X一56A：美国空军主动颤振抑制技术的新型验证机

对轻结构、大展弦比机翼布局的飞机来说,控制机翼颤振是其走向实用化的关键。为此,美国空军研究实验室（AFRL）最近启动了“多用途气动弹性验证机”（MAD）计划,并以1架新的模块化无人驾驶飞行器X一56A作为主动颤振抑制技术研究的飞行试验平台。     

影响毫米级微型涡轮气动性能的若干参数

根据毫米级微型向心涡轮的特点,通过理论分析结合经验关联进行了涡轮性能与几何气动热力学参数之间的关联,在此基础上探讨了气动设计过程中各关键参数对微型向心涡轮气动性能的影响规律及影响程度.通过毫米级微型向心涡轮气动方案的设计,结合三维数值模拟手段对上述分析的系列参数选取原则的合理性进行了验证.针对毫米级微型涡轮中绝热壁面条件已不适用情况,探讨了固壁传热对涡轮气动性能的影响,这些研究为毫米级微型涡轮气动方案的设计提供了参考依据.      

基于隐身的三维航迹规划研究

为提高飞行器对地攻击效能,必须对其三维航迹规划技术进行研究。考虑到威胁并非不可穿越,建立了间歇式暴露模型;通过考虑飞行器姿态变化对暴露范围的影响,建立了飞行器战术隐身模型;对传统稀疏A*算法进行了改进,有效提高了规划速度,在此基础上提出了具有实时规划能力的分步规划算法,并给出了解决在线重规划的方法;最后,在真实地形下进行了仿真验证,仿真结果证明了所建模型及算法的有效性和实用性。     

高超声速临近空间飞行器非开普勒轨道研究

以高超声速临近空间飞行器非开普勒轨道弹跳飞行为研究对象,论证了高超声速临近空间飞行器飞行轨道属于非开普勒轨道的研究范畴.首先给出了非开普勒轨道机动巡航段、再人段和再入瞬间的动力学方程;其次研究了再入瞬间高超声速临近空间飞行器的位置矢量求解问题,提出弹跳系数的概念;最后进行了仿真分析.仿真结果表明,非开普勒轨道动力学方程...     

基于任务安全性的亚轨道飞行器返回轨迹优化

基于高斯伪谱法,结合亚轨道飞行器返回段特点,从任务安全性的角度出发进行了返回轨迹优化研究。出于实际控制能力及安全性的考虑,采用伪控制量作为最优控制变量,摒弃了再入分段、末端区域能量管理段、航向校正圆锥等概念,引入"末端进场走廊"来描述性能指标及终端约束。仿真结果表明,在满足各种约束条件下,能够快速准确地生成亚轨道飞行器返回轨迹,同时验证了结果的可行性与最优性。     

凹腔尺寸对迎风凹腔与逆向喷流组合热防护系统性能的影响

针对高超声速飞行器热防护系统(TPS)的设计,对迎风凹腔与逆向喷流组合热防护系统展开研究.在数值方法实验验证的基础上,通过求解Navier-Stokes方程得到了带组合热防护系统的鼻锥的流场结构以及壁面热流分布.验证了组合热防护系统的有效性.在逆向喷流条件不变的情况下,进一步研究了凹腔的尺寸变化对其防热能力的影响.研究发现:凹腔的直径越小,深度越深,气动加热值越低.自由来流与逆向喷流形成的回流区在减少鼻锥的气动加热上起到关键的作用.相对于凹腔深度的变化,鼻锥壁面的气动加热更敏感于凹腔直径的变化.      

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.      

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.     

倾转旋翼飞行器的建模和操纵分配策略

针对倾转旋翼飞行器试飞样机建立了旋翼、机翼、短舱、机身、平尾、垂尾等部件的非线性气动模型和飞行动力学模型,研究了直升机模式、倾转过渡模式和飞机模式下的操纵特性,根据配平分析和小扰动线性化处理结果得到了不同飞行模式下的操纵效率,提出了一套适用于全飞行模式的操纵分配策略,解决了飞行控制随飞行模式变化出现的气动结构部件变化与操纵冗余的难题.利用所提出的操纵分配策略可使飞行控制器统一设计,无需按不同飞行模式设计不同控制律,有效降低了飞行控制器的设计难度.仿真验证了倾转旋翼飞行器飞行动力学模型的可信性和操纵分配策略的有效性.      

叶尖间隙泄漏对厘米级高亚声微型轴流涡轮性能的影响

针对某微型涡轮发动机(MTE)原理样机的直径为78.4mm的微型轴流涡轮,采用数值模拟手段研究了叶尖间隙泄漏对该厘米级高亚声微型轴流涡轮流场结构及涡轮性能的影响.结果表明:微型轴流涡轮相对叶尖间隙尺寸在3.1%~4.6%,明显高于常规轴流涡轮;微型轴流涡轮叶尖间隙泄漏涡影响范围较常规轴流涡轮扩大(至叶中高度),泄漏损失占涡轮级总损失的35%,也较常规轴流涡轮明显增大.研究获得了间隙尺寸对该厘米级高亚声微型轴流涡轮性能的影响规律,叶尖相对间隙尺寸每增加1%叶高,效率最快下降1.9%,其变化幅度较常规轴流涡轮更为明显.最后,根据工程安装的限制(离心力变形及热变形、轴承游隙、加工装配误差等),确定了一个较优的叶尖间隙(0.4mm),通过数值模拟获得了在该间隙下的涡轮性能参数:落压比为2.12,效率为0.87,流量为0.35kg/s.