高速飞行器

摘要： 吸气式高速飞行器具有重要的战略价值,高性能的推进装置始终是高速飞行器领域的核心问题。基于连续旋转爆震构建的推进系统,与当前基于布雷顿循环构建的推进系统相比,具有显著的性能优势,可以弥补当前推进系统造成的"推力陷阱"问题,有望助力高速飞行器取得长远发展。本文总结了连续旋转爆震燃烧过程与分析模型,以及基于连续旋转爆震构建的推进系统的性能优势与研究进展。进一步,针对连续旋转爆震冲压发动机,讨论了本质非定常燃烧室对发动机进气道与尾喷管的设计要求与需求,介绍了进气道抵抗压力波反传的措施,并进行了数值分析,证明了相关措施的可行性。最后展望了采用基于连续旋转爆震构建的推进系统的发展前景。

摘要： 针对高速飞行器机载电子设备的高空冷却问题,提出了一种采用液态水作为主要热沉,防冻液作为辅助热沉的机载电子设备冷却方案。采用理论分析计算与计算机模拟仿真相结合的方法,建立了水蒸发器与电子设备换热仿真模型,对机载电子设备冷却系统进行性能分析。分析结果表明,在一定的飞行高度条件下,液态水作为主要热沉可以吸收大量的热量,满足机载电子设备的温度控制,保证其稳定高效的运行。

摘要： 据报道,俄罗斯科学院西伯利亚分院强度物理学与材料科学研究所的科研人员开发出了一种能自我修复缺陷的陶瓷复合材料。新材料的任务是为高能系统和高速飞机提供热保护。该研究所科研工作部副主任斯韦特兰娜·布亚科娃表示:陶瓷将用于7倍音速的高速飞行器,陶瓷复合材料可广泛地应用于涡轮机、航天器发动机和其他在高温条件下工作的机构装置。

摘要： 针对高速飞行器姿态与气动参数之间的耦合问题,基于状态/参数扩维思想建立了角度与角速度回路的姿态/参数扩维耦合模型,并结合典型飞行案例分析了姿态与气动参数之间的耦合特性。采用观测器对增广线性系统中的气动耦合项进行估计,并将耦合信息馈入控制器削弱对系统的不利影响。证明了基于观测器鲁棒控制方案的闭环稳定性,结合线型矩阵不等式(Linear Matrix Inequality,LMI)给出了反馈控制增益与观测器增益的选取计算方法。仿真结果表明,扩维耦合模型能够表征飞行姿态与气动参数之间的相互耦合关系。将耦合观测信息引入控制器有效地削弱了气动耦合对系统的影响,提升了系统的动静态品质。

摘要： 基于变质心附加惯量消旋、质量矩姿控、操稳性能调控三种控制模式对变质心控制的基本原理进行了阐述。详细分析了变质心高速飞行器所面临的动力学建模、制导控制、执行机构设计研制和系统仿真评估四方面的关键控制问题。最后,对变质心高速飞行器发展趋势和未来主要研究方向进行了展望。

摘要： 本文针对高速飞行器折叠翼/舵设计技术进行了研究。从工作时序入手阐述了折叠翼/舵总体设计的关键技术和设计流程,建立了结构设计通用指标体系并梳理了折叠翼/舵结构设计的设计流程、仿真分析和试验,针对折叠翼/舵设计技术的研究现状和发展趋势分别进行了介绍和展望,可为高速飞行器折叠翼/舵设计提供参考。

摘要： 21世纪以来,国际上针对高超声速技术的研究如雨后春笋般涌现,多种型号的高超声速飞行器不断被披露,使其逐渐成为彰显国防实力的大国重器。项目组在国家自然科学基金、国家重点研发计划、湖南省杰出青年基金等项目的持续支持下,紧扣我国对吸气式高速飞行器总体设计的重大发展需求,围绕高超声速飞行器内外流耦合设计与多学科设计优化开展了深入研究,在气动外形设计、构型防热减阻、超燃冲压发动机流道设计、组合推进系统建模、内外流一体化和多学科设计优化等方面提出了一系列新理论、新方法和新技术,在Progress in Aerospace Sciences、Fuel、Energy、Energy Conversion and Management、Physics of Fluids、International Journal of Heat and Mass Transfer、Chinese Journal of Aeronautics等期刊发表学术论文150多篇,他引4000多次,其中8篇进入ESI前1%,出版学术专/译著7部,获省部级自然科学奖3项,形成了吸气式高速飞行器总体设计优化理论与方法体系,为国内吸气式高速飞行器的设计和工程研制提供了有力支撑。

摘要： 飞行器与助推火箭在低空、高速环境下同时执行整流罩抛罩与级间分离时,高动压造成干扰流场建立时间短、气动干扰力大、飞行器姿态角变化迅速,导致飞行器与火箭分离后维持姿态稳定可控的时间窗口仅有数十毫秒,火箭在级间分离时刻需要向飞行器发送高精度时统指令,以保证飞行器在可控的时间窗口内起控;基于异步RS-422通信时统指令与分离连接器短路环时统指令,设计了冗余的高精度级间分离时统方案,并在422时统指令中加入纠错标志以解决通信误码或丢帧引起的时统误差问题,相较常规的行程开关或短路环时统装置具有更高的时统精度、更强的容错能力与可测试性;通过地面试验与飞行试验,验证了时统方案满足时统精度要求。

摘要： 临近空间高速高动态飞行器是未来武器发展重要平台,具有重要的军事应用价值,测控系统是其信息保障核心。对临近空间高速飞行器测控关键技术进行分析与总结,在介绍临近空间高速飞行器测控系统面临的主要难点和挑战的基础上,对等离子体鞘套下通信技术、临近空间测控新方法和天地海基多体制联合测控技术3方面取得的主要突破和应用情况进行了重点分析和阐述,通过飞行试验验证,Ka频段测控新方法可为10^(12)/cm^(3)等离子体环境下的飞行器提供可靠的测控通信能力。

摘要： 临近空间高速飞行器飞行过程中,在低气压环境下将经受非常高的气动热载荷。对低气压环境下防隔热结构的传热特性影响因素进行了梳理,说明了气压环境对临近空间飞行器的防隔热性能的影响。为准确模拟飞行器在热载荷作用下的温度分布,建立了大型地面低气压环境热试验系统,提出了一套低气压环境热试验方法,解决了气压环境下大面积高热流长时间加热的问题,并成功应用于临近空间高速飞行器大型地面低气压环境热试验。

摘要： 高温应变精密测试是高速飞行器研制过程中最重要和急需的科学手段之一,也是高温测试领域长期存在的难题.本项目重点解决其用于高速飞行器的高温应变精密测试关键问题,为研究高速飞行器的高温空气动力学行为和结构强度环境特性提供精确的科学手段,还可为航空发动机等其它领域提供高温应变精密测试手段.揭示了157nm深紫外激光的光纤法珀微腔传感器传感机理，突破了温度应变同时测量方法，为高温应变精确测量奠定了科学基础。

摘要： 针对高速飞行器的热气动弹性数值分析问题,研究了气动力、气动热、弹性力和惯性力之间的耦合关系,根据气动力、热、结构各物理场的特征时间尺度与相互影响程度确定热气动弹性分析的耦合计算策略,并对不同物理场之间的数据交换方法进行分析,以实现高速飞行器全机量级热气动弹性分析的工程应用.

摘要： 碳纤维增韧碳化硅基复合材料(C/SiC)是一种应现代航空航天技术发展而涌现的新型复合材料.装备于高速飞行器的C/SiC复合材料在飞行过程中会承受严酷的气动加热和噪声复合环境,需要进行地面热噪声试验考核.本文介绍了一种C/SiC构型件在实验室内采用先进的热噪声行波管进行地面试验考核的情况.

摘要： 壁板颤振是壁板结构在高速气流中产生的一种自激振动,其引发的非线性振动将对高速飞行器结构的疲劳强度、飞行性能和飞行安全带来不利的影响.以简支复合材料典型壁板结构为研究对象,基于超声速偶极子格网法和活塞理论两种超音速非定常气动力模型对复合材料壁板结构的颤振特性进行了对比分析,对两种非定常气动力模型的计算精度进行了讨论,给出了不同模型的适用范围.在此基础上,得到了复合材料壁板结构颤振速度随马赫数的变化规律.

摘要： 本项目获资助以来,在2013年度研究工作的基础上,持续深化相关任务,2014年度完成了以下几个方面工作,主要进展是完成了俯仰/滚转两自由度运动稳定性判据分析和仿真验证、完成了近空间飞行器外形优化设计和气动特性计算等。

摘要： 高速气动热环境下,光学头罩会产生无规则非均匀的温度分布和表面变形,从而给光学成像系统带来严重的成像失真和像偏移.本文使用有限元分析软件来仿真高速气动热环境,得到光学头罩的温度分布和表面变形,根据熟光效应得到折射率分布,基于四阶龙格-库塔光线追迹算法,结合光学头罩介质光线追迹步骤以及像质评价指标的计算模型,建立了光线倾斜入射情况下头罩固体介质光传输模型,分析了椭球曲面头罩及外流场的光传输效应对高速飞行器光学系统成像质量的影响.

摘要： 针对地面试验中舵面偏转引起速率陀螺高频振荡问题,从带舵面弹性系统运动方程出发,比较了气动伺服弹性方程与航天控制系统设计方程的差异,并基于MATLAB/simulink工具提出一种伺服弹性耦合稳定性分析方法,以导弹的俯仰通道为例,建立了给定角速率下舵面偏转仿真模型,其中弹体传递函数包括刚体模态、弹性一阶弯曲、舵面偏转,分析了弹体舵面模态和作动器饱和陷幅非线性对速率陀螺输出的影响.仿真得到的速率陀螺阶跃响应曲线与地面试验状态速率陀螺的高频振荡现象一致,验证了方法的有效性.

摘要： 高速飞行器再入过程中等离子体包覆导航天线导致产生"黑障现象",其原因不仅仅是电磁波的衰减,天线性能的恶化也是重要因素.为满足等离子鞘套下导航自适应天线在线检测阻抗失配的研究需要,本文设计并实现了一款基于微波集成芯片AD8302和AD8313的高精度幅相检测器,其结构简单,灵敏度高,具有较高的响应速度,工作频段覆盖了北斗的1.268GHz与GPS的1.575GHz,经实测取得了良好效果.

摘要： 本文以表面敷设热防护结构(TPS)的典型结构件为研究对象,针对其热振动试验中振动载荷和热载荷施加存在的问题,通过研究基于石墨发热体的接触式加热器,形成接触式加热方式结合大面积可夹持工装的试验方法,并进行试验验证.结果表明,对于表面敷设热防护结构的典型结构来说,基于接触式加热器的热振动试验方法是可行的.

摘要： 本文以表面敷设热防护结构(TPS)的典型结构件为研究对象,针对其热振动试验中振动载荷和热载荷施加存在的问题,通过研究基于石墨发热体的接触式加热器,形成接触式加热方式结合大面积可夹持工装的试验方法,并进行试验验证.结果表明,对于表面敷设热防护结构的典型结构来说,基于接触式加热器的热振动试验方法是可行的.

摘要： 本发明提供了一种高速无人飞行器的控制方法、装置和高速无人飞行器；其中，该方法包括：获取高速无人飞行器输出的状态量，状态量包括速度状态量和高度状态量；根据期望状态和所述状态量计算误差状态量，误差状态量包括速度误差状态量和高度误差状态量；对误差状态量进行线性二次调节处理，输出第一控制输入量；对误差状态量进行鲁棒补偿处理，输出第二控制输入量；采用反馈线性化方式，根据第一控制输入量和第二控制输入量，生成最终控制输入量，通过最终控制输入量对高速无人飞行器进行控制。本发明通过利用高速无人飞行器动态系统的非线性信息，可以抑制多种不确定性对飞行器控制的影响，减少了传统飞行器控制方法的保守性，从而提高了控制精确度。

摘要： 本发明提供了一种高速无人飞行器的控制方法、装置和高速无人飞行器；其中，该方法包括：获取高速无人飞行器输出的状态量，状态量包括速度状态量和高度状态量；根据期望状态和所述状态量计算误差状态量，误差状态量包括速度误差状态量和高度误差状态量；对误差状态量进行线性二次调节处理，输出第一控制输入量；对误差状态量进行鲁棒补偿处理，输出第二控制输入量；采用反馈线性化方式，根据第一控制输入量和第二控制输入量，生成最终控制输入量，通过最终控制输入量对高速无人飞行器进行控制。本发明通过利用高速无人飞行器动态系统的非线性信息，可以抑制多种不确定性对飞行器控制的影响，减少了传统飞行器控制方法的保守性，从而提高了控制精确度。

摘要： 提供了一种用于在飞行中自主将载荷从第一飞行器AV转移到第二飞行器的方法。第一飞行器和第二飞行器中的每一个包含框架，该框架具有用于接收载荷的垂直开口。多个旋翼附接到框架。该方法包含在飞行中自主执行：第一飞行器的紧固装置将载荷保持在第一飞行器的垂直开口中，使得载荷的底端可以由第二飞行器接触；第二飞行器从下方接近第一飞行器，以将第二飞行器的紧固装置耦接到载荷的底端；在第二飞行器的紧固装置耦接到载荷的底端之后，第一飞行器的紧固装置松开载荷；以及第二飞行器的紧固装置相对于第二飞行器的框架降低载荷，以将载荷移动到飞行位置。

摘要： 一种用于在飞行器(1)内将安全区域(5)与飞行器(1)的客舱(2)分隔的飞行器屏障系统(10)包括：屏障(20)，所述屏障被安装在客舱(2)内并且被构造成在打开位置与关闭位置之间移动；闩锁(30)，所述闩锁被安装到屏障(20)；以及锁定装置(100)，所述锁定装置包括闩锁夹(110)，所述闩锁夹被构造成当屏障(20)处于关闭位置时锁定闩锁(30)。飞行器屏障系统(10)进一步包括释放机构(105)，所述释放机构被构造成将闩锁夹(110)从锁定闩锁(30)的锁定状态移动到释放闩锁(30)的解锁状态，其中释放机构(105)进一步被构造成延迟闩锁夹(110)从锁定状态到解锁状态的移动。进一步披露了具有这种飞行器屏障系统的飞行器区域和飞行器。

摘要： 本发明涉及一种飞行器底板元件，所述飞行器底板元件包括第一饰板元件，所述第一饰板元件被适配为用于从第一位置被翻转到第二位置。所述第一饰板元件在所述第一位置与所述飞行器底板元件的主平面平行地安排并且被安排在所述飞行器底板元件的朝向乘客舱的一侧，而在所述第二位置与所述飞行器底板元件的主平面成角度地安排，其中所述第一饰板元件构成用于货舱的饰板。另外，本发明涉及一种具有飞行器底板元件的飞行器区段和一种具有此类飞行器区段的飞行器。

摘要： 本发明涉及一种用于飞行器的模块，模块包括至少一个横向构件(14)，所述至少一个横向构件沿所述模块的侧向方向(Y)延伸并且旨在固定到所述机身(30)的框架，所述模块包括安装在所述横向构件的两个相反端部中的至少一个端部上的接合装置(34)，接合装置用于接合到所述机身框架，所述接合装置(34)构造成能够从待用位置移动到展开的接合位置，在所述接合位置，此装置(34)在所述侧向方向(Y)上从所述横向构件突出。本发明还涉及包括这种模块的飞行器部段和包括这种飞行器部段的飞行器，并涉及用于组装飞行器部段的组装方法。由此，飞行器模块(8)更易于组装在由飞行器的机身限定的内部空间(10)中。

摘要： 本发明提供了一种用于高速飞行器的油箱热防护结构，该油箱热防护结构为在第一油箱内设置第二油箱且第一油箱和第二油箱之间相距预定距离，设计第一油箱与第二油箱之间形成用于储存燃油的腔体，腔体内燃油在飞行器爬升阶段用尽后，第一油箱与第二油箱之间形成气体隔热层，可有效降低第一油箱气动加热对第二油箱燃油的加热热流，从而起到一定的绝热作用。因此，本发明所提供的油箱热防护结构与现有技术相比，其能够较好地解决高速飞行过程中燃油的温升满足热管理系统需求的问题，实现绝热形式简单且易于实现。

摘要： 本发明提供了一种用于高速飞行器的油箱热防护结构，该油箱热防护结构为在第一油箱内设置第二油箱且第一油箱和第二油箱之间相距预定距离，设计第一油箱与第二油箱之间形成用于储存燃油的腔体，腔体内燃油在飞行器爬升阶段用尽后，第一油箱与第二油箱之间形成气体隔热层，可有效降低第一油箱气动加热对第二油箱燃油的加热热流，从而起到一定的绝热作用。因此，本发明所提供的油箱热防护结构与现有技术相比，其能够较好地解决高速飞行过程中燃油的温升满足热管理系统需求的问题，实现绝热形式简单且易于实现。

摘要： 本发明提供一种高速飞行器后体尾喷管一体化设计方法及高速飞行器，方法包括：1、尾喷管型线设计，包括：基于相同的喷管入口条件和期望的喷管出口条件，获取若干尾喷管型线；确定所需尾喷管型线，在该型线下尾喷管的净推力最大；2、基于所需尾喷管型线，进行飞行器后体/尾喷管的初始一体化设计，包括：确定尾喷管的膨胀比及出口面积；根据出口面积和所需尾喷管型线获取三维尾喷管型面；设计后体结构厚度；3、基于初始设计结果，进行飞行器后体/尾喷管的最终一体化设计：调整尾喷管推力中心线偏离高度以及尾喷管宽高比。本发明能够解决现有后体/尾喷管设计方面的一体化程度较低所导致的推阻性能不匹配、无法满足飞行器性能要求等技术问题。

摘要： 本发明提供了一种高速飞行器的鲁棒补偿控制方法及高速飞行器，涉高速飞行器控制技术领域，包括：获取检测的高速飞行器的飞行参数；将所述飞行参数输入至鲁棒控制器，所述鲁棒控制器包括：用于标称系统的期望跟踪性能的最优控制器和用于抑制等效扰动对闭环控制系统影响的鲁棒补偿器；将所述最优控制器和所述鲁棒补偿器导入到预设的高速飞行器纵向模型中，得到目标控制量；按照所述目标控制量控制高速飞行器。本发明提供的一种高速飞行器的鲁棒补偿控制方法及高速飞行器，利用实现标称系统的期望跟踪性能的最优控制器和用于抑制等效扰动对闭环控制系统影响的鲁棒补偿器对高速飞行器进行控制，可以提高高速飞行器的跟踪性能。