法,设计方法通过对二级压缩基准流场进行重构,使其符合Taylor-Maccoll流动模型以获得新的二级压缩基准流场。同时编写设计程序生成了一级、二级和三级压缩乘波体,通过数值模拟结果校验设计方法的正确性,并对其压缩性、升阻比、总压恢复系数等性能进行了对比分析。     

快船式飞行器参数化建模及高超声速气动计算

针对快船式飞行器概念研究和总体设计的需要,将已知几何构型截面划分为三个形状控制函数,并基于圆锥曲线拼接的思想将其封闭为统一的参数化截面形状函数。通过动态调整形状函数的少量控制参数,可获得一簇连续的形状截面,实现了飞行器几何外形的快速参数化建模。基于三角面元划分,进行了高超声速气动特性工程计算,并给出了数据的4阶多项式拟合公式。设计了一种中长航程任务,采用全数值预测校正再入制导算法对快船式飞行器和阿波罗飞船进行了相同条件的再入仿真。仿真表明,相比传统飞船,快船式飞行器升阻比增大,机动性增强,过载环境改善,着陆精度更高。     

典型再入返回器气动特性对比与改进研究

返回器气动特性研究对宇宙飞船的研制起着先导和制约作用。文章对Apollo、CEV和类Soyuz这3种典型的轴对称钝头体再入返回器气动布局进行了气动特性的对比分析,发现与Apollo、CEV相比,类Soyuz外形的升阻比偏小,无法满足以第二宇宙速度载人空间再入返回的要求。在此基础上研究了几何参数（包括倒锥角和球冠半径）变化对类Soyuz外形返回器气动性能的影响规律,从中得到类Soyuz外形的改进方向,提出了一种以类Soyuz外形为基础的改进设计外形,并对该外形的升阻特性、稳定性和配平特性等相关气动特性进行了分析。研究表明通过对几何外形参数的调整优化来提高类Soyuz外形的升阻比,从而达到以第二宇宙速度再入返回的升阻比要求,这样的技术途径是可行的。     

星载赋形反射面数传天线优化设计

为了使星载赋形反射面数传天线的波束形状满足设计要求,应用Minimax算法对其进行了优化设计。首先基于几何光学原理得到反射面中截线的初始形状,然后采用Newton插值函数对中截线进行拟合并把插值函数的系数作为优化变量,最终利用Minimax算法对优化变量进行调整来使获得理想的赋形波束。通过对一个X波段赋形反射面天线优化结果的分析及与基于几何光学原理综合算法所得结果的对比,表明此方法的有效性和优越性。数值仿真结果表明：该方法能够保证覆盖角域内任意一点的增益均高于设计指标要求。     

对地观测卫星区域综合组网及性能分析方法研究

明确了卫星综合组网和区域组网的概念 ,研究在对地观测卫星区域组网中卫星网的综合设计原则 ,提出确定区域组网中卫星轨道平面与卫星数量的一般方法 ,初步建立卫星网性能分析的指标体系和评估模型。     

高超声速飞行器自适应增点Co-RBF多保真度代理建模

针对高超声速飞行器设计过程中计算效率和计算精度难以兼顾的问题,提出了一种自适应增点协同径向基函数（Co-RBF）方法,并将其应用在高超声速乘波体气动参数多保真度建模上。首先,设计了锥导乘波体飞行器,采用工程估算方法和计算流体动力学（CFD）分别获得其气动参数的高低保真度样本。随后,分别采用Co-RBF和广义分层协同克里金（GCK）方法构建代理模型,对比分析了低保真度样本采样方法和样本容量对多保真度模型在训练集内、外的拟合精度的影响。最后,根据提出的自适应增点Co-RBF方法,构建了乘波体多保真度模型,并与常规Co-RBF拟合效果进行了比较。结果表明,Co-RBF比GCK方法对气动参数拟合效果相近,且自适应增点Co-RBF方法在保证融合模型精度的情况下有效降低对高保真度样本的需求。