高速飞行器气动热结构耦合分析及优化设计

气动、热和结构三学科之间的耦合关系是高速飞行器面临的核心问题之一。文中利用强弱耦合关系简化了气动热结构耦合问题,并基于气动加热、瞬态热传导、热结构、热模态和热颤振的单向耦合关系来分析热弹性问题,建立了气动热结构多学科集成分析平台。针对各子学科耗时问题,文中采用了增广的自适应响应面优化策略完成了气动热结构多学科设计优化,在提高了颤振速度的同时,使升力面结构质量有了一定的降低。     

高速飞行器组合式热防护系统研究进展

针对高速飞行器长航时、高马赫数飞行过程中传统热防护系统设计与极端力、热环境不适配的问题,提出了一种组合式热防护系统概念,从防/隔热性能、承载性能等多方面介绍了组合式热防护系统的研究进展;着重阐述了填充-组合式热防护系统的性能特点及研究现状。通过对组合式热防护系统的特点进行对比发现：填充-组合式的结构效率更高,但加工工艺更为复杂;组合式热结构的隔热能力受限于隔热材料的厚度;辅助耐高温新型材料或高温热管使组合式热防护系统更加高效化,是解决结构轻量化设计的关键。对高速飞行器轻质结构热防护系统的发展方向进行了展望。     

基于热响应特性的高速飞行器多约束轨迹优化

在高速飞行器轨迹设计中,以驻点热流和总加热量为表征的传统热约束形式未能真实反映飞行器的动态热响应过程,存在约束表征不合理和过约束的缺陷。针对该问题,在传统飞行力学研究范畴的基础上,通过热环境近似拟合和热响应方程形式变换,建立包含热响应模型的高速飞行器增广动力学模型。对增广动力学模型进行热响应特性测试,结果表明在满足多约束条件下,采用跳跃飞行模式相较于平衡飞行模式可显著降低高速飞行器的内壁温度。最后使用自适应Radau伪谱法对多约束条件下的内壁温度优化问题进行研究。结果表明,相较于最佳升阻比攻角平衡飞行方案,优化设计得到的跳跃轨迹可将内壁温度降低78.4 K（降低13.97%）,优化效果明显,实现预期目标。     

再入飞行器设计中热环境参数估算方法的探讨

本文通过简化的假设及严格的推导，给出了一套用于再入飞行器总体方案论证阶段的热环境参数的定性分析和定量计算方法，适于总体设计人员在总体参数估算中应用，也可作为总体人员定性分析再入特性时使用。     

相变蓄热在飞行器热控中的应用研究

针对某飞行器内部仪器设备缺乏散热通道,易超出其工作温度范围的问题,设计了一种基于相变储热技术的散热解决方案。首先,设计了一种新型肋片式相变装置,建立其数学模型,对相关参数进行了优化;然后进行了常压下基于定温边界的相变装置性能试验;最后,为评估对流换热引起的试验误差,采用热分析软件Thermal Desktop进行了实时仿真。试验和仿真结果表明,两种结果吻合较好,采用相变蓄热装置后,能够满足舱内设备3000s持续工作且温度不超过50℃的要求,且可以忽略对流换热对试验结果的影响。     

HTV-2飞行器热防护技术分析

HTV-2是美国国防高级研究计划局(DAR-PA)和美国空军合作研制的高超声速飞行器。回顾了HTV-2飞行器热防护技术研究历程,概述了HTV-2两次热防护飞行试验情况,并对HTV-2热防护技术进行了简要分析,最后讨论了高超声速飞行器热防护研制所面临的问题与挑战。     

高超声速飞行器气动热利用方法研究

在调研国内外现有热电转换技术的基础上,探索了高超声速飞行器气动热的热利用难题。在现有直接类热电转换技术和热力循环类热电转换技术研究的基础上,提出了基于温差发电和有机朗肯循环热电技术相结合的组合型热利用方案。通过对组合型热电转换方案的热力分析表明,系统热电转换效率可达19.8%。     

高速飞行器辐射热试验模拟有效性及影响因素研究

地面辐射热试验是考核高速飞行器结构力热性能的主要手段。针对高速飞行器结构力热试验需求,介绍了辐射热试验模拟方法,分析了模拟机理和有效性,研究了载荷施加、参数测试,以及环境效应等影响模拟有效性的因素,并提出了需要重点研究的问题和相应解决方案。通过上述研究,能够提高对飞行力热环境的模拟准确程度,进一步提升高速飞行器辐射热试验的有效性和适用性。     

联邦卡尔曼滤波在高速飞行器测距中的应用研究

针对高速无人飞行器运动的特点,设计了一种基于匀加速直线运动的联邦卡尔曼滤波器。仿真结果表明：算法具有计算量小、信息传输量少的优点,在确保整个组合系统可靠性的前提下,导航精度有了明显提高。该方法可有效地提高导航系统的精度和可靠性,在提高系统容错性能的同时,能够获得较好的估计精度,为组合导航系统的数据分析和处理提供了一种有效途径。     

通用高速飞行器预测校正再入制导方法研究

给出一种适合通用高速飞行器（CAV）的预测校正再入制导方法。首先基于再入高速飞行器三自由度运动模型,研究了再入过程中CAV受到的过程约束。基于准平衡滑翔条件给出了在指定倾侧角下的参考航程的计算方法,并指出当飞行器的初始航程超过参考航程时,可以使用本文给出的方法有效抑制飞行器轨迹在高度上的振荡。为了提高制导精度,不仅给出了精确计算当前倾侧角的方法,也给出了粗略调整终端倾侧角方法。最后仿真验证了制导方法的有效性。     

高超声速飞行器鼻锥的热环境和结构热分析研究

基于典型的高超声速气动加热飞行环境,利用热流迭代修正方法对轴对称一体化结构高超声速飞行器鼻锥进行结构温度场分析.首先通过流场计算得到飞行器鼻锥的冷壁边界热流密度分布,并将其作为结构热响应有限元计算的初始边界条件.为了验证计算方法的可执行性,并为计算结果分析比较提供参考数据,首先进行只考虑导热和辐射的计算,不考虑壁面温度变化对热流影响的热流修正迭代计算.而后,针对壁面温度随时间变化,对热流密度进行修正,进行多次迭代计算模拟,用以确定高超声速飞行器鼻锥材料以及结构设计尺寸.     

高速飞行器直接力/气动力复合控制技术综述

直接力/气动力复合控制技术是实现高速飞行器大机动、快响应和高精度飞行的有效手段。本文介绍了国外几种高速飞行器的复合控制模式及系统组成,并对国内外直接力/气动力复合控制系统的主要设计方法和研究进展进行了分析总结,指出了基于分配的设计方法及联合设计方法的优缺点及进一步研究中要注意的问题。     

X-37B轨道飞行器热防护系统概况

X-37B轨道飞行器是美国波音公司制造的第一架可重返大气层并能水平着陆、执行在轨试验任务的可重复使用无人驾驶试验机,其所采用的热防护系统不同于以往的高超飞行器.介绍了X-37B的项目概况、热防护系统与热结构,以及所用材料目前的研究状况.     

飞行器头部热防护系统热分析

利用有限元法,对某飞行器头部上下表面热防护系统进行热分析,证明上表面柔性陶瓷隔热毡防护层可以满足防热需求,下表面刚性陶瓷隔热瓦防护层需要加厚.     

飞航器热结构优化方法研究综述

对飞行器热结构优化方法进行了综述．首先对工程结构优化算法进行了回顾，指出了国外、国内在这一方面的现状．其次对热／结构分析及优化设计发展进行了总结．最后讨论了热结构分析及热／结构耦合数学模型，展望了其研究前景．     

高速飞行器俯冲段制导控制一体化综述

本文从模型构建和方法设计两个方面对高速飞行器俯冲段制导控制一体化问题进行综述。首先,对俯冲段制导控制一体化模型构建进行总结,依据系统集成度提升程度的不同,分别对分通道制导控制一体化模型、全状态耦合高阶一体化模型,以及集成度提升低阶一体化模型构建进行了介绍,并对飞行器系统和设计模型特性进行了分析,指出了面临的主要设计问题。其次,针对俯冲段制导控制一体化设计难点,从快时变强不确定性鲁棒控制、高阶非匹配不确定性控制,以及考虑多约束控制方面对设计方法进行综述,总结并评述了国内外相关理论的发展现状和不足。最后,对俯冲段制导控制一体化的发展趋势进行了展望。     

陶瓷基复合材料在高超声速飞行器热防护系统中的应用

主要介绍了陶瓷基复合材料制成的热防护系统及热结构在吸气式高超声速飞行器不同部位(包括前缘、机身大面积区域和控制面)上的应用,并指出了存在的问题和面临的技术挑战。     

高速飞行器姿态/参数耦合建模与鲁棒控制方案设计

针对高速飞行器姿态与气动参数之间的耦合问题,基于状态/参数扩维思想建立了角度与角速度回路的姿态/参数扩维耦合模型,并结合典型飞行案例分析了姿态与气动参数之间的耦合特性。采用观测器对增广线性系统中的气动耦合项进行估计,并将耦合信息馈入控制器削弱对系统的不利影响。证明了基于观测器鲁棒控制方案的闭环稳定性,结合线型矩阵不等式（Linear Matrix Inequality, LMI）给出了反馈控制增益与观测器增益的选取计算方法。仿真结果表明,扩维耦合模型能够表征飞行姿态与气动参数之间的相互耦合关系。将耦合观测信息引入控制器有效地削弱了气动耦合对系统的影响,提升了系统的动静态品质。     

气动热环境下高速飞行器光学头罩光传输分析

气动热环境下,光学头罩由于受到气动热和热应力的作用,产生形变且其光学性质发生改变,进而影响到光学头罩内红外辐射光线的传输,使得头罩光学系统成像质量下降,最终将影响高速飞行器的制导精度。以红外成像在高速飞行器上的应用需求为背景,对头罩内光传输进行了数值仿真,得到了头罩光学系统在气动热环境中各项光学评价函数。