抑制高超声速飞行器级间分离气动干扰的预置舵偏设计方法

高超声速飞行器级间分离时,飞行速度约为6 Ma,动压约为70 kPa,前后体之间会有较强的气动干扰,造成飞行器出现姿态偏差。为了抑制这种气动干扰,提出了一种基于CMAC神经网络的预置舵偏设计方法。该方法利用CMAC神经网络的非线性映射作用,并对CMAC神经网络结构进行改进,不以网络输出量为网络自适应学习的输入,而是以分离后的攻角为网络学习的输入,计算不同的分离干扰所需的预置舵偏值。通过仿真验证,文中提出的预置舵偏设计能够有效抑制分离气动干扰对攻角和侧滑角的影响,能使角度偏差由4°减小到0.02°。

带偏舵航天飞机的网格生成及流场数值模拟

以OV-102航天飞机为对象,研究了有舵面偏角的全机单区结构网格的生成方法,模拟并分析了高超声速条件下全机及舵面气动特性。结果表明,带舵偏航天飞机单区结构网格生成方法及流场数值模拟方法,可正确模拟该复杂外形在中小舵偏条件下的气动特性。

战术导弹组合舵效数值仿真研究

为更好的设计战术导弹控制系统,有必要研究不同通道舵面效率的情况。文中采用结构重叠网格数值仿真方法,得到多种组合舵偏状态导弹绕流外流场,重点分析了俯仰通道舵偏角的存在对滚转通道舵效的影响。结果表明,中等俯仰通道舵偏角的存在会对滚转通道舵效产生较大的影响,而滚转通道舵偏对俯仰通道舵效影响并不明显。

结冰对带舵面翼型流场的影响及其气动参数分析

利用计算流体动力学方法模拟了结冰后带舵面翼型的流场变化特征,分析了不同攻角条件下升力系数与舵面偏转角的量化关系,并对比了角冰和脊状冰条件下气动导数的差异.结果表明:与干净翼型相比,结冰后带舵面翼型的升力系数及升力系数关于舵面偏转角的变化率出现了较大降幅;舵面下偏导致的"上洗"效应将会加大冰型对流场的干扰,角冰引起的流动分离尺度受舵面偏转角的影响较大,且随着来流攻角增加而愈加明显;脊状冰可使翼型上表面产生大范围的流动分离,带舵面翼型的失速偏转角大幅提前,升力系数关于舵面偏转角的变化率大幅降低;在角冰条件下,带舵面翼型的相对气动导数呈现出3个不同的变化阶段,且随着来流攻角和舵面偏转角的增加而逐级下降,而在脊状冰条件下则呈现出2个不同的变化阶段,且其降幅更明显.

面向多阶段的无尾飞行器力矩控制分配方法研究

为满足不同飞行阶段对无尾飞行器气动性能的不同要求,提出一种多目标控制分配方法。首先,建立无尾飞行器非仿射舵效模型,对无尾飞行器控制分配问题进行数学描述。然后,提出增量式非线性控制分配方法。其次,对增量形式的次级性能指标与加权形式的综合性能指标进行构建。最后,基于有效集二次规划方法对多目标非线性控制分配问题进行求解,并进行仿真验证。在仿真场景中,与最小舵偏算例相比,最小阻力算例平均阻力系数降低了36.96%,最大升力算例平均升力系数增大了7.76%。实验结果证明了控制分配方法能在满足力矩分配误差最小的条件下,有效实现最小舵偏、最小阻力与最大升力等不同次级目标。

旋转载体驱动硅微机械陀螺幅频特性

介绍了一种安装在旋转体上,用于旋转体姿态控制的新型微机械陀螺。陀螺利用旋转载体的滚转获得角动量,当载体发生偏航或俯仰,敏感质量块受到周期性哥氏力的作用,从而敏感载体的偏航或俯仰角速度。飞行试验中舵机的舵偏打容易使陀螺发生共振,陀螺输出信号无法满足旋转载体姿态控制的要求。针对这一问题,需精确测量陀螺的固有频率。首先基于陀螺运动方程分析了其幅频特性和固有频率,并利用数值计算软件进行了仿真,最后提出了一种对该陀螺幅频特性的测量方法,得到了幅频特性曲线,确定了固有频率70 Hz。实际测量的幅频特性曲线和仿真曲线一致,测量的固有频率相对于舵偏打产生的共振频率点误差为2.1%,通过避开测得的70 Hz固有频率,获得了符合姿态控制要求的陀螺输出信号。

真实气体效应对高超声速轨道器气动特性的影响

基于一个7组元6反应动力学模型,采用NND差分格式求解化学反应Navier-Stokes方程,数值研究高超声速轨道器的绕流特性。重点讨论了轨道器气动特性在真实气体效应作用下对不同来流状态和不同舵偏角的敏感性。研究表明:真实气体效应主要发生在物面附近很薄的激波层内,缩短了激波的脱体距离,使激波层变薄,流动变量的梯度变大;空气的离解和电离导致轨道器的阻力系数比完全气体计算值低,压心位置前移。小攻角下,升力系数和俯仰力矩系数的真实气体计算值高于完全气体计算值,大攻角情形则相反。此外,小攻角时真实气体效应产生小低头力矩,而大攻角时产生小抬头力矩。单就舵面而言,真实气体效应使其阻力系数增大,使其升力系数和俯仰力矩系数在小攻角且非负舵偏角时变小,在大攻角且负舵偏角时变大。特别地,真实气体效应仅在零攻角且零舵偏角时对舵面的压心位置产生较大影响。

旋成体导弹小展弦比舵面大偏度对称状态下非对称流动机理

针对跨声速条件下,小展弦比截尖三角翼尾舵的旋成体导弹在小迎角、零侧滑、大舵偏对称状态下呈现出的非对称流动现象,本文首次对其进行了分析研究。首先,通过一系列测力试验、表面油流试验及粒子图像测速(PIV)试验对该非对称流动现象进行了精准捕捉,并对其产生的原因进行了分析。然后,基于已获得的试验数据及流场观测结果,借助数值模拟方法对所述非对称流动的细节、拓扑结构、空间形态及舵面压力分布等问题做了深入研究,并进行了详细讨论。结果表明:旋成体导弹小展弦比舵面大偏度对称偏转时,舵面前缘产生的翼尖涡会因舵面相距较近而相互干扰,促使翼尖涡沿流向非对称发展,使得舵面压力分布不均,最终导致非对称流动和较大横向量的产生,影响导弹的气动性能。

防空导弹侧向通道过载变结构控制设计及仿真

针对以大攻角飞行防空导弹三通道间严重的交叉耦合和气动参数剧烈的非线性变化,将三通道间的耦合等效为单通道的等效舵偏干扰,气动参数的非线性变化等效为标称参数的摄动,设计了一种变结构控制器,并以最大静不稳定点为弹道特征点进行了仿真。结果表明:该控制器具较高的稳态精度,能抑制一定的干扰和气动参数摄动。

主动气动起旋离心抛撒技术研究

以子母弹药主动气动起旋离心抛撒子弹药为研究对象,采用气动/运动一体化数值模拟方法对全弹主动气动起旋过程进行动力学仿真,得到母弹主动气动起旋转速与离心抛撒开舱条件;讨论了不同滚转舵偏和前置小翼对主动气动起旋过程的影响;通过子弹药弹道仿真计算,对母弹离心抛撒子弹药的射程、散布面积和散布图形进行了对比分析。研究结果表明:尾舵偏转产生的滚转力矩是影响转速的主要因素,当来流条件和姿态角保持不变时,初始滚转舵偏与全弹转速成正比;在保持纵向操纵性能的前提下,增加尾舵展长并减少弹体表面除尾舵外的其他气动阻尼面可加快全弹的自起旋过程;通过调整母弹的初始滚转舵偏和开舱条件,可以实现子弹药散布面积与散布密度的可控调节。研究结果对主动气动起旋离心抛撒技术在子母战斗部上的应用具有一定的参考意义。

基于粒子群算法的自动驾驶仪参数优化

基于线性解耦后的弹体俯仰通道数学模型,以系统稳定裕度为约束条件,以减小舵偏输入、改善系统响应为目的,结合粒子群算法寻求最优加速度计与质心距离参数,分别得出了静稳定弹体、静中立弹体、静不稳定弹体最优距离参数,采用扩展线性二次型方法设计经典两回路过载自动驾驶仪。仿真结果表明,基于粒子群算法设计的两回路自动驾驶仪在保持系统稳定裕度的同时,可用较快的速度、较小的舵偏进入稳态。

鸭式布局气动耦合问题研究

鸭式布局指空气舵位于飞行器前部,与正常式布局相比,鸭式布局空气舵的控制效率高、响应快、升阻比大,可以实现飞行器较小外包络尺寸约束下的强机动、高过载需求。同时,鸭舵尾迹作用在弹身/尾翼上产生较强的三通道气动耦合问题。通过对鸭舵控制三通道耦合机理的研究,针对鸭舵控制耦合的问题给出工程解决方案。

基于深度强化学习技术的舰载无人机自主着舰控制研究

自主着舰是未来舰载无人机面临的重要难题与关键技术.基于TD3算法结合舰载飞机六自由度运动以及航空母舰运动模型,构建了交互式深度强化学习仿真环境.针对典型海况进行了舰载无人机自主着舰训练,仿真训练过程中综合考虑海况以及航空母舰纵荡、横荡和沉浮3个线扰动,滚转、俯仰和偏航3个角扰动等因素,建立对应简化运动模型;基于某型飞机气动数据进行气动力建模,建立六自由度运动学/动力学模型;基于TD3强化学习算法,结合前馈型深度神经网络技术,在高性能GPU工作站上建立舰载机着舰交互训练环境.通过某型舰载无人机在无模型环境中“试错”训练,验证了AI技术在舰载无人机自主着舰控制中的可行性.

外挂干扰弹投放分离特性研究与优化设计

投放作战的干扰弹在与载机分离的过程中,其姿态变化直接影响自身的安全性和稳定性。基于重叠网格,对干扰弹投放分离过程进行数值仿真。干扰弹在投放过程中出现与载机挂架碰撞、投放后姿态发散等问题,通过调整预置舵偏、增加格栅舵等方式,实现1s时间内干扰弹安全分离且姿态不发散。

一种航空飞行器翼面检测系统设计

在飞机生产和对飞机进行飞行飞控性能试验的过程中,需要对飞机的副翼、襟翼、方向舵和升降舵等转动系统的偏转角传感器进行标定。舵面性能质量在飞行质量中发挥着至关重要的作用,为了完成对飞机全部舵面的检测,本文研制了一套自动检测装置。该检测装置通过对比当前偏转角与控制偏转角的差异,分析当前舵面和翼面偏转控制性能是否处于正常范围之内。大量试验证明,该检测装置能够很好地检测舵面性能。

高超声速可变形双翼气动特性

为研究高超声速可变形双翼在不同迎角和不同马赫数条件下的气动特性,并针对在给定的迎角和马赫数条件下可变形双翼的舵面偏转角选取困难的问题,通过结合二分法、遗传算法和高斯牛顿算法对处于不同迎角和不同马赫数条件下的可变形双翼的舵面偏转角进行了选取确定,分析了可变形双翼的气动特性和舵面偏转角对其气动特性产生影响的机理。研究表明:当来流马赫数为5,迎角从1°~8°变化时,可变形双翼的升阻比明显大于Busemann双翼的升阻比,最大可达4.2倍;当迎角为3°,来流马赫数从0.5~5变化时,可变形双翼的升阻比最大可达Busemann双翼升阻比的3.4倍。结果表明可变形双翼在大迎角和大速度范围内均能保持高升阻比,在高超声速飞行中将具有更好的应用价值和前景。