基于物理量梯度修正的RBF数据传递方法

径向基函数是复杂外形飞行器多场耦合计算中重要的数据传递方法。复杂飞行器物理量分布通常与局部流动特征密切相关且在不同区域变化剧烈,如何在具备各向同性特征的径向基函数中考虑实际物理量各向异性分布因素的影响成为制约其精度进一步提升的关键。针对径向基函数的问题,提出了一种基于局部物理量梯度对径向基三方向权重进行自适应修正的数据传递新方法。采用高超声速舵面、翼身组合体算例对该方法在单次数据传递中的可行性及效果进行了验证,同时基于该方法对压缩拐角外形开展了气动力/热/结构多场耦合数值模拟,并与风洞试验结果进行了对比分析,以验证该方法在实际耦合问题计算长时间高频次数据传递中的适用性及可靠性。研究结果表明该方法能够很好地提升如薄板样条插值（TPS）、多重二次函数插值（MQ）等全域基函数的单次插值效果,并且有效地改进了MQ方法对形态参数的鲁棒性,而对于梯度修正后的紧支基函数,其改进效果更佳,以较少的点达到了TPS、MQ等全域基函数的插值效果,实现了数据传递效率和精度的兼顾。采用该方法获得的耦合计算结果与试验对比一致,表明了该方法的可用性以及在复杂外形多场耦合问题中的良好工程应用前景。     

基于状态重构的吸气式高超声速飞行器鲁棒反演控制

针对吸气式高超声速飞行器参数不确定弹性体模型,仅考虑速度、高度和俯仰角速度可测的情况,提出了一种基于状态重构的鲁棒反演控制器设计方法。首先,将被控对象模型表示为严格反馈形式,分别采用动态逆和反演设计实际控制律和虚拟控制律;其次,引入反正切跟踪微分器来简化虚拟控制律求导运算,并用于对弹道角和攻角进行状态重构;最后,为了保证反演控制器的鲁棒性,基于非线性-线性跟踪微分器,设计了一种新型非线性干扰观测器,可实现对模型不确定项的精确估计和补偿。仿真结果表明,所提策略取得了较高的状态重构精度,控制器能够克服模型不确定项的影响,且能保证速度和高度对参考输入的稳定跟踪。     

空间再入充气系统的大攻角气动及结构仿真研究

为描述空间再入充气系统在大攻角状态下的气动力与结构特性,利用CFD模型研究了不同攻角下的流场分布及气动力系数变化。同时建立了考虑内充压作用的有限元模型,并以高超声速流场作为输入,采用流固单向耦合的方法分析了不同攻角下的气动力对结构静力学特性的影响。研究表明：随攻角的增大,轴向力系数呈整体下降趋势,而法向力系数及俯仰力矩系数分别呈M型及W型变化趋势;此外,随着攻角的增加,结构最大应力整体呈上升趋势,并在45°攻角附近增幅最大。     

考虑力/热/结构多场耦合效应的飞行弹道预测

高超声速飞行器气动力/热/结构多场耦合的一个典型效应是热弹性变形,从而引起气动力变化及配平变化,并进一步改变飞行弹道与控制方案。将FL-CAPTER高超声速多场耦合分析软件拓展至飞行力学领域,建立了考虑气动力/热/结构多场耦合效应影响的弹道模拟新方法,并针对给定舵偏角下自主配平控制的助推-压缩楔组合体外形,开展不同耦合时间尺度下的飞行弹道特性研究,初步探讨分析了多场耦合效应对飞行弹道的影响。研究结果表明：对于助推-压缩楔组合体外形,考虑多场耦合效应后,变形将带来配平迎角增大,飞行器升力、阻力同时增大,升阻比降低,弹道飞行高度增加,飞行马赫数降低,航程变短等一系列影响;同时,气动/弹道耦合计算时间步长的选取对弹道仿真结果存在较大影响,当步长选取过大时,会带来非物理振荡,导致计算结果失真;所提出的基于变形量回溯插值技术的双时间步修正方法能够有效提高弹道仿真精度,削弱因时间步长选取过大造成的非物理振荡。相关研究对认识多场耦合效应与飞行弹道的耦合机理及弹道设计等可提供重要参考。     

高超声速飞机热管理系统控制模型构建与仿真

以高超声速飞机为研究对象,提出了一种基于单相流体回路的热管理系统(TMS)模型,通过热控制策略与热沉调度模型实现热沉制冷能力最大化目标,解决新型高速飞机日益彰显的冷源不足问题。热控制策略利用系统辨识与热载荷预测算法,提出基于能量平衡与温度反馈配合的热控制模型,解决热惯性带来的控制延迟问题。基于热沉冷却能力评估与热载荷匹配提出热沉调度模型,旨在合理利用各种冷源,解决飞行后期冷源不足的问题。研究通过MATLAB/Simulink仿真验证模型及算法,结果表明:所设计的TMS能够满足高超声速飞机长时间飞行需求;考虑能量平衡的控制模型在超调量及衰减比方面均优于温度反馈控制模型;基于热沉调度策略能够降低冷源消耗速率,更充分地利用各种机载热沉。      

Numerical simulation of compression corner flows at Mach number 9

A hypersonic vehicle encounters a wide range of conditions during its complete flight regime. These flight conditions may vary from low to high Mach numbers with varying angles of attack. The near-wall viscous dissipation associated with flows at combined high Mach and Reynolds numbers leads to significant wall heat transfer rates and shear stresses. The shock wave/boundary-layer interaction results in a flow separation region, which commonly augments total pressure losses in the flow and lowers the efficiency of aerodynamic control surfaces such as fins installed on a vehicle. The standard turbulence models, when used to resolve such flows, result in incorrect separation bubble size for large separated flows. Therefore, it results in an inaccurate aerodynamic load, such as the wall pressures, skin friction distribution, and heat transfer rate. In previous studies, the application of the shock-unsteadiness correction to the standard two-equation k-ω turbulence model improved the separation bubble size leading to an accurate pressure prediction and shock definition with the assumption of constant Prandtl number. In the present work, the new shock-unsteadiness modification to the k-ω turbulence model is applied to the hypersonic compression corner flows. This new model with variable Prandtl number is based on the model parameter, which depends upon the local density ratio. The computed wall pressures, heat flux and flow field are compared to the experimental data. A parametric study is carried out by varying compression deflection angles, free stream Reynolds number and wall temperatures to compute the flow field and wall data accurately, particularly in the shock boundary layer interaction region. The new shock-unsteadiness modified k-ω model with variable Prandtl number shows an accurate prediction of initial pressure rise location, pressure distribution in the plateau region and heat flux in comparison to the standard k-ω model.     

高超声速化学非平衡绕流分布式并行算法

讨论了非结构网格高超声速化学非平衡绕流流场的分布式并行数值模拟方法。控制方程采用带化学反应源项的N-S方程,数值离散格式采用Jameson有限体积法。化学反应模型为五组元五反应模型,没有考虑电离效应,对化学反应源项进行了点隐式处理,温度场的计算采用牛顿迭代法。通过调用METIS库函数将整体计算区域进行分裂,使用PVM并行机制在PCs-Cluster机群上对二维钝头体高超声速化学非平衡绕流进行了分布式并行计算,得到了结果,并对算法的加速特性进行了对比分析。     

高超声速动力能热管理技术综述

高超声速飞行器因良好的高速突防和快速打击能力成为重要的装备发展方向,但高超声速飞行工况的特殊性使其动力 系统对热管理和能源供给提出了严苛的需求。通过分析文献对高超声速动力的热防护、燃油热管理和进气预冷等技术进行了详 细评述。热管理对高超声速动力装置的功能和性能实现具有重要影响,但其目前在该领域研究技术的成熟度较低,飞发一体化是 解决问题的重要技术途径之一。通过文献综述对能源供给的生成及利用等技术与传统飞行器进行了对比,概述了现有高超声速 动力主要的能源供给方式的关键技术为燃油裂解气涡轮等,在此基础上总结了能热（能源与热）管理的未来发展趋势为热电转换 等,为高超声速动力能量综合能热管理技术的发展提供借鉴。     

复杂外形飞行器热流的NND有限元数值计算方法

有限元方法是一种加权积分的方法,其特点和权函数的特性使得有限元方法对于复杂外形的边界处理和计算诸如热流(与温度的一阶导数相关)等物理量时有其内在的优越性.本文采用张涵信的NND思想发展了复杂流场的NND有限元计算方法,算例表明,在相同的网格雷诺数下,采用积分的方法提高了物体表面热流的计算精度,对高超声速复杂外形飞行器的绕流获得了良好的数值模拟结果.     

基于指数趋近律的高超声速飞行器滑模控制器设计

采用NASA兰利实验室开发的一种通用高超声速飞行器的改良非线性纵向模型,针对输入/输出线性化模型,以指数趋近律作为到达条件设计滑模变结构控制器,该方法能够较好地处理不确定性问题,而且对外界干扰不敏感.仿真在高超声速巡航条件下进行,通过对跟踪高度和速度阶跃指令的仿真验证,并与符号函数作为到达条件设计的滑模控制器进行对比,发现前者在速度阶跃和高度阶跃响应速度上较后者分别提高了50%和70%左右,并且以符号函数设计的滑模控制器存在稳态误差,而以指数趋近律作为到达条件设计的滑模控制器可以达到0误差的跟踪精度.