高超声速飞行器控制一体化设计

针对高超声速飞行器模型具有气动/推进/控制强耦合和强非线性的特点,提出了一套面向控制的一体化设计方案.在概念设计阶段,以飞行器控制性能为优化目标,对气动、推进、结构、控制等参数进行一体化综合优选来设计飞行器.考虑模型生成的保真度要求和计算效率,建立高超声速飞行器参数化的数学模型,并设计LQR(linear quadratic regulator)跟踪控制器.通过不断调整飞行器构型,比较控制相关的动静态特性和控制效果,面向控制需求选择新的飞行器构型,并进行了仿真验证.仿真结果表明:控制一体化设计方法应用于高超声速飞行器概念设计初期可以扩大飞行包线,有效增大失速裕度,减小油耗,提高操纵面效能,降低发动机壅塞制约,对高超声速飞行器的设计效率和控制性能的提高起到了指导性的作用.      

关于召开第四届冲压发动机技术交流会的征文通知

从1913年法国工程师RenéLorin提出冲压发动机概念到2013年,将是整整一百年。从亚燃冲压发动机到超燃冲压发动机,从液体燃料冲压发动机到固体火箭冲压发动机以及相关的组合发动机,冲压发动机已走过了百年征程。为纪念冲压发动机问世百年,推动我国冲压发动机技术的发展,增强技术合作与交流,拟于2013     

高超飞行器尖前缘材料发展及相关气动热试验

回顾了高超声速飞行器建立的几种热防护系统,简要分析了吸气式发动机高超声速飞行器尖前缘的热环境特点及相应防热材料发展的趋势,介绍了近20年来美国在吸气式发动机高超声速飞行器相关研究中所开展的Hytech、X43A及NGLT等三个研究项目,重点介绍这些研究项目中尖前缘材料的发展以及进行的气动热试验.     

一种两侧布局的无隔道亚声速进气道流场特性

对一种两侧翼下布局的无人机无隔道亚声速进气道进行了气动设计和数值模拟研究,给出了该进气道的鼓包结构设计思想,得到了设计飞行马赫数下该进气道的工作特性.计算结果表明:在0°～8°范围内,攻角和侧滑角对进气道性能影响不大,在所有计算状态下,该进气道的总压恢复系数大于0.965,畸变指标小于0.253,满足发动机的工作要求.研究发现:无隔道亚声速进气道的鼓包表面存在相对于机身较高的压力分布,鼓包排除附面层的效果与机身形状、唇口、进口位置以及飞行姿态等有关,对两侧布局方案,鼓包头部不宜太尖,曲面机身有利于附面层的排移.      

马赫数分布可控的基准流场灵敏度分析与优化设计

利用Isight软件对反正切马赫数分布可控的轴对称基准流场设计参数进行灵敏度分析,获得了设计参数对基准流场总体性能的影响规律,其中前缘压缩角和系数 c 的影响最为明显.针对该基准流场,建立了多项式响应面模型并在设计点进行三目标优化,得到了总体性能较优的轴对称基准流场.基于该优化结果设计了圆形进口的高超声速内收缩进气道并在 Ma=4~7进行数值分析,结果表明:进气道在设计点和非设计点均具有较高的压缩效率和良好的流量捕获能力, Ma=6和7时出口截面总压恢复系数分别为0.581和0.513,压比分别为20.01和24.73, Ma=4时流量系数达到0.880,说明该优化方法可行.      

带单锥和双锥混压式进气道的冲压增程弹丸气动特性仿真分析

针对带单锥和双锥混压式进气道的两种冲压增程弹丸,对比分析了单、双锥混压式进气道的特点。采用仿真手段,对弹丸外部气动阻力和进气道工作特性进行了数值计算,分析了不同飞行马赫数条件下的弹丸外部气动阻力的变化、进气道临界状态下的总压恢复、捕获流量特性,并分析讨论了进气道的起动特性。研究结果表明:在飞行马赫数2.65到1.75之间,两种冲压增程弹丸的外部气动阻力几乎相同;在飞行马赫数1.75下,两种冲压增程弹丸进气道均能够起动;在低于设计马赫数时,进气道临界状态下,单锥进气道的捕获流量和总压恢复特性均优于双锥进气道,冲压增程弹丸采用单锥进气道将更为合适。     

超燃进气道激波/湍流边界层干扰

针对超燃进气道湍流边界层/激波干扰引起的分离问题,采用基于5阶WENO数值格式的大涡模拟(LES)方法开展流场湍流非定常预测,旨在分析进气道湍流化技术实现进气道起动的可行性。研究表明,平板激波/湍流边界层干扰(STBLI)问题,LES方法能够清晰、可靠预测反射、分离激波形成过程及激波与充分发展湍流边界层的相互干扰,定量结果与试验一致;进气道研究方面,层流状态下,激波干扰产生强分离,导致进气道堵塞,而采用湍流化控制后试验和计算均表明流场分离明显减小,流场稳定且无明显堵塞现象,进气道可以起动,总压恢复系数达到要求,该结果表明,利用强湍流化减弱分离,实现进气道起动思想是可行的。      

升力体构型高超声速飞行器气动特性分析

高超声速飞行器所采用的超燃冲压发动机工作时,进气道和尾喷口的流场扰动将造成气动参数变化,控制系统应在这个变化条件下保证飞行器的姿态精度.为了考虑发动机工作流场的影响,有针对性地设计控制系统,研究分析了在发动机不同工作状态下升力体构型高超声速飞行器气动特性的变化,以及操纵舵面偏转对其气动特性的影响.着眼于保证飞行器飞行姿态的控制系统设计,对超燃冲压发动机不同工作状态下的高超声速飞行器的气动特性给出了解析描述,为控制算法的设计提供了重要参考.     

高超声速内收缩进气道轴对称基准流场改进

针对轴对称基准流场中前缘曲激波靠近中心体的部分激波强度过大现象,基于马赫数分布可控反设计方法,将这道前缘曲激波分解为一道较弱弯曲激波和部分等熵压缩波,改进的基准流场存在“四波四区”结构且压缩效率明显提高.基于该改进的基准流场和常规“两波三区”基准流场分别设计了圆形进口的内收缩进气道并对其流场特点和性能进行数值研究.结果表明:改进的进气道的流场能较好保持基准流场的特点;在来流马赫数为4.0~7.0范围内具有较高的压缩效率和良好的流量捕获能力,设计点的出口压比和总压恢复系数分别为17.56和0.540;改进的进气道采用来流马赫数从高到低前缘弯曲激波和汇集的等熵压缩波依次封口的设计概念,在提高流量捕获能力的同时减小了总压损失,总体性能优于常规进气道,来流马赫数为7.0时总压恢复系数相对提高了23.6%,来流马赫数为4.0时流量系数相对提高了5.7%.      

发动机短舱溢流阻力的数值模拟

 为分析发动机溢流阻力的产生原因并为进气道-发动机匹配研究提供一定的技术支持,以典型的发动机短舱为研究对象,分析了短舱上的进气道阻力,并详细介绍了相应溢流阻力的数值计算方法。在对发动机短舱外流模拟时,通过引入两个和发动机参数相关的数值边界条件,即一个是定流量的发动机进气道入流边界,另一个是定总温总压的发动机喷流边界,避免了对发动机复杂内流的模拟。利用NACA-1-81-100发动机进气道作为标准算例,验证了数值方法的可行性。通过模拟发动机短舱在不同工作流量下的流动,认为发动机短舱的溢流阻力产生归因为溢流造成的发动机外表面的阻力变化,以及捕获流管变细导致的附加阻力增加。