低速凤洞均匀抽吸地板系统

在KD－03低速风洞中研制了一种附面层可人为地控制的均匀抽吸地板系统。在不同来流速度和不同抽吸系数条件下，对均匀抽吸地板上附面层速度分布进行了实验研究。实验结果与理论计算结果一致。在该地板上的高速列车模型风洞实验的结果与国外同类模型在移动带地板上的实验结果一致。利用均匀抽吸地板可有效地消除阻面层的影响，从而提高模型风洞实验气动力的试验精度。     

碳-酚醛材料烧蚀热解对再入流场特性影响的数值计算

数值模拟存在碳-酚醛材料烧蚀的高超声速再入流场,分析烧蚀和热解对流场热化学参数、电子数密度分布等的影响。采用19组元双温度的热化学模型,耦合热化学非平衡流Navier-Stokes方程组和烧蚀壁面边界条件,进行定常烧蚀流场求解;通过对比无烧蚀、非催化和辐射平衡壁温条件下的流场分析烧蚀的影响;讨论了壁面处碳-酚醛材料热解产物化学组成的确定方法,研究了不同热解率的影响。以RAM-C球锥的两个典型飞行条件(速度7.65km/s、高度61km和71km)为代表的研究表明:最主要的烧蚀热解产物是CO、H2、H,烧蚀产物和烧蚀的影响均局限于边界层内;烧蚀使原子和离子组元含量下降,当离子组元含量峰值出现在边界层内时,烧蚀使电子数密度峰值下降;随热解率增加烧蚀影响程度增强,烧蚀在后身区影响范围大于头部区,随飞行高度增加烧蚀影响范围扩大。     

基于乘波构形的跨大气层飞行器气动布局

利用乘波构形具有升阻比大的特点,将其作为滑翔跳跃式跨大气层飞行器的基准外形进行研究,提出了乘波构形的设计方法,详细分析了各设计参数对乘波构形的影响,研究了不同马赫数、不同优化目标下得到的乘波体的性能,得到了升阻比大、容积效率高的跨大气层飞行器气动布局,所得结论对跨大气层飞行器气动布局和乘波体外形的研究具有一定的参考价值。     

改进MPSP的高超声速滑翔飞行器滑翔段制导

针对多约束条件下高超声速滑翔飞行器滑翔段再入制导问题,提出一种改进的预测-校正制导方法。该方法基于模型预测静态规划(MPSP),将三维轨迹快速在线生成方法作为初值生成器,解决了MPSP制导方法提供猜测值困难、对于初始偏差需要重新计算参考轨迹的问题。建立了基于能量的运动学模型,推导了MPSP预测-校正制导律。探讨了初始下降段对滑翔段的影响因素,针对滑翔段初值干扰和气动参数摄动问题,进行了数字仿真。仿真结果表明,改进的MPSP预测-校正制导方法能够有效利用精确的猜测值,提高了计算效率,对干扰初值和气动摄动具有较强的鲁棒性。     

采用高超声速再入圆球的大气密度间接探测方法

针对现有大气密度探测方法的精度低、成本高、时空一致性差等不足,提出基于高超声速再入圆球的临近空间大气密度探测方法。根据再入运动方程沿弹道迭代计算大气密度值。仿真结果表明,该方法可测得高度90 km以下的大气密度,测量精度在6%以内。对带有偏心配重块的圆球建立沿弹道的六自由度运动分析模型,结合气动力热数值模拟确定了双天线罩布局方案;并进一步对带双天线罩的偏心圆球实现了沿弹道的热传导数值计算,提出热防护方案,证明了探测方案的可行性。提出的大气密度测量方法可以为建立临近空间高精度大气密度模型提供参考。     

高超声速流动计算中LU-SGS隐式算法的应用研究

在高超声速条件下,对原始LU-SGS格式及其改进方法的收敛速度做了深入地比较分析,目的是进一步更好地将LU-SGS算法用于工程上复杂外形的计算模拟当中。二维圆柱,三维钝锥及空天飞机算例的结果表明：(i)对于高超声速粘性流动的计算,粘性项应进行隐式处理;(ii)BLU-SGS方法给出的内迭代方式的收敛性优于DP-LUR方法所给出的内迭代方式;(iii)LU-SGS算法中雅克比系数矩阵的计算方式对计算量及收敛性影响较大,若采用精确的矩阵形式则在流动无分离情况下能取得快速收敛的效果,而在含有流动分离的情况因受稳定性的影响精确的矩阵形式的收敛表现不及对角近似形式。     

考虑输入受限的高超声速飞行器预设性能控制

针对考虑输入幅值与速率受限的高超声速飞行器跟踪性能问题,提出基于受限指令滤波器的预设性能控制方案。为了提高系统瞬态和稳态性能,设计预设性能反演控制器,并通过设计新的性能函数使得跟踪误差超调量更小。引入指令滤波器来处理反演控制器设计中难以求导的问题。针对输入受限问题,构造一种受限指令滤波器来约束系统控制律,保证控制输入满足幅值和速率的限制要求,并进行相应的理论证明。另外,考虑系统参数不确定性与外界干扰,采用线性扩张状态观测器进行观测并补偿。基于Lyapunov稳定理论证明系统的所有跟踪误差最终一致有界。通过仿真验证该方法的有效性。     

临近空间高超声速目标拦截弹弹道规划

利用弹道规划设计了针对临近空间高超声速飞行器的拦截弹道。分析了临近空间高超声速目标拦截问题,将其定性为临近空间的远程高超声速拦截,并提出弹道规划需求;设计了一种两级助推的拦截弹,建立了考虑地球曲率和自转的拦截弹质点平面运动模型;根据弹道规划需求设计弹道约束,以末速最大、与终点距离误差最小和全程热量最小为指标建立拦截弹弹道规划问题;采用粒子群算法求解弹道,结果表明:符合约束的规划弹道是高抛再入形式,与比例导引弹道和准最佳弹道相比,拦截弹大部分时间飞行在大气层外,有效降低了气动热效应影响和对弹体材料的性能需求,且为末制导段提供良好的初始工作环境。     

两道同侧扫掠激波作用下形成的三维平板边界层

为探索一种减弱扫掠激波/边界层干扰强度的侧压方式,采用数值计算方法研究两道同侧扫掠激波作用下形成的三维平板边界层。对三维边界层的流动机理进行研究,并与相同气流偏转角的一道扫掠激波作用下形成的三维边界层进行定量比较。研究表明,存在两道同侧扫掠激波时,第一道扫掠激波使侧壁附近边界层变薄,进而使第二道扫掠激波与再附形成的边界层的相互作用减弱,从而总的效果是两道扫掠激波与边界层的相互作用强度比一道扫掠激波的弱;两道扫掠激波的气流总偏转角与一道扫掠激波的相同,相交后汇聚成的激波强度与一道扫掠激波的基本相同,之前被两道扫掠激波"扫"起来的边界层在汇聚激波作用下还呈现锥形流动,分离线和来流的夹角也与一道扫掠激波的基本相同。     

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。