吸气式高超声速技术研究进展

系统总结了中国空气动力研究与发展中心在吸气式高超声速技术研究方面取得的主要进展,包括：试验设备、超燃冲压发动机、数值模拟以及机体／推进一体化飞行器。CARDC经过十多年的努力,建成和改造了三种类型的高焓设备：脉冲式燃烧加热风洞、连续式燃烧加热风洞和电弧风洞。开展了多种尺度的超燃冲压发动机的直连式和自由射流式试验,获得了发动机的基本性能及其随油气比、喷孔位置等的变化规律。通过连续式和脉冲式风洞试验结果对比,表明工作时间大于100ms的脉冲式燃烧设备是开展发动机基本性能研究的经济、高效试验手段。成功研制了三维大规模并行数值模拟软件平台AHL3D并广泛应用于发动机研究。在伽．6m风洞中,完成了1．5m带动力飞行器试验,获得了发动机工作和不工作状态下的飞行器推阻及升力特性。同时提出了地面试验、CFD和飞行试验三者综合研究分析的重要性。     

临近空间高超声速武器防御及关键技术研究

临近空间高超声速武器是未来临近空间武器系统的重要组成部分,为了应对临近空间高超声速目标的威胁,必须发展和建立新型的武器防御系统。分析了临近空间防御系统的目标特性,研究了临近空间超高速飞行器的防御难点,提出了临近空间防御武器设想以及实现途径和关键技术,对发展临近空间超高速武器防御体系具有借鉴和指导意义。     

高超声速边界层转捩的油膜干涉测量技术研究

高超声速边界层转捩预测对于飞行器的设计十分重要。在Φ500 mm常规高超声速风洞中开展了高超声速平板边界层转捩的油膜干涉测量技术研究。为了快速、准确地测量表面摩擦阻力因数,针对高超声速风洞的运行特点,对常规油膜干涉测量技术进行了改进,采用高速相机记录干涉条纹图像,并在实验中采用热电偶实时测量模型表面温度变化来修正硅油黏度因数。实验测量了光滑表面平板和布置单个方形粗糙元平板的表面摩擦阻力因数。光滑表面平板的边界层为层流流动状态;增加方形粗糙元后,粗糙元在其后方产生的尾涡促进了边界层流动转捩为湍流状态。并且实验测量的不同状态下的表面摩擦阻力因数与数值计算的结果相吻合,表明该实验方法具有较高的精度。     

高超声速飞行器成像算法

高超声速飞行器是目前各国航空航天发展的重点．搭载其上的合成孔径雷达成像系统面临两方面的问题：一个是多普勒与快时间的耦合,另一个是斜视成像的校正问题．借鉴调频连续波合成孔径雷达的几何模型,提出了一种去耦合的扩展的频域变标成像算法,可在一定的斜视角下解耦合并且无失真高精度成像．     

升力体构型高超声速飞行器模态稳定性分析

高超声速技术具有前瞻性、战略性和带动性,其发展将为航空航天技术带来革命的突破。文章针对升力体构型高超声速飞行器的模态稳定性问题,首先建立了一个升力体飞行器基本的动力学模型。通过分析状态方程、转移矩阵特征方程的特征值分布情况,得出了高超声速飞行器纵向和横侧向模态稳定性的分析结果,并和纵向、横侧向的静稳定度进行比对。其结果表明升力体高超声速飞行器的纵向模态稳定性与纵向静稳定性是一致的,而在横侧向通道则存在不稳定的情况。     

高超声速飞行器的非概率可靠性分析

为探究高超声速飞行器整体结构可靠性及其可靠性的影响因素,确保飞行器执行任务时的结构安全,将应力-强度干涉模型与区间数相结合,提出了子域子区间新方法分析高超声速飞行器结构强度可靠性。首先,分析高超声速飞行器在不同飞行状态下各受力面的力矩;其次,将飞行器结构近似为等效悬臂梁,考虑其所受力矩、宽度和飞行高度的不确定性,并表示为区间数;然后,考虑飞行器结构强度随时间退化,基于应力-强度干涉模型进行非概率可靠性分析,建立飞行器结构动态可靠性模型;最后,提出子域子区间法分析结构强度的指数退化特性和飞行动态对结构可靠性的影响。仿真结果表明,子域子区间法相比于传统蒙特卡罗法,在相同采样点数情况下,精确度会更高,验证了所提方法的可行性和有效性;飞行器可靠性随着飞行器结构强度指数递减而逐渐减小;飞行器的飞行动态会对结构可靠性产生主要影响,其中随着飞行高度的升高飞行器可靠性会逐渐增加,随着速度以及迎角的增大而逐渐减小。     

美国航天发展局批准设计可追踪高超声速武器的卫星

正《防务新闻》9月21日报道,美国国防部航天发展局(Space Development Agency)已经批准了L3哈里斯(Harris)技术公司新型导弹预警卫星的设计计划,该卫星配有广角过顶持续红外传感器,将能够探测和跟踪高超声速武器。2020年10月,航天发展局曾将8颗新型卫星的开发和研制合同授予L3哈里斯公司和Space X公司,     

临近空间高超声速巡航导弹拦截问题研究

临近空间高超声速巡航导弹已逐渐进入武器化进程,对现有空间防御体系提出了严峻挑战。首先通过分析高超声速巡航导弹的典型飞行弹道,指出其巡航段是最为有效的拦截阶段,并提出空射拦截是一种主要拦截方式。其次,为了研究制导律和相关总体参数对拦截弹的拦截能力的影响,基于拦截问题搭建数学模型,并通过大规模系统的拦截弹与目标对抗飞行轨迹仿真,获取拦截弹在不同条件下的立体攻击区域。仿真计算结果表明,为实现对目标的有效拦截,拦截弹的立体攻击区应位于目标的近正迎头空域;在当前的仿真条件下,经典比例制导律无法完成对机动目标的拦截任务;论文得出的拦截范围和相关结论对于拦截弹总体设计具有一定的指导意义。     

高超声速飞行动态特性的特征值扰动分析

提出了一种基于特征值扰动理论的方法来分析推力特性对高超声速纵向飞行动态的影响,指出飞行动态的改变是飞行动态灵敏度和推力特性共同作用的结果,使用未扰矩阵的特征值条件数评价了各个运动模态的灵敏度,通过对扰动矩阵2范数的解析分析了各种推力特性的影响,结果表明：沉浮运动模态最容易受到推力特性的影响;飞行速度越高,飞行动态对外界扰动越敏感;推力／速度特性是影响飞行动态的主要推力特性。     

高超声速巡航飞行器振动建模及精细姿态控制

为保证超燃冲压发动机的良好进气环境,需要对高超声速巡航飞行器进行精细姿态控制,但弹性振动大大提高了精细姿态控制的设计难度。以高超声速巡航飞行器的纵向通道为例,文章分析弹性振动对飞行控制系统的影响,建立高超声速巡航飞行器的弹性模型,将精细姿态控制问题简化为超燃冲压发动机进气口当地攻角的精细控制问题,考虑机体/发动机耦合和气动热造成了气动参数和模态参数大范围摄动问题,基于H∞理论设计鲁棒控制系统。仿真表明,在考虑测量噪声、舵机非线性、参数大范围摄动的情况下仍然能够很好地跟踪刚体攻角,抑制弹性攻角,保证进气口当地攻角±0.6°的控制精度,满足高超声速飞行器精细姿态控制的要求。     

吸气式高超声速飞行器动力学建模与分析

基于拉格朗日力学原理建立了吸气式高超声速飞行器(AHFV)的动力学模型,并分稳定飞行和机动飞行2种情况进行了动力学分析。首先选择确定飞行器位姿的广义坐标,然后建立动能、势能以及广义力的表达,接着推导了AHFV的质心运动方程和绕质心转动运动方程。与传统飞行器动力学模型相比较,AHFV动力学模型中包括了发动机内流体质量变化对飞行器动力学的影响项。最后对AHFV动力学模型进行分析,分析表明:在稳定飞行时,AHFV发动机内流体质量变化对飞行器动力学的影响项可以忽略,而在机动飞行时,要考虑发动机内流体质量变化对飞行器动力学的影响。     

逆向喷流技术在高超声速飞行器上的应用

文章采用基于SST k-ω湍流模型的N-S（Navier-Stokes）方程数值模拟方法,探究不同来流迎角下,逆向喷流与钝头体同轴及不同轴时,同自由来流相互作用产生的干扰流场对减阻降热效果的影响。结果表明：与无喷流情况相比,同轴逆向喷流能有效减小钝头体的阻力系数,迎角为2°时阻力系数可减小32.53%;迎角较小时,同轴逆向喷流可有效减小壁面斯坦顿数,迎角较大时,迎风面壁面斯坦顿数较大,背风面壁面斯坦顿数大幅减小;逆向喷流与钝头体轴向夹角的变化对流场及减阻降热效果产生影响,喷流与轴线夹角增大,迎风面壁面压强逐渐减小,存在使壁面斯坦顿数峰值取得最优解的喷流角度;较同轴逆向喷流,来流迎角为5°时,壁面斯坦顿数峰值可减小9.02%,来流迎角为8°时,减阻效果最高可提升1.92%。

     

高超声速飞行器机动飞行受限控制方法研究

吸气式高超声速飞行器飞行过程中舵偏不能过大,攻角、角速率等飞行状态必须满足约束,这既是超燃冲压发动机工作条件的要求,也是为了减小飞行器状态散布。针对吸气式高超声速飞行器进行高度控制时,飞行器状态和舵偏必须满足约束的实际问题,引入指令调节器进行高度回路设计。基于PI+LQ方法设计过载控制器,利用高度回路的比例-微分产生过载信号,过载信号经过指令调节器生成调节指令,过载控制器跟踪该指令完成高度跟踪。仿真结果表明,该方法设计的控制系统在阵风干扰情况下能够满足状态约束并实现快速跟踪。     

高超声速飞行器单周期飞行轨迹优化研究

高超声速飞行器的初始质量和起始角度的大小对飞行器的飞行轨迹有较大影响, 也影响飞行器的其 它参数设计。针对飞行器的飞行情况将飞行轨迹划分为6 个状态, 并建立3 个模型进行分析, 然后使用改进的粒子 群算法, 分别对初始质量、起始角度和水平位移的关系进行了测试, 并参照测试结果对飞行轨迹进行了整体优化研 究。最后通过算例进行了测试和分析, 验证了该方法的合理性和有效性。     

高超声速飞行器非线性巡航控制器设计

飞行器高超声速定速巡航时,面临着严重的气动热弹性问题,同时系统伴有匹配不确定性、非匹配不确定性以及外界扰动的问题,为了应对上述问题,提出了一种指令滤波积分动态面Backstepping滑模控制方法,首先该方法采用指令滤波处理Backstepping的计算膨胀问题,然后引入滑模控制来解决外界扰动和匹配不确定性问题;考虑到降低滑模控制引起的抖动,同时处理非匹配不确定性问题,利用高阶滑模的思想,在每一个控制回路中增加一个附加虚拟控制状态方程,并将控制的输出作用在一个积分器上,这样不仅可以降低滑模控制器的抖动,还可以利用自适应Backstepping方法处理不匹配不确定性问题;然而引入附加控制状态方程会增加系统的阶次,这使得利用Backstepping方法设计控制器时的复杂性有所增加,为此采用动态面的方法来解决这一复杂性增加的问题。最后从整体上证明了所提方法的全局稳定性,并通过仿真实验验证了该方法的鲁棒性和有效性。     

吸气式高超声速飞行器控制系统设计

为实现吸气式高超声速飞行器的姿态控制,需要对其复杂的气动特性进行分析,并完成控制系统的设计.通过研究高超声速飞行器风洞实验数据,分析其气动特性,即升力系数、升阻比和纵向总力矩系数在不同Ma时随攻角变化的规律进而进一步计算出纵向动力系数,研究其纵向动态稳定性.最后,基于气动分析设计了攻角反馈控制和法向过载控制两种不同的控制回路,分别计算出其时域和频域特性.实验结果表明:吸气式高超声速飞行器既能满足纵向动态稳定性,又具有良好的控制性能.     

高超声速飞行器弹性自适应控制方法

针对参数不确定情况下高超声速飞行器的控制问题,提出了一种弹性自适应控制方法。给出了高超声速纵向动力学模型,并对其进行反馈线性化处理,分析了参数不确定对线性化处理后的模型的影响。在此基础之上分两步进行了弹性自适应控制律的设计,基于自适应Backstepping控制方法设计了标称控制器,对所构造的李雅普诺夫函数进行分析,得到了最终控制器并证明了系统稳定性。最后与标准Backstepping控制方法进行了对比仿真实验,结果表明所提控制方法对参数不确定具有更好的适应能力。     

高超声速飞行器的非线性预测控制

针对高超声速飞行器非线性、多变量、强耦合的特征,将广义预测控制应用于其纵向模型的控制中。对模型进行输入输出反馈线性化,利用基于泰勒展开的有限时间预测控制方法,设计轨迹跟踪预测控制律,使其飞行的高度和速度跟踪控制指令。通过matlab仿真验证了该方法在参数不确定性的条件下,具有一定的鲁棒性,能满足系统的性能要求。     

高超声速机翼瞬态气动加热下热颤振分析

研究了一种气动力(热)/结构耦合的高超声速机翼热颤振的时域数值分析方法。研究目的是分析结构内部温度梯度对结构固有特性的影响机制和结构发生颤振的规律。采用非定常计算流体力学耦合结构传热的算法,获得结构的瞬态温度场;通过有限元计算得到瞬态温度场不同时刻下的热结构模态;利用结构模态叠加法建立结构动力学模型,结合Volterra级数建立的非定常气动力模型进行气动/结构耦合计算获得颤振动压。对马赫数为5、高度13 km的一小展弦比机翼进行了颤振分析。验证了该方法的可实现性。研究表明,随着温度梯度的增大结构固有频率减小,颤振动压最小值发生在结构主频率差值最小处。