导弹头部融合旋成体构型实现及气动优化

为解决扁平导弹头部空间利用率低,天线罩加工困难且电气性能差的问题,采用形状函数变换技术(CST)造型法在其前端融入旋成体,并提出“旋成体埋头角”以实现融合区域光滑过渡。CFD计算得到旋成体弹头、扁平弹头、和“旋成体埋头角”为0°~5°时融合弹头的气动性能,结果表明:旋成体弹头、“无埋头”融合弹头和“有埋头”融合弹头的最大升阻比分别为扁平弹头的8158%、8616%和8946%。以最大升力系数和最大升阻比为目标对“旋成体埋头角”为2°和3°的融合弹头进行优化计算,在Pareto前缘中,随着旋成体末端半径从150 mm增大至210 mm,两构型的最大升力系数分别上升599%和416%,最大升阻比分别下降1996%和1839%。此外,当旋成体末端半径小于165 mm时,上述2°构型的最大升阻较大(峰值可达扁平弹头的9779%),反之上述3°构型构型的最大升阻较大。     

不同孔型对高超声速逆喷流气膜冷却影响

主要对不同孔型在不同质量流量下对高超声速逆喷流气膜冷却影响规律开展研究,得到不同孔型对气膜冷却效果的影响规律。采用CFD计算方法,对飞行高度为50 km,飞行马赫数为15条件下圆柱孔、收缩孔、扩张孔、收缩-扩张孔4种孔型开展研究。研究显示:小流量供气时,收缩孔和圆柱孔会出现长穿透模态(LPM)工作状态,扩张孔和收缩-扩张孔则不会出现;随着喷流流量的增大,喷流会从LPM转向短穿透模态(SPM),此时继续增大气膜喷流流量,并不会显著增大冷却收益。综合整个流域的变化,扩张孔在高超声速飞行器头部逆流喷流气膜冷却中是比较稳定可靠的气膜冷却孔。     

基于连续伴随方法的高超声速飞行器高精度气动优化

高精度气动优化是改善高超声速飞行器气动性能的必要途径。基于Navier-Stokes方程推导了连续伴随方程以及与气动力目标函数对应的边界条件和壁面灵敏度公式,考虑了层流输运系数变分对伴随方程的贡献,采用基于二阶熵修正Roe格式的伴随对流项离散形式,构造了适用于高超声速流动的连续伴随求解器;结合FFD （Free Form Deformation）参数化方法和SQP （Sequential Quadratic Programming）优化算法构建了高精度梯度优化框架;在高超声速来流条件下对二维翼型和Sanger飞行器机翼优化开展了验证和应用。结果显示,在高超声速流动条件下所采用的伴随对流项离散形式具有较好的鲁棒性和低耗散性;连续伴随求解器能够较好地给出气动力目标函数梯度;优化后Sanger机翼构型通过二次激波压缩实现了减阻增升,升阻比提高5.0%;验证了连续伴随优化作为高超声速飞行器高精度气动优化方法的可行性。     

马赫数6柱-裙激波/边界层干扰直接模拟

高超声速激波/边界层干扰比超声速工况下具有更强的可压缩效应,再附之后会形成极高的局部力/热载荷,严重影响飞行器飞行安全。而激波/湍流边界层干扰区附近流动的三维特性使得流动更加复杂而难以预测。采用直接数值模拟对高超声速条件下的柱-裙激波/湍流边界层干扰进行了详细研究,特别是对Görtler涡结构对分离泡、物面压力和热流造成的展向差异开展了定性和定量分析。研究发现,干扰区附近的分离泡结构呈现出明显的三维效应,且Görtler涡展向分离位置截面的分离泡要明显小于再附位置,而这两个截面上分离泡的运动基本同步,没有明显的延迟或超前现象。物面压力和热流在展向出现显著的不均匀性,展向再附位置的平均压力和热流要比展向分离位置分别高13%和16.2%,脉动压力和热流比展向分离位置分别高28%和20%。截面流向速度特征正交分解结果显示两个位置上的能量都集中在剪切层附近,并且展向再附位置上低频模态占有更高的能量。在采用模态重构流场分析分离区面积发现,展向分离位置重构误差更小,而展向再附位置上的重构误差收敛更快。     

电导率模拟对高超声速MHD控制影响

高温气体电导率是高超声速电磁流动控制数值模拟最重要的参数之一。针对电导率模拟准确性及其对高超声速磁流体控制影响的问题,考虑高超声速飞行器流场中高温气体热化学非平衡效应,采用三维低磁雷诺数磁流体动力学（MHD）数值模拟方法及程序,结合国内外常见电导率处理方法开展典型状态高超声速MHD控制数值模拟,分析电导率模拟对高超声速磁流体流场分布、气动力/热特性的影响。研究表明：磁控热流减缓效果与电导率呈非线性关系,电导率较大时将出现电导率的磁控热饱和现象,其产生的原因可能与化学反应趋向于平衡态存在一定关系;采用定电导率方法,会人为放大磁场洛仑兹力的磁阻力效果,使阻力系数的预测值偏大;不同电导率模型计算得到的电导率分布差异很大,甚至存在数量级的差别,显著影响了磁流体的控制效果,这与电导率模型的适用范围、参数选取原则存在很大关联;对于含多种离解、电离组分的高温气体流动来说,采用基于多电离组分迁移碰撞的电导率模型（本文模型M8）,计算与试验一致性最好。     

高超声速飞行器关键技术量化评估方法

定量分析方法是使得发展战略研究与计划项目论证更具科学性的有力手段.在高超声速飞行器技术发展层面以及技术类别划分的基础上,归纳总结了高超声速飞行器的关键技术.采用量化评估方法,针对提出的评价准则进行了关键技术关键度的评估,得到了高超声速飞行器关键技术量化的排序结果,结果符合该领域对关键技术的一般认识,同时也体现出层次分析法在关键技术量化评估方面有着潜在的价值和意义.     

高超声速飞行器自适应切换控制及稳定性分析

针对高超声速飞行器巡航段控制问题,构造自适应切换控制并对闭环稳定性进行了分析.高超声速飞行器动力学模型具有非线性、多变量和开环不稳定的特点.首先给出动力学模型局部线性化的方法,并设计自适应切换律和非线性反馈控制.进而给出全局稳定性分析结果,证明在所设计自适应切换控制下,闭环系统指数收敛到状态原点附近一个小邻域内.     

基于遗传算法的高速飞行器模糊控制律设计

以吸气式高超声速飞行器X-43A的纵向通道为控制对象,针对其6自由度非线性模型设计了飞行控制系统.飞行控制系统包括2个回路,制导回路采用PD控制器,控制回路应用模糊控制器.制导回路负责跟踪轨迹,控制回路执行制导指令.基于遗传算法实现了PD反馈参数和模糊控制规则的自动优化,无需先验知识和训练数据.在控制飞行器轨迹、姿态和推力时,综合考虑非线性动态特性、不确定性和约束.仿真表明,该方法可以同时满足飞行控制系统鲁棒性和优化过程收敛性的要求.      

高超声速飞行器冲压燃烧室随机振动响应分析

利用高超声速冲压发动机燃烧室结构试验结果完成了地面试验状态下燃烧室壳体复杂结构随机振动响应分析,并与试验结果进行了对比分析,试验验证了所采用的飞行器复杂结构随机振动响应分析方法和技术途径.在此基础上,采用试验压力载荷数据,对飞行状态下燃烧室结构的随机振动响应进行了分析,得到燃烧室结构加速度响应的功率谱密度曲线及均方根值,该项工作对飞行器的动力环境初步预示工作具有重要的工程应用价值.      

一种高超声速飞行器的非线性再入姿态控制方法

针对高超声速飞行器的再入非线性动力学模型,利用SDRE（state dependent Riccati equation）设计姿态控制器。基于奇异摄动理论,把姿态动力学分解成姿态角和姿态角速度跟踪内、外环回路,同时把非线性动力学伪线性化。每个跟踪回路用SDRE获得控制律,考虑到SDRE局部渐近稳定的特点,可以保证系统闭环稳定。最后设计高超声速飞行器飞行控制系统,并在高超声速条件下进行仿真,验证了该方案的有效性。