高压捕获翼构型的跨流域气动特性

高压捕获翼(HCW)构型是一种满足高速飞行器高容积、高升力、高升阻比的设计需求的新型气动布局.最近研究表明,HCW构型能够提高飞行器在连续流区的升力和升阻比,缓解飞行器设计中高容积率与高升阻比间的矛盾.为探究该气动布局在过渡流域(70～100 km)的气动特性,以一种楔—平板组合的高压捕获翼原理性构型作为模型,采用直接...     

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。     

转速平稳性对速率偏频激光IMU影响研究

转位机构转动速率平稳性是影响速率偏频激光IMU初始对准精度的重要因素。从速率偏频激光IMU的工作原理和结构特点出发，理论分析了转位机构转动速率平稳性和初始对准航向角精度的关系，初始对准航向角误差和转位机构的转速相对误差呈三角函数关系，和转位机构的转速呈反比，转位机构的转速越大，转速不平稳导致的影响越小。提出了高精度速率偏频激光IMU的转速平稳性要求：要达到高精度的初始对准航向角，转位机构的转速相对误差需要控制在0.005以内，转速控制在18(°)/s以上。通过仿真分析和速率偏频激光IMU进行了试验验证，结果表明同等情况下，满足转速平稳性要求的速率偏频激光IMU的初始对准航向角误差带相对于不满足要求的减少了10"，这对进一步提高速率偏频激光IMU的初始对准精度具有重要的理论和工程实践意义。     

基于风洞虚飞实验的双向飞翼纵向控制研究

双向飞翼飞行器作为针对空天飞行器宽速域飞行要求所提出的新概念飞行器,其独特的几何外形和模态转换方式为解决宽速域高升阻比设计矛盾提供了新的研究思路。首先,设计了一种双向飞翼飞行器,并开展风洞静态测力实验和虚飞实验,通过实验发现此类飞行器纵向静不稳定裕度过大,而纵向控制舵面不能提供足够的纵向控制能力,从而导致飞行器的纵向可控姿态角处于一个偏小的范围内。针对该问题,采用舵面吹气主动流动控制技术分别对低速及高速两个模态下纵向姿态的控制效能进行研究。研究结果表明,舵面吹气控制能有效提高两个模态下升降舵对纵向姿态的控制效能,同时提高纵向姿态角可控范围。     

基于射流飞控技术的无操纵面飞行器研究进展

无操纵面飞行器又称无副翼、无襟翼或是全无舵飞行器,其原理是采用流动控制技术产生"虚拟舵面"效应,取代副翼、方向舵及升降舵等操纵面。采用射流飞行控制技术可以减轻飞行器的自身重量,使飞行器升阻比更高,气动性能、隐身性更好。本文综述了无操纵面飞行器的国内外发展现状,概述了通过环量控制实现流体飞控的方法,详述了采用后缘吹气和实现无操纵面飞行的实施原理,介绍了最新进展,最后总结了无操纵面飞行器存在的问题和未来发展。     

高超声速ISR平台乘波外形优化设计及需求验证

对乘波构型在高超声速ISR平台气动外形设计上的应用问题进行了研究。基于高超声速ISR平台的总体参数,对锥导乘波体进行了参数化几何建模。以升阻比和容积率为优化目标,采用正交试验设计方法、非线性回归模型和粒子群算法对锥导乘波体进行了多目标优化设计。选取Pareto前沿中的4个特征点作为高超声速ISR平台的初步气动外形,采用数值计算方法对其进行了性能分析,并对设计需求进行了初步验证。研究结果表明:上下表面"双凸"、两侧近似机翼的乘波体在保持较高升阻比的同时又具有较大的容积率,满足航程、载荷和起飞重量等设计指标的需求,可用于高超声速ISR平台气动外形设计。由于航程指标值较大,对燃油结构质量比的要求较高。     

一体化高超声速飞行器气动特性数值仿真

采用二维耦合隐式N-S(Navier-Stokes)方程和标准k-ε湍流模型对具有哈克外形头部的一体化高超声速飞行器在进气道关闭、发动机通流以及发动机点火状态下的升力特性、阻力特性、俯仰力矩特性以及升阻比特性进行了数值模拟,考察了机身头部长细比对其气动性能的影响,结果发现,在第一种定义方式下的飞行器构型气动性能改良程度明显高于第二种定义方式,同时,随着机身头部长细比的增加,一体化高超声速飞行器的气动性能得到明显提高,可以满足飞行器巡航时的气动要求.      

用最佳旋转轴方法形成误差信号的飞行器姿态控制系统

本文重点讨论采用所谓最佳旋转轴方法来形成飞行器纵轴指向控制的误差信号,对于绕飞行器纵轴本身转动的控制主要讨论了滚动稳定和倾斜稳定两种情况下误差信号的形成。详细推导了它们的计算公式。作为这个方法应用的例子,我们还讨论了如果飞行器上安装一个三轴平台或一组捷联式速率陀螺时,怎样由它们敏感的信号形成姿态控制误差信号,并给出了相应的姿态控制系统原理结构图。     

一种滑翔飞行器弹道的参数优化方法研究

建立了飞行器滑翔弹道的数学模型,通过把控制变量攻角在空间域上离散成100段,将飞行器的弹道优化问题转化为参数优化问题,提出了一种自适应变终端反复趋近的参数优化方法。采用自适应模拟退火算法对节点处的攻角进行寻优,找到一个最优的攻角控制规律,使得射程最大,并与最大升阻比飞行方案进行比较和分析,得出了最优控制方案的航程大于升阻比最大飞行方案航程的结论并分析了原因。     

面向工程的类乘波体气动布局与数值分析

为了解决高超声速飞行器理想乘波体的工程应用问题,以粘性锥导流场为基础流场,考虑装填空间、前缘钝化、端头半径和翼舵干扰等工程实际情况,设计了一种类乘波体高超声速飞行器。采用CFD方法对该类乘波体气动性能进行了仿真与分析。结果表明:该类乘波体具有典型的乘波特征,设计状态(Ma=8,α=2°)下,升阻比为4.47;非设计状态(Ma=3,α=2°)下,升阻比不小于3.60;考虑不同高度和马赫数范围,纵向压心系数绝对值变化仅为4.2%,小的压心变化范围在满足高机动需求方面具有优势。     

六转子微型飞行器及其低雷诺数下的旋翼气动性能仿真

提出了一种新结构的六转子无人飞行器的概念,该飞行器可以在空间任意方向飞行,甚至可以在地面上滚动前进。分析了其可能的三种构型并给出了各自的运动方程,给出了三轴解耦时该飞行器的配置方式及转子空间位置。由于该飞行器具有小尺寸外形、低重量和飞行速度慢的特点,根据转子速度、弦长和飞行模态,计算得该飞行器的雷诺数变化范围为1×104到12.8×104。以选用的Eppler 387翼型作为分析对象,采用正投影混合网格方法对其在低雷诺数下的气动性能进行研究,得到了雷诺数分别为1×104,2×104,3×104和6×104下对应不同迎角的升力系数、阻力系数和升阻比,并对雷诺数为6×104下的升力系数仿真结果同试验结果进行了对比,二者具有较好的一致性。制作了六转子微型飞行器样机,实现了垂直起降及慢速前飞。     

壁面质量引射对高速飞行器减阻降热影响的研究

针对未来新型高速飞行器高升阻比和低热载荷的发展需求，本文选取贴近工程实际应用的三角翼为研究对象，开展了飞行状态下大面积壁面质量引射对减阻降热影响的数值模拟研究，对比分析了壁面质量引射在不同的飞行高度、来流马赫数、引射流量、引射温度和气体模型条件下对三角翼气动力热特性的影响。从高速飞行器减阻降热的工程需求出发，指出了质量引射流动控制在工程应用中存在的问题与后续应重点关注的方向。     

高超声速飞行器构型的数值模拟、试验研究与优化设计

综合升力体和乘波构型的气动性能优势,发展了一种高超声速飞行器前体气动构型的设计方法。运用该方法参考某高超声速飞行器气动布局方案,设计了一种高超声速飞行器气动布局。对该类高超声速气动布局进行了数值模拟、优化设计和试验研究;并研究了该类气动布局在高空飞行时,稀薄气体效应对气动性能的影响。数值模拟结果表明：构型前体预压缩面能够将高压气体封闭在构型下表面,实现了乘波构型的设计概念;优化设计结果表明,对于该构型宽展比应在0.4~0.6之间,通过优化升阻比至少有3%~5%的提高余地。对DSMC算法的碰撞模型和有效碰撞次数进行了改进,发展了临近空间飞行器气动性能模拟软件。研究结果表明,在临近空间区域,该类气动布局的升阻比特性略有下降,但仍旧保持了高升阻比的气动优势。     

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.     

运输机的非常规气动布局

过去，工程师的精神与梦想就是能够采用新技术研制新型的飞机。这种新技术可以产生新的飞行器方案，同时每一个新的方案与它的竞争的飞行器相比，至少提高了10％的经济效益。在过去的20年当中，技术的进步似乎放慢了速度，或者换句话说，飞机制造工业已经达到了一个较高的技术标准，成为一个成熟的工业。然而，有大量新的技术概念像飞翼、串列式机翼、三翼面飞行器概念等等。发明家声称，这些飞机设计的新概念与当今各航线上的飞机相比较，具有很大的优点。但是，市场真的需要这些新型的飞行器吗？ 在慕尼黑工业大学航空工程学院，学生和来自企业的专家开始了一项方案论证，制定并且分析了用于2030年的一系列运输机方案，从中选定可能用于未来民用运输机市场的可能性。在所有的方案中，大多数市场要求均可以由常规布局来满足。但是，有时候由于缺乏资金以及降低噪音的要求，便产生了对非常规的布局的需求。文章根据这些非常规布局在新技术、发展方法和工具以及使用要求等其他方面的需求进行了研究，简述了一种既清楚又稳固的技术策略，并对此方案进行了可行性论证。     

带控制舵椭圆截面飞行器的气动设计

非圆截面弹身布局在高超声速再入飞行器的机动能力、隐身特性、飞行性能和毁伤效能等方面具有许多潜在的优势,是当前飞行器设计的一个重要发展方向。本文进行了带舵的钝头椭圆截面双锥体的气动布局设计,进一步发展了快速有效的高超声速气动力工程预测方法,并将带舵椭圆截面双锥体的气动特性与带舵圆截面双锥体的气动特性进行了比较。研究表明,带舵的椭圆截面弹身布局方式可以获得较高的配平升力、配平升阻比及配平攻角,利用质心运动和控制舵偏转的综合控制可以获得更高的配平效率,是高超声速飞行器实现大升力、大升阻比飞行的潜在可行方案。     

乘波体飞行器气动布局优化设计

由于具有高升阻比,乘波体是高超声速巡航飞行器气动布局的首选方案。文章在求解圆锥激波流场精确解的基础上,应用流线追踪方法,建立了乘波体飞行器气动布局的参数化模型。在此基础上,对飞行器的气动力特性进行了估算。最后,以气动布局参数为设计变量,升阻比最大化为设计目标,对乘波体飞行器进行气动布局优化设计,应用改进的粒子群优化算法(Particle Swarm Optimization,PSO),对优化模型进行求解,得到了优化的气动布局设计方案。     

远程能量输送飞行器轨道设计与优化

以微波、激光等新型推进技术为背景,在飞行器质点动力学方程基础上,采用序列二次规划算法对飞行器爬升段和盘旋下滑段飞行轨道进行了优化设计,并通过数值仿真给出了其最佳飞行轨道。结果表明,对于重量150 kg,最大升阻比为25的飞行器,在上升段动力系统最大推重比为0.6的情况下,飞行器可以10min爬升到预定的40 km高度;在盘旋下滑段提供4.8 kg的推力,飞行时间可达4.85 h。研究结果为该新型飞行器可行性提供了理论依据。     

壁面催化对高超声速飞行器气动特性影响

针对高超声速流动中的高温真实气体效应,采用数值模拟求解三维N-S方程的方法研究了壁面催化对高超声速飞行器气动特性的影响规律。研究发现:对于文中所选两类高超声速飞行器———大钝头CEV再入飞行器和仿HTV2高升阻比升力体飞行器,壁面催化对表面压力影响均较小,对剪切应力的影响在飞行器不同部位表现不同:在头部和前缘等强压缩区域,壁面催化对表面剪切力影响明显,在大面积和背风区位置,壁面催化对表面剪切力影响微弱。这是因为壁面催化使得具有更大惯性的大分子气体在近壁处聚集,从而导致更高的速度梯度。由于大钝头外形波阻在整体气动特性中占优,而高升阻比外形头部强压缩区域面积较小,头部强压缩区域剪切力对整体气动特性贡献较小,最终体现为壁面催化对整体气动力影响微弱。     

乘波飞机——理想的高超音速飞行器外形

乘波飞机是一种特殊类型的M数大于4的高超音速飞行器,气流流过这种飞行器后会产生一个从飞行器前缘开始的、位于升力面下方的激波面,而在激波面后面的高压区与升力面上表面的低压区不会产生像常规机翼那种不可避免的上下表面压力互相沟通的流动,因而这种飞行器产生的升力或升阻比要比常规飞机高得多.正是由于这个特点,许多国家从80年代末期开始投入相当大的精力给以高度的重视,这项