并联TBCC动力对高超声速飞行器性能的影响

针对马赫数为6的一级高超声速巡航飞行器的动力需求，提出涡轮/亚燃冲压/双模态超燃冲压组合动力（T/RJ/DMSJ）和射流预冷涡轮/亚燃冲压/双模态超燃冲压组合动力(PCT/RJ/DMSJ)两种方案。在给定的飞行任务下，分析起飞推重比分别为0.8和1.0时，飞行器完成任务时的航程和飞行时间，并对比了PCT/RJ/DMSJ在两种工作模态下的性能。研究结果表明：在相同的起飞推重比下，两种组合动力方案的航程和飞行时间相差不大。当起飞推重比为0.8时，采用PCT/RJ/DMSJ组合动力方案比T/RJ/DMSJ组合动力方案的航程高出3.6%，飞行时间高出3.8%；当起飞推重比为1.0时，PCT/RJ/DMSJ的航程和飞行时间比T/RJ/DMSJ的分别高出4.6%和4.8%。在小推重比下，跨声速段的燃料消耗和飞行时间占整个加速爬升段的比例较大，随着推重比的增加，这个比例减小，巡航可用的燃料比例增大，巡航距离增加，提高起飞推重比可以提高超声速飞行器的航程并缩短飞行时间。     

AUSMPW+格式在高超声速热化学非平衡流数值模拟中的应用

将AUSMPW+格式应用到高超声速热化学非平衡流场的数值模拟中。为提高精度,采用了三阶MUSCL插值方法。与LU SGS方法结合,提高了单步计算效率和收敛性。采用热化学非平衡十一组元气体模型求解了非定常轴对称Navier Stokes方程组,得到了收敛结果。数值模拟结果与文献结果进行了对比,并在弹道靶中进行了钢质圆球的实验验证。计算结果与文献、实验的对比说明,AUSMPW+格式可以在热化学非平衡流的数值模拟中精确地捕捉到强弓形激波,得到准确的空气动力系数。     

临近空间高超声速机动目标跟踪的IMM-QB算法北大核心

经典的交互式多模型(IMM)算法由于转移概率矩阵固定不变,在跟踪运动状态未知且多变的临近空间高超声速目标时存在一定的不合理性。通过采用准贝叶斯(Quasi-Bayesian)估计对转移概率矩阵在线调整的方法,与基于CV-CA-Singer的经典交互式多模型算法进行融合形成了IMM-QB算法。Monte Carlo仿真实验表明,IMM-QB算法对临近空间高超声速滑跃式机动目标的跟踪精度有一定程度的提高。     

低温跨声速风洞设计中的真实气体效应研究

风洞以低温气体为介质运行时,气体会表现出热力和热值的不完全,风洞回路气体流动参数计算需要考虑低温真实气体效应。计算给出了氮气介质在温度100～323 K、压力100～450 kPa范围压缩性因子和比热比的变化规律,并通过将等熵膨胀系数引入一维完全气体流动方程,发展了低温跨声速风洞气流流动参数计算分析模型,获得了跨声速风洞高速运行时气流液化温度和压力的组合边界包络线。对比分析结果表明：在低温跨声速风洞的运行压力(115～450 kPa)和温度(110～323 K)范围内,基于等熵膨胀系数计算得到的气体流动状态参数的理论计算值与气体真实物理解的偏差小于1%,完全可满足低温跨声速风洞工程设计需求。     

探测高超声速飞行器的飞艇优化部署方法北大核心

为提高临近空间飞艇组网探测系统对高超声速飞行器的探测能力,探讨了一种实用高效的飞艇组网探测系统优化部署方法。对三维空间中飞艇组网探测系统的优化部署问题进行了深入分析,综合考虑地球曲率、浮空飞艇放置高度、探测面海拔高度、飞艇最大探测半径、探测器视场角等因素,提出了飞艇组网探测系统探测高超声速飞行器的三维空间优化部署指标,构建了飞艇组网探测系统的优化部署模型,利用遗传算法得到了最优部署方案,通过satellite tool kit(STK)仿真平台验证了该部署方法的有效性,各项探测性能指标的理论计算值与真实值之间的误差均小于1%。部署方法可给实际阵地环境下飞艇组网探测系统的优化部署提供一定的参考。     

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。     

不同的扩散模型对再入体等离子体鞘电子密度分布的影响

本文研究不同的扩散模型对再入体等离子体鞘电子密度分布的影响。由于电子和离子的质量相差三个量级以上,电子的浓度扩散速度比离子大得多,引起正负电荷分离。由此产生的诱导电场又阻碍带电粒子的扩散运动。本文同时考虑这二种影响扩散的因素,得到了非平衡等离子体鞘带电粒子分布的数值解,并与准中性模型、双极扩散模型等其它三种近似模型进行了比较。计算表明:流场的大部份区域满足等离子体准中性假定,但在物面和激波附近存在电荷分离较明显的薄层,其厚度约为Debye屏蔽长度的量级。这种边界效应对中性粒子的分布影响甚微,但对带电粒子的分布则产生一定的影响。由此可以判断各种扩散模型的适用性。     

气动弹性影响下高超声速飞行器动力学建模与分析

高超声速飞行器通常采用轻质材料和细长升力体设计,导致受控刚体运动频率与结构振动频率趋于接近,给飞行器制导控制系统设计带来了巨大挑战。基于假设模态下建立了考虑变截面效应的高超声速飞行器自由梁结构动力学模型,对比了横截面梁和变截面梁模态振型和频率;考虑变截面效应后,振型变化较大,同时二、三阶模态频率均变小。给出了耦合气动弹性和飞行动力学的高超声速飞行器运动方程。在典型工况下,对比分析了刚体、常截面梁和变截面梁高超声速飞行器的平衡和动态特征,结果说明:变截面梁在平衡状态下附加攻角更大,系统在平衡点处开环不稳定性更大,同时非最小相位行为基本不变。     

一种适用于拦截高速目标的末段导引律

基于在视线坐标系中的导弹-目标相对运动模型,以控制导弹-目标视线角速度趋于零为基本思想,设计了一种末制导律,用于拦截高超声速目标。以脱靶量和能量消耗为约束条件,以目标无机动时有很好的性能为目的,首先设计了最优制导律;然后,基于滑模控制理论,选择合适的滑模趋近律,对所设计的最优制导律进行改进得到最优滑模制导律;用李雅普诺夫理论证明了该制导律的稳定性,分析了该制导律参数选择条件。仿真结果表明,与最优制导律相比,所设计的制导律对目标机动有较强的鲁棒性,能以直接碰撞的方式拦截高超声速目标。     

声速有限条件下的纯方位方法

针对纯方位条件下对等速直航目标运动要素的观测问题,考虑声音在海水中传播时间的作用,建立了计算可观测目标方位的解析公式。基于平均声速为有限常数的假设,证明了即使观测站静止,运动要素也一般是可观测的。在观测误差为独立同分布零均值正态随机误差的假设条件下,证明了由方位观测误差的最小二乘法给出的估计为极大似然估计。仿真实验表明,观测站转向及直航机动条件下此方法对应的目标运动要素的观测度较传统方法有显著改进。