再入飞行器基于气动力热约束的飞行轨迹控制优化研究

@@@@为了计算再入飞行器的可压流场特性,采用计算流体力学（CFD）方法获得不同工况下飞行器流场的气动特性。通过对多个工况点下流场热力学状态的分析与对比,给出高超声速飞行器再入飞行过程中的气动加热率与气动特性的数值分布,并依据这些数据对再入飞行器进行飞行轨迹的一体化优化设计与总体飞行仿真。     

航天飞机轨道器的再入气动热环境

航天飞机计划要求尽量减轻轨道器防热系统的重量,这个设计目标要求有一种能根据额定条件来进行气动热设计的方法。为了保持轨道器上的流动直到再入飞行轨迹的最后阶段一直是层流,对轨道器表面的光滑性有一定的要求。这种表面光滑性的要求和表面上的额定气动加热环境是依靠大规模的风洞试验计划来确定的。还制定了飞行试验计划来验证预测的气动加热环境。本文讨论气动加热设计方法的整个过程,并用结果证明,利用风洞试验数据预测飞行条件下的气动加热是合理的。     

高温多层碳再入飞行器防热层温度测量

当高性能的再入飞行器以大约每秒6公里的速发进入地球大气层时,气动加热作用会在防热层的外表面产生大约1至3KW/cm~2的传热速率。这种异乎寻常的加热作用使表面温度达到3000K。在执行这些再入飞行器的飞行试验计划的过程中,为了评价再入飞行器的性能和防热层设计的合理性以及气动加热环境,需要防热层的温度数据。在最近的飞行试验中,测量了碳碳防热层内部的温度。该碳碳防热层的结构形式是:将     

气动加热和防热系统热性能的不确定度对航天飞机轨道器的影响

本文讨论的一种方法,能用来估算研制航天飞机轨道器时所用的气动加热设计法和防热系统热性能计算法中的不确定度。该方法被用来预测轨道器再入过程中防热系统预期热响应或额定热响应,周围的不确定度带。首先,确定了对这种不确定度带起重要影响的流场参数和防热系统参数,然后用统计方法把这些参数合并,使之在一定程度上适合于进行工程估算,从而算出防热系统的热置信区间和以设计温度极限为基准的温度裕度。对某个选定的防热系统设计来说,可以用这个方法来拟定轨道器未来飞行工况的再入飞行轨迹,使之既能满足温度裕度的要求,又能满足热置信区间的要求。本文对现有的轨道器防热系统设计中选出的一些区域,针对早期飞行试验工况中具有代表性的再入飞行轨迹,进行了热设计裕度的评定,用这样的实例阐明了本方法。     

再入飞行器的气动噪声响应分析和试验验证

利用再入飞行器气动噪声的试验结果和MSC／NASTRAN软件首次完成了再入飞行器复杂结构气动噪声的响应分析与试验验证，从而将随机响应分析的单个激励下的结构随机响应分析推进到多个面激励下的复杂结构随机响应分析与试验验证。     

尽管试验有异常现象美空军对MK-21仍抱有信心

美空军认为,MX洲际弹道导弹的最近两次飞行试验表明,MK-21再入飞行器将令人满意地完成飞行任务。 6月15日进行的第5次MX导弹试验的6个再入飞行器之一和10月1日进行的第6次MX导弹试验的所有6个再入飞行器都是     

边界层转捩飞行测量方法及实现

针对高超声速边界层转捩飞行试验研究的需要,通过一体化的变厚度薄壁测温和热流辨识方法,利用测量薄壁内壁温度辨识表面热流可实现飞行器表面转捩位置的测量。考虑到飞行器高速飞行过程中表面气动加热和振动环境要求,对测量结构和机体结构开展了一体化模块设计,提高了测量结构的整体承载抗热振能力;利用热振联合地面试验系统,在飞行状态地面模拟条件下,对测热部件进行了热振联合试验考核,验证了测量结构的安全性和可靠性。地面热振联合试验和飞行试验结果表明,该型转捩测量结构可承受飞行条件气动加热和振动环境,能迅速地响应和准确地反映气动加热环境热流的变化,可准确捕捉飞行条件下高超声速边界层转捩现象。获取的热流转捩测量数据,可为高超声速转捩预测计算模型提供校准数据。     

一种高升力高超声速飞行器气动布局设计概念构想

为提高飞行器性能和设计效率,降低设计盲目性和性能冗余度,对高升力、面对称高超声速飞行器气动布局、稳定性和与之相关的飞行控制三者之间的关系进行了论述,最后提出了一种引入稳定性和飞行控制因素的再入飞行器气动布局一体化设计概念,以满足高性能高超声速飞行器气动布局设计需求.     

轨道器再入期间背风面辐射能量交换对确定对流传热率的影响

本文用在轨道器防热系统的气动表面上测得的温度和量热计热流测值,来确定防热系统表面在大气再入期间的气动加热半。由于轨道器背风面对流气动加热率低,所以总能量输入中的很大一部分有可能是由日照辐射提供的,而对于机翼表面,则较热的轨道器机身与机翼表面间的交互辐射可能在总输入能量中占很大的比重。为了考虑这些传热源的潜在影响,本文根据轨道器的飞行航迹,姿态数据和测得的表面温度、估算了日照辐射和交互辐射引起的传热量。本文介绍了航天飞机第二次飞行试验(STS-2)测得的背风面传热数据,并评定了日照辐射量和机身与机翼交互辐射量在热道器背风面总能量输入中所占的比重。     

FADS系统在各型号飞行器中的应用

嵌入式大气数据传感系统通过在飞行器表面特定区域布置测压孔测量来流压力,根据建立的气动模型反推得到飞行参数(攻角、侧滑角、静压、动压及马赫数等).作为一种先进的飞行参数测量方式,FADS系统已被成功应用于各种前身呈钝体的飞行器及再入飞行器,并对前身呈尖楔体的高超声速飞行器进行过飞行试验验证.基于此,针对X-15、航天飞机、F-14、X-33、X-34、X-43A等各型号飞行器,就FADS系统的应用情况进行了探讨.     

TAS-I公司加紧研制IXV高超声速飞行器

过渡试验飞行器(IXV)是欧空局负责的试验性可再入飞行器项目,目的是验证一种能以高超声速进行无动力机动再入飞行的升力体结构。首先对IXV项目的进展进行了梳理,然后从热控制的角度重点介绍了飞行器设计方案的变动以及新的研究成果。     

欧洲再入飞行器EXPERT地面试验项目研究进展

为了满足未来空天运输和太空探测计划的需求,近10年来,欧空局对再入飞行器做了大量试验探索。欧洲EXPERT再入飞行器旨在通过机身安装的高精度测量仪器来收集再入飞行时飞行器周围的气体参数。目前,EXPERT计划进展顺利,地面试验项目基本完成,并进入全面的工程研制阶段。对欧洲EXPERT计划的历史背景、飞行器气动外形演变和地面试验项目这三部分内容进行了总结和分析。     

再入飞行器飞行试验和回收技术

发展并试验证明了从洲际弹道式导弹再入条件下软回收高弹道系数再入飞行器的一种技术。到目前为止已经采用本文叙述的质量抛投、降落伞回收技术软回收了两种不同类型的再入飞行器。另外两个不同设计的再入飞行器现在正在进行加工和装配,为飞行试验作准备。一种能从更严重的环境中回收再入飞行器的回收技术,现正在进行分析与地面试验,计划在两年内进行飞行试验。本文介绍所有这些飞行器,并摘要介绍飞行试验结果。     

IXV再入飞行器完成降落着陆试验

正过渡试验飞行器(IXV)是欧空局负责的试验性再入飞行器项目,目的是验证一种能以高超声速进行无动力机动再入飞行的升力体结构。Flightglobal网站2013年7月30日报道,6月19日,IXV全尺寸模型成功完成降高与着陆试验,一架直升机在意大利地中海撒丁岛东海岸3 km的空中释放了一个IXV全尺寸模型,模型借助降落伞不断降低飞行高度并最终溅落到地中海中。此次降高与着陆试验的成功表明,IXV飞行器在执行空间任务后可以安全回收。泰勒斯·阿莱尼亚航天公司负责航天运输项目的主     

弹道式再入飞行器的振动响应

第1节引言高弹道系数(一般用β表示,它等于飞行器的重量被阻力系数与最大横截面积的乘积除)再入飞行器再入过程中随机压力脉动引起的振动响应的预示是件艰难的任务。总的说来,工业界在这方面的工作至今主要是在理论方面,而可以用来确定这些理论方法可靠性的实验数据极为有限,因此预示的置信度不高。为此在研制高弹道系数再入飞行器用的部件时,就得采用非常保守的振动设计和试验准则。实验规范的得出,一般是把少量的飞行试验数据乘上     

气动助推飞行试验火箭的飞行驻点加热计算

美国航宇局将利用航天飞机轨道器部署气动助推飞行试验火箭,经过大气层上层时采集数据并由航天飞机回收,其目的主要是获取这一飞行区域的数据。在这一飞行区域中,化学和热不平衡效应在激波层中起主要作用,对未来火箭的气动外形设计有很大影响。     

基于倾侧角反馈控制的预测校正再入制导方法

针对升力式高超声速飞行器再入滑翔制导问题,提出了一种基于倾侧角反馈控制的预测校正制导方法。该算法不依赖于传统的准平衡滑翔条件（QEGC）,能够抑制再入滑翔飞行过程中产生的周期性轨迹震荡现象。纵向制导采用落点预测与指令校正相结合的方法,通过设计倾侧角反馈控制律对飞行器的高度变化率进行实时修正;侧向制导兼顾考虑横程误差和航向角误差对制导指令的影响,设计了一种基于归一化误差走廊的倾侧角反转逻辑,实现了飞行器的侧向运动控制。CAV-H高超声速飞行器制导仿真实例表明, 该制导方法有效地抑制了再入滑翔轨迹的周期性震荡,导引飞行器完成平稳再入飞行。Monte Carlo仿真验证表明,在多种扰动和误差存在的情况下,该制导方法具有良好的鲁棒性。     

欧空局未来运载器的4种验证机

欧空局未来运载器准备计划（FLPP）下的的验证机包括以下4种： 过渡性试验飞行器（IXV）：计划始于2005年,旨在测试再入技术,包括热防护系统、制导、导航和热结构,将于2012年底进行演示验证飞行。     

美航宇局试验陶瓷防热材料

美国航宇局艾姆斯研究中心和马歇尔航天飞行中心的一个联合试验组前不久对一种耐高温陶瓷材料进行了飞行试验,这种材料将用于高超音速再入飞行器的尖形前缘,试验是于去年9月26日在由范登堡空军基地发射的民兵Ⅲ导弹上进行的。 　　这次试验中,再入飞行器上装有4个长度为12.95 cm的导流片(尖形前缘),每个导流片包含有3种不同的超高温陶瓷材料,这些材料在1997年进行的一次飞行试验中和在艾姆斯中心的电弧加热等离子体射流试验场都显示出异常好的耐热性能。该项试验计划是超高速空气热力学研究探索计划的一部分。 　　再入飞行器在741 km处与弹体分离后再入大气层,一对导流片在高温烧蚀陶瓷材料前便收缩变形,而另一对导流片在接近2 816 ℃的高温下开始烧蚀之后即开始收缩变形。再入飞行器在飞行23 min后在夸贾林导弹靶场溅落。尖形前缘与现在的钝形体设计相比可使再入飞行器的机动性更好,并且可防止电磁干挠。由于有电磁干挠,钝形体在再入时会出现通信信号中断现象。 (西印　供稿)     

微型飞行器的飞行试验

微型飞行器(MAV)是无人飞行器发展的一个新方向,其飞行控制问题是MAV研究中的关键技术问题。微型飞行器特殊的气动特性使得对其进行精确建模,并根据模型设计飞行控制律存在较大的困难,而通过飞行试验,在实践中总结微型飞行器的特性,设计、改进和完善飞行控制律是最为直接和有效的方法。针对某型固定翼MAV,本文对在飞行试验中设计和改进飞行控制系统的研制过程作出了经验性总结,指出了飞行试验中应注意的问题,给出了某型微型飞行器的飞行试验结果。