高超声速大动压下整流罩分离测力风洞试验

针对高超声速试验模型整体式整流罩的反推火箭拔罩分离问题,开展了反推火箭喷流模拟方法和风洞测力试验装置设计研究,试验模拟了马赫数5、动压33 kPa时整流罩反推喷流干扰效应和分离距离影响,获得了反推喷流和分离距离影响下的整流罩气动特性。试验研究表明:反推火箭拔罩分离过程中,喷流干扰作用主导了整流罩的气动特性,使得法向力系数、轴向力系数和俯仰力矩系数分别出现了44.5%、32.4%和198.6%的最大变化量;在负迎角下,整流罩压心前移显著,使得静稳定设计的整流罩呈现出静不稳定性,不利于整流罩安全分离;分离距离越大,分离距离变化对整流罩气动特性的影响越弱;将分离初始迎角限定为小的正迎角,整流罩在分离过程中容易保持姿态稳定,有利于整流罩安全分离。

逆向射流对高超声速升力体构型的减阻特性研究

在高超声速飞行过程中,飞行器往往会面临巨大的阻力,严重限制了其飞行性能,并增加了飞行器表面的热负荷和材料应力。针对这一问题,通过数值模拟系统地分析了射流孔数量、位置和攻角对升力体减阻性能的影响。研究结果表明,随着射流孔数量的增加,整体减阻率显著提高,有效降低了升力体头部的高压区域,但也导致四周流场的不稳定性增强。射流孔位置对激波脱体距离和“气膜”厚度具有重要影响。此外,增大攻角会导致整体减阻率下降,但对局部减阻率影响较小,同时会增加上下壁面之间的压差。进一步比较研究发现,在20 km和55 km高空条件下,这3种因素对减阻性能的影响规律保持一致。研究结果为设计高效减阻方案提供了重要参考。

低轨星座红外探测器对临近空间高超声速目标的可探测性分析

以STSS LEO红外探测平台为例,分析其对AGM-183A类空射式高超声速目标的可探测性。为了直观比较不同条件下目标的光电探测特性,将其量化为焦平面上输出信噪比超过阈值的像元数量。首先计算目标气动温度及光谱辐射强度,再利用探测器模型,计算在不同探测方向、距离和角度下,焦平面的信噪比峰值以及超过信噪比阈值的像元数量。分析结果表明,星下点模式下信噪比峰值最高(335),且超过信噪比阈值(6)的像元数最多(54×54),此像元数代表LEO星座对AGM-183A目标的最大可探测性。在临边探测模式下,给出目标可探测性随探测角度和目标温度的变化规律。结果表明,当目标温度接近800 K且探测方位角ψ小于10°(或大于170°)时,焦平面上超过信噪比阈值的像元数量为4×4,说明此时目标可探测性已经接近探测器的理论极限(3×3)。对比来看,温度的改变对目标可探测性的影响更为显著。在临边探测模式下,目标在飞行中段采用主动冷却手段降低表面气动温度以逃脱LEO探测的概率更高。从提高预警能力角度,要提高探测器在最不利角度对温度接近800 K目标的信噪比阈值(方位角ψ小于10°或大于170°时焦平面像元数量不低于8×8)。

基于Q学习的高超声速飞行器自抗扰控制研究

为实现高超声速飞行器姿态自抗扰控制的参数整定,提出一种模糊Q学习算法。首先,采用强化学习中的Q学习算法来实现姿态自抗扰控制参数的离线闭环快速自适应整定;然后,根据模糊控制的思路,将控制参数划分为不同区域,通过设定奖励,不断更新Q表;最后,将训练好的Q表用于飞行器的控制。仿真结果表明,相对于传统的线性自抗扰控制(linear active disturbance rejection control,LADRC)和滑模控制,基于Q学习的LADRC省去了人工调试参数的繁琐过程,且仍具有良好的跟踪效果。蒙特卡罗仿真测试结果验证了基于Q学习的LADRC的鲁棒性。

升力体外形高超声速边界层转捩红外测量实验

在常规高超声速风洞中,开展了针对升力体模型的边界层转捩红外测量实验,研究了不同单位雷诺数和马赫数对升力体边界层转捩的影响规律,并与eN方法计算结果进行了对比。实验模型长度为800 mm,来流单位雷诺数为0.46×10^(7)~3.94×10^(7)m^(–1),马赫数为5~8,迎角为0°。通过大面积红外热图技术获得了模型表面温升分布,得到了边界层转捩阵面形状。实验结果表明:在升力体边界层中存在横流失稳和第二模态转捩;随着单位雷诺数增大,横流转捩效应增强,模型下表面和上表面温升增大,转捩阵面前移,转捩区域扩大;随着马赫数增大,横流转捩效应减弱,转捩位置后移,转捩区域显著减小;不同单位雷诺数和马赫数下的转捩N值比较接近,但上、下表面的转捩N值不同(下表面约为6,上表面约为2.5),侧缘在高单位雷诺数下会出现高频第二模态转捩。

多高超声速滑翔飞行器协同避障轨迹规划研究

建立高超声速滑翔飞行器动力学模型和考虑复杂多约束条件的协同轨迹规划模型,着重考虑对雷达探测区、火力场覆盖区等禁飞区的避障和弹群内避碰问题,构造安全距离函数对禁飞区避障和弹群内避碰约束进行描述,采用自适应hp-Radau伪谱法将上述多约束条件下的复杂最优控制问题转化为非线性规划问题求解。提出协同避障轨迹规划流程,针对某通用大气飞行器(common aero vehicle,CAV)开展“异地出发,同时到达”的协同避障轨迹规划仿真,并进一步探究禁飞区位置和协同飞行时间对最优性能指标的影响。研究结果表明:本文提出的多高超声速滑翔飞行器协同避障轨迹规划方法有效处理了各种复杂约束条件,得到了满足各类约束条件和性能指标要求的多飞行器协同飞行轨迹。

高超声速飞行器热-结构试验若干关键技术

热-结构试验是高超声速飞行器研制过程中不可或缺的环节。本文在给出热-结构试验内涵与特征的基础上,结合热-结构试验典型科目介绍,呈现了热-结构试验体系总体架构,为全面了解热-结构试验提供参考;其次重点分析了当前热-结构试验中亟待突破的时变超高温热载实现、局部热载大梯度模拟以及时/频域载荷协同等7大关键技术。

面向可打击区域的高超声速飞行器制导控制一体化方法研究

针对高超声速飞行器制导和控制系统分离设计方法的不足,提出通过制导控制一体化设计提升其可打击区域的方法。首先,在建立高超声速制导控制一体化模型的基础上,揭示了其通过控制弹体坐标系与地面坐标系的牵连加速度来跟踪制导指令的工作原理。其次,通过典型弹道的数值仿真,对比分析了制导控制一体化设计相较于分离设计的控制信号差异。最后,通过确定制导控制分离设计及一体化设计的高超声速飞行器可打击区域的方式,从大样本仿真角度体现制导控制一体化的优势。结果表明,制导控制一体化设计可以放宽对可用过载的需求且有助于提升高超声飞行器的可打击区域。

气动杆与喷流组合模型高超声速减阻机理研究

采用数值方法研究了由气动杆、逆向喷流和侧向喷流构成的组合模型的高超声速减阻机理,该方法基于有限体积法,且采用了AUSM+空间离散格式和Menter's SST k-ω湍流模型。结果表明:气动杆对流场进行了有利控制,削弱了原始激波,逆向喷流增强了气动杆前方弓形激波的强度,实现了高超声速来流的首次减速,而侧向喷流形成的桶状激波实现了气流的二次减速,三者的联合作用减弱了钝头体的再附激波,实现了高超声速钝头体的减阻。此外,增加气动杆长度和两个喷流总压均可提高系统减阻性能,但阻力系数降低的速率逐渐减小。

高超声速飞行器积分滑模自抗扰控制研究

针对高超声速飞行器不确定性问题,提出了一种自抗扰控制与积分滑模控制结合的跟踪策略。通过对高超声速飞行器模型的分析,将其转变为速度子系统和高度子系统,其中速度子系统是典型的一阶系统,高度子系统则由高度环、航迹角环、俯仰角环组成。采用跟踪微分器安排系统的过渡过程,使用扩张状态观测器对系统总扰动进行估计。设计积分滑模控制律代替自抗扰控制中的非线性状态误差反馈控制律。结果表明所设计的跟踪控制策略对不确定性具有很强的鲁棒性,与传统滑模自抗扰控制相比,其在调节时间、跟踪精度和控制信号平滑性方面更有优势。

2023年国外高超声速领域发展综述

高超声速武器将使未来战争的样式产生深刻的变化,是当前装备科技领域博弈的焦点之一。对2023年美国、俄罗斯、法国、印度等世界主要国家在高超声速领域的重要发展动向进行梳理,分析其发展态势。最后,对国外高超声速技术的发展进行了总结。

湍流普朗特数在高超声速绕流中的修正

为精确模拟高超声速激波/湍流边界层干扰导致的复杂非平衡湍流流动,提出一种湍流普朗特数修正模型。应用数值模拟及理论分析方法,对高超声速来流马赫数为9.22的平板、压缩拐角等绕流进行数值分析,评估了所提出的湍流普朗特数修正模型。数值模拟结果与实验数据及Kays湍流普朗特数模型的对比表明:对高超声速复杂流动,湍流普朗特数应进行修正,提出的经湍流非平衡参数修正的湍流普朗特数修正模型与原模型及Kays模型相比,给出的壁面压强、壁面热流更精确,壁面最大热流相对误差小于6%。

2023年国外高超声速技术发展综述

2023年,世界各国加速推进高超声速技术发展,在高超声速滑翔导弹、巡航导弹和高超声速飞机等各技术领域均取得了新的突破和进展。美军高超声速滑翔武器试验进展受挫,部署进程推迟;高超声速巡航导弹试飞一次获得成功,极大地推动了巡航武器项目的工程化研制。

高超声速飞行器多物理场虚拟飞行建模方法研究

为了解决高超声速飞行器飞行试验成本高昂、风险较大、飞行性能评估困难等问题,提出多物理场虚拟飞行方法,通过建立高拟真度多物理场仿真模型替代飞行试验,实现快速、准确的飞行性能分析。本文考虑气动、结构、控制和弹道学科间的耦合效应,采用松耦合方法建立高超声速飞行器流固耦合模型并开展虚拟飞行仿真研究。采用活塞理论计算非定常气动力载荷、模态叠加法计算结构动响应;将时变的气动力载荷和结构振动变形整合到六自由度飞行动力学模型中,构建多物理场虚拟飞行仿真流程;以某三维高超声速飞行器为对象开展虚拟飞行仿真研究,分析结构动变形、非定常气动力动响应对其飞行弹道和控制系统的影响规律。研究结果表明,本文构建的虚拟飞行模型能够快速、准确地获得飞行过程中的动态特性、受控特性与载荷特性,可为高超声速飞行器的总体设计提供高效、低成本的飞行性能验证途径。

美陆军远程高超声速武器:一路坎坷亟待“上岗”

“天下武功,唯快不破。”高超声速武器具有飞行速度快、机动性强、防御难等特点,正在成为世界各国武器装备研发的重点内容之一。本刊从本期起将聚焦世界各国高超声速武器装备研制现状,以专题连载的方式介绍美国陆军“远程高超声速导弹”、空军“空射快速响应武器”、海军“常规快速打击”和其他高超声速武器项目,俄罗斯的空基“匕首”、陆基“先锋”、海基“锆石”高超声速导弹和其他高超声速武器项目,以及法国、日本和印度等国的高超声速武器装备研发计划。

基于滚动时域估计的高超声速飞行器轨迹跟踪

针对高超声速飞行器高精度轨迹跟踪问题,提出一种将滚动时域估计与交互式多模型算法相结合的强机动目标轨迹跟踪算法。给出了半速度系下的高超声速飞行器滑翔段运动模型及量测模型。利用滚动时域估计方法将状态估计问题转化为有约束的优化问题,并充分考虑飞行器滑翔段物理约束。在此基础上,为应对目标不同机动模式,借助交互式多模型算法思想建立模型集对其进行近似。分别在机动模式不变和机动模式突变的情况下对算法进行了验证。结果表明,新算法采用多个模型并行估计,即时调整模型概率后进行融合输出,能够有效避免目标跟踪模型失配,可显著提高对于高超声速飞行器这类强机动目标的轨迹跟踪精度。

预设时间性能约束下高超声速飞行器的自适应容错控制

考虑输出误差约束、不确定和执行器故障影响下的高超声速飞行器的跟踪控制问题,提出自适应容错反步控制策略。首先,设计指数型预设时间性能函数,保证输出误差在预设时间内满足约束要求。其次,通过自适应律解决不确定项和升降舵故障。利用跟踪微分器解决“计算爆炸”问题,避免反步控制中对虚拟控制输入的高阶求导。最后,基于Lyapunov理论证明闭环系统的稳定性,并通过仿真验证所提控制策略的有效性。

高超声速变体飞行器关键技术研究综述

高超声速变体飞行器有潜力通过变形提升飞行器在宽速域、大空域飞行全包线下的适用性,在未来的民用与军事领域都具有极大的战略意义。本文主要对高超声速变体飞行器的研究进展进行综述,阐述了国内外高超声速和变体飞行器项目的研究进展和现状,并且对现有的高超声速变体飞行器的主要变形方式进行了分类与介绍。同时,总结了高超声速变体飞行器在变构型机构设计方法与理论、高功重比与快速响应的驱动设计、可承载大变形蒙皮、承载/热防护一体化结构设计等方面的技术难点,提出了高超声速变体飞行器的后续研究发展方向,以期对后续高超声速变体飞行器的相关研究提供一定的参考。

高超声速喷管流场不均匀性分析与改进

飞行器的发展,对风洞不同模拟条件下气动和操稳特性的准确预测提出了更高需求。风洞流场品质是影响试验数据精准度的主要因素之一,本文以某风洞马赫数5.5喷管为研究对象,开展喷管出口流场不均匀性研究。通过数值计算捕捉喷管内部微弱波系结构,分析喷管型面设计方法、型面加工精度和型面拼接处阶差等因素对喷管出口流场品质的影响,并与风洞流场校测结果进行对比分析,得出目前影响喷管出口流场品质的主要因素是拼接处阶差,并针对该因素提出了改进策略,通过对喷管合理分段减少波系对试验区域影响,以进一步提升风洞流场品质。

乘波体设计与优化研究进展——从高超声速至宽速域

高超声速飞行器是当前世界航空航天强国抢占制高点的重点方向.目前,该类飞行器正朝着更高速度、更强机动和更宽速域的方向发展,而乘波体的高升力、高升阻比以及下表面流动均匀等优势使其在高超声速飞行器设计中极具应用价值,是当前国内外高超声速气动布局领域研究的热点之一.文章回顾了国内外典型高超声速飞行器和宽域飞行器的发展历程和趋势,系统概述了传统乘波体的设计方法、优化方法、各向稳定性以及宽域化乘波体设计方法等方面的研究进展,并提出一种全参数化描述的宽域乘波翼身融合布局设计方法及宽域气动布局方案,结合数值计算和风洞试验对该布局的宽域气动特性进行了详细评估,结果表明:该布局的亚声速、超声速和高超声速最大升阻比分别为8.4(Ma0.8),5.8(Ma1.5)和5.0(Ma5),整个宽域焦点变化范围为4.8%L,具备较优的宽域升阻匹配和操稳匹配特性.最后,对乘波体在超高速气动物理影响与正向优化设计方法、宽域布局设计与优化方法以及智能可变形飞行器等方面的发展方向进行了展望.