高超声速飞行器

摘要： 针对高超声速飞行器面临的严苛工作环境,近年来利用超临界CO2作为冷却介质对飞行器进行传热保护成为一种很有发展前景的方法,本文结合高超声速飞行器飞行过程中有可能出现的不同迎角,采用了一种基于k-ω SST模型的湍流Prt模型(TWL模型),选择9个特殊角度(0˚ ≤ θ ≤ 180˚),定义流动方向和重力方向相同时倾斜角为0˚,对加热管内超临界CO2的流动传热进行了数值模拟。研究结果表明:相同工况下,流动方向对超临界CO2与壁面间的换热特性影响较大,当倾斜角大于90˚时将伴随传热恶化现象,且随着倾斜角的增大传热恶化现象愈发明显;当倾斜角小于等于90˚时将强化传热,但并非随着角度的减小传热现象持续改善,在30˚时获得最佳的传热表现而非0˚,所以重力是影响超临界CO2传热的重要因素,但并非唯一因素。

摘要： 为了分析高温试验环境下不同条件对试件温度的影响,文章建立了高温试验环境的传热模型,采用计算流体动力学(CFD)方法结合Discrete Ordinates(DO)辐射模型,计算分析了不同热源温度、不同试件尺寸以及隔热层有无加装反射涂层情况下石英灯加热器加热试件时的温度分布特性。结果表明:在同样的热源温度下,隔热层加装反射涂层的试件表面温度比无反射涂层隔热层的高18%;由于边界效应的弱化,大尺寸试验件的表面不均匀度>14%,而小尺寸试验件的表面不均匀度<1%;使用小尺寸试验件且隔热层有反射涂层时,在150 s、试验件温度达到1500°C时需要的加热热流密度达1122 kW/m^(2)。以上研究结果可为高温环境模拟试验台的设计提供参考。

摘要： 提出了基于马尔可夫蒙特卡洛(MCMC)的贝叶斯辨识方法,以解决高超声速飞行器系统辨识中复杂动力学模型转换为简单或稀疏模型所带来的不确定性问题,以及存在的训练数据大和积分难处理的问题。该方法将数据退火算法引入MCMC中,不仅解决了MCMC易陷入局部最优的问题,并且将数据退火与“高信息训练数据”的概念相结合,能够以较低的计算成本分析大数据集。此外,该方法可以对参数估计过程中存在的不确定性进行量化,获得未知参数的最优估计值。通过仿真实验,验证了提出的系统辨识方法的有效性,辨识出的模型能够有效应用于控制器设计之中,并获得较好的控制效果。

摘要： 针对目前惯性系统误差补偿模型对静态误差和动态误差处理能力不足的问题,为适应高超声速飞行器长航时、高精度的惯性导航要求,基于神经网络提出一种加速度计拟合模型。在高超声速飞行器飞行前期有准确的卫星导航信息时,收集导航信息和加速度计脉冲信息,利用神经网络强大的非线性拟合能力,在飞行过程中进行在线训练,得到精确的惯性系统模型。仿真结果表明,在存在逐次通电误差和不考虑二次项误差系数的误差补偿模型方法位置导航偏差在数公里和数百米量级的情况下,相同时间内所提方法的位置导航偏差仅为数十米量级,有效提高了高超声速飞行器的导航精度。

摘要： 针对考虑攻角约束的高超声速飞行器控制问题,提出一种受限指令滤波器与预设性能方法相结合的反演控制方案。首先,从高超声速飞行器运动模型中划分出高度子系统并基于反演控制方法设计控制器。为了解决攻角约束问题,构造受限指令滤波器对攻角虚拟指令限幅并保证指令的可导性。然后,利用预设性能方法预先设定约束范围,保证攻角跟踪误差始终满足约束条件的同时,提高其瞬态和稳态性能。另外,针对系统参数不确定与外界干扰,采用线性扩张状态观测器(linear extended state observer,LESO)进行观测并补偿。基于Lyapunov稳定理论证明了系统的跟踪误差最终一致有界,最后通过仿真验证了该方法的有效性。

摘要： 针对高超声速飞行器在复杂禁飞区的规避场景,为解决现有轨迹规划方法对任务初值依赖性强的问题,提出一种基于双层规划建模的路径-轨迹规划方法。其中,上层为路径规划,为轨迹提供路径点引导信息,避免轨迹陷入局部解;下层为轨迹规划,利用上层输出的路径点信息,将轨迹分割成多个横向机动小的子段,解析求解横纵向飞行剖面,减小运动模型简化误差。数值仿真表明,与现有轨迹优化方法相比,本方法能够选择指标更优的路径,提高了轨迹规划的全局性能;解析飞行剖面制导误差不超过0.03%,解决了大范围横向机动的剖面解析难题。

摘要： 针对高超声速飞行器上升段飞行过程中强耦合、强非线性同时要求满足过程约束的特点,提出了一种结合级联控制方法和控制障碍函数的新型三维制导控制一体化算法。首先通过对速度子系统设计控制障碍函数约束算法来满足飞行器的过程约束要求,然后利用反步法、动态逆控制方法设计其余子系统的控制器,两者共同组成制导控制一体化控制器。考虑到飞行器在上升过程中容易遭遇阵风扰动的问题,设计非线性干扰观测器以增强算法的鲁棒性。最后通过李雅普诺夫函数证明了系统的稳定性,并且通过仿真验证了该新算法能够在满足高超声速飞行器上升段过程约束的同时,实现飞行器的三维跟踪控制。

摘要： 针对高超声速飞行器纵向通道跟踪控制问题,提出一种无需对虚拟控制量进行在线求导的新型backstepping控制方法。首先将飞行器动力学模型划分为速度子系统和航迹倾角子系统,然后采用backstepping方法设计航迹倾角子系统控制器,利用高阶微分器技术直接设计虚拟控制量一阶导数的控制律,这样即避免了现有backstepping方法中求取虚拟控制量一阶导数时存在的“复杂性爆炸”问题,同时能够简化控制器结构,减少待设计控制器参数数目。另外,采用跟踪微分器技术设计了不确定项观测器以实现对模型中各类不确定项的估计,进而提高控制器的跟踪精度。最后,采用Lyapunov理论证明了闭环系统的稳定性,并通过对比仿真实验验证所提方法的有效性。

摘要： 针对飞行器的飞行特点和自身的气动结构,建立复杂的非线性数学模型,给出静稳定性和模态特性的分析。为解决高超声速飞行器在助推段因纵向静不稳度大而导致的常规控制律鲁棒性不足的问题,设计基于角速率指令内回路的纵向控制律,并从时域、频域、鲁棒性三方面进行分析,得出指令内回路适用于助推段纵向控制的结论。

摘要： 目的分析刚性隔热瓦尺寸、瓦间缝隙大小及热环境对典型舱段结构动特性的影响规律。方法以刚性隔热瓦式热防护系统的高超声速飞行器舱段结构为研究对象,建立其动力学模型,分别研究自由-自由边界条件下刚性隔热瓦尺寸及瓦间缝隙大小对舱段结构动特性的影响规律。开展热环境下舱段结构的稳态热传导分析,获得热环境下舱段结构的温度场分布,然后将温度场作为载荷,进行舱段结构自由-自由边界条件下的热模态计算,分析热环境对刚性隔热瓦式热防护舱段结构动特性的影响规律。结果刚性隔热瓦尺寸从150 mm增加至250 mm时,舱段第1阶弯曲模态频率从114.40 Hz提高至114.55 Hz,提高了0.13%。刚性隔热瓦间缝隙大小从0.8 mm增加至1.5 mm时,舱段第1阶弯曲模态频率从114.50 Hz提高至114.77 Hz,提高了0.24%。典型热环境下舱段结构最大热应力为0.0144 MPa,最大热变形为0.206 mm,刚性隔热瓦间缝隙尺寸取0.8 mm时,满足要求。常温和热环境下,舱段结构第1阶弯曲模态频率分别为114.50、114.48 Hz,温度载荷导致舱段结构弯曲模态频率降低0.017%。结论自由-自由边界条件下,在合理的设计范围内,刚性隔热瓦尺寸及刚性隔热瓦间缝隙大小对舱段结构动特性影响均较小。线性温度梯度工况下,温度场引起的热变形和热应力也很小,因此热环境对舱段结构热模态特性的影响亦很小,可以不予过分考虑。

摘要： 高超声速飞行器正向着速域更宽、空域更广、航程更远的方向发展.因而对于现代高超声速飞行器的设计而言,除了需要保证高超声速的性能外,还必须兼顾满足工程需求的亚、跨、超声速特性.本文对薄翼型在不同速域下的流动机理进行分析,总结了不同速域下翼型增升减阻的设计准则,然后采用RANS方程流动求解器,结合基于kriging模型的代理优化算法,开展了高超声速飞行器宽速域翼型的优化设计研究.首先,以NACA64A-204翼型为基准翼型,采用线性加权法进行了考虑亚、跨和高超声速气动特性的多轮次宽速域翼型优化设计研究,得到了一种宽速域性能得到改善的新翼型.然后,以优化得到的新翼型为原始翼型,开展多目标优化设计,获得了宽速域翼型两目标和三目标的Pareto最优化解集.研究表明,本文先采用线性加权法开展多目标优化设计得到一种优化翼型,然后以优化翼型为基准翼型进行Pareto解集优化设计的策略,可以更快的得到翼型多目标优化设计的Pareto前沿.

摘要： 吸气式组合动力系统是未来可重复使用的高超声速飞行器的最佳动力方案,全速域组合发动机的总体参数以及流道匹配特性研究对发动机的总体方案论证研究十分重要.组合发动机的流道匹配包含发动机在宽域运行时的部件的流通面积匹配以及两流道的长度匹配,受到组合发动机的流道方案的影响.通过集总参数法确定涡轮冲压发动机在宽域条件下部件的工作热力参数以及比冲等性能参数,针对飞行器的需求以及发动机的宽域(Ma0～6+)工作的特性确定发动机的部件流通面积匹配规律,包括进气道设计面积以及其他部件的流通面积变化规律;针对冲压发动机流道,进行流道设计的几何长度约束研究,建立冲压发动机在工作边界约束、热防护约束以及几何约束等条件下的各部件的最大许用长度,确定发动机的各部件的长度约束.针对典型的TBCC方案进行发动机的流道长度匹配研究,再冲压发动机的隔离段以及燃烧室的长度约束下,获取最大的涡轮通道可用长度,可以指导涡轮通道的参数设计.针对涡轮通道和冲压通道的匹配问题,提出采用超声速增压的全速域发动机方案,能够大大减小发动机的长度,满足高低速通道的长度匹配需求,并且低马赫数下两通道能够同时工作,提高了组合发动机的推力.

摘要： 目前高超声速飞行器越来越接近工程实用化,但是湍流/转捩问题的准确预测仍是高超声速飞行器研制亟需突破的关键基础科学问题.本文在WCNS高精度软件平台上基于γ-Reθ转捩模型进行高超声速修正,以使得模型具备预测高超声速条件下流动转捩的能力.本文首先针对SST湍流模型进行可压缩修正研究,获得适用于高超声速的SST湍流模型.然后对γ-Reθ转捩模型进行了可压缩修正适应性研究,得到一种适用于高超声速转捩预测的转捩模型.最后对模型在高超声速算例下进行了算例验证,获得了较好地预测效果.

摘要： 三维内转式进气道作为高超声速进气道的一种,具有压缩角较小,激波损失较小,压缩效率及总压恢复系数较高,捕获流量较大、效率高,浸润面积较小等明显优势为未来先进高超声速飞行器进气道的提供了选择.本文先简要介绍了国内外高超声速飞行器的发展概况,然后较全面的概述了三维内转式进气道种类以及内转式进气道与机体的一体化设计方法研究现状,并对未来内转式进气道及其与机体的一体化设计方法进行了展望.

摘要： 高超声速进气道粉末燃料提前喷注一方面可以增加粉末燃料的掺混长度,另一方面也可以通过流化气的气动调节作用和气固两相之间的热量、动量交换来改善进气道流场状况,优化进气道性能.本文以铝粉作为喷注燃料,空气作为流化气,采用数值模拟的方法重点研究喷注方案对高超声速二元进气道性能的影响和粉末燃料的掺混.结果表明:隔离段喷注方案结构简单,不会影响上游流场,但容易引起边界层分离,降低进气道性能.外压段喷注方案可以调节激波形状,马赫数在设计点以上时可以通过调节喷注流量使激波封口.远场喷注方案可以提高进气道的总压恢复,掺混效果较好,但在工程上实现难度较大.

摘要： 高超声速进气道粉末燃料提前喷注一方面可以增加粉末燃料的掺混长度,另一方面也可以通过流化气的气动调节作用和气固两相之间的热量、动量交换来改善进气道流场状况,优化进气道性能.本文以铝粉作为喷注燃料,空气作为流化气,采用数值模拟的方法重点研究喷注方案对高超声速二元进气道性能的影响和粉末燃料的掺混.结果表明:隔离段喷注方案结构简单,不会影响上游流场,但容易引起边界层分离,降低进气道性能.外压段喷注方案可以调节激波形状,马赫数在设计点以上时可以通过调节喷注流量使激波封口.远场喷注方案可以提高进气道的总压恢复,掺混效果较好,但在工程上实现难度较大.

摘要： 高超声速进气道粉末燃料提前喷注一方面可以增加粉末燃料的掺混长度,另一方面也可以通过流化气的气动调节作用和气固两相之间的热量、动量交换来改善进气道流场状况,优化进气道性能.本文以铝粉作为喷注燃料,空气作为流化气,采用数值模拟的方法重点研究喷注方案对高超声速二元进气道性能的影响和粉末燃料的掺混.结果表明:隔离段喷注方案结构简单,不会影响上游流场,但容易引起边界层分离,降低进气道性能.外压段喷注方案可以调节激波形状,马赫数在设计点以上时可以通过调节喷注流量使激波封口.远场喷注方案可以提高进气道的总压恢复,掺混效果较好,但在工程上实现难度较大.

摘要： 高超声速进气道粉末燃料提前喷注一方面可以增加粉末燃料的掺混长度,另一方面也可以通过流化气的气动调节作用和气固两相之间的热量、动量交换来改善进气道流场状况,优化进气道性能.本文以铝粉作为喷注燃料,空气作为流化气,采用数值模拟的方法重点研究喷注方案对高超声速二元进气道性能的影响和粉末燃料的掺混.结果表明:隔离段喷注方案结构简单,不会影响上游流场,但容易引起边界层分离,降低进气道性能.外压段喷注方案可以调节激波形状,马赫数在设计点以上时可以通过调节喷注流量使激波封口.远场喷注方案可以提高进气道的总压恢复,掺混效果较好,但在工程上实现难度较大.

摘要： 高超声速进气道粉末燃料提前喷注一方面可以增加粉末燃料的掺混长度,另一方面也可以通过流化气的气动调节作用和气固两相之间的热量、动量交换来改善进气道流场状况,优化进气道性能.本文以铝粉作为喷注燃料,空气作为流化气,采用数值模拟的方法重点研究喷注方案对高超声速二元进气道性能的影响和粉末燃料的掺混.结果表明:隔离段喷注方案结构简单,不会影响上游流场,但容易引起边界层分离,降低进气道性能.外压段喷注方案可以调节激波形状,马赫数在设计点以上时可以通过调节喷注流量使激波封口.远场喷注方案可以提高进气道的总压恢复,掺混效果较好,但在工程上实现难度较大.

摘要： 为提出一种高超声速推进系统再生冷却的新型优化方案,基于高度紧凑的Zigzag型印刷板式换热器(PCHE)来探索多流体换热在高超声速冷却系统中运用的可行性,并发掘出Zigzag通道对于大分子碳氢燃料裂解流动换热规律的影响机制.本文以数值计算为主要手段,基于商业软件平台Ansys建立三维稳态的数值计算模型,通过一系列的数值计算结果分析出节距大小对Zigzag通道内流动换热的影响规律,并与直通道进行对比分析,揭示出Zigzag通道内的强化换热机理以及特殊的裂解流动换热规律.

摘要： 本发明提出一种确定复杂外形飞行器超声速、高超声速有迎角颤振安全边界的方法。该方法针对任意三维物体，假设当地气流沿物面切面上任一方向，在切面上建立垂直于物面振动引起的下洗表达式，并针对任意外形翼面和旋成体机身，建立飞行器典型部件的非定常气动力表达式，以及相应的用模态坐标表示的全套计算公式，而复杂外形的当地流通过CFD数值求解，大攻角、复杂外形干扰等都可在当地流中得到反映。本发明用于任意复杂外形飞行器，包括气流三维效应严重的大后掠翼面、旋转体外形的机身、升力体和翼身融合体等复杂外形的飞行器，计算精度与CFD/CSD耦合的数值仿真算法相当，但不要求很大的计算机硬、软件资源，计算速度提高数十倍到100多倍。

摘要： 本发明公开了一种超声速/高超声速飞行器发动机过膨胀喷管旁路式装置，包括喷管的收缩段和扩张段，还包括引气旁路以及控制引气旁路打开和关闭的控制装置，引气旁路是连通喷管收缩段和扩张段的内流通道，利用喷管收缩段的进气口与喷管扩张段的出气口之间的自然压差建立内部流场；当飞行器在跨声速、过膨胀状态下工作时，旁路打开，将喷管收缩段的高压气体引至喷管扩张段，形成二次流引射效果，提高喷管的推力系数；飞行器在正常工作状态时，关闭引气旁路通道，不会影响喷管设计点性能。本发明结构简单，不需要额外的引气源，无附加重量，喷管推力性能提高。

摘要： 本发明涉及一种吸气式超声速/高超声速飞行器进排气装置，包括设置于飞行器下腹的内流道，所述内流道包括顺序连通的进气道、隔离段、燃烧室和喷管，所述进排气装置还包括连接在进气道和喷管之间的抽吸装置以及控制抽吸装置开启或者关闭的控制装置，所述控制装置根据飞行器工况对抽吸装置进行控制，当吸气式超声速飞行器在设计点上工作时，控制装置发出指令关闭抽吸装置；当吸气式超声速飞行器在非设计点上工作时，控制装置发出指令开启抽吸装置，此时来流分为主流和次流，其中主流通过内流道，而次流利用前后体之间的压差，通过该抽吸装置形成抽吸气流，使进气道和喷管在一定程度上相互耦合。

摘要： 本发明提供一种高超声速飞行器专家智能控制方法，包括：构建专家系统，在专家系统中预先建立高超声速飞行器的实时变形状态与PID控制器的控制参数一一对应的知识库；专家系统根据高超声速飞行器的实时变形状态确定高超声速飞行器的PID控制器的实时控制参数；PID控制器根据步骤S2所确定的实时控制参数对高超声速飞行器进行实时控制。设计出专家系统，根据高超声速飞行器的实时变形状态确定高超声速飞行器的PID控制器的实时控制参数，实现了控制参数的智能调节，提高了控制参数的适应能力，适用于高超声速飞行器控制系统设计，有效解决高超声速飞行器控制器控制参数调节困难的问题。本发明应用于飞行器控制领域。

摘要： 本发明公开了一种高超声速飞行器翼稍小翼折叠机构和高超声速飞行器，折叠机构包括：第一翼体和第二翼体；第一翼体具有插槽，第二翼体具有插接板，插接板插入所述插槽并通过转动轴铰接；第一翼体上具有驱动单元和蜗杆，驱动单元输出轴与蜗杆连接；所述插接板端部为蜗轮，所述蜗轮与蜗杆啮合驱动第二翼体绕转动轴转动。该折叠机构能使翼稍小翼与机翼成任意角度，阻止气流的展向流动，达到提高机翼升力的目的。

摘要： 本发明公开了一种高超声速进气道唇口控制装置和高超声速飞行器，高超声速进气道唇口控制装置，其特征在于，包括可动唇口板和调节机构；所述可动唇口板具有封口面；所述可动唇口板设置在机身底板底部；所述封口面与机身底板上的高超声速进气道接触；所述调节机构与所述可动唇口板连接，用于驱动所述调节板平动进而改变高超声速进气道开口的大小。通过前后平移唇口板，改变进气道唇口位置，提高进气道在非设计状态下性能，保证进气道在较宽的飞行马赫数范围内稳定工作。同时，该控制装置结构简单，易于实现。

摘要： 本发明公开了一种超声速/高超声速飞行器发动机过膨胀喷管旁路式装置，包括喷管的收缩段和扩张段，还包括引气旁路以及控制引气旁路打开和关闭的控制装置，引气旁路是连通喷管收缩段和扩张段的内流通道，利用喷管收缩段的进气口与喷管扩张段的出气口之间的自然压差建立内部流场；当飞行器在跨声速、过膨胀状态下工作时，旁路打开，将喷管收缩段的高压气体引至喷管扩张段，形成二次流引射效果，提高喷管的推力系数；飞行器在正常工作状态时，关闭引气旁路通道，不会影响喷管设计点性能。本发明结构简单，不需要额外的引气源，无附加重量，喷管推力性能提高。

摘要： 本发明涉及一种吸气式超声速/高超声速飞行器进排气装置，包括设置于飞行器下腹的内流道，所述内流道包括顺序连通的进气道、隔离段、燃烧室和喷管，所述进排气装置还包括连接在进气道和喷管之间的抽吸装置以及控制抽吸装置开启或者关闭的控制装置，所述控制装置根据飞行器工况对抽吸装置进行控制，当吸气式超声速飞行器在设计点上工作时，控制装置发出指令关闭抽吸装置；当吸气式超声速飞行器在非设计点上工作时，控制装置发出指令开启抽吸装置，此时来流分为主流和次流，其中主流通过内流道，而次流利用前后体之间的压差，通过该抽吸装置形成抽吸气流，使进气道和喷管在一定程度上相互耦合。

摘要： 高超声速飞行器机载轨迹规划方法、装置、飞行器及介质，将高超声速飞行器的再入滑翔段运动方程作为其轨迹规划问题的训练环境；构建所述轨迹规划问题的状态空间和策略动作空间、环境动态转移函数、奖励函数以及折扣因子；利用深度强化学习算法对所述轨迹规划问题的神经网络进行训练。将飞行过程中获得的状态空间输入到训练好的Actor网络，获得策略动作空间，使高超声速飞行器将按照所述策略动作空间飞行至预定的目标区域，完成再入滑翔段飞行任务。本发明利用人工智能算法在实现了高超声速飞行器滑翔段机载实时轨迹规划，提高了飞行器的任务适应能力，有效解决高超声速变形飞行器再如滑翔飞行的轨迹在线规划困难的问题。

摘要： 本实用新型公开了一种超声速/高超声速飞行器发动机过膨胀喷管旁路式装置，包括喷管的收缩段和扩张段，还包括引气旁路以及控制引气旁路打开和关闭的控制装置，引气旁路是连通喷管收缩段和扩张段的内流通道，利用喷管收缩段的进气口与喷管扩张段的出气口之间的自然压差建立内部流场；当飞行器在跨声速、过膨胀状态下工作时，旁路打开，将喷管收缩段的高压气体引至喷管扩张段，形成二次流引射效果，提高喷管的推力系数；飞行器在正常工作状态时，关闭引气旁路通道，不会影响喷管设计点性能。本实用新型结构简单，不需要额外的引气源，无附加重量，喷管推力性能提高。