基于飞/发一体化的涡轮冲压组合发动机概念方案设计

建立了飞/发一体化约束分析与任务分析模型,形成了由飞行器指标参数到发动机推力需求的概念设计方法。基于某超声速飞行器的设计指标,开展了飞/发一体化分析,确定了满足任务约束的飞行器总重和发动机推力需求,初步确定了发动机的技术方案,并基于飞/发一体化分析方法,对飞行器的任务轨迹、组合发动机模态转换马赫数和超级燃烧室尺寸进行了优化,可为后续组合发动机总体方案设计提供明确牵引。     

基于干扰观测器的高超声速飞行器预测控制器设计简

 针对具有强耦合特性与模型不确定性特点的高超声飞行器控制问题,提出一种新型的姿态预测控制器设计方法。引入参考模型,建立了飞行器姿态预测控制模型。基于此,利用预测理论设计了飞行器的预测控制器,同时设计了干扰观测器实时观测外界未知干扰来进行补偿控制,从而实现滚动优化的目的;基于干扰观测值与真值的误差,利用Lyapunov稳定性理论,确定了控制精度与预测步长大小的关系;最后,在参数标称与拉偏的情形下进行了高超声速飞行器姿态控制系统仿真,仿真结果表明,干扰观测器能快速跟踪干扰,并且所设计的预测步长可以满足飞行器高精度的控制要求。     

中航工业空气动力研究院

中航工业空气动力研究院(简称"中航工业气动院")隶属于中国航空工业集团公司,2000年由沈阳空气动力研究所和哈尔滨空气动力研究所合并组建。中航工业气动院作为中国航空工业唯一的空气动力研究与试验单位,主要从事航空气动力基础技术与应用研究、飞行器气动布局设计技术研究、CFD技术研究与应用、风洞试验技术研究,以及专用试验设备、设施的研制与建设。现有高低速风洞7座,其中FL-2高速风洞和FL-8低速风洞是主力生产     

扑翼非定常运动对平尾影响及俯仰力矩特性研究

为了研究微型扑翼飞行器尾流对其平尾设计、飞行器稳定性以及飞行控制的影响,选取微型扑翼飞行器ASN-211为原模型,采用将其简化为二维的前后串列翼模型进行具体计算和分析。首先以Fluent动网格技术为背景,在用户自定义函数控制扑翼的非定常运动条件下进行不可压、非定常二维流动的计算,并研究在扑翼非定常运动条件下的模型的俯仰力矩特性。然后通过计算不同来流攻角、扑翼扑动频率、扑翼与平尾间距以及不同力矩中心下扑翼、平尾及总的力矩系数,讨论各个参数对力矩特性的影响。最后得出不同的扑翼扑动频率以及扑翼与平尾间距将会对平尾与扑翼的俯仰力矩间的相位差产生影响,所得结论为扑翼飞机的重心布置设计提供参考。     

乘波体飞行器气动布局优化设计

由于具有高升阻比,乘波体是高超声速巡航飞行器气动布局的首选方案。文章在求解圆锥激波流场精确解的基础上,应用流线追踪方法,建立了乘波体飞行器气动布局的参数化模型。在此基础上,对飞行器的气动力特性进行了估算。最后,以气动布局参数为设计变量,升阻比最大化为设计目标,对乘波体飞行器进行气动布局优化设计,应用改进的粒子群优化算法(Particle Swarm Optimization,PSO),对优化模型进行求解,得到了优化的气动布局设计方案。     

通气模型内流道阻力直接测量技术

推阻特性是吸气式飞行器研制中最为关注的气动特性问题之一.为研究通气模型内流道阻力特性,在中国空气动力研究与发展中心(CARDC)超高速所的1m高超声速风洞上开展了吸气式飞行器通气模型内流道阻力直接测量技术研究.研究选取吸气式飞行器的一个内流道模块为研究对象,通过将内流道模块与模型其余部分进行分离设计、采用特种应变天平直接测量模型内流道气动力的方法得到通气模型内阻,同时进行了干扰因素分析和试验数据修正方法研究,开展了Ma=4条件下的内流道阻力测量试验并给出了典型试验结果.试验结果表明,通气模型内阻随攻角和喉道高度变化而变化.     

考虑激波串的超声速燃烧流场分析模型

发展了一种考虑激波串结构的超声速燃烧流场分析模型,以应用于吸气式高超声速飞行器的设计优化过程。模型通过求解耦合有限速率化学反应的刚性常微分控制方程组来描述燃烧室内点火、燃烧等气动热力现象,采用Billig激波串模型模拟燃烧高压前传过程。采用该模型对"等直段+扩张段"、"后向台阶"和"支板喷射"三种典型构型燃烧室流场进行了计算。结果表明:所建模型正确地反映了超声速燃烧室流动中的物理化学过程;与实验数据比较,模型计算出的壁面压力分布比没有考虑激波串结构的模型符合的更好。     

超燃冲压发动机前体边界层转捩风洞试验方法

吸气式高超声速飞行器前体边界层强迫转捩研究是各国高超声速研究计划的重要内容之一。本文归纳总结了美国开展Hyper-X前体边界层强迫转捩研究风洞设备的选则依据和选用的主要风洞;归纳了各风洞在超燃冲压发动机前体边界层强迫转捩试验中采用的主要测量和显示技术;分析了强迫转捩扰流装置设计过程中,风洞试验研究采用的方法。     

空天飞行器上升轨迹优化

飞行器轨迹优化是一类最优控制问题,传统的优化方法存在对初值敏感的缺陷。采用一种组合优化方法,对空天飞行器的上升轨迹进行优化。首先用遗传算法对直接打靶法离散的非线性规划问题进行全局寻优,得到初步优化结果,然后以该结果作为初值,用序列二次规划法对伪谱法离散的非线性规划问题进行局部寻优,得到最终的优化结果。结果表明,组合优化方法既解决了初值敏感问题,又有较高的优化精度,可以有效求解轨迹优化问题。     

高超声速飞行器飞行动力学特性不确定分析

 高超声速飞行器分析模型存在较大不确定性,其给出的动力学特性与真实值之间存在偏差,因此研究飞行动力学特性分析结果的可信度水平对控制系统设计具有重要意义。针对典型的乘波体构型高超声速飞行器,在建立气动/结构/推进相互耦合的动力学模型基础上,利用非概率区间来描述模型中的不确定参数,并将复特征根不确定范围求解问题转化为频率和阻尼比两个实数的不确定区间分别求解,给出了动力学模态特征根、频率及阻尼比的不确定边界。分别采用直接蒙特卡罗(DMC)模拟方法、基于泰勒展开的区间分析方法(TIAM)和基于多项式逼近的区间分析方法(CIAM)对高超声速飞行器飞行动力学不确定性进行了研究。结果表明:CIAM计算时间适中,且给出的边界更为准确、安全,适合在控制系统设计和验证过程中使用。