航天飞行器在ITAM的AT303高超声速风洞中的空气动力实验研究

俄罗斯科学院西伯利亚分院理论与应用力学研究所新研制的AT-303风洞于1999年开始投入使用.由于具有较高的驻点压力,AT-303能够模拟飞行器再入时的真实Reynolds数,其Mach数范围为8~20.在ITAM与ESTEC和EADS-ST协作的ISTC项目的框架下,在AT303风洞中对不同航天飞行器的空气动力特性进行了研究.通过对HB-2(AGARD)参考模型进行测力实验,并将实验结果与其它可用的实验和数值计算结果进行比较,AT-303风洞的流场品质和实验仪器的性能得到了检验.在与实际飞行条件相对应的Mach数和Reynolds数条件下对典型的高超声速航天飞行器进行了实验.测量了气动力和力矩,确定了这些飞行器的主要气动特性.给出了实验结果,对实验数据进行了分析并与理论结果进行了比较.从研究中得到了一些经验,并提出对下一步研究的建议.     

高超声速飞行器发动机热防护与发电一体化系统

在对高超声速飞行器的热防护和机载设备电能需求的综合考虑下,立足发动机能量管理优化,结合CO2的物性特点,提出了以超临界CO2为循环工质的高效热防护与高温发电一体化系统.此一体化方案可以在实现发动机热防护的同时,提供电能、并减少冷却用燃油流量.基于燃油为该一体化系统的唯一热沉,通过理论分析和计算,提出了两个一体化系统,通...     

壁温对压缩拐角流动影响的数值模拟研究

压缩拐角是高超声速飞行器上的典型非连续区域,其分离/再附结构对局部热环境有较大影响.本文采用基于Navier-Stokes方程的自研程序,开展了典型压缩拐角外形的气动热环境数值模拟研究,分析了不同壁温条件下压缩拐角的热环境分布规律.计算结果表明:随着壁温升高,流场整体结构变化不大,但由于近壁面流体物性参数变化较大,导致...     

高超声速飞机纵向通道的多级模糊逻辑控制

针对飞行过程中高超声速飞机的纵向模型具有不稳定的动态特性,多变量之间的强耦合以及易变的模型参数,采用多级模糊逻辑控制为其纵向通道设计飞行控制系统。该系统由控制内环和控制外环组成,控制内环用于稳定纵向的飞行姿态,控制外环可以确保高超声速飞机对指令信号的准确响应,将两者结合起来设计的飞控系统具有高度非线性解耦控制能力。因其控制过程不依赖于高超声速飞机的精确模型,故保证了系统的强鲁棒性能。仿真研究表明,该控制系统可以维持高超声速飞机的纵向稳定性能。     

溢流槽对二元高超声速进气道性能的影响研究

首先对澳大利亚HyShot计划进气道模型进行了数值模拟，得到了设计状态及非设计状态下的流场特征，以及进气道性能随来流马赫数的变化规律。根据分析，提出了在二元高超声速进气道内压段开设溢流槽的设计思路，设计了工作马赫数4.0～6.0范围的二元高超声速进气道，并给出了通过抬高或降低原设计槽口高度得到的两种新的开槽方案进气道的物理模型。通过数值模拟，结果表明：溢流槽有效改善了进气道的性能，拓宽了进气道的工作范围，槽口高度的不同对进气道性能有相当大的影响。     

状态/输入约束下飞-推一体化的保性能安全控制

基于飞行-推力一体化思想提出了一种针对搭载超燃冲压发动机的吸气式高超声速飞行器速度通道的状态/输入约束自适应鲁棒保性能安全控制方案。首先根据超燃冲压发动机的机理分析与计算流体动力模型数据，建立了安全子系统与性能子系统面向控制的仿射非线性模型。之后基于障碍Lyapunov理论与动态面设计方法设计了一套安全子系统状态约束控制器，从理论上保证了飞行器在跟踪指令的全过程中，发动机相关状态不会触碰安全边界，并结合自适应技术与辅助系统提高了该控制系统的鲁棒性。针对性能子系统设计了一套鲁棒自抗扰控制器，达到“保证安全的前提下不折损性能”的目的。仿真结果表明所设计的控制系统可以在保障安全的同时达到预想的性能，并显著放宽了超燃冲压发动机对飞行器飞行姿态的约束，保证了高超声速飞行器的机动灵活性。