高超声速飞行器起飞质量的解析估算

基于火箭助推的发射方式,推导出弹道式飞行器、高超声速助推-滑翔飞行器及高超声速助推-巡航飞行器的起飞质量与航程、燃料比冲和载荷之间的解析关系,为总体设计初期快速估算飞行器起飞质量提供了方法。基于此,比较了3种飞行器的起飞质量载荷比。结果表明,助推-巡航飞行器性能最优,助推-滑翔飞行器性能居中,弹道式飞行器的性能最差。     

熊蜂机动飞行动稳定性

针对目前飞行昆虫的动力学特性分析仅限于定常飞行,采用分叉分析方法研究了熊蜂的机动稳定性.分别以俯仰角速度和偏航角速度作为参变量,计算急停过程和急旋变向过程中各平衡点的稳定性并判断其稳定范围,分析熊蜂在不同前飞速度时的全局稳定性.结果表明:熊蜂在前飞速度为0时进行急旋变向是全局稳定的,偏航角速度为14.23rad/s<| r |<23.8rad/s具有唯一的稳定焦点,在前飞速度为2.5m/s和4.5m/s时进行急旋变向是不稳定的,这解释了飞行昆虫为何在急旋变向前降低飞行速度.熊蜂在不同速度处的急停都不是全局稳定的,会进入不稳定的大幅振荡,但发散之前具有一个约为30个扑动周期的过渡间隙,因此熊蜂由足够的调整时间.      

高超声速飞行器再入多段导引方法研究

针对通用航空飞行器(CAV)的再入飞行问题,研究了一种滑翔式再入飞行器的三自由度轨迹快速生成方法。该方法将再入轨迹分为初始下降段、过渡段和占大部分飞行时间的拟平衡滑翔段,引入拟平衡滑翔条件(QEGC),将过程约束转换成倾侧角制导律的上界。结合预测校正方法在线设计满足各种轨迹约束的倾侧角制导律,最后在计算机上进行制导仿真。仿真结果表明,该方法可快速地得到满足过程约束和目标要求的弹道。     

增程制导航弹绕流场数值模拟

研究某增程制导航弹绕流场的结构,为气动特性分析和外形改进提供依据。以三维N-S方程为主控方程,引入S-A一方程湍流模型,对某增程制导航弹的绕流场进行了数值模拟,给出了流场图像和气动特性计算结果,并将CFD计算结果与试验结果进行了比较分析。CFD计算结果与试验结果吻合良好,验证了所采用CFD方法的准确性和有效性,数值模拟结果已得到应用。     

再入飞行器标称攻角优化设计

再入飞行器的标称攻角在弹道规划以及飞行器覆盖能力分析中起到重要作用,由于再入飞行中气动加热严重,过载和动压约束严格,给标称攻角的设计带来很大困难.针对弹道射面内最大纵程和最小总热载荷问题,在考虑热流、动压和过载约束下分别进行标称飞行攻角的优化设计.首先将过程约束转化为对控制量攻角的约束,将需要优化的标称攻角通过分段线性函数参数化,把最优控制问题转化为4个参数的寻优问题,然后利用遗传算法获得参数的初始猜想,并设计序列二次规划(SQP,Sequential Quadratic Programming)算法求解.仿真结果显示该方法能够快速获取再入标称飞行攻角,为再入轨迹优化和制导总体设计提供参考.     

高超声速流动壁面催化复合气动加热特性

针对高超声速流动壁面催化特性,计算了不同壁面催化复合系数条件下的球锥驻点热环境。引入了经验证的数值求解Navier Stokes方程的方法,在不同壁温500K～2500K的条件下分别分析了O 2和N 2气体在壁面处的催化复合气动加热特性,得到如下结论：（1） 原子复合放热将提高近壁面温度梯度,改变近壁面组分分布;原子复合放热一部分加热飞行器形成组分扩散热流,一部分加热近壁气体提高近壁温度梯度。（2） 在壁面催化复合系数较小时,原子复合放热主要转化为组分扩散加热,对于不同壁面温度,壁面催化复合系数α<0.1时,单一气体反应组分扩散热流小于总热流的20%。     

基于升速响应信息柔性转子系统的多阶多平面瞬态动平衡方法

利用升速响应信息进行柔性转子多阶、多平面瞬态动平衡方法研究.在提出柔性转子越过各阶临界转速时平衡校正量最优值算法的基础上,建立了以3次起车即可实现同时抑制多阶不平衡达到整体平衡的方法.通过所提出的平衡方法分别对双盘转子模型前2阶不平衡和三盘转子模型前3阶不平衡进行动平衡仿真研究,结果显示:该方法能在整体上有效控制转子系统的振幅波动,越过临界转速时的振幅减幅率普遍在80%左右,最低可达到60%以上.      

先进空间运输系统气动设计综述

天地往返运输系统是能够自由进出空间轨道、安全返回地球表面、执行天地往返运输任务的航天运输体系。近年来,随着先进动力、新材料、新工艺的带动效应逐渐显现,各航天集团开始了新一轮先进天地往返系统的研究,其中大量研究项目针对具备完全可重复使用、可大幅降低运送有效载荷进入太空成本的先进天地往返运输系统展开。本文针对这一热点领域进行综述性研究,对不同类型进出大气层飞行器的气动设计特点进行了分析,结果表明跨大气层飞行器是天地往返运输系统的主要载体,认为未来主要以火箭助推入轨滑翔再入和水平起飞水平返回为主要发展方向,两类飞行在气动设计方面有高超飞行器宽域飞行适应性的共性难题,同时在气动-动力一体化化设计方面又有较大的差异。     

基于谐波平衡法的微振动被动控制动力学研究

为了探究航天器被动隔振系统参数对隔振效果的影响,用变形的三次多项式函数描述粘弹性隔振器的非线性刚度,用分数导数阶算子表征隔振器的阻尼特性,建立了微重力状态下被动隔振系统非线性动力学模型,用谐波平衡法对动力学微分方程进行求解,计算隔振系统的振动传递率,然后探讨了隔振器以及隔振对象的刚度、阻尼、质量对隔振效果的影响。研究结果表明,隔振器非线性阻尼项对系统隔振效果影响很大,被隔振对象的质量对隔振系统共振峰值的影响与非线性阻尼系数的大小密切相关。     

高超声速飞行器平稳滑翔弹道设计方法

针对已知攻角和倾侧角的高超声速飞行器平衡滑翔再入问题,提出了满足纵向加速度变化率最小的平稳滑翔弹道概念,并给出了平稳滑翔弹道设计方法.首先采用正则摄动的方法对高度动态微分方程进行求解,获得了精度较高的平稳滑翔高度、弹道倾角和纵向加速度解析解.然后对平稳滑翔弹道的动态特性进行了分析,结果表明该弹道具有自然稳定性和弱阻尼性.进一步给出了弹道振荡的自然频率和阻尼表达式,其中自然频率仅与速度相关,而阻尼则与速度和纵向升阻比相关.最后,通过比较高度偏差的比例反馈、微分反馈和比例+微分反馈3种方案,得出纯微分反馈是实现平稳滑翔的最佳方案,并给出了定阻尼微分反馈系数的表达式.仿真校验表明:该方案具有控制平滑、弹道振荡收敛速度快及鲁棒性好等特点.