高超声速飞行器前体/进气道参数重要性测度

针对机体推进高度一体化的吸气式高超声速飞行器前体/进气道相关参数对其性能指标的独立和交互作用问题,基于回归模型和二阶混合中心矩理论,以总压恢复系数为性能指标,提出了参数重要性测度新方法。设计了二维混压楔形前体/进气道变几何构型方案并给出重要性测度模型,定量和定性地对参数重要性进行了对比和分析。研究结果表明:前体/进气道相关参数间具有强的非线性作用,交互作用非常显著,独立作用可以忽略不计,且重要性测度模型易于扩展。     

进气道中激波-边界层干扰特性研究

针对高超进气道中激波/边界层干扰等现象,选取了24°压缩拐角及二维高超进气道DLR-GK01等算例,比较研究了混合网格并行数值模拟软件中SA、SST、TNT三种湍流模型对激波/边界层干扰等现象的模拟能力,主要考察了不同湍流模型对流场结构、壁面压强以及壁面摩阻的影响。结果表明:三种湍流模型在模拟大分离流场时存在不同的流动分离特性,TNT湍流模型较SST和SA湍流模型模拟的分离起始位置、分离区大小及边界层厚度与实验吻合度最好。     

类X-37运载器气动布局概念设计

利用二次曲线方法与基于类型函数和形状函数的CST方法,提出一种类X-37高超声速飞行器气动外形,进行机体的气动力分析和控制舵的匹配设计,研究飞行器的气动特性和操纵效率问题。研究表明,该方案可以获得较高的配平攻角,有较高的容积利用率和机动控制效率,可以作为未来航天飞行器的潜在可行方案。     

基于电子束电离的高超声速磁流体发电机

为了获得高超声速低温来流条件下基于电子束电离的磁流体发电机性能,采用三维低磁雷诺数磁流体动力学五方程模型和简化的电子束电离模型,对等截面分段法拉第型磁流体发电机内的流动进行数值模拟,研究了电离能量花费、磁场强度对发电通道性能的影响,得出了不同电离花费下电离所形成的电子数密度和电导率.研究结果表明,电子束电离低温来流能够产生足够的电导率,当负载系数保持为0.5时,电效率基本保持在0.5 ～0.6之间,电效率大小受磁场强度影响不大,电离能量花费Pion(MW/m3)为0.06,0.6,6,30,300时的电导率σ(S/m)分别为0.28,0.9,3,7,27.当电离能量花费为30MW/m3,能量提取率达到26％,电效率为66％,发电机性能接近最佳,对应的磁场强度为10T.     

高超声速飞行器末段轨迹快速优化

利用高斯伪谱法求解具有路径约束和落角、落速等终端约束条件下的高超声速飞行器末段轨迹优化问题.分析了不同LG节点数目对该问题求解精度和计算时间的影响,以及不同LG节点的拟合多项式与实际积分结果之间的相对误差关系.根据精度需要,选择合适的LG节点进行优化,分析了状态变量与积分结果的相对误差传播情况.仿真结果表明,采用节点分析后的高斯伪谱法在求解该问题上具有较高的计算精度和计算效率.     

高超声速飞行器结构/控制耦合综合研究

针对高超声速飞行器的结构/控制耦合问题,分析了结构/控制耦合效应关系.通过有限元分析方法对高超声速飞行器结构进行静力计算,结合计算结果,从结构弹性变形及弹性振动两方面出发,分析研究结构刚度特性对控制制导特性产生的影响,并对影响因素和耦合效应进行定量或定性的分析及评估,为高超声速飞行器的结构设计以及控制制导系统的设计提供参考.     

飞行器典型热密封结构

对航天飞机、X-38和X-51等飞行器的热密封结构进行了综合评述.分析了机身TPS、机身开口部位及控制面三个安装部位的热密封结构特点,综述了其热密封组件的研究历程和使用现状.     

跨声速风扇叶片反扭影响因素研究

基于结构几何非线性大变形的静态分析和流场分析,使用叶片反扭设计的流固双向耦合的数值模拟方法,得到NASA Rotor67跨声速风扇叶片的冷态加工叶型。研究了材料、气动工况、转速对叶片静态变形和反扭设计参数的影响。结果表明:转速对叶片反扭的影响最显著,气动工况次之,材料的影响最弱;另外,这三种因素和叶片反扭的关系,与其和叶片静变形量的关系有较大相关性。     

高超声速飞行器气动伺服弹性的自适应抑制

针对弹性高超声速飞行器的气动伺服弹性问题，提出一种结合线性自抗扰和自适应陷波器的综合控制方案。针对强耦合和强不确定性问题，采用线性自抗扰控制对总扰动进行快速估计和补偿。为了在最小化对刚体控制性能影响的同时实现对频率未知且时变的弹性模态的抑制，采用能够在线估计弹性频率的自适应陷波器。根据气动伺服弹性抑制问题的特点提炼出对自适应陷波器的性能需求。针对这些需求设计了两种基于递推最大似然法的多频率直接辨识方案——参数单独自适应和同时自适应方案。为了提高辨识算法在各种随机扰动下的鲁棒性，在此基础上提出一种在线有效性监督机制，并通过大量的数字仿真对两种方案进行了性能对比。最后，在弹性高超声速飞行器模型上进行仿真，仿真结果验证了所提控制方案的有效性。     

壁面辐射平衡DSMC方法及其在双锥构型中应用

临近空间高超声速飞行器在高空长时间飞行,受气流加热影响,飞行器表面温度显著升高,依赖地面试验和传统DSMC仿真预测的热流值明显高于飞行观测值,导致飞行器防热系统的保守设计.本文发展了一种基于壁面辐射平衡的DSMC边界模型,通过热流值反算辐射平衡壁面温度,并以此温度作为下一个时间步DSMC计算的边界条件,迭代更新至给出壁面温度的收敛值.基于该温度边界条件,开发了适用于轴对称构型的DSMC求解器,并以钝锥构型对计算模型和求解器进行了验证.重点针对激波风洞试验条件下的双锥构型,开展数值模拟研究,结果表明:该构型恒温冷壁条件得到的壁面压力分布和热流与风洞试验结果吻合,两种温度条件下的压力峰值差异约为15.4％,但是整体气动力特性差异仅约为0.33％;相对于冷壁,辐射平衡计算得到的前缘处热流峰值降低约50％,再附点处的热流峰值降低约三分之二;两种条件相结合,可以给出壁面热流的预测范围.