RBCC飞行器爬升段轨迹设计方法

 火箭基组合循环（RBCC）的发动机推力与飞行轨迹相互影响,导致飞行器轨迹设计与发动机性能分析存在耦合作用。对RBCC飞行器爬升段的轨迹设计方法进行研究,提出了基于马赫数-动压参考曲线的轨迹设计方法。对非均匀有理B样条(NURBS)曲线进行了定义补充,以用于描述具有任意形状的马赫数-动压参考曲线,并对参考曲线的各控制参数选取方法进行了研究;建立了基于二分法求解迎角并实现轨迹方程求解的算法流程。利用提出的轨迹设计方法对空中载机发射的RBCC飞行器进行了爬升段轨迹设计与分析,计算结果表明：(1)马赫数-动压参考曲线法考虑了发动机性能与飞行轨迹的耦合作用,能够适用于RBCC飞行器爬升段的轨迹设计;(2)引射模态低速段（Ma<2.0）消耗的推进剂质量超过爬升段的50%以上,是发动机性能优化的关键;(3)引射模态推进剂流量最大值与最小值之比达到了6.3;(4)当飞行马赫数达到1.7后引射模态下的来流空气冲压作用超过了一次火箭的引射作用,在保证空气捕获方面占主导地位。     

基于航迹优化的变几何冲压发动机控制规律设计方法

宽速域的高超声速飞行需求对冲压发动机的变几何控制提出了更高的要求。基于高斯伪谱航迹优化方法,通过耦合变几何冲压发动机的控制变量及飞行器攻角变化率,将宽速域变几何冲压发动机的控制规律设计问题转换为特定飞行器的多变量最优航迹求解问题,建立了变几何亚燃冲压发动机的飞行器/推进系统匹配分析方法,实现了典型变几何冲压发动机的控制规律优化设计。研究结果表明：进排气无级可调冲压发动机最经济爬升轨迹相比最快爬升增加16.3%时间,节省7.8%燃油消耗,两种航迹状态下进气道均接近于临界状态,差异主要来自于油气比控制规律不同;喷管喉道面积两级可调冲压发动机通过动态调整进气道出口正激波位置及燃烧室油气比,亦可实现宽速域内的快速爬升,此时最经济航迹下燃油消耗较无极可调方案多20.8%,时间增加5.6%。     

基于A~*算法的无人机爬升轨迹设计

针对无人机爬升性能,运用A*算法设计了无人机爬升优化轨迹.改进了传统搜索算法,根据控制方式设计了节点生成法则;在生成节点时考虑了发动机性能以及飞行约束,减少了搜索范围,提高了搜索效率;并且分别介绍了时间最优以及燃耗最优两种方式的代价函数计算方法.仿真结果表明,运用该方法设计出最快爬升轨迹和燃耗最优爬升轨迹,其生成的飞行轨迹符合飞行约束条件,能够较全面地满足爬升性能,设计结果比较合理.     

飞机航路爬升航迹的计算分析

精确的航迹预测能力是空中交通管制软件的开发基础。对飞机航路爬升的飞行轨迹进行了二维模拟,并绘制出了飞机航路爬升时的飞行轨迹曲线和其他分析曲线。用航迹角来代替性能计算中常用的爬升率概念,对飞机爬升各项参数的变化及其影响因素进行了研究。     

瑞航将实施节油计划

瑞士航空公司目前正准备实施一项节省燃油的计划。该计划将使瑞航机队的油耗降低3％,从而使该公司每年节省燃油成本1400万瑞士法郎。该计划的具体措施是减少飞机的运营重量和优化飞机的飞行程序。瑞航准备通过改变机上餐饮项目、销售储备和客舱设施来降低飞机运营重量通过更改飞机爬升程序和航路选择来降低油耗。去年瑞航63架飞机共消耗了16亿升燃油,价值4．7亿瑞士法郎。瑞航将实施节油计划     

冲压发动机导弹爬升轨迹与推力调节规律优化

针对以冲压发动机为动力的导弹爬升问题,建立了飞行轨迹和推力规律一体化优化设计模型。采用基于三次样条的直接离散方法,将弹道优化问题转化为参数优化问题,选取兼顾全局搜索能力和局部搜索精度的粒子群-变尺度法(PSO-BFGS)串联混合算法求解最省燃料爬升弹道,得到了"先减速再加速"爬升方案。相比传统的采用最大推力规律、仅优化爬升轨迹的爬升方案,一体化设计能充分发挥冲压发动机的推力调节能力,使导弹以较小的平均飞行速度完成爬升过程,可以显著节省燃耗,提高导弹的性能。     

垂直导航模式下的飞机爬升性能参数计算方法

针对垂直导航模式下的飞机爬升性能参数计算需要,研究建立了爬升过程中的飞行动力学方程、垂直导航(VNAV)模式下的爬升过程所需推力计算方法,包括固定爬升角爬升和固定爬升率爬升;然后建立了不同爬升模式下的离场过程中爬升性能参数计算方法;之后以某型国产民机的基础性能数据为例,对VNAV爬升和常规爬升模式下的性能参数进行计算分析,对比分析了固定爬升角爬升、固定爬升率爬升与传统爬升之间的差异性。研究表明,在VNAV爬升过程中,由于所需推力小于最大爬升推力,使得飞机达到目标高度所需时间、爬升水平距离、油量消耗要大于常规爬升;当爬升角/爬升率增加到一定值时,所需推力受限于最大爬升推力,此时等同于常规爬升。在飞行计划制作、离场航迹优化等研究中,需要按照VNAV模式来计算飞机的爬升性能参数,以更好的贴合飞机实际飞行情况。     

连载:兰利研究中心的创新历程(之五)层流控制技术的应用研究

当一架飞机在大气层内飞行时,由边界层产生的摩擦阻力会增加飞机的燃油消耗。一架常规亚声速运输机的表面摩擦阻力大约会消耗所需燃油量的一半,而对一架未来超声速运输机而言,表面摩擦阻力也有可能会消耗1/3以上的燃油。通过层流控制技术减小边界层摩擦阻力,对于提高民用运输机的经济性有极大的诱惑力。     

无人驾驶高空侦察机爬升控制方案分析

介绍了无人驾驶高空侦察机（ＵＡＶ）的爬升轨迹控制方案原理，对纵向控制回路进行了详细分析，按简单拉力法进行了飞行性能计算，同时还分析了爬升方案曲线与优化性能轨迹的关系，并对爬升轨迹计算和试飞遥测数据进行了比较。经分析计算与试飞结果表明，对于爬升较缓慢的飞机，本控制方案可实现沿优化性能轨迹上升，并自动转入有利速度巡航。     

高马赫数飞行器飞/发性能一体化评估方法初步研究

从一体化的角度,进行了高马赫数飞机飞/发一体化性能初步分析。将飞行轨迹分段并以平均加速度考虑,运用积分计算的方法,得到在不同推重比、不同比冲下,燃油+动力系统质量分数随平均加速度和飞行马赫数的变化规律。研究发现,对于升力体类的高速飞机,当加速至6马赫时,加速阶段的平均加速度在0.15g～0.20g范围内较为合适;若平均加速度大于0.20g,在相同巡航速度和航程下,燃油质量分数随加速度的增大而增大;若平均加速度小于0.05g,会使得飞机航程大大减小且速度提升慢,燃油主要消耗在加速度段。提出的方法和研究结果,为高马赫数飞机飞/发一体化设计和性能评估提供了有力参考。     

基于高斯伪谱法的吸气式高超声速飞行器爬升弹道优化研究

吸气式高超声速飞行器爬升弹道设计是其总体设计的一个重要问题。这里提出一种基于高斯伪谱法的弹道优化方法,用于解决该问题。以末端弹道倾角为性能指标,飞行攻角为设计变量,建立了飞行器纵平面弹道优化模型。通过高斯伪谱法对状态变量和控制变量进行离散,将最优控制问题转化为非线性规划问题,再利用序列二次规划算法对其进一步求解。仿真结果表明,该方法收敛域大,对初值不敏感,设计精度高,是吸气式高超声速飞行器方案弹道优化的重要方法。     

高超声速飞行器周期巡航轨迹设计与优化

针对高超声速飞行器,给出了参数建模方法并分析了其气动特性,建立了乘波体外形高超声速飞行器的纵向平面运动学模型;提出了高超声速飞行器巡航段周期轨迹的方案及相应的轨迹优化方法.采用高斯伪谱法解决周期性轨道优化问题,将原有的连续周期非线性优化问题转化为多段离散优化问题,并采用SQP算法求得最优解.仿真结果表明,在巡航航程相同的情况下,周期轨迹比稳态轨迹更省燃料.     

Variable Geometry Inlet Control Research for Hypersonic Aireraft

为保证高超声速飞机在低马赫数下的气动特性,开展高超声速飞机变几何进气道控制研究。可移动唇罩式变几何进气道高超声速飞机是指飞机推进系统前段,设有一个能沿着来流方向前后平移的唇罩,从而实现飞机的最大气流捕获,以提高推进系统的性能。在分析变几何进气道工作原理的基础上,建立采用组合动力推进系统的高超声速飞机的纵向模型,进而提出多模型切换控制策略与可行的控制方法。仿真结果表明,采用了变几何进气道技术的高超声速飞机,相比于固定进气道,在低马赫数时需要的燃料当量比更小,保证了高超声速飞机在低马赫数下的气动特性。     

民航客机最佳机翼面积的优化方法

分析了民航客机燃油效率的影响因素,将气动阻力进行分解,推导出了以巡航效率为优化目标的最佳机翼优化方法。算例表明,无论是在飞机的方案设计阶段,还是在详细设计阶段,方法都是适用的。方法不仅可用于最佳机翼面积的优化工作,在详细设计阶段,还可用于检验飞机的气动优化设计是否偏离飞机的优化目标,以及检验飞机的最佳巡航航程指标是否与最佳燃油效率匹配。     

基于粒子群优化算法的飞行成本最优轨迹优化

以某大型民用飞机为例,应用了以飞行成本最优为目标的性能指标,同时运用最优控制理论,推导出飞机纵向飞行过程（爬升-巡航-下降）的优化方程,使用粒子群算法进行全局寻优,并通过Matlab进行了仿真,实现了以最优成本为目标的轨迹优化。仿真结果表明：用粒子群算法进行全局寻优,寻优效率较高,考虑时间成本后的轨迹,与节油轨迹相比,空速有所增加,耗油量也有所增加,但飞行时间大大缩短,为航空公司降低运营成本提供帮助。     

基于改进鸽群算法的高超声速飞行器轨迹优化

采用基于罚函数思想的约束处理技术改进鸽群智能算法,应用于复杂的带约束的飞行器轨迹优化问题。以高超声速飞行器爬升段轨迹优化为例,建立其包含微分方程约束、路径约束和终端约束的优化数学模型,通过罚函数构造算法的适应值函数并对优化变量添加边界强约束,将改进的鸽群智能(PIO)算法和粒子群(PSO)算法对高超声速飞行器爬升段优化数学模型进行对比仿真分析。仿真结果表明,改进的鸽群智能算法在解决此类复杂带约束优化问题中展现出了更好的优化效率,具有良好的工程应用价值。     

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。     

基于蚁群算法的高超声速飞行器气动布局优化设计

针对目前飞行器优化设计领域遗传算法计算量大、效率低的情况,提出了基于连续空间蚁群算法的高超声速飞行器气动布局优化设计方法.蚁群算法是近年来发展的一种全新仿生算法,具有全局性和高效性等特点,已经成功地应用于离散空间的优化设计.采用连续空间蚁群算法,对高超声速飞行器进行了多变量、多约束下的气动布局优化设计,并与采用遗传算法和约束可变多面体法的优化结果进行了对比,指出了蚁群算法的优点.本文的研究可为蚁群算法应用于复杂、高维的大规模飞行器设计问题提供参考.     

高超声速动力能热管理技术综述

高超声速飞行器因良好的高速突防和快速打击能力成为重要的装备发展方向,但高超声速飞行工况的特殊性使其动力 系统对热管理和能源供给提出了严苛的需求。通过分析文献对高超声速动力的热防护、燃油热管理和进气预冷等技术进行了详 细评述。热管理对高超声速动力装置的功能和性能实现具有重要影响,但其目前在该领域研究技术的成熟度较低,飞发一体化是 解决问题的重要技术途径之一。通过文献综述对能源供给的生成及利用等技术与传统飞行器进行了对比,概述了现有高超声速 动力主要的能源供给方式的关键技术为燃油裂解气涡轮等,在此基础上总结了能热（能源与热）管理的未来发展趋势为热电转换 等,为高超声速动力能量综合能热管理技术的发展提供借鉴。     

Optimization on conventional and electric air-cycle refrigeration systems of aircraft: A short-cut method and analysis

The air-cycle refrigeration system is widely used in commercial and military aircraft, and its efficiency greatly affects aircraft performance. Nowadays, this system requires a more efficient design and optimization method. In this paper, a short-cut optimization method with high efficiency and effectiveness is introduced for both conventional and electric air-cycle refrigeration systems. Based on the system characteristics, a four-layer parameter matching algorithm is designed which avoids computational difficulty caused by simultaneous equations. Fuel penalty is chosen as the objective function of optimization; design variables are reduced based on sensitivity analysis to improve optimization efficiency. The results show that the 3-variable optimization of the conventional air-cycle refrigeration system can obtain almost the same results as the traditional 6-variable optimization in that these two optimizations can both significantly reduce the fuel penalty. However, the computer running time of the 3-variable optimization is much shorter than that of the 6-variable optimization. The optimal fuel penalty of the electric air-cycle refrigeration system is lower than that of the conventional one. This study can provide reference for optimizing the air-cycle refrigeration system of aircraft.