吸气式高超声速机动飞行样式及其关键技术分析

机动飞行性能是确保吸气式高超声速飞行器实现多种应用的关键能力之一,本文重点对吸气式高超声速飞行器机动能力特点进行研究。首先分析了国外吸气式高超声速飞行器的发展趋势,就其典型机动能力水平和机动样式进行了初步分析,以美国当前典型高超声速导弹项目为例,梳理了吸气式高超声速飞行器的典型机动应用样式。在此基础上,从总体设计、气动外形、飞发一体、制导控制、多场耦合等方面,梳理分析了确保和提升吸气式高超声速飞行器机动能力的关键支撑性技术。

吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化设计技术研究进展及分类对比分析

为了探索吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化设计技术新理念,按照高超声速飞机和SSTO/TSTO分类对其一体化设计技术主要研究进展进行了对比分析,结果表明:高超声速弹用一体化设计技术采用将进气道直接作为前体的方案较多;高超声速飞机一体化设计技术需重点兼顾宽速域整体气动性能;SSTO/TSTO一体化设计技术则由于火箭发动机的引入在一定程度上改善了其对一体化设计的具体需求;同时,近年来高超声速内/外流"弱干涉"和"无干涉"等新型一体化设计技术已逐渐成为一个重要发展方向。对背负式进气的内/外流"无干涉"一体化和常规腹部进气的前体预压缩内/外流"强干涉"一体化方案开展初步对比,研究表明"无干涉"一体化方案升阻比等气动性能更优,同时整体气动特性对飞行条件变化不敏感,具有更好的宽速域适应性,值得进行深入研究。

2015年全球高超声速吸气式推进技术发展综述

介绍了2015年美国、欧洲、日本、俄罗斯和澳大利亚等国家和地区一些主要的吸气式高超声速技术计划和飞行器的研究情况,并对当前国外吸气式高超声速推进技术方面的发展现状进行了简要分析。

高超声速动力能热管理技术综述

高超声速飞行器因良好的高速突防和快速打击能力成为重要的装备发展方向,但高超声速飞行工况的特殊性使其动力系统对热管理和能源供给提出了严苛的需求。通过分析文献对高超声速动力的热防护、燃油热管理和进气预冷等技术进行了详细评述。热管理对高超声速动力装置的功能和性能实现具有重要影响,但其目前在该领域研究技术的成熟度较低,飞发一体化是解决问题的重要技术途径之一。通过文献综述对能源供给的生成及利用等技术与传统飞行器进行了对比,概述了现有高超声速动力主要的能源供给方式的关键技术为燃油裂解气涡轮等,在此基础上总结了能热(能源与热)管理的未来发展趋势为热电转换等,为高超声速动力能量综合能热管理技术的发展提供借鉴。

美国普惠公司吸气式高超声速推进技术发展综述

美国普拉特．惠特尼公司（P＆W）正在开发吸气式高超声速部件和发动机技术。在将氢燃料推进系统用于空间进入飞行器的国家航空航天飞机（NASP）计划中，开发了超燃冲压喷气发动机数据库。2004年进行的由普惠公司设计、由NASP派生的Hyper-X氢燃料超燃冲压喷气发动机两次成功的飞行试验，为验证所使用的编码技术提供了飞行试验数据。第一次试验的马赫数接近7，第二次试验的马赫数接近10。美空军研究实验室（AFRL）高超声速技术（HyTech）办公室已决定继续改进NASP，不断开发新技术，以验证液碳氢燃料超燃冲压喷气发动机系统在马赫数4～8下的适用性、性能和耐用性。在AFRL和美国防高级研究计划局（DARPA）的资助下，计划在超燃冲压喷气发动机演示样机-骑波器（SED-WR）项目下，在2008—2010年进行飞行质量、燃料冷却方式的碳氢超燃冲压喷气发动机飞行试验。将超燃冲压喷气发动机用于组合循环推进系统的技术也正在研究中。超燃冲压喷气发动机和固体火箭助推器的组合适用于高超声速巡航弹。使用气体涡轮机进行低速加速和使用火箭发动机助推的超燃冲压式喷气发动机正在研究中，以用于高超声速巡航飞行器和可重复使用的发射系统。

吸气式高超声速机体/推进一体化飞行器数值和试验研究

发展吸气式高超声速技术是实现可持续高超声速飞行(尤其是在大气层以内)的重要途径。吸气式高超声速飞行器为了获得良好的气动-推进性能,必须采用机体/推进一体化设计。笔者发展了针对一体化飞行器的气动力和推进力的划分体系和计算方法,发展了内外流数值计算软件。研究了机体/推进一体化设计的平头形高超声速飞行器在进气道关闭条件下的气动性能,并进行了试验验证;数值研究了进气道打开和发动机工作条件下一体化飞行器的气动-推进性能;研究了机体和推进系统的不同部件对飞行器气动-推进性能的贡献。

吸气式飞行器高超声速风洞气动力试验技术研究进展

机体/推进一体化吸气式飞行器结构布局形式特殊,为精确获得其气动力特性风洞试验数据,必须发展可靠的风洞试验技术。针对一体化高超声速飞行器气动力风洞试验需求,在中国空气动力研究与发展中心的高超声速风洞上发展了吸气式飞行器通气模型测力试验技术、尾喷流模拟测力试验技术、铰链力矩测量试验技术、通气模型动导数测量试验技术和飞行器表面摩阻测量试验技术,为获得可靠的机体/推进一体化吸气式飞行器高超声速风洞气动力特性数据提供技术支撑。

吸气式高超声速技术研究进展

总结了中国空气动力研究与发展中心(CARDC)在吸气式高超声速技术在试验设备、超燃冲压发动机、数值模拟以及机体/推进一体化飞行器等方面的研究进展。介绍了三种类型的高焓设备:脉冲式燃烧加热风洞、连续式燃烧加热风洞和电弧风洞。通过多种尺度的超燃冲压发动机的直连式和自由射流式试验,获得了发动机的基本性能及其随油气比、喷孔位置等的变化规律。对比连续式和脉冲式风洞试验结果,得知工作时间大于100 ms的脉冲式燃烧设备是开展发动机基本性能研究的经济、高效试验手段。成功研制了三维大规模并行数值模拟软件平台AHL3D并广泛应用于发动机研究。在0.6 m风洞中,完成了1.5 m带动力飞行器试验,获得了发动机工作和不工作状态下的飞行器推阻及升力特性。

日本的高超声速吸气式发动机试验设备及试验技术

日本国家科技厅研究开发局对发展宇航运输系统的带翼航天器,包括吸气式发动机试验设备的建设,做了统一规划。建造了主流喷管出口尺寸510mm×510mm、Ma=4、6、8的高超声速自由射流台(简称RJTF)及大型自由活塞式激波风洞(HIEST)等设备。上述工作为发展新型吸气式发动机技术打下了基础,经使用证明,试车台设备设计、试验技术等方面都取得了成功,保障和推动了日本宇航运输系统开发计划的进展。

吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化内外流非定常耦合方法

基于吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化的气动布局设计方式,文章提出了一种内外流一体化流场的耦合求解方法,其中燃烧室内流场采用考虑有限速率化学反应动力学模型的一维非稳态方法求解,进气道和尾喷管外流场采用二维CFD软件计算,进气道与燃烧室在耦合界面处通过一维平均方法实现静温、静压和Mach数等参数传递.并分别以日本国家航空与航天实验室(NAL)的氢燃料燃烧室模型作为内流场验证算例,以某典型高超声速飞行器一体化模型作为内外耦合流场验证算例.研究结果表明:有限速率化学反应准一维方法能较为准确地模拟燃烧室内燃烧流场,提出的内外流场耦合方法能够有效地计算出内外流耦合效应,计算后体压力分布与理论值较接近.该方法可为超燃冲压发动机的性能快速分析和吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化的初步分析设计提供重要参考.

吸气式高超声速飞行器控制的最新研究进展

随着超燃冲压发动机技术的快速发展,吸气式高超声速飞行器正受到世界范围内的高度关注,而其控制系统的设计则是重中之重.首先简要回顾了吸气式高超声速飞行器建模的发展,表明了对其进行控制器设计的复杂性;然后着重阐述了几种广泛应用于吸气式高超声速飞行器的控制方法:基于线性化模型的控制方法、反向递推法、T-S模糊控制方法、自适应控制和滑模变结构控制;最后指出了在控制器设计环节需要考虑的若干问题,例如:执行机构的非线性、容错控制、多目标控制、切换控制等,同时也是今后吸气式高超声速飞行器控制系统设计的研究方向.

吸气式高超声速飞行器巡航段突防弹道规划

针对吸气式高超声速飞行器巡航段面临的终端碰撞角约束中制导策略,在合理假设的基础上,建立了巡航段攻防对抗数学模型,然后以特定的双方终端弹道角偏差为约束,并出于突防效率考虑以终端横纵向位置偏差最大和控制能量最小为性能指标,基于优化模型预测静态规划算法,在满足控制输入饱和限制情况下得出了飞行器的突防弹道,并且优化算法通过对控制输入和期望终端状态偏差权重矩阵的自适应调整,不仅可以保证在飞行器控制输入饱和限制情况下的收敛速度,而且有效增强了不同初始设置和约束情况下的收敛鲁棒性。

吸气式高超声速飞行器纵向运动反演控制器设计

针对气动/推进/结构耦合的吸气式高超声速飞行器纵向平面飞行控制问题,提出了基于反演的鲁棒控制器设计方法。利用曲线拟合模型将控制系统表示为反馈形式,采用反演方法设计虚拟和实际控制器,并引入鲁棒微分器估计虚拟控制量的导数,解决了虚拟控制量求导运算复杂的问题。为增强控制器应对不确定项的鲁棒性,设计了超扭曲滑模干扰观测器,实现了对系统模型不确定项的估计和补偿。对吸气式高超声速飞行器一体化原理模型的速度和高度指令跟踪仿真表明,该控制器对拟合误差和外加干扰等系统不确定项具有鲁棒性,系统状态量能够在指令跟踪过程中趋于平衡状态,从而验证了所提方案的有效性。

进气道工作状态对吸气式高超声速飞行器气动力特性影响的实验研究

对一种吸气式高超声速飞行器/内流道一体化构形进行了马赫数7一级的风洞实验研究。结合测力、测压以及纹影照片等结果,分析了进气道处于关闭状态、通气起动状态及通气不起动状态时,飞行器的内外流特征和全机气动力特性。研究结果表明:(1)进气道的工作状态对飞行器的气动力特性有着显著影响。进气道处于通气起动状态时的升阻力系数最小,升阻比最大,进气道处于通气不起动状态时的升阻力系数随时间显著波动,但大小与进气道关闭状态接近。(2)升阻力系数骤增、进口附近及内流道收缩段时均静压突升、外压缩波系往复振荡等是高超声进气道不起动时的主要特征,可作为实验上判别内流道起动/不起动状态的依据。

美国吸气式高超声速技术近期进展及对我国的启示

介绍了美国在2010年上半年进行的两个标志性飞行试验:X-51A、HTV-2。鉴于高超声速技术的潜在军用背景,我国应理性认识自身发展现状、存在的问题,以美国的经验和教训为鉴,尽快行动争取早日掌握该项技术,避免未来可能出现的"高超声速"威慑和讹诈。

吸气式高超声速飞行器气动力气动热的数值模拟方法及应用

对吸气式高超声速飞行器而言,物面热流和摩阻的准确预测对飞行器设计及安全十分关键.介绍采用CFD准确预测气动力和气动热的方法,包括流动的控制方程、湍流模型及湍流的先进壁面函数边界条件,介绍流动的数值求解方法.对典型超声速层流和湍流流动的摩擦阻力和热流进行详细的验证与确认,考察CFD工具在使用先进壁面函数边界条件后,湍流计算的法向网格无关性能力.对设计的一种吸气式高超声速飞行器的气动力和气动热进行数值模拟,为飞行器的气动设计及热防护提供了可靠的数据.

吸气式高超声速飞行器考虑控制约束的设计优化

为了能够获得性能卓越,可靠的吸气式高超声速飞行器(AHSV)设计,需要考虑其特殊动力学特性及控制系统的性能约束,研究面向控制系统设计的系统设计优化策略.首先,简要介绍了AHSV第1原理建模与参数化建模相关的问题与方法;其次,分析了AHSV系统模型与控制系统性能之间的约束耦合特性:系统模型的不稳定极点及其左特征向量与控制信号的饱和约束确定了反馈控制系统的零可控区域;系统模型右半平面(RHP)零极点对于反馈闭环系统灵敏度函数与补灵敏度函数具有峰值约束与带宽限制;最后,考虑系统模型与控制系统约束耦合的特性,根据选取的总体优化设计目标,介绍了系统本体与控制系统组合优化的相关策略.并简要分析了各优化策略的实用性及适用范围.对于AHSV考虑控制系统性能约束的优化设计提供了一种研究方法和设计思路.

吸气式高超声速飞行器动力学建模研究进展

高超声速飞行以及飞行器机身/超燃冲压发动机一体化设计的典型特点导致吸气式高超声速飞行器具有不同于常规飞行器的飞行动力学特性,而飞行器总体设计和控制系统设计都必须考虑这些新动力学特性的影响,因此为吸气式高超声速飞行器建立能够包含这些新特性的飞行动力学模型非常重要.本文对吸气式高超声速飞行器动力学建模的相关研究进行了总结:首先,简略地回顾了从超燃冲压发动机研究到飞行器系统研究发展历程;其次,详细阐述了宽飞行包线、高超声速效应、超燃冲压发动机约束、气动/推进耦合和气动弹性效应等吸气式高超声速飞行器的新动力学特性;然后,讨论了在选择坐标系、抽象飞行器外形、建立弹性机身模型、建立空气动力模型、建立超燃冲压发动机系统模型以及推导运动方程等每个具体步骤中需要考虑的问题和可用的方法;最后,评述了现有吸气式高超声速飞行器动力学模型,并指明了未来发展方向.

吸气式高超声速飞行器输入受限自适应反演控制

针对输入受限和气动与推进参数存在不确定时的吸气式高超声速飞行器飞行控制问题,建立了线性参数化形式的纵向运动模型,通过引入控制量与可执行输入之间的差值滤波环节,修正跟踪误差的定义,设计了使闭环系统稳定的反演鲁棒控制器,给出了气动与推进参数向量的有界自适应估计律。轨迹跟踪仿真结果表明,提出的自适应控制方法能够保证阵风干扰情况下飞行器控制的稳定性。

基于滑模微分器的吸气式高超声速飞行器鲁棒反演控制

针对吸气式高超声速飞行器气动\推进\结构弹性耦合运动学模型,提出了一种基于滑模微分器的鲁棒反演控制器设计方法。分别采用反演和动态逆方法设计虚拟控制量和实际控制量。引入滑模微分器来精确估计虚拟控制量的导数,避免了传统反演控制方法"微分项膨胀"问题。基于滑模微分器,设计了一种非线性干扰观测器,可对模型不确定项进行精确估计和补偿,从而增强了控制器的鲁棒性。仿真结果表明,该控制器对模型不确定性和气动弹性影响具有较强的鲁棒性,且能实现对速度指令和高度指令很好的跟踪效果。