气体引射对临近空间升力体飞行器气动力热影响

针对临近空间高速飞行器的降热减阻需求,采用三维数值模拟手段研究了临近空间典型升力体飞行器气动力/热特性,分析了壁面气体质量引射对气动力/热特性的影响规律和作用机理。结果表明:壁面质量引射会略微增大激波脱体距离,对激波层和速度边界层有增厚作用,降低了边界层内的速度梯度,使得表面剪切力减小,从而具有较好的减阻效果。对于典型的升力体构型,在高度为60~70 km时,壁面质量引射减阻效率均不低于47.5%;在高度为80 km时,壁面质量引射减阻效率不低于10.2%;且壁面质量引射减阻效果随攻角增大而增强,随飞行高度升高而减弱。同时,壁面引射排出的低温气体对飞行器具有隔热保护作用,因此壁面质量引射能显著降低迎风面的热流,具有较好的降热效果。

基于干扰观测器的升力式飞行器改进离散滑模控制研究

升力式飞行器具有飞行空域宽、速度变化范围大、机动性强等特点,是近年来国内外的研究热点。本文针对升力式飞行器模型大不确定及外界干扰强带来的控制难题,提出了一种基于干扰观测器的改进离散滑模变结构控制方法。首先,建立了俯仰通道的离散控制模型。其次,设计了一种基于干扰估计的改进离散滑模变结构控制律,并证明了其稳定性。再次,分析了参数选择对控制系统的影响,验证了控制律的有效性。最后,与传统的离散滑模变结构控制方法进行了比较。仿真结果表明,与传统的离散滑模控制方法相比,本文提出的控制律控制精度更高、鲁棒性更强、滑模面收敛速度更快及抖振更小,可有效提高升力式飞行器的飞行品质,实现复杂任务的稳定控制。

基于熵权-层次分析法和优劣解距离法的飞行员胜任力评价

结合熵权法、层次分析法(AHP)、优劣解距离法(TOPSIS),提出了一种用于评估飞行员胜任力的多准则决策框架。首先,根据国内外飞行员胜任力指标框架研究进展,构建飞行员胜任力评价指标体系。其次,采用熵权法计算飞行员核心胜任力指标权重。随后,由专家使用AHP对飞行员心理胜任力和作风胜任力指标赋权,并建立融合的权重指标体系。最后,根据评价指标权重,采用TOPSIS方法对飞行员胜任力进行排序。通过将提出的方法应用于航线飞行员胜任力评估,验证方法的可行性。

升力式飞行器最短返回时间离轨点设计方法

针对升力式飞行器升阻比较大、横向再入机动能力较强的特点,提出了一种综合考虑着陆场位置、返回时间和离轨燃耗约束的最短时间离轨点设计方法。首先,在飞行器运行轨道和着陆场位置给定的条件下,求解了着陆点与星下点轨迹的最小横向距离,并考虑位置及时间约束,根据再入可达域参数确定了再入航程角和再入时间范围。其次,考虑离轨燃耗约束,推导了再入角给定时离轨航程角和离轨时间的解析计算方法,采用牛顿迭代法求解二者取值范围。最后,依据离轨段及再入段航程角范围确定了离轨窗口,用非线性优化方法求解了返回时间最短的离轨点位置。数值仿真表明,所提方法能实现多约束下的飞行器最短返回时间离轨轨道计算,具有较好的适应性,可为航天器离轨方案设计提供参考。

基于解耦滑模的升力式飞行器欠驱制导方法

针对升力式飞行器的欠驱动跟踪制导问题,提出了一种基于解耦滑模的强鲁棒制导方法。通过动力学机理与气动特性分析,构建了升力式飞行器的动力学数学模型,给出了气动参数的使用方法及存在的控制量约束条件。基于误差模型、滑模指数趋近律和解耦滑模方法,提出了适用于升力式飞行器的欠驱制导方法,并开展了典型工况下的数值仿真试验研究。结果表明,所提方法保证了升力式飞行器在欠驱动情况下的轨迹跟踪能力。

升力体飞行器飞行航区安全性精细化评估方法研究

在升力体飞行器飞行试验中,故障状态下残骸可能的散布范围大,且沿航线分布。为了精细化评估飞行试验安全性,提出了一种基于可靠性分时评估的升力体飞行器飞行试验航区安全性风险精细评估方法,能够反映飞行器长时间飞行后各系统当前状态和经历的飞行剖面对故障概率带来的影响。文中将残骸散布评估问题转换为升力体飞行器分时段可靠性计算与飞行仿真计算问题,并给出了相应计算方法以及仿真算例。该方法能够用于各类升力体飞行器的飞行试验安全性分析。

升力式飞行器集结轨迹实时规划方法

针对升力式飞行器在强干扰环境下集结的问题,提出一种可达时间快速计算方法以及集结轨迹规划方法。在满足平衡滑翔条件的前提下,提出能量航程剖面上最快到达与最慢到达对应的两种轨迹模式,推导了两种轨迹满足的条件,基于双层牛顿割线法,构建一种可达时间实时求解方法,形成了升力式飞行器集结轨迹实时规划方法。仿真结果表明,提出的集结轨迹规划方法能够完成未知强干扰作用下升力式飞行器的实时集结轨迹规划。

星际探测借力飞行轨道的混合设计方法研究

以金星借力探测火星为背景,针对传统借力飞行轨道设计方法中存在的问题,提出了一种星际探测借力飞行轨道的混合设计方法。该方法在分析借力天体特性的基础上,采用等高线图给出可能出现借力参数匹配的区域,提出"软匹配"策略进行轨道拼接,采用混合优化设计方法得到轨道优化设计参数,有效地解决了传统方法对一些满足约束条件转移轨道方案的遗漏问题。本文以2017-2018年金星借力探测火星为例给出了设计结果,设计参数与M.Okutsu给出的一致,同时还得到了该参数区域一个新的借力轨道转移方案。此外,本文还对2010-2018年采用金星借力探测火星的转移轨道进行了研究,给出了金星借力探测火星较好的设计参数区域,这些研究对于未来可能的火星探测任务的设计与规划具有重要的参考意义。

结合行星借力飞行技术的小推力转移轨道初始设计

针对结合行星借力和小推力技术的行星际转移轨道设计问题,提出一种基于形状逼近策略的初始设计方法。采用改进的逆六次多项式策略计算小推力弧段,通过引入B平面参数和推进器开关点时间系数实现行星借力和推滑混合轨道的拼接,将初始设计问题转化为求解混合整数非线性规划问题。为降低规划模型求解难度,通过参数变换对模型进行简化处理,并采用具有全局大范围搜索能力的改进微分进化算法求解最优设计参数。数值结果表明:相比正弦指数曲线设计方法,本文方法可以有效对交会型转移轨道进行设计,并且可以提供更少燃料消耗的探测机会。

昆虫飞行高升力机理的研究

随着仿生扑翼飞行机器人的微型化,当扑翼飞行机器人达到昆虫量级的时候,任何复杂的运动系统都将面临难以实现的问题。本文从研究现有比较成熟的昆虫飞行高升力机制出发,指出了现有"昆虫飞行高升力机理"研究成果中存在的一些问题,用"柔性楔形效应"对昆虫飞行高升力机理进行了合理解释,提出"柔性楔形效应"是昆虫前飞过程中获得很大升力的主要原因。用"柔性楔形效应"解释昆虫飞行高升力机理,翅翼运动的模拟方式有可能只需在自适应变形状态下施以简单的节律运动。该结论将对仿生扑翼飞行机器人的研究产生重要影响。

太阳高纬探测器的借力飞行轨道设计

行星借力飞行技术可以节省深空探测任务的能量消耗.针对借助内行星引力向太阳高纬度发射探测器这一科学任务,分别以金星和地球为借力星体,运用圆锥曲线拼接法,通过求解兰伯特问题绘制能量等高线图,搜索多天体交会发射机会,设计探测器与借力体轨道周期之比为1∶1或2∶3的多次借力行星际轨道,获得相对黄道面成大倾角的目标轨道.分析表明,采用多天体交会借力相比单天体借力可大大降低发射能量;3次借用金星或者地球的引力可以使探测器轨道相对黄道面的倾角达到30°左右;3次地球借力轨道性能为最优,需要的地球发射能量更低,而且飞行器进入目标轨道之前的转移时间较短.

基于椭圆型限制性三体模型的借力飞行机理研究

针对星际探测中的借力飞行技术,基于椭圆型限制性三体模型,深入研究了借力飞行自由参数与借力飞行轨道变化之间的关系。在椭圆型限制性三体问题的假设下,通过正向和逆向积分相结合的方法,重点研究了借力天体轨道偏心率和相位角对借力飞行逃逸和俘获区域参数变化的影响,同时分析了借力天体轨道偏心率和相位角对借力飞行实现顺行轨道与逆行轨道转变区域参数变化的影响,并以地月系统引力参数为例,分析了借力天体分别对应不同轨道偏心率和相位角时,前向和后向飞越情况下,借力飞行对轨道能量和角动量的影响,总结出了相应的变化规律。这些研究对于借力飞行轨道的设计与应用具有重要的参考意义。

基于圆型限制性三体模型的借力飞行机理研究

针对星际探测中的借力飞行技术,基于圆型限制性三体模型,深入研究了全相位角情况下借力飞行自由参数与借力飞行轨道变化之间的关系。在圆型限制性三体问题的假设下,通过正向与逆向积分相结合的方法,给出了圆型限制性三体系统中,通过借力飞行实现逃逸与俘获以及顺行轨道与逆行轨道转变的条件,并以地月系统为例,给出了通过月球借力飞行实现地月系统俘获与逃逸的借力飞行参数选择区域。同时,也给出了通过月球借力飞行实现轨道类型转变的参数变化范围。最后,讨论分析了借力飞行高度、速度和借力相位角对借力飞行轨道能量变化量的影响,进一步揭示借力飞行自由参数与借力飞行轨道变化之间的关系。

昆虫飞行高升力的一种新解释——柔性楔形效应

以探索仿生扑翼飞行机器人研制为目的,在研究"柔性楔形效应"的基础上,将昆翅视为柔性翅,提出用"柔性楔形效应"解释昆虫飞行高升力的观点.指出了用"柔性楔形效应"解释昆虫飞行高升力的仿生学意义.根据该观点,翅翼在自适应变形状态下施以简单的节律运动将是未来仿生扑翼飞行机器人翅翼驱动方式的发展趋势.仿生运动的模拟越简单越容易稳定地实现,实验小组已设计制作了仿生扑翼飞行机器人样机,并成功进行了多次室外放飞.

附加深空机动的借力飞行全局优化

借力飞行轨道设计是一个多变量强约束的非线性优化问题,初始方案通常采用不需要初值猜测的全局优化算法进行优化,但是借力点处的C3匹配原则等较强的约束条件极大影响了全局算法的收敛性能.针对这一问题,研究了附加深空机动的借力飞行模型,在借力点处引入B平面和辅助转角,推导了离开超越速度的解析表达式,通过求解Lambert问题和轨道递推得到日心转移段的深空机动脉冲.利用微分进化算法对问题进行优化,结合木星探测算例,对VEE(Venus-Earth-Earth),VEME(Venus-Earth-Mars-Earth)和VEVE(venus-Earth-Venus-Earth)三种深空机动借力飞行方案进行优化,给出了优化结果.

升力式再入飞行器覆盖范围计算分析

将升力式再入飞行器的覆盖范围生成问题转化成满足再入约束条件下的最大纵程、最小纵程、最大横程以及一定纵程下最大横程的轨迹优化问题,采用序列梯度-修复算法来解这一系列的轨迹优化问题,最后进行了仿真分析.仿真结果表明:本文采用的方法合理可行,升力式再入飞行器的覆盖范围为一个左右不对称的扇形区域.

升力体布局飞行器BTT协调转弯驾驶仪研究

针对升力体布局飞行器BTT协调转弯控制问题,提出了两回路+PI校正的偏航过载驾驶仪结构及近似构造内回路侧滑角速度反馈的实现方法。重点分析了转弯加速度对弹体偏航通道影响的特点,并基于干扰输出最小原理确定了两回路+PI校正的过载驾驶仪结构,保证系统的快速性及稳定性。论证了内回路侧滑角速度反馈能使干扰收敛至零的本质,并利用偏航角速度+前馈补偿近似构造侧滑角速度反馈,确保方法的工程可实现性。仿真结果表明,该驾驶仪结构能实现转弯过程中侧滑快速归零,提高协调转弯能力,鲁棒性较强,具有一定工程应用价值。

升力式再入飞行器的神经网络自适应逆控制系统设计

分析了升力式再入飞行器的动力学模型,针对现有的再入控制方法的缺陷,提出了利用神经网络自适应逆来设计再入控制系统,使再入飞行器控制系统克服现有的控制方法的缺陷,无需大量的增益调节,自动适应非线性、强耦合的对象特性,适应大范围环境变化,减小对不同飞行条件下气动与结构参数的依赖性,自动补偿不确定因素。最后通过simulink建模对控制系统进行了仿真,验证了此控制系统能很好地跟踪输入,并且能抑制大范围的外部扰动。

深空探测器借力飞行段的自主光学导航方法

提出了一种用于探测器借力飞行段的自主光学导航方案。该方案利用星敏感器以及光学导航相机,通过测量恒星平行光方向及对行星张角,利用几何关系计算出探测器的相对位置,并利用扩展卡尔曼滤波算法进行修正,最后通过仿真验证了这种自主光学导航方案的可行性。

升力体高超声速飞行器横向气动特性研究

升力体高超声速飞行器具有较高升阻比,但稳定性尤其是横侧向稳定性差,研究表明,在横侧向两个方向中,横向稳定性更弱。为了深入理解升力体高超声速飞行器最薄弱的横向稳定性问题,进行了两种典型升力体高超声速飞行器滚转动稳定特性的风洞试验研究。试验采用自由振动方法,试验马赫数5和6,单位雷诺数分别为Re/L=2.3×107和2.0×107。试验结果表明:升力体模型一在小迎角就出现自激振动,判断是由于头部存在非对称转捩引起,通过在模型前体顺气流方向布置绊线促使流动在绊线处对称转捩的方式,有效抑制了模型的自激振动,并使受激后的滚转自由振动曲线线性增强,滚转动态稳定性增加;升力体试验模型二的滚转非定常气动力的试验中模型的振荡具有较强多频谱和周期性特征,对该试验模型加绊线前多种状态的滚转非定常振动曲线进行的谱分析发现,它们都存在除机械阻尼外的3个振动频率,说明高超声速横向绕流有3个特征尺度,即横向分离或转捩流动有3个不同的尺度。建立由这3个振动频率余弦和形式表达的滚转力矩数学模型。从数学模型值与相应气动数据的对比来看,3个振动频率建立的数学模型捕捉了升力体高超声速飞行器滚转非定常气动力试验曲线的基本趋势,也涵盖了滚转力矩主要的量值范围。