超视距雷达探测高超声速飞行器可行性分析

在前期开展再入飞行器RCS（雷达散射截面）特性试验和理论研究的基础上,对典型临近空间高超声速飞行器RCS特性开展了研究,分析了绕流和尾迹对飞行器本体RCS特性的影响。研究表明等离子体流场在头身部绕流、近尾尾迹和部分远尾尾迹的最大电子密度将远高于电离层最高电子密度,更高于典型天波超视距雷达工作频段对应的临界电子密度。因而等离子体尾迹将会对3~30 MHz频段电磁波产生较强的散射,使得等离子体尾迹的RCS远远大于飞行器本体的RCS。利用临近空间高超声速飞行器尾迹RCS的这一特点,有可能实现对临近空间高超声速飞行器的超视距探测。     

Experimental investigation on aero-heating of rudder shaft within laminar/turbulent hypersonic boundary layers

The aero-heating of the rudder shaft region of a hypersonic vehicle is very harsh, as the peak heat flux in this region can be even higher than that at the stagnation point. Therefore, studying the aero-heating of the rudder shaft is of great significance for designing the thermal protection system of the hypersonic vehicle. In the wind tunnel test of the aero-heating effect, we find that with the increase of the angle of attack of the lifting body model, the increasement of the heat flux of the rudder shaft is larger under laminar flow conditions than that under turbulent flow conditions. To understand this, we design a wind tunnel experiment to study the effect of laminar/turbulent hypersonic boundary layers on the heat flux of the rudder shaft under the same wind tunnel freestream conditions. The experiment is carried out in the ?2 m shock tunnel(FD-14 A) affiliated to the China Aerodynamics Research and Development Center(CARDC). The laminar boundary layer on the model is triggered to a turbulent one by using vortex generators, which are 2 mm-high diamonds. The aero-heating of the rudder shaft(with the rudder) and the protuberance(without the rudder) are studied in both hypersonic laminar and turbulent boundary layers under the same freestream condition. The nominal Mach numbers are 10 and 12, and the unit Reynolds numbers are2.4 × 10~6 m~(-1) and 2.1 × 10~6 m-1. The angle of attack of the model is 20°, and the deflection angle of the rudder and the protuberance is 10°. The heat flux on the model surface is measured by thin film heat flux sensors, and the heat flux distribution along the center line of the lifting body model suggests that forced transition is achieved in the upstream of the rudder. The test results of the rudder shaft and the protuberance show that the heat flux of the rudder shaft is lower in the turbulent flow than that in the laminar flow, but the heat flux of the protuberance is the other way around,i.e., lower in the laminar flow than in the turbulent flow. The wind tunnel test results is also validated by numerical simulations. Our analysis suggests that this phenomenon is due to the difference of boundary layer velocities caused by different thickness of boundary layer between laminar and turbulent flows, as well as the restricted flow within the rudder gap. When the turbulent boundary layer is more than three times thicker than that of the laminar boundary layer, the heat flux of the rudder shaft under the laminar flow condition is higher than that under the turbulent flow condition. Discovery of this phenomenon has great importance for guiding the design of the thermal protection system for the rudder shaft of hypersonic vehicles.     

腹支撑对飞行器高超声速试验结果影响的数值计算

用数值求解N-S方程模拟翼身组合体腹支撑干扰流场,研究了高超声速条件下腹支撑对飞行器流场、物面压力和整弹气动特性的影响。研究表明,腹支撑支杆对翼身组合体外形气动特性的影响,比我们通常概念中的影响要小得多,原因在于腹支杆不但在支杆附近产生激波,而且支杆的尾迹对后体及后体弹翼附近流场和表面压力带来很大的影响。腹支杆在支杆附近产生的激波对弹体的轴向力和法向力也产生正的影响,而支杆的尾迹对轴向力和法向力产生负的影响,它们之间的相对大小与来流攻角和Mach数有关,因此在一定的攻角条件下,反而引起轴向力和法向力下降。在本文计算外形和来流条件下,腹支杆的存在使α>1.5°以后的轴向力和α>4°以后的法向力反而下降,α<1.5°的轴向力和α<4°的法向力增大。α>1.5°以后由于支杆引起后体弹翼和弹身上载荷的下降,因此压力中心前移。Mach数越高,支杆的影响稍大。     

高超声速钝体尾流的积分电子密度与尺寸度律

本文提出了一个高超声速非烧蚀钝体化学非平衡尾流流场的简化模型和简化的空气化学模型。应用该模型计算尾流的积分电子密度。计算结果与实验数据符合得很好。在此基础上,以P_∞D_N=375mmHg·mm为例,初步论证了尾流双尺度律的适用程度与范围,为弹道靶模型实验提供正确的导向。     

高超声速飞行器鼻锥迎风凹腔结构防热效能研究

对高超声速飞行器鼻锥使用迎风凹腔结构作为热防护系统时,凹腔结构的防热效能进行了数值研究。通过与相关实验对比,验证了本文数值方法的可靠性,获得了鼻锥的流场参数,外表面、凹腔内壁面的热流分布,分析了不同的凹腔尺寸参数选择对鼻锥冷却效果的影响。结果表明迎风凹腔结构能够有效的对高超声速飞行器的鼻锥尤其是驻点区域进行冷却,凹腔越深,其冷却效果越好。鼻锥气动加热的最大热流并不在尖锐唇缘的顶点,而是位于凹腔内的侧壁面上,凹腔的深度(L)变化对最大热流的出现位置影响很小。除非凹腔很浅(L/D<0.5),凹腔底面的热流值都非常小,基本可以忽略。     

一种进气道内激波/边界层干扰控制的新方法及其流动机理

针对高超声速进气道内经常存在的激波/边界层干扰现象,提出了一种基于可变形壁面鼓包的激波/边界层干扰控制概念,并对相关流动机理及参数影响规律进行了细致研究,结果表明：可变形鼓包通过其迎风侧的预增压作用,外凸段膨胀波束对反射激波的削弱作用,以及膨胀波束对边界层气流的加速作用来对激波/边界层干扰现象进行抑制;当激波入射点位于鼓包背风侧膨胀波区时,鼓包对边界层分离的抑制效果明显,并且适当增加鼓包高度可增加其抑制效果;对于鼓包迎风侧型线,在设计时应尽量采用较小的内凹段曲率,同时在外凸段上其最大曲率点应尽量与激波入射点靠拢,而对于背风侧型线的设计则应选择相近的外凸段和内凹段曲率较为合适。     

高超声速飞行器鲁棒自适应控制律设计

针对具有强耦合特性与模型不确定性特点的高超声速飞行器控制问题,提出了一种新的鲁棒自适应控制律设计方法。首先,结合高超声速飞行器数学模型,在引入参考模型的基础上,建立了一种具有非匹配特性的耦合控制模型。然后,基于该非线性模型,结合Riccati方程,通过动态调节参数的方法,得到了一种鲁棒自适应控制律。最后,对该控制算法的有效性进行了仿真验证。仿真结果表明：此算法在气动参数摄动与干扰同时存在的情形下,可以满足高超声速飞行器的稳定飞行要求。     

钝化前缘对栅格翼激波干扰与热流分布的影响

采用数值模拟与工程计算相结合的方法对高超音速栅格翼进行了研究,分析了在高超音速 情况下,栅格翼激波干扰对前缘钝度的敏感性以及对栅格翼热流分布产生的影响。结果表明 ：在同等栅格间距下,产生激波干扰的第三临界马赫数随栅格翼前缘钝度的增大而增加,传 统的尖前缘栅格翼理论不适用于钝化前缘外形。另外,激波干扰在栅格翼表面会产生局部的 高热流区域,但此热流峰值与前缘驻点相比仍然较低,因此对栅格翼热防护无额外影响。

     

乘波飞行器气动力、热特性的数值模拟研究

采用多块分区网格以及并行计算技术对给定乘波构形的高超声速飞行器进行了数值模 拟,分析了飞行器前缘小半径钝化对飞行器气动性能的影响,计算了前缘钝化后飞行器表面 的热流分布状况。结果表明,前缘钝化对飞行器的升力影响不大,对阻力和升阻比的影响较 大。对于曲率半径为1cm的钝化前缘,与原尖前缘飞行器相比,其升力降低了0.78％,阻 力增加6.96％,升阻比下降7.21％。前缘钝化后,乘波飞行器仍具有较好的气动性能, 飞行器前机身可为发动机提供比较均匀的气流,飞行器整体仍基本保持了乘波的状态,热流 主要集中在飞行器前缘上。为了有效防热,需要采用主动式冷却技术。     

基于Gauss伪谱法的高超声速飞行器多约束三维再入轨迹优化

高超声速飞行器再入飞行过程中,需要满足多种过程约束和终端状态约束,同时再入初始状态根据飞行任务不同会有较大变化,针对其特点的快速轨迹优化问题已成为当今热点。本文研究了一种基于"初值轨迹生成+Gauss伪谱法+SQP求解NLP"的方法,既利用了Gauss伪谱法收敛快、精度高的特点,又结合初值轨迹生成算法,弥补了Gauss伪谱法对初值敏感的不足。本文在仿真过程中选取再入总吸热量最小为性能指标,求解了满足多种约束的再入轨迹,并将优化的结果与数值积分的结果进行比较,验证了此算法有效性和可行性。