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。     

加固再入飞行器研制计划(第三阶段)——SAMS/TATER防热层和天线窗飞行试验计划

一、前言近几年,再入飞行器研制的重点放在能抗水气凝结体环境的端头材料及端头设计上。地面和飞行试验数据表明,再入飞行器的防热层和天线窗材料也同样易受恶劣气候环境的损伤。试验结果证明防热层材料抗侵蚀环境的能力在很大程度上取决于材料的组成和结构方式。     

再入飞行器防热层与天线窗的耦合烧蚀

再入飞行器天线窗许多候选材料的烧蚀性能都比相邻防热层的低。在这种情况下,窗口外形变化过程为当地流场与表面轮廓之间的耦合作用所支配。为编制预测窗口外形变化的计算机程序,进行了实验与分析的综合研究。实验研究包括复合硅石窗的电弧烧蚀试验和各种低温烧蚀材料组合的风洞试验。这些试验用来模拟再入飞行过程的对流加热和气动力条件。实验值与理论计算值相当符合。     

再入飞行器的滚转异常与控制

主要介绍再入飞行器防热层烧蚀诱导的滚转异常,包括端头烧蚀外形不对称和锥面防热层烧蚀引起的滚转力矩·重点介绍碳-酚醛布带缠绕的防热层滚转力矩机理的试验研究,包括在50兆瓦电弧加热器上及 RPL 火箭发动机排气上进行的地面研究结果及飞行试验结果。研究结果表明,布带缠绕螺旋形方向,布带缝合搭接方向,布带偏斜,以及烧蚀表面不对称特征是产生滚转力矩的主要机理。文中介绍了控制滚转异常的各种方法:从设计、材料、结构、生产与工艺上减小质量不对称及气动不对称,增大静裕度,选好最佳初始滚速;从防热套生产工艺上控制滚转力矩;采用主动式滚速控制系统和被动式滚速控制系统,文中对这些系统作了简要介绍。本文最后提出了几点结论性意见与看法。     

跨大气层飞行器气动伺服弹性稳定性分析方法研究

跨大气层飞行器通常采用翼身组合体外形,机体结构柔性大,飞行控制系统通道之间交联耦合且通频带宽、再入扰动因素复杂、气动加热严重,上述因素可能导致气动伺服弹性或热气动伺服弹性问题。考虑外界干扰不确定性、飞行器模型摄动和控制通道耦合等因素,跨大气层飞行器需进行多通道交联耦合气动伺服弹性鲁棒稳定性分析。通过弹性飞行器动力学建模、非定常气动力拟合、伺服系统和飞行控制系统建模,建立了气动伺服弹性系统的闭环模型。在此基础上对Nyquist方法、最小奇异值法以及结构奇异值μ方法等气动伺服弹性稳定性分析方法进行了分析与讨论,得出相关结论。     

高级弹道式弹头防热层材料的选择

为了支援空军系统司令部空间与弹道系统局(即现在的弹道导弹局)对最近参加飞行试验的带缠碳酚醛防热层材料进行滚动力矩和热力学性能的鉴定工作,并为以后的飞行试验选择防热层材料,曾经进行了一系列地面试验。本文叙述了这些地面试验所得到的数据。通过这些地面试验鉴定了用作防热层原始材料的人造短纤维和AVTEX人造长纤维的性能。本文还把所研究的这两种材料和在以往十年飞行过的IRC FM5055A防热层材料作了比较。采用三种不同的电弧加热设备来模拟部分再入环境。文章着重对IRC FM5055A和AVTEX FM5055G防热层材料进行了比较。这两种材料都是浸渍酚醛树脂并充填碳粒子的用人造长纤维编织的材料。对于未充填碳粒子的AVTEX长纤维材料也在有限的范围内作了鉴定。试验结果表明,AVTEX FM5055G材料无论从防热性能来看,还是从滚动力矩性能来看,都可以很好地取代IRC FM5055A材料。     

高超声速飞行器翼面气动加热的工程计算方法

翼面气动加热是高超声速飞行器面临的核心问题之一。文中基于参考焓法及经验公式,采用片条理论对飞行器翼面进行热流密度估算;考虑了不同飞行参数及翼型参数对翼面迎风面表面温度分布的影响;给出了高超声速飞行器翼面气动加热工程计算流程。采用文中方法,对高超声速飞行器常用的双凸形翼型进行气动加热计算,结果表明攻角、飞行马赫数、前缘后掠角、翼型相对厚度对翼面温度分布影响显著。该方法可用于高超声速飞行器翼面快速设计。     

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.     

用于测量高超音速再入飞行器附面层转捩开始的小型温差(△T)测量仪

本文介绍了用于测量再入飞行器附面层转捩开始的经飞行考验的现有△T测量仪小型化的研究结果。为了提供弹上使用的最小结构形式,已经设计出了小型化的△T测量仪,该测量仪可以装配和使用在再入飞行器防热层的任何部位,特别是接近端头处。此外,小型的△T测量仪的直径比标准转捩测量仪的要小(0.080英寸与0.125英寸相比),因此不易于加剧对测量仪下游的烧蚀影响。研制计划已经完成,在地面模拟再入热流烧蚀试验时测量仪工作良好。该测量仪等待着下次再入飞行器飞行试验的机会。比小型△T测量仪与目前市场上畅销的标准(这里指的是较大的)△T测量仪在成本方面是不相上下的。     

高超声速飞行器翼面气动加热、辐射换热与瞬态热传导的耦合分析

为准确预测高超声速飞行器翼面的热环境以利于飞行器的设计。通过数值算例验证了基于参考焓法的气动加热工程算法的可行性;提出了一种高超声速飞行器三维翼面的气动加热、辐射换热、瞬态热传导的准定常耦合求解方法,通过与非耦合的气动加热、辐射换热及瞬态热传导方法相比,指出考虑耦合求解的必要性。在飞行器典型弹道飞行条件下,该耦合求解方法考虑气动加热、辐射换热、结构热传导耦合效应,实现了高超声速三维翼面温度的准确预测,该方法可用于高超声速飞行器气动热分析及热防护设计。     

高速火箭弹不同防热方案对气动加热影响规律的研究

采用工程算法与数值算法相耦合的气动热计算方法进行高超声速火箭弹的气动热参数计算。对火箭弹边界层外缘参数采用无黏数值算法求取,对边界层内黏性起主导作用的区域采用工程算法计算。由于防热层厚度方向特征尺寸远小于火箭弹表面特征尺寸,对防热层的气动热计算进行了一维简化并建立了一维非稳态导热微分方程。在确定防热层边界条件后,经过导热微分方程的求解得到了长航状态下火箭弹防热层的温度分布。通过对防热层的不同物性参数的研究,得出防热层物性参数对气动加热的影响规律,为气动热防护问题的研究提供了参考。     

可重复使用低温贮箱热防护系统热传导分析

建立了可重复使用低温贮箱热防护系统的瞬态热传输理论模型，给出了数值计算方法。分析了地面和飞行再入两个阶段热防护系统中的温度分布。在地面阶段，考虑了风速、太阳辐射、地球反射辐射以及空气辐射等对温度分布的作用；在再入返回阶段，主要考虑了气动加热和贮箱外表面辐射对温度分布的作用。本文方法可用于热防护系统的结构优化设计。     

考虑弹头滚转姿态变化影响的防热层厚度优化

基于气动热/结构温度响应耦合计算方法,研究了弹头固定攻角再入条件下锥身典型子午面结构温度响应特性,以及滚转姿态变化时刻对各子午面结构温度响应的影响,建立了考虑弹头滚转姿态变化影响的防热层厚度优化方法,并基于该方法开展了弹头防热层厚度优化。最后,研究了滚转姿态变化次数对优化效果的影响。结果表明：在再入弹道前段进行滚转姿态变化可使外壁面气动加热量更为合理,有效降低弹体锥身壳体内壁面温升。当迎、背风面壳体内壁面最大温升约束为25 K时,与无滚转姿态变化状态下相比,滚转姿态变化设计可使防热层厚度减小0.725 mm,减小幅度为5.4%。通过与滚转姿态变化时刻的联合设计可有效降低锥身防热层厚度。与单次滚转姿态变化时相比,两次滚转姿态变化时防热层厚度减小量仅增大1.9%,增加滚转姿态变化次数对优化效果影响较小。     

机动气动热技术(MAT)计划——三维无粘和边界层耦合计算方法

第一章引言对于大多数再入飞行器和任务来说,飞行器设计最关心的是较低空域段(h≤120000英尺)的气动热环境,因为在此空域段会遇到最大的气动载荷和加热环境。要想成功地设计和     

高速飞行器结构气动热计算优化

以某超声速飞行器头部壳体为研究对象,采用气动加热工程算法求解飞行器头部壳体表面热流分布情况,利用有限元分析软件,在考虑飞行器头部壳体材料热物性参数的情况下,模拟出气动加热的热量由飞行器头部壳体结构壁面向内导热不同时刻在飞行器头部壳体的温度场分布。采用工程计算和模拟仿真相结合的技术进行高速飞行器气动加热计算,融合两种方法优点,克服彼此局限性,最终得到不同飞行时刻飞行器头部的温度场分布,为飞行器的结构设计、热防护设计、材料选择以及飞行安全性评估提供参考依据。     

航天飞机轨道器实验(上)

美国国家空间运输系统的定期使用又一次给气动热力学工作者以研究气动热现象的机会，而这种现象只有飞行器在高超音速度飞行条件下进入才会产生。从７０年代中期开始，航天飞机轨道器试验计划将轨道器作为一种再入飞行器进行试验（作为正常任务的附属任务）。由轨道器求试验得出的数据表明，对于升力体再入飞行器，至今的基准超音飞行结果数据是不能用的。这些数据目前正用来验证现代方法（试验方法和计算方法）的整个过程，以模拟或     

飞行器气动加热烧蚀工程计算

高超声速飞行器设计时,为了对防热层气动热烧蚀情况及温度场进行快速预估,提出了集成气动热、材料烧蚀、瞬态温度场的耦合计算方法。通过算例对计算方法和程序进行了验证,表明该方法具有较高的效率和精度。在给定弹道条件下,实现了气动热、热防护材料烧蚀性能和弹体温度场耦合计算。通过该方法可以在高速飞行器设计阶段,快速计算出指定飞行工况下的防热材料烧蚀情况及温度场分布,为飞行器热防护层设计提供依据。     

飞船再入速度和再入角对气动加热率峰值的影响

主要分析了载人飞船再入大气层时主要参数对气动加热率的影响.首先,建立了飞船再入飞行的数学模型,基于再入轨迹的最优化,广泛地研究了大范围的再入速度RV (7 ~10.8 km/s)和再入角RA在不同组合下对加热率的影响,以及在指定加热率峰值的情况下,不同的再入速度对应的极限再入角.经过大量数值仿真和分析得出了相关特性图和再入走廊.     

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。     

弹道式再入飞行器的飞行动力学问题

本文从作者的观点对弹道再入飞行器的飞行力学问题作了历史回顾与总结,重点放在近15年中在小型化高性能弹道式导弹弹头研制中所遇到的关键技术—弹头滚转与滚转异常,滚转对弹头精度的影响及滚转控制。 60年代中,在高弹道系数小型化再入飞行器试验中出现了滚转异常现象,已证明滚转异常是由再入飞行器质量和外形的不对称及其综合作用而造成的,它曾经是高性能弹道导弹弹头研制中令人吃一惊的一个问题。文中介绍了作者如何发展与应用经典的欧拉角坐标系来描述现代弹道式再入飞行器的运动,讨论了经典欧拉角坐标系的产生,它与气动弹道坐标系和体轴坐标系的关系,以及它在近15年中在高性能小型化弹道导弹研制中在一些关键问题上的应用。文中还谈到了再入飞行器滚转异常问题的解决,再入飞行器的被动式滚转控制、主动式滚转控制以及主动式端头冷却。