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国防科学技术大学
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[博士论文] 刘建霞
航空宇航科学与技术 国防科学技术大学 2013(学位年度)
摘要:乘波构型在高超声速条件下具备较传统布局更优的气动性能,已成为高超声速飞行器的重要候选布局之一。但在实际应用过程中,乘波构型特有的尖锐边缘不仅在材料工艺上难以实现,而且面临极其苛刻的气动加热环境,边缘烧蚀现象难以避免,会导致飞行器外形参数发生改变。考虑到高超声速飞行器气动特性对外形参数极其敏感,其气动力和力矩特性将发生变化,进而导致飞行控制失效,造成应用任务失败。如何解决乘波构型优异的气动力性能与尖锐边缘特征带来的防热、控制等问题之间的矛盾是高超声速飞行器实现的核心问题。
  钝化修形被认为是缓和高超声速飞行器气动加热的有效途径。然而,实施边缘钝化修形后,理想乘波构型周围流场中的附体激波被脱体激波代替,其在高超声速条件下的升阻比大幅下降,气动力性能优势可能丧失。针对这一现象,本文提出了“非一致边缘钝化”的设计概念,其基本思想是:结合高超声速飞行器表面受热非均匀的分布特征,在充分认识钝化三维效应及钝化尺度对乘波构型气动力/热性能综合影响规律的前提下,对边缘不同位置采用不同尺度进行钝化修形,使得设计构型在满足防热需求的同时,气动力性能损失大大降低。
  在该设计概念指导下,本文以采用跳跃滑翔弹道、乘波布局设计的高超声速滑翔飞行器为典型应用背景,围绕非一致边缘钝化乘波构型涉及的若干基础问题和关键技术展开深入研究。
  论文首先研究飞行特征和对象特点,针对高超声速滑翔飞行器建立三自由度动力学模型,分析其飞行性能对高升阻比气动布局的依赖特性,引出乘波构型设计问题;在圆锥激波流场基础上,引入粘性效应影响,采用多目标遗传算法,针对理想尖边缘乘波构型开展以升阻比、容积率、容积为目标的优化设计,为论文研究建立明确对象。
  第二部分,考虑到流场存在的小尺度、大曲率边缘几何特征及激波、边界层等复杂流动现象,进一步从稀薄效应、高温效应、粘性效应等出发,分析高超声速乘波构型气动环境特征;从流动控制方程、空间/时间离散格式、计算网格划分等关键技术出发,建立一套高效、高精度的数值分析方法;最后,通过经典算例对数值方法的有效性进行严格校核,为论文研究奠定方法基础。
  第三部分,通过对比分析容积、容积率、升力系数、阻力系数、升阻比、热流密度、辐射平衡温度等性能指标,分析了“增加材料”方法在钝化修形中更具优势;进一步围绕钝化及钝化尺度对一致边缘钝化乘波构型流场结构、气动力/热性能等的影响规律和影响机理进行分析;根据流动特征差异,对乘波构型进行典型物理分区;分别针对其驻点、边缘及两者之间的鼻区区域,开展周围流场及构型表面三维流动特征及影响机理的深入研究,建立乘波构型的椭球驻点模型,分析影响边缘受热的三大几何因素,构建鼻区热流密度与驻点热流密度的相互关系,建立各区域受热形势预测的新方法,为非一致边缘钝化乘波构型的具体实施提供理论支撑。
  在此基础上,开展了非一致边缘钝化乘波构型的设计方法研究,建立了以当地后掠角作为边缘分区依据的具体思路;针对一致边缘和非一致边缘钝化的两类乘波构型,通过对比分析采用数值方法得到的三维流场结构、气动力/热性能及采用风洞试验获得的纹影图及测量数据,校核了各方法的预测精度,验证了理论分析建立的各预测模型、流动规律及影响机理,充分论证“非一致边缘钝化方法”在乘波构型总体设计中的可行性。
  最后,从应用角度出发,进一步围绕攻角、侧滑角等影响因素开展了钝边缘乘波构型气动力/热性能在非设计状态下的敏感性规律研究,并针对轨迹优化及控制系统设计提出了姿态约束的建议。
  本文针对高超声速乘波构型的“非一致边缘钝化”的相关研究,可为高超声速飞行器布局、热防护、轨迹、控制等设计提供参考,对推动高超声速飞行器工程应用和性能提升具有一定的借鉴意义。
[期刊论文] 陈小庆 侯中喜 刘建霞
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EI CSTPCD 北大核心
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摘要:以再入滑翔飞行器为研究对象,基于状态观测器设计了高超声速滑翔飞行器控制系统.为了满足高超声速滑翔飞行器高精度、高稳定控制的要求,针对滑翔飞行过程中可能存在的测量误差等不确定性因素,在快慢回路假设的基础上,基于轨迹线性化方法分别设计了快慢回路状态观测器,分析表明,基于轨迹线性化状态观测器-轨迹线性化控制器设计的控制闭环回路指数稳定.高超声速飞行条件下的仿真试验验证了该方法的有效性.状态观测器的引入改善了控制器的性能,降低了对做动器的要求....
摘要:运载火箭模块化设计带来了“组合爆炸”的难题,为了提高气动外形设计和仿真的效率,开展了数字化集成设计技术研究.首先,规划了系统总体架构,设计了开放的四层软件体系架构,并定制了软件工作流程.然后,对气动设计参数进行分类,建立了设计模板库.对Pro/E进行了二次开发,实现了几何建模参数化和模型干涉检查等功能.基于Python语言,编写了参数化网格生成脚本,综合应用CFD-GEOM、Gambit、Fluent等工具软件,实现了仿真分析自动化.基于VC++6.0开发了图形用户界面,实现了设计过程、研制数据和应用工具的系统集成.最后,通过某型运载火箭的应用实例,验证了系统的正确性和有效性....
摘要:结合高超声速远程滑翔飞行器在升阻比、容积率和容积等方面的性能需求,对锥导乘波构型底部基线方程的确定方法、构型顶点至基本流场顶点的距离等问题进行研究;采用面元法计算分析了各外形控制变量对飞行器性能的影响规律;总结得出高超声速远程滑翔飞行器各外形设计变量确定的先后顺序及准则....
摘要:高超声速滑翔飞行器是当前研究热点方向之一,平衡滑翔和跳跃滑翔是两种典型的飞行模式.针对两种飞行模式展开研究,在平衡滑翔弹道分析的基础上,利用数值方法研究初始高度、速度及速度倾角偏离平衡滑翔状态时对弹道性能的影响,分析了跳跃弹道形成的原因,通过无量纲速度-高度图初步揭示了平衡滑翔和跳跃滑翔之间的联系....
[期刊论文] 高显忠 侯中喜 刘建霞
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北大核心 CSTPCD CSCD AJ CA EI CBST
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摘要:对设计变量的偏差量进行建模,拟合偏差量服从的概率密度函数,是分析评价飞行器性能和概率设计的重要基础.针对常用分布拟合能力有限,以及混合Gamma分布无法在整个数轴上对试验数据进行拟合的问题,在论证混合Gauss分布拟合任意概率密度函数合理性的基础上,提出了利用混合Gauss分布对试验数据进行拟合,并运用期望极大化算法(EM)估计混合Gauss分布中的参数.设计了通用的拟合试验数据的流程,提出利用先验分布信息的策略和递增的分支数控制策略,以减少运算量,保证拟合精度.通过实例验证了方法的有效性,并结合时某型飞行器发动机轴线偏斜角测试数据建模的问题开展了应用研究,表明该方法在工程应用中具有可行性....
[期刊论文] 陈小庆 侯中喜 刘建霞
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EI CSTPCD 北大核心
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摘要:针对滑翔飞行器轨迹优化展开研究.采用了考虑地球扁率和自转的动力学模型,大气模型采用较精确的大气模型.滑翔式飞行器轨迹优化具有强非线性和多约束等特点,为克服传统优化方法对初始值较敏感且难以处理航路点等状态约束,同时在精度和计算速度之间取得一定的平衡,提出采用基于网格自适应的多分辨率技术对滑翔飞行器轨迹进行优化,并对航路点约束提出了相应的处理策略.针对包含航路点、禁飞区和终端约束的典型工程问题展开了轨迹优化研究.仿真实验表明,一条行程12400 km的滑翔弹道优化耗时约200 s,验证了该算法的有效性,对工程实践具有一定的参考意义....
[期刊论文] 陈小庆 侯中喜 刘建霞
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EI CSTPCD 北大核心
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摘要:倾斜转弯技术是高超声速滑翔飞行器控制的一个重要发展方向.针对高超声速滑翔飞行器倾斜转弯技术开展研究.以平衡滑翔弹道为参考弹道,分析了转弯半径、下降高度、倾侧角等参数之间的关系,提出在设计高超声速滑翔飞行器制导控制指令时,应综合考虑不同高度速度下的控制能力约束.根据奇异摄动理论将动力学系统的受控状态变量分为快变量和慢变量两部分,运用轨迹线性化方法设计了控制系统.仿真结果表明,设计的控制器具有良好的控制性能,但随着高度的增加,控制指令应结合实际控制能力,以完成对飞行器的姿态控制....
[期刊论文] 陈小庆 侯中喜 刘建霞
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北大核心 CSTPCD CSCD AJ CA EI CBST SA
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摘要:轨迹优化是高超声速滑翔式飞行器关键技术之一.为避免间接法求解轨迹优化问题时对初值敏感以及伪谱法求解轨迹优化问题中难以处理航路点和禁飞区等问题,提出采用基于Akima插值多项式的直接法求解高超声速滑翔式飞行器再入轨迹优化问题.以驻点热流密度最小和到达目标点时间最小为优化目标,考虑了终端约束、航路点约束、禁飞区约束、动压约束、过载约束等约束条件.仿真结果表明:采用的插值方法可以减少插值过程中的控制变量越界问题;得到的Pareto前沿具有良好的分布性,在初步设计时能够给设计者较大的选择余地;和文献中的单目标优化结果相比,本文所采用的算法也具有较好的寻优能力....
摘要:高超声速滑翔飞行器具有高机动和远程快速到达能力,是高超声速技术应用的前沿领域.快速准确地预测飞行器表面受热变化特征,对高超声速滑翔飞行器热防护系统设计十分重要.以基于锥导乘波构型的高超声速滑翔飞行器和跳跃飞行弹道为研究对象,对其表面不同特征区域的加热开展了快速预测方法研究;采用选用方法分析驻点辐射平衡温度随飞行弹道的变化规律;在弹道特征位置上针对飞行器前缘及上、下表面的加热情况进行分析,获得高超声速滑翔飞行器受热的整体特征,可为分区域选择热防护措施提供参考....
摘要:介绍了基于五次Gauss-Lobatto多项式的直接配点法在再入飞行器三维轨迹最优化问题中的应用.首先给出了再入飞行器轨迹优化问题模型,其中运动方程为三自由度模型,性能指标选为到达指定地点飞行时间最短,控制变量则为无量纲升力系数和倾侧角.再入飞行过程中受到加热率、过载和动压约束,终端状态受到目标位置约束.然后,应用直接配点法将最优控制问题离散化为非线性规划问题,将动态优化问题转化为静态参数最优化问题.选取各节点和配点上的状态量和控制量作为优化参数.最后应用SNOPT软件包对参数最优化问题进行求解.仿真结果表明直接配点法对于再入飞行器轨迹初始参数取值不敏感,且求解过程具有一定的实时性....
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EI CSTPCD 北大核心
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摘要:基于乘波构型设计高升阻比飞行器是新型高超声速飞行器布局设计的一种有效途径.受气动热和工艺限制实际应用中需要对乘波构型具有的尖锐边缘进行钝化.为了研究钝化对乘波构型性能的影响,利用计算流体力学方法研究了不同钝化半径对乘波构型气动力和气动热的影响.分析表明:乘波构型边缘钝化可以有效降低最大热流密度,但同时也会降低布局的气动性能.随着钝化半径的增大,乘波构型的气动性能降低较为明显,但对热流密度的影响逐渐减弱.在高超声速飞行器布局设计时应综合考虑钝化对气动力和气动热的影响效应,寻找最佳的平衡点....
摘要:由于具有高的升阻比,乘波构型被认为是高超声速滑翔飞行器的重点参考外形.考虑到高超声速条件下严重的气动加热问题,乘波构型的尖锐前缘需要进行钝化处理,其表面流动特征及气动性能也随之发生变化.基于参考弹道,本文分析了高超声速滑翔飞行器沿飞行轨迹的表面流场特征,并对其在典型飞行工况下的气动性能开展了数值模拟研究.结果表明:对于采用乘波布局设计的高超声速滑翔飞行器,其驻点流动存在三维效应,不能简单视为球头或圆柱绕流;钝化可以缓和严峻的受热形势,同时对其气动力性能造成影响:在2cm钝化半径条件下,其升阻比下降12.34%;高超声速滑翔飞行器的表面受热存在明显的分区特征,不同区域可采用不同的防热处理方法....
[专利] 发明专利 CN201210490592.0
摘要:本发明公开了一种变尺度边缘钝化乘波构型,其是以尖边缘乘波构型为钝化前体,该乘波构型包括上表面、下表面、底面和变尺度钝化边缘;变尺度钝化边缘由尖边缘乘波构型的边缘线经过钝化修形后得到,边缘线上包括驻点和尾端点,边缘线上各点的钝化半径从驻点到尾端点呈逐渐变化的趋势;且变尺度钝化边缘沿中心面呈对称布置。本发明还公开了一种钝化方法,包括:先采用常规方法设计和制作尖边缘乘波构型;再根据来流条件、驻点区域的几何外形和防热材料性能参数,设计驻点处的钝化尺度并进行钝化修形;最后对除驻点以外的其余点进行钝化修形,得到变尺度边缘钝化乘波构型。本发明的技术方案不仅可以满足乘波构型的防热需求,还可提升其气动力性能。
[专利] 发明专利 CN201210490611.X
摘要:本发明公开了一种具有冗余气动布局的乘波飞行器,该乘波飞行器是以理想乘波构型为前体,该乘波飞行器的尾部两侧设有可转动的全动控制舵,乘波飞行器的尾部上、下表面均开设有可转动的嵌入式控制面,乘波飞行器的底面两侧分别开设有两组斜切喷管。本发明的具有冗余气动布局的乘波飞行器不仅气动力性能优异、操控性好、鲁棒性强,而且可实现阻尼调节。
摘要:乘波构型是突破常规"升阻比屏障"的有效途径,己成为高超声速飞行器设计的一种重要参考。本文在锥导乘波构型生成方法分析的基础上;针对设计外形开展了气动性能的数值分析,获得了基本的气动性能参数。结果表明:锥导不仅在设计状态下具有良好的升阻比特性,而且在较宽范围设计状态下仍然具有良好的升阻比特性。
摘要:选取了一个按马赫数10多目标优化设计得到的的乘波外形,在KD-01高超声速风洞中完成了三个功角的吹风试验,测得了相应的升力和阻力,验证了该类气动外形在高超声速条件下具有良好的升阻比特性,可以作为高超声速飞行器的基本构型。和CFD计算结果进行了比较,分析了差别产生的可能原因。
摘要:乘波构型被视为近空间高超声速飞行器的理想气动布局,但其在实施钝化修形后气动力性能损失严重,使得其实用价值受到影响.根据乘波构型的典型气动加热特征,提出了一种新的边缘钝化方法,并通过数值模拟和风洞试验相结合的研究手段对其进行了分析.结果表明:新提出的边缘钝化方法可使乘波构型在满足防热需求的同时,气动力性能得到改善;采用经过优化设计的钝化方法,钝边缘的乘波构型仍可作为近空间高超声速飞行的重要候选布局....
摘要:基于参数化方法实现锥导乘波构型设计,采用工程估算方法完成其性能的近似评价;为提高设计外型的升阻比、容积和容积率,降低参数间相互制约的关系,本文采用改进的多目标遗传算法分别以升阻比和容积率以及体积作为目标函数进行了优化;对优化结果采用CFD方法分析,计算结果显示,设计构型具有良好的乘波特性,优化结果升阻比、容积以及容积率值都有一定改善,研究结果可为新一代再入滑翔式飞行器提供设计参考.
摘要:乘波构型基于已知流场利用流线追踪法生成设计外形,是突破升组比屏障的有效途径,已成为高超声速飞行器设计的一种重要参考。在乘波构型设计思路的基础上,流线追踪时考虑边界层对激波位置及设计流场的影响,在理想乘波构型的基础上引入边界层厚度修正,获得更接近设计状态的乘波构型,并通过CFD手段获得修形后乘波构型的气动性能,验证该设计思路的可行性。
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