采用不同气动控制舵面的临近空间高超声速滑翔飞行器舵效研究

在升力体构形的基础上,构造了3种不同布局方式的气动舵作为控制面,通过数值模拟手段对FLAP舵、后缘舵及全动舵的舵效进行了比较分析,并对带全动舵滑翔飞行器的气动特性进行了风洞试验研究。数据显示全动舵在纵向通道内调节压心位置的能力较大,有足够的配平能力,在偏航及滚转控制时舵效均高于FLAP舵及后缘舵,同时可有效降低对舵机载荷的要求。研究表明对于升力体构形的飞行器而言,全动舵在临近空间高超声速范围内作为气动控制舵面具有一定优势。

太赫兹波应用于临近空间高速飞行器测控研究

临近空间高速飞行器测控需要解决"黑障"、超视距时空连续覆盖和多目标等难题,根据太赫兹电磁波可以穿透等离子体而大气传输损耗大的特点,研究以飞机和飞艇为主要平台的空基太赫兹测控系统,提出采用扩频体制实现对高速飞行器进行测距、测速、遥测和遥控的综合测控以及多目标测控,采用nR R(n≥3)测量体制实现高速飞行器的外弹道测量,分析表明空基太赫兹扩频测控系统技术可行,但离工程应用还有较大差距。

临近空间环境对高速飞行器影响分析与仿真研究

综合应用大气科学、飞行力学、计算流体力学、计算机仿真等多学科知识,简要分析临近空间敏感环境要素与强扰动现象对高速飞行器的影响效应,论证提出临近空间环境对高速飞行器影响仿真研究方案,突破临近空间环境建模仿真、高速飞行器等离子鞘套特性计算、临近空间环境影响定量评估等关键技术,进行典型案例仿真应用、演示验证和结果分析。仿真结果表明:所提出的临近空间环境对高速飞行器影响仿真研究方案切实可行,已突破的关键技术和研究成果可为未来仿真应用系统开发和工程推广应用打下坚实的技术基础。

临近空间高速飞行器测控关键技术分析与总结

临近空间高速高动态飞行器是未来武器发展重要平台,具有重要的军事应用价值,测控系统是其信息保障核心。对临近空间高速飞行器测控关键技术进行分析与总结,在介绍临近空间高速飞行器测控系统面临的主要难点和挑战的基础上,对等离子体鞘套下通信技术、临近空间测控新方法和天地海基多体制联合测控技术3方面取得的主要突破和应用情况进行了重点分析和阐述,通过飞行试验验证,Ka频段测控新方法可为10^(12)/cm^(3)等离子体环境下的飞行器提供可靠的测控通信能力。

高超声速滑翔飞行器动态逆解耦跟踪控制方法研究

针对临近空间高超声速滑翔飞行器再入段俯仰偏航以及滚动三通道运动存在非线性耦合严重的情况,建立了高超声速滑翔飞行器的多变量强耦合非线性时变倾斜转弯控制模型,提出了一种将过载控制转化为所需迎角侧滑角及滚转角误差的三通道联合跟踪控制方法,根据高超声速滑翔飞行器制导回路快速性的动态性能要求,设计了一种基于非线性动态逆及状态反馈的解耦综合控制器,闭环仿真结果表明该方法能够实现三通道运动解耦控制和制导指令跟踪,满足系统动态性能的要求。

平衡滑翔高超声速飞行器弹道预测方法

针对高超声速飞行器的弹道预测问题,提出了在平衡滑翔条件下的弹道预测方法。分析了高超声速飞行器平衡滑翔时运动参数之间的关系,并求解出带有未知参量的弹道解析式,在此基础上,结合量测数据计算出高超声速飞行器的未知参量,获得了只有时间参量的弹道解析式,即实现了弹道预测。将高超声速飞行器运动微分方程组的数值积分解作为真实数据,通过仿真实验计算了弹道预测的均方根误差,验证了弹道预测的有效性。

无动力滑翔高超声速飞行器轨迹预测方法

针对无动力滑翔高超声速飞行器轨迹预测问题及其应用需求,提出了基于动力学模型简化的轨迹预测方法。阐述了无动力滑翔高超声速飞行器预警探测面临的难点及轨迹预测在预警探测中的作用,说明了轨迹预测的必要性。分析了无动力滑翔高超声速飞行器的受力情况,通过合理的化简,得到简化的动力学模型,获得了运动轨迹的解析形式。设计了轨迹预测算法流程和轨迹预测精度的评价指标,通过仿真实验验证轨迹预测算法的有效性,并分析了引起轨迹预测误差的主要原因。

高速飞行器大型地面低气压环境热试验技术

临近空间高速飞行器飞行过程中,在低气压环境下将经受非常高的气动热载荷。对低气压环境下防隔热结构的传热特性影响因素进行了梳理,说明了气压环境对临近空间飞行器的防隔热性能的影响。为准确模拟飞行器在热载荷作用下的温度分布,建立了大型地面低气压环境热试验系统,提出了一套低气压环境热试验方法,解决了气压环境下大面积高热流长时间加热的问题,并成功应用于临近空间高速飞行器大型地面低气压环境热试验。

基于自适应多通道交互式多模型的高超声速滑翔飞行器跟踪方法

针对临近空间高超声速滑翔飞行器机动性强、单跟踪模型稳定匹配困难等问题,在分析目标受力情况与机动特性基础上,充分考虑运动学建模适应性强和动力学建模匹配程度高的特点,提出一种运动学模型与动力学模型相结合的自适应多通道交互式多模型跟踪算法。该算法以运动学模型和动力学模型为模型集,利用似然函数值对转移概率矩阵进行实时调整,增强匹配模型在滤波中的比重,利用残差边缘分布描述滤波模型在x轴、y轴和z轴3个不同维度与目标运动的匹配程度,实现了似然函数和模型概率的一一对应。仿真实验结果表明,新算法在跟踪典型控制律下的高超声速滑翔飞行器时具有良好的适应性,在目标发生机动时误差起伏较小、稳定跟踪精度高。

临近空间高速飞行器微量气动力试验及计算

针对临近空间大气环境微量气动力风洞试验准确测量需求,研制了微量天平测力系统,实现了微量天平的结构设计和静态校准。采用钝锥简单外形进行试验验证,并对三角翼升力体复杂外形做了探索,结果表明:钝锥外形验证试验中,3次试验时天平各载荷单元的气动数据重复性精度均优于4.8%;探索试验中,三角翼升力体外形采用该风洞目前能达到最低密度状态,试验结果表明:该微量测力天平在极限状态下表现较好。在此基础上,利用数值计算方法对上述外形进行模拟,并将模拟结果与试验结果进行对比,表明数值计算得到的钝锥和三角翼升力体的气动力均与微量天平测力结果吻合较好;对于简单钝锥外形,在其试验条件下,钝锥表面压阻远高于摩阻;对于三角翼升力体外形,其试验条件下环境大气更加稀薄,三角翼表面摩阻占比与压阻相当。

基于有向图切换IMM-CKF高速滑翔目标跟踪算法

为解决高速滑翔飞行器难以实现高精度跟踪的问题,提出了一种针对临近空间高速跳跃滑翔式机动目标的跟踪算法,其核心是在正弦波(sine wave,SW)自相关模型的基础上,将有向图切换原理与交互式多模型算法结合,从而实现模型集的自适应以覆盖周期机动角速度的变化,并利用容积卡尔曼滤波方法进行滤波器的设计。通过仿真试验将SW单模型和SW交互式多模型进行比较,验证了有向图切换交互式多模型算法在跟踪临近空间高马赫数跳跃滑翔式机动目标时的优越性和模型集切换的有效性。

对抗临近空间高超声速武器的方法研究

随着高超声速技术的发展逐渐臻于成熟,临近空间高超声速飞行器实战化势在必行,基于临近空间高超声速飞行器的战争样式的演变革新将给国家国防带来严峻的挑战。论文简述了临近空间高超声速飞行器的概念,分析了现代防御系统应对临近空间高超声速飞行器的差距,进而提出了高超声速飞行器对抗手段的思考。

TBCC飞行器发动机尺寸选型及爬升策略设计

针对临近空间高速飞行器爬升航迹问题,提出了一种涡轮冲压组合发动机尺寸选型的依据和一种固体火箭助推器辅助加速的爬升策略。以本文设计的一型临近空间高速飞行器为原型,基于hp自适应Radau伪谱法开展爬升航迹优化研究,将最优控制问题转化为非线性规划问题,以爬升消耗燃料质量最小为目标,利用序列二次规划算法求解最优航迹。在此基础上,分析了涡轮冲压组合发动机尺寸选型和采用固体火箭助推器加速爬升策略对爬升航迹和巡航航程的影响。结果表明,选取合理的发动机尺寸和助推器辅助爬升策略,均可有效减少飞行器爬升消耗燃料质量,提升巡航航程。

临近空间高速飞行器及其动力系统发展现状

随着科学技术的不断进步,临近空间高速飞行器技术得到了迅速发展。分别从助推-滑翔飞行器、吸气式动力巡航飞行器和空天往返飞行器三个方面,系统地介绍了近年来国外临近空间高速飞行器的发展现状,分析了其发展趋势,并总结了国外临近空间高速飞行器动力系统的发展现状。

破解“黑障”——打通临近空间高速飞行器信息之路

在国家973计划的支持下，西安电子科技大学联合相关单位，开展了对临近空间高速飞行器“黑障”问题的研究攻关。

临近空间滑翔飞行器初始下降段轨迹规划

对临近空间滑翔飞行器初始下降段的轨迹规划问题进行了深入研究。首先利用拟平衡滑翔条件,推导了初始下降段末端的切换条件;然后将初始下降段分为开环控制段和轨迹规划段,在轨迹规划段以攻角作为控制量,设计满足过程约束、切换条件和控制约束的控制律。根据所建动力学模型,采用高斯伪谱法进行轨迹优化;以航迹角偏差为自变量,设计圆弧过渡函数生成攻角指令。仿真结果表明:两种方法都能满足各种约束,且圆弧过渡法不依赖于传统的标称攻角设计,计算量小,便于在线运用。

基于Radau伪谱法的临近空间飞行器助推-滑翔段轨迹优化仿真

利用Radau伪谱法求解临近空间飞行器的助推-滑翔段轨迹优化问题。该方法在一组Legendre-GaussRadau点上构造全局Lagrange插值多项式对状态变量和控制变量进行逼近,在动力学方程中状态变量对时间的导数可由插值多项式的导数来近似,故可将动力学方程约束转化为在Legendre-Gauss-Radau点上的代数微分方程约束。因此,可将连续时间的最优控制问题转化为有限维的非线性规划(NLP)问题,之后通过稀疏NLP求解器SNOPT即可对其进行求解。最后利用GPOPS软件对一种多级火箭助推-无动力滑翔的临近空间飞行器进行了上升-滑翔段的轨迹优化仿真研究和规律性总结。

临近空间告诉飞行器数值模拟技术专栏

近年来,临近空间开发已成为全球热点领域,临近空间高速飞行器更是其中焦点,其科学问题具有前瞻性、战略性和牵引性,在世界范围内掀起了研究热潮。相比传统航空飞行器,临近空间高速飞行器存在内外流高度耦合、气动热流密度高、飞行环境复杂、子系统强耦合、多学科优化难等挑战性难题。鉴于此,航空工业成都飞机设计研究所在承办第三届临近空间飞行器学术年会的基础上。

涡轮基组合动力技术发展分析

在高超声速推进系统中,涡轮基组合动力装置凭借宽广的飞行范围和良好的比冲性能,成为临近空间飞行器的主要候选动力装置。历经几十年发展,其在关键技术方面取得了诸多突破,目前正向着工程研制方向迈进。通过对国外TBCC动力技术的发展路径、技术特点、研制经验进行系统分析,认为TBCC动力技术研究主要围绕高速涡轮发动机、冲压发动机以及组合循环发动机的技术验证开展。用于TBCC动力的涡轮发动机首选是现有发动机的改进,未来可能在继承涡轮发动机先进技术的基础上,针对高马赫数任务场景等特点进行适应性设计,发展高速涡轮发动机;冲压发动机技术进展显著,但还需向大尺寸方向发展;模态转换技术虽然取得一定突破,但还需深入验证。基于未来临近空间飞行器的需求,立足于现有技术基础和可预见的技术方向,分析提出了TBCC动力技术发展建议:提前开展关键技术预研、基于现有资源发展演示验证平台及进行基于技术发展需求的飞发协同设计。

基于传输矩阵法的等离子体鞘套传输特性分析

引入分层模型传输矩阵法,分析高速临近空间飞行器等离子体鞘套传输特性.通过对典型飞行器模型进行纳维-斯托克斯方程组数值求解,仿真了等离子体鞘套的流场电子密度分布,分析了电磁波在等离子体鞘套内传输时的衰减常数,给出信号传输的反射系数和透射系数.基于传输矩阵法的仿真结果与理论分析结果和时域有限差分法仿真分析结果有良好的一致性,同时,该方法有效降低了计算复杂度,适用于任意电子密度分布和厚度的等离子体鞘套传输特性的数值求解.