低马赫数流动数值模拟方法的研究

在文献[1，2]提出的一种低马赫数流动数值模拟新方法的基础上，本文作者进一步优化了算法，确定了该方法适用的马赫数范围，讨论了参数σ对计算的影响。大量的定常／非定常、低雷诺数流动的计算结果表明这种方法具有计算精度高、收敛速度快以及计算花销小的特点。     

折叠式变体飞行器轨迹优化及控制分析

针对临近空间高超声速飞行器存在的问题，设计了一种折叠翼飞行器，可以通过折叠机翼来适应各种飞行状态，保持最优的气动特性。并针对临近空间滑翔式高超声速的特点，采用高斯伪谱法对固定翼飞行器和折叠翼飞行器的轨迹优化，通过将折叠翼飞行器与传统固定翼飞行器在射程能力、规避热流能力方面进行对比，提出了一种综合目标的轨迹优化思想。设计的折叠翼飞行器相比传统固定翼飞行器性能更加优越，更适合临近空间环境，提高了17.67%的航程，减少了热流率峰值的35.72%，并通过控制系统的设计和仿真加以验证，仿真结果表明变体飞行器机动能力相比固定翼飞行器有了显著的提高。     

基于时标分解的弹性高超声速飞行器智能控制

考虑弹性高超声速飞行器纵向动力学模型，提出了一种基于时标分解的智能控制方法。考虑刚体状态和弹性模态具有不同的时标特性，采用奇异摄动理论进行快慢时标分解，将模型转换为刚体慢变子系统和弹性快变子系统。针对刚体子系统考虑动力学不确定，基于平行估计模型构造表征不确定逼近效果的预测误差，结合跟踪误差给出复合学习控制策略。针对弹性子系统设计自适应滑模控制稳定弹性模态。通过李雅普诺夫稳定性分析可证系统状态一致终值有界。仿真表明所提出的控制方法能够实现刚弹模态的稳定收敛，且具有更高的跟踪精度、更好的学习性能和更快的收敛速度。     

虚拟多触角探测的高超声速滑翔飞行器再入机动制导

针对高超声速滑翔飞行器再入过程中面对的多约束问题，提出一种基于虚拟多触角探测的路航点规划机动制导策略。该机动制导策略通过飞行器最大转弯轨迹计算速度-剩余地面距离-航向角约束，在分段定点模式中发出多条粗略预测触角，引用触角末端反馈的信息计算优先级以确定临时路航点；同时在机动制导模式中发出精细探测触角，计算触角末端信息优先级，经倾侧角延时滤波器得出控制指令，对飞行器进行机动制导。基于多触角探测的路航点规划机动制导策略，降低了三触角机动制导方法中的计算时间；同时，4种典型禁飞区条件下的仿真结果表明，该策略能够有效稳定地解决机动制导过程中的多约束问题。     

Computational engineering analysis of external geometrical modifications on MQ-1 unmanned combat aerial vehicle

This paper focuses on the effects of external geometrical modifications on the aerodynamic characteristics of the MQ-1 predator Unmanned Combat Aerial Vehicle (UCAV) using computational fluid dynamics. The investigations are performed for 16 flight conditions at an altitude of 7.6 km and at a constant speed of 56.32 m/s. Two models are analysed, namely the baseline model and the model with external geometrical modifications installed on it. Both the models are investigated for various angles of attack from −4° to 16°, angles of bank from 0° to 6° and angles of yaw from 0° to 4°. Due to the unavailability of any experimental (wind tunnel or flight test) data for this UCAV in the literature, a thorough verification of calculations process is presented to demonstrate confidence level in the numerical simulations. The analysis quantifies the loss of lift and increase in drag for the modified version of the MQ-1 predator UCAV along with the identification of stall conditions. Local improvement (in drag) of up to 96% has been obtained by relocating external modifications, whereas global drag force reduction of roughly 0.5% is observed. The effects of external geometrical modifications on the control surfaces indicate the blanking phenomenon and reduction in forces on the control surfaces that can reduce the aerodynamic performance of the UCAV.     

高超声速风洞流场非均匀性对气动力试验影响研究

高超声速风洞流场品质是气动力试验主要误差的决定因素,常规高超声速风洞流场均匀性虽然满足国军标GJB4399-2002《高超声速风洞气动力试验方法》对风洞流场品质的要求,但其风洞流场严格意义上说是“非均匀”的,这种流场非均匀性会对模型气动力特性存在不同程度的影响。为此,在CARDC常规高超声速风洞中开展了某升力体模型和某通气模型“多位置试验”,验证了风洞流场的非均匀性对飞行器气动力(特别是力矩特性)试验结果有显著影响,这种影响量已远超过常规的风洞重复性试验误差,甚至大于国内现有的在AIAA-S071A-1999标准上建立的不确定度评估方法所获取的“不确定度”。     

Improvement of forebody/inlet integration for hypersonic vehicle

Results of a numerical (CFD) study of the influence of the forebody shape on local flow parameters at a bottom-mounted inlet entrance are presented. The free-stream Mach number is assumed to be 3.5–7.0. Some recommendations on forebody shape optimization are provided. Main characteristics of the air inlet are evaluated.     

高超声速一体化飞行器冷流状态气动特性研究

采用数值模拟和风洞实验方法.对高超声速一体化飞行器缩比模型在发动机关闭以及发动机通流状态下的气动特性进行研究.实验中采用彩色纹影系统对缩比模型飞行器的超声速流场进行显示,并通过六分量应力天平测得了全机的升力、阻力和俯仰力矩,数值模拟气动力系数以及流场特征与实验结果吻合较好,同时分析了飞行器保持静稳定状态下的质心选择范围.结果表明进气道开启之后飞行器升力阻力以及抬头力矩显著下降,但此飞行器配平迎角仍较大.该实验结果验证了数值方法的可靠性并为飞行器构型设计提供了参考数据.     

进口速度和含气率对气泡-液体两相湍流影响的数值研究

气泡-液体两相湍流规律的一个重要问题是,气泡究竟是加强还是削弱液体湍流,或者何时加强何时削弱液体湍流,尚有待深入探讨.本文用作者们提出的二阶矩液体-气泡两相湍流模型即两相雷诺应力方程模型模拟了二维通道内气泡-液体闭式多股射流在不同含气率和不同进口速度下的气泡和液体湍流脉动速度.预报结果和文献中给出的实验结果趋势一致.研究结果显示出低含气率及低进口速度下气泡增强液体湍流,高含气率及高进口速度下气泡削弱液体湍流的规律,澄清了众说纷纭的看法.     

一种带有过渡因子的下压指令设计方法

针对高超声速飞行器由滑翔段转入下压段的过程中运动状态无法快速与制导律进行匹配,从而引起弹道震荡的问题,设计了一种带有过渡因子的下压指令,改善了飞行器的过渡品质。首先,分析了高超声速飞行器平衡滑翔弹道,提出了平滑过渡的基本条件,并引入了一次函数、多项式、正弦、指数形式的过渡因子;然后,设计了3种带有过渡因子的下压指令;最后,通过仿真验证了下压指令的合理性。结果表明,该算法设计出的下压指令计算量小、制导精度高,且具有一定工程应用价值。