高超声速飞行器纵向平面滑翔飞行制导控制方法

针对高超声速飞行器纵向平面内准平衡滑翔制导控制问题,提出一种基于动态面控制和滑模控制的制导与姿态控制系统设计方法。建立高超声速飞行器纵向平面质心和绕质心运动模型,以航程预测-校正控制为出发点得到期望速度倾角并结合飞行器纵向模型中速度倾角、攻角和俯仰角速率间的关系,利用动态面控制方法、终端滑模控制和二阶滑模控制方法完成高超声速飞行器纵向平面内制导与姿控系统设计。基于偏导系数矩阵形式的通用高超声速飞行器气动模型,完成期望攻角和左右升降舵偏角指令的解析计算。通过高超声速飞行器对该制导控制系统设计方法的有效性和鲁棒性进行仿真验证。根据数值仿真结果,系统阐述了高超声速飞行器进入准平衡滑翔飞行前后制导控制系统工作的特点,进而总结了从初始下降段到准平衡滑翔段交班飞行阶段制导控制系统设计需要注意的问题。     

高超声速飞行器BTT耦合控制策略研究

针对高超声速飞行器倾侧转弯（BTT）过程中俯仰、偏航和滚动通道间的强烈耦合,提出一种耦合控制策略。首先,针对高超声速飞行器快时变、非线性和强不确定性的控制问题,基于解析形式的非线性最优预测控制方法,采用分层设计思想设计了飞行器姿态控制系统,可较好满足高超声速飞行器的快速性要求。然后,在分析了BTT飞行控制过程主要影响因素及其影响规律的基础上,提出了一种“先降低攻角—然后快速滚转—再拉起攻角”的耦合控制策略。最后,对该控制策略对于高超声速飞行器的适用性进行了仿真分析。结果表明：本文提出的耦合控制策略,有效降低了偏航通道的控制需求,降低了BTT控制过程的失控风险,提高了控制系统的可靠性。     

高超声速飞行器倾侧转弯耦合控制策略

针对高超声速飞行器倾侧转弯过程中俯仰、偏航和滚动通道间的强烈耦合,提出一种耦合控制策略。针对高超声速飞行器快时变、非线性和强不确定性的控制问题,基于解析形式的非线性最优预测控制方法,采用分层设计思想设计了飞行器姿态控制系统,可较好满足高超声速飞行器的快速性要求;在分析了倾侧转弯飞行控制过程的主要影响因素及其影响规律的基础上,提出一种"降低攻角—快速滚转—拉起攻角"的耦合控制策略。对该控制策略对于高超声速飞行器的适用性进行了仿真分析,结果表明:所提耦合控制策略有效降低了偏航通道的控制需求,降低了倾侧转弯控制过程的失控风险,提高了控制系统的可靠性。     

吸气式高超声速飞行器助推分离过程数值仿真

针对吸气式高超声速冲压发动机验证性试验特殊的飞行环境和助推分离条件，以某轴对称吸气式高超声速飞行器级间分离问题为具体研究对象，采用非结构网格局部网格重构技术和非定常问题非定常六自由度问题仿真方法，对该复杂构型飞行器助推分离过程进行数值计算。研究得到弱干扰冷态分离状态下飞行器及助推器的运动参数和气动力参数在分离过程中的发展规律。对0.3 s内助推器的位移轨迹进行分析，判断分离方案的可行性，并给出最佳的分离工况条件。     

粘性对高超声速飞行器攻角特性影响研究

采用二维耦合隐式NS方程和标准κ-ε湍流模型对高超声速飞行器在进气道关闭、发动机通流以及发动机点火工作状态下的内外流场进行了数值仿真研究,离散采用二阶迎风格式,分析了在不同攻角(-10°～7°)条件下,粘性对处于三种不同的工作状态下高超声速飞行器升力特性、阻力特性以及俯仰力矩特性的影响.结果表明,粘性对处于发动机通流和发动机点火工作状态下的飞行器气动-推进性能影响显著,尤其是阻力特性,粘性阻力占总阻力的比重超过50%.     

高超声速飞行器边界层外缘参数仿真分析

以高超声速飞行器为研究对象,构建快速准确计算高超声速飞行器无黏边界层外缘参数的计算方法。拟合空气比热、比热比随温度变化曲线,建立空气属性温度划分准则。基于不同空气属性建立高超声速飞行器边界层外缘参数工程与数值计算模型,采用钝双锥模型,对比分析工程估算、无黏数值及有黏数值计算方法的计算结果。结果表明,0°攻角状态下,基于无黏流场的数值计算与工程估算和有黏数值计算的压强最大差值分别为1.19%和2.39%;10°攻角状态下,最大差值分别为5%和50%;从而证明所提出的无黏数值计算方法明显优于工程计算方法,为进一步快速准确计算高超声速飞行器气动热环境奠定了重要基础。     

高超声速飞行器中若干气动难题的实验研究

回顾了近几年本研究团队在高超声速飞行器若干气动难题方面的实验研究进展。在边界层转捩方面,测量了边界层转捩现象,研究了攻角效应对圆锥边界层转捩的影响,获得了边界层转捩的脉动特性以其对飞行器表面热流和摩阻的影响。在激波-边界层干扰方面,分析了突起物形状变化对流动特性的影响,研究了复杂外形的流动特性。     

乘波构型优化设计与实验

乘波构型是高超声速飞行器高升阻比气动布局设计的重要参考外形之一,设计中需要综合考虑升阻比、容积率和容积等要求.本文开展了锥导乘波构型的参数化建模设计,采用改进的多目标遗传优化算法,完成了以升阻比、容积率和容积为多目标的乘波构型优化设计;在KD-01高超声速炮风洞中完成了不同攻角缩比模型的气动力实验,并同CFD计算结果进行了比较分析.结果表明:优化设计外形具有良好的升阻比,且在一定攻角范围内升阻比较高,数值模拟和实验分析基本吻合.研究结果可为高超声速滑翔式飞行器的设计提供参考.     

弹性高超声速飞行器自适应极点配置控制

本文针对乘波体外形的高超声速飞行器存在的结构/推进/气动强耦合特性,利用鲁棒极点配置方法设计了自适应控制器,实现了对高超声速飞行器的速度和高度指令跟踪控制。控制器采用了Proportional-Integral-Filter(PIF)结构,该结构的控制器不仅能够使系统具备良好的稳态特性而且能够对控制信号进行滤波平滑,从而能够有效地抑制高超声速飞行器的弹性振动对控制系统的影响。基于弹性高超声速飞行器模型CSUAL_GHV,分别采用自适应鲁棒极点配置控制方法和自适应非鲁棒极点配置控制方法进行了数值仿真。结果表明,与非鲁棒极点配置控制方法相比,采用自适应鲁棒极点配置控制方法的控制系统不仅使飞行器能够很快地跟踪上速度和高度指令,跟踪误差小于1%,而且高超声速飞行器的弹性振动也得到了有效地抑制。飞行器在整个飞行过程中的飞行攻角均处于±2°范围内,满足超燃冲压发动机的工作要求。     

混合不确定条件下的飞行器级间分离可靠性分析

为量化飞行器级间分离过程随机不确定性和认知不确定性的综合影响,结合概率和区间理论混合模型特点,提出了一种基于随机和区间理论混合模型的飞行器级间分离可靠性分析方法。面向高超声速飞行器分离任务需求,建立分离动力学仿真模型,针对级间分离结构的几何特点,设计了一种快速碰撞检测方法,进而构建了分离任务的可靠性分析混合模型。通 过将该模型转化为随机可靠性分析的无约束优化问题,考虑分离过程中复杂外力及力矩导致功能函数高度非线性的特点,利用高效全局优化和主动学习Kriging方法实现无约束优化问题高效求解。结合实例表明,该方法能够准确描述混合不确定性因素对飞行器分离过程的影响,给出了飞行器分离任务可靠性区间,可为飞行器分离方案的精细化设计提供决策支持。     

大气层高层功能拦截器侧窗定向方位研究

大气层高层作战的动能拦截器多采用侧窗探测的结构布局,侧窗定向方位对其拦截效果有重要的影响,但定向方位的选择却受诸多因素制约.在一定理想化假设的基础上,研究了末段交战过程中视线转率的变化规律,从理论上分析了由侧窗定向产生的攻角对拦截结果的影响,得到了只考虑气动力影响下的最佳定向方位;然后综合考虑气动力、轨控系统、姿控系统的影响,给出了不同作战高度下侧窗定向方位的选择方法.数字仿真结果表明,此种方法能够满足侧窗探测的要求,且在大多数情况下只需一次定向即可完成拦截.     

Analysis of hydrodynamic characteristics of unmanned underwater vehicle moving close to the sea bottom

The accurate research on the hydrodynamics of unmanned underwater vehicle (UUV), which moves close to the sea bottom, has a great significance for its maneuverability. The structured grid of the computational models with different distances to the sea bottom and attack angles is generated by Ansys ICEM, and the flow field near the sea bottom is simulated using CFX. The characteristics of the drag, lift, pitching moment influenced by the distance to sea bottom and the attack angle are studied. The result shows that the drag coefficient increases with the decrease of distance, while it increases with the increase of attack angle. There exists attraction force when UUV moves close to the sea bottom, and the attraction force increases with the decrease in distance. The lift coefficient increases with the increase in attack angle. The absolute value of the pitching moment coefficient increases with the decrease in distance and the increase in attack angle.     

Bang-Bang控制方式旋转导弹气动特性数值分析

为研究Bang-Bang控制式鸭舵对旋转导弹气动特性的影响,在CFD软件中采用嵌套网格方法模拟导弹的旋转和鸭舵的偏转,对Bang-Bang控制式旋转导弹在不同攻角、马赫数和转速下的气动特性进行了数值模拟,得到了气动特性变化规律。研究表明,因鸭舵洗流方向的改变,耦合导弹自旋会导致弹体和尾翼的侧向力发生突变。通过与不控鸭舵的旋转导弹进行对比,采用Bang-Bang控制式鸭舵的旋转导弹的周期平均侧向力系数变小,周期平均法向力系数变大。由于侧向力的存在,导弹在一个周期内的合力会偏离竖直方向,合力偏离竖直方向的角度随着马赫数、自旋速率和攻角的增大而减小。     

高超声速飞行器俯冲机动最优制导方法

为解决高超声速飞行器俯冲段精确制导与机动突防问题,研究了机动突防最优制导方法。针对零化视线角速率降低突防性能的问题,在俯冲平面及转弯平面内分别设计了正弦形式的视线角参考运动,同时为进一步实现俯冲精确制导,以落速最大为性能指标利用最优控制对其进行跟踪,引入了伪控制量以简化最优制导问题的求解,最后分析了该方法的稳定性及制导性能。以CAV-H为例进行仿真分析,仿真结果表明该方法能够实现机动飞行,且能够高精度地满足终端落角及落点约束,可为高超声速飞行器俯冲段精确制导及机动突防提供参考。     

再入体表面脉动压力环境的预测

在较宽的攻角范围内 ,考察了超声速和高超声速流场中一类球头双锥再入体表面脉动压力的分布特性 ,并基于超声速和高超声速流动情况下再入体表面的压力分布给出一套预测表面脉动压力分布的工程方法。利用该方法研究了马赫数、攻角、壁面温度等因素对再入体表面脉动压力环境的影响。计算结果表明 ,在本文的计算条件范围内 ,预测的均方根脉动压力系数分布与实验结果基本一致。     

吻切锥乘波构型优化设计与分析

吻切锥乘波构型是未来高超声速有动力巡航飞行器气动外形重要的设计参考。采用参数化设计方法实现了吻切锥乘波构型的设计,并利用工程估算的方法对构型的气动性能进行了分析;在多参数正交试验分析的基础上,开展了以升阻比,容积和容积率为目标的设计优化。CFD计算显示,优化的外形具有良好的升阻比和容积率性能,且底部流动均匀,是实现高超声速飞行器前体/超燃发动机进气道一体化的重要参考。     

激波/湍流边界层干扰中的自适应控制技术

从激波/湍流边界层干扰机理以及流动控制的迫切需求入手,从自适应涡流发生器、自适应鼓包、自适应微射流以及自适应次流循环四个方面对激波/湍流边界层干扰中的自适应控制技术研究进展进行了总结。分析认为,结合AI技术发展自适应流动控制技术,加速控制方式智能化,可作为新一代高超声速飞行器宽速域飞行的重要技术手段。具体来说,就是通过调节外加激励对高超声速飞行器不同区域实现局部流动加/减速、气动热防护、气动控制等功能,根据流场参数建立控制反馈回路,自适应调整局部流场结构,以满足工程实际需求。