乘波飞行器构型方法研究 被引量：26

1

作者 王发民 李立伟 +1 位作者 姚文秀 雷麦芳 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2004年第5期513-519,共7页

高超声速飞行中,随着马赫数的升高,波阻和摩阻增加,就会形成升阻比“屏障”,而乘波飞行器构型是克服这一升阻比屏障的有效方法.本文提出了一种变楔角楔/椭圆锥乘波体构型方法,并基于前体/进气道一体化设计思想,生成了高超声速乘波飞行... 高超声速飞行中,随着马赫数的升高,波阻和摩阻增加,就会形成升阻比“屏障”,而乘波飞行器构型是克服这一升阻比屏障的有效方法.本文提出了一种变楔角楔/椭圆锥乘波体构型方法,并基于前体/进气道一体化设计思想,生成了高超声速乘波飞行器构型.经数值计算与实验验证,与传统锥形流场生成的乘波体相比,该方法生成的乘波体不仪具有高升阻比,而且能为发动机提供所需的高温高压均匀来流. 展开更多

关键词 乘波飞行器 乘波体 升阻比 高超声速 进气道 马赫数 一体化设计 构型 椭圆锥 实验验证

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高超声速乘波飞行器气动实验研究 被引量：12

2

作者 姚文秀 雷麦芳 +1 位作者 杨耀栋 王发民 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第6期82-85,90,共5页

以绕楔锥高超声速流场为基础 ,用流线追踪法生成了一种高超声速飞行器气动概念构形 ,初步探索了高超声速飞行器机身 /推进系统一体化气动构形设计方法 ,开展了高超声速测压实验。结果表明 :该类构形飞行器在高超声速飞行时 ,可以产生较... 以绕楔锥高超声速流场为基础 ,用流线追踪法生成了一种高超声速飞行器气动概念构形 ,初步探索了高超声速飞行器机身 /推进系统一体化气动构形设计方法 ,开展了高超声速测压实验。结果表明 :该类构形飞行器在高超声速飞行时 ,可以产生较高的升阻比 ,前体的预压缩效果明显 ,是以吸气式冲压发动机为动力的有前途的飞行器构形。 展开更多

关键词 乘波飞行器 气动构形 气动实验 预压缩性能

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乘波飞行器一体化构型设计 被引量：8

3

作者 甘文彪 阎超 +2 位作者 耿云飞 涂建秋 曾鹏 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2012年第1期68-73,共6页

为提高高超声速飞行器设计的水平,提出一种结合优化设计和灵敏度分析的新设计策略,并将其应用于高超声速乘波飞行器的二维一体化构型的设计。结合实验设计方法、响应面技术和遗传算法构建了一套改进的优化方法,结合设计参数取值域、正... 为提高高超声速飞行器设计的水平,提出一种结合优化设计和灵敏度分析的新设计策略,并将其应用于高超声速乘波飞行器的二维一体化构型的设计。结合实验设计方法、响应面技术和遗传算法构建了一套改进的优化方法,结合设计参数取值域、正交设计和方差分析发展了一种灵敏度分析方法。在优化设计过程中,通过参数化建模、网格自动生成和CFD求解,应用改进的优化方法对飞行器进行了多点多目标设计,得到了Pareto最优前沿面和优化推荐构型。针对推荐构型,应用灵敏度分析方法进行了非设计状态的性能分析,并基于灵敏度分析结果对推荐构型进行了修形设计。 展开更多

关键词 乘波飞行器 一体化设计 优化方法 灵敏度分析 CFD

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尾喷管构型对类乘波飞行器性能影响 被引量：7

4

作者 黄伟 柳军 +1 位作者 罗世彬 王振国 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第5期573-577,共5页

采用二维耦合隐式欧拉方程和标准k-ε湍流模型对类乘波飞行器内外流场进行了数值仿真研究,离散采用二阶迎风格式,在考虑粘性影响的前提下,分析了倾角为8,°11,°13°和15°的尾喷管对类乘波飞行器分别处于进气道关闭、... 采用二维耦合隐式欧拉方程和标准k-ε湍流模型对类乘波飞行器内外流场进行了数值仿真研究,离散采用二阶迎风格式,在考虑粘性影响的前提下,分析了倾角为8,°11,°13°和15°的尾喷管对类乘波飞行器分别处于进气道关闭、发动机通流以及发动机点火三种不同的工作状态下性能的影响。结果表明当尾喷管倾角为11°时,飞行器的升力特性、阻力特性和俯仰力矩性能得到了权衡,性能得到了提高,为下一步的改进工作提供了参考。 展开更多

关键词 类乘波飞行器+ 尾喷管 升力 阻力 特性 俯仰力矩

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高超声速乘波飞行器三维流场的并行数值模拟 被引量：3

5

作者 范晓樯 李桦 +1 位作者 李晓宇 田正雨 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第2期5-8,共4页

针对高超声速乘波飞行器三维绕流流场,在基于LINUX+MPI系统的分布式并行计算平台上,并行求解了三维雷诺平均的N-S方程。并行数值方法采用的是有限体积方法(FVM)、OC-TVD差分格式、B-L代数湍流模型及流场分区的并行方法。计算结果表明,... 针对高超声速乘波飞行器三维绕流流场,在基于LINUX+MPI系统的分布式并行计算平台上,并行求解了三维雷诺平均的N-S方程。并行数值方法采用的是有限体积方法(FVM)、OC-TVD差分格式、B-L代数湍流模型及流场分区的并行方法。计算结果表明,所采用的并行数值模拟方法能够求解包含强激波的流场,激波穿越区域边界时无断层、错位等通量不守恒的现象。并行计算效率高,8个处理机计算时的并行加速比达到了6 8。 展开更多

关键词 并行计算 高超声速 乘波飞行器 数值仿真

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乘波飞行器气动力、热特性的数值模拟研究 被引量：4

6

作者 曹德一 李椿萱 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第6期1782-1785,共4页

采用多块分区网格以及并行计算技术对给定乘波构形的高超声速飞行器进行了数值模拟,分析了飞行器前缘小半径钝化对飞行器气动性能的影响,计算了前缘钝化后飞行器表面的热流分布状况。结果表明,前缘钝化对飞行器的升力影响不大,对阻力和... 采用多块分区网格以及并行计算技术对给定乘波构形的高超声速飞行器进行了数值模拟,分析了飞行器前缘小半径钝化对飞行器气动性能的影响,计算了前缘钝化后飞行器表面的热流分布状况。结果表明,前缘钝化对飞行器的升力影响不大,对阻力和升阻比的影响较大。对于曲率半径为1cm的钝化前缘,与原尖前缘飞行器相比,其升力降低了0.78%,阻力增加6.96%,升阻比下降7.21%。前缘钝化后,乘波飞行器仍具有较好的气动性能,飞行器前机身可为发动机提供比较均匀的气流,飞行器整体仍基本保持了乘波的状态,热流主要集中在飞行器前缘上。为了有效防热,需要采用主动式冷却技术。 展开更多

关键词 乘波飞行器 并行计算 高超声速 数值模拟

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高超声速乘波飞行器多学科设计优化研究进展 被引量：4

7

作者 侯志强 刘济民 宋贵宝 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2009年第3期15-19,22,共6页

乘波飞行器由于其具有高升阻比特性而成为国内外高超声速飞行器研究的热点。介绍了飞行器多学科设计优化(MDO)的发展概况,简述了乘波构形优化设计的研究进展。在此基础上对高超声速乘波飞行器MDO的理论基础进行了分析,阐述了应用MDO技... 乘波飞行器由于其具有高升阻比特性而成为国内外高超声速飞行器研究的热点。介绍了飞行器多学科设计优化(MDO)的发展概况,简述了乘波构形优化设计的研究进展。在此基础上对高超声速乘波飞行器MDO的理论基础进行了分析,阐述了应用MDO技术进行高超声速乘波飞行器设计的必要性和可行性。重点从气动和结构系统的协同优化设计、机体和推进系统的一体化优化设计以及气动和控制系统的综合优化设计等3个方面讨论了MDO在高超声速乘波飞行器设计中的应用现状。提出了今后应加大对MDO集成框架的开发力度,大力开展包含可靠性和经济性分析的高超声速乘波飞行器多目标MDO研究。 展开更多

关键词 乘波飞行器 高超声速 多学科设计优化

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乘波飞行器低马赫数飞行状态下的气动性能研究 被引量：1

8

作者 李维东 丁海河 王发民 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第5期1283-1288,共6页

乘波飞行器在低马赫数飞行状态下的气动性能是近空间飞行器设计和研究人员关心的问题之一。本文以M=3,设计飞行高度H=15 km为设计点,最大升阻比为优化目标,并通过满足一定的有效载荷容积,气动热防护和气动操纵的要求进行了工程化设计后... 乘波飞行器在低马赫数飞行状态下的气动性能是近空间飞行器设计和研究人员关心的问题之一。本文以M=3,设计飞行高度H=15 km为设计点,最大升阻比为优化目标,并通过满足一定的有效载荷容积,气动热防护和气动操纵的要求进行了工程化设计后得到的锥导乘波体为研究对象,借助数值模拟和风洞实验技术相结合的研究手段对乘波飞行器在跨声速和超声速飞行阶段的气动性能进行了探讨。研究结果表明,乘波飞行器在该飞行阶段的气动性能与前缘所处的气动状态密切相关。 展开更多

关键词 乘波飞行器 升阻比 气动性能

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乘波飞行器的优化设计和气动热计算研究 被引量：2

9

作者 梅东牧 武哲 李天 《航空计算技术》 2008年第6期13-16,共4页

以高超声速技术为研究背景,开展高超声速乘波飞行器设计方法研究。在已有乘波构型生成方法基础上,采用相交楔锥生成多级压缩的乘波构形。并通过对乘波器的前缘进行钝化,进行了气动热特性数值研究。使乘波体在气动力层面上具有尖前缘,保... 以高超声速技术为研究背景,开展高超声速乘波飞行器设计方法研究。在已有乘波构型生成方法基础上,采用相交楔锥生成多级压缩的乘波构形。并通过对乘波器的前缘进行钝化,进行了气动热特性数值研究。使乘波体在气动力层面上具有尖前缘,保持高升阻比特性,而在气动热层面上具有钝前缘,降低气动加热强度。结果表明,这为高超声速飞行器的气动防热设计开辟了新途径。 展开更多

关键词 高超声速乘波飞行器 气动热 数值模拟

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CFD和MDO技术在乘波飞行器设计中的应用综述 被引量：1

10

作者 侯志强 刘济民 宋贵宝 《航空计算技术》 2009年第4期37-42,46,共7页

乘波飞行器由于其具有高升阻比特性而成为国内外高超声速飞行器研究的热点。介绍了乘波飞行器的研究进展,在此基础上阐述了乘波飞行器设计对先进设计技术的需求。重点讨论了计算流体力学(CFD)技术和多学科设计优化(MDO)理论与方法在乘... 乘波飞行器由于其具有高升阻比特性而成为国内外高超声速飞行器研究的热点。介绍了乘波飞行器的研究进展,在此基础上阐述了乘波飞行器设计对先进设计技术的需求。重点讨论了计算流体力学(CFD)技术和多学科设计优化(MDO)理论与方法在乘波飞行器设计中的应用现状。提出了今后应重点对高超声速飞行条件下乘波飞行器的动态气动特性进行全面的数值模拟研究,大力开展包含可靠性和经济性分析的乘波飞行器多目标多学科设计优化研究。随着MDO方法在乘波飞行器设计中的深入应用,CFD必将发挥更大的作用,共同促进乘波飞行器的快速发展。 展开更多

关键词 乘波飞行器 高超声速 计算流体力学 多学科设计优化

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乘波飞行器广义参数概念设计 被引量：1

11

作者 王洪玲 刘洪 《上海航天》 北大核心 2005年第6期29-32,共4页

在传统布局外形设计参数的基础上,提出用广义参数对乘波飞行器概念外形进行前体/进气道-后体/喷管一体化设计。对所设计的三种外形方案,计算了设计点和非设计点的气动性能,并对影响性能的因素进行了讨论。计算结果表明,采用广义参数设... 在传统布局外形设计参数的基础上,提出用广义参数对乘波飞行器概念外形进行前体/进气道-后体/喷管一体化设计。对所设计的三种外形方案,计算了设计点和非设计点的气动性能,并对影响性能的因素进行了讨论。计算结果表明,采用广义参数设计乘波飞行器概念外形是可行的。 展开更多

关键词 乘波飞行器 广义参数 概念设计 性能验算 设计点 非设计点

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类乘波飞行器进气道/隔离段数值仿真研究

12

作者 黄伟 王振国 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2009年第3期139-141,148,共4页

采用二维耦合隐式NS方程和标准k-ε湍流模型对超燃冲压发动机进气道/隔离段进行了数值仿真研究,分析了隔离段出口反压、长高比以及进气道入口马赫数对进气道出口性能参数的影响,发现反压对进气道出口参数影响很小;长高比对进气道出口上... 采用二维耦合隐式NS方程和标准k-ε湍流模型对超燃冲压发动机进气道/隔离段进行了数值仿真研究,分析了隔离段出口反压、长高比以及进气道入口马赫数对进气道出口性能参数的影响,发现反压对进气道出口参数影响很小;长高比对进气道出口上下壁面处静压影响较大,但对出口处马赫数及静温影响很小;进气道入口马赫数的变化对出口上下壁面处静压影响剧烈,且随着入口马赫数的增加,进气道出口马赫数和静温均增加,入口马赫数越低,进入隔离段内的气流越均匀。 展开更多

关键词 进气道/隔离段 超燃冲压发动机 反压 长高比 马赫数 类乘波飞行器

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高超声速滑翔乘波飞行器多物理效应研究 被引量：2

13

作者 韩汉桥 张陈安 王发民 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2014年第1期101-108,共8页

高超声速滑翔飞行器在高空、高马赫数飞行时所面临的多物理效应对其气动性能会产生较大的影响。本文利用锥导乘波体进行工程化设计,生成了一种高超声速远程滑翔乘波飞行器,采用计算流体动力学(CFD)方法数值模拟了该飞行器在高空、高马... 高超声速滑翔飞行器在高空、高马赫数飞行时所面临的多物理效应对其气动性能会产生较大的影响。本文利用锥导乘波体进行工程化设计,生成了一种高超声速远程滑翔乘波飞行器,采用计算流体动力学(CFD)方法数值模拟了该飞行器在高空、高马赫数飞行状态下的流动,分析了高空多物理效应(主要关注粘性干扰效应和真实气体效应)对飞行器气动性能的影响,并通过比较分析得到了不同气动力系数对不同物理效应的敏感程度,可以为高超声速滑翔飞行器的设计及气动性能评估提供参考。 展开更多

关键词 高超声速 乘波飞行器 粘性干扰效应 真实气体效应

全文增补中

输入受限乘波体飞行器无估计预设性能控制

14

作者 罗瑞宁 何广军 +1 位作者 卜祥伟 孙昭 《空军工程大学学报》 CSCD 北大核心 2024年第2期39-47,共9页

针对输入受限的乘波体飞行器跟踪控制问题,提出了一种无估计的预设性能控制方法。首先,针对可能发生的执行器饱和问题,设计了一种新型抗饱和补偿系统。然后,利用补偿系统状态构造新的预设性能转换误差,基于预设性能控制与反演控制的方法... 针对输入受限的乘波体飞行器跟踪控制问题,提出了一种无估计的预设性能控制方法。首先,针对可能发生的执行器饱和问题,设计了一种新型抗饱和补偿系统。然后,利用补偿系统状态构造新的预设性能转换误差,基于预设性能控制与反演控制的方法,为速度子系统与高度子系统设计了无需估计的低复杂度控制器。该设计方法的优越性在于无需状态估计与神经逼近,显著降低了控制的复杂度与计算量。基于Lyapunov稳定理论证明了所有转换误差与跟踪误差最终一致有界。最后,通过数值仿真验证了所提方法的有效性。 展开更多

关键词 乘波体飞行器 预设性能控制 反演控制 抗饱和补偿系统 输入受限 无估计控制

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高超声速乘波体飞行器机身/发动机一体化关键技术研究 被引量：14

15

作者 黄伟 王振国 +1 位作者 罗世彬 柳军 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第3期242-248,共7页

飞行器在高空中作长时间巡航飞行时,对升阻比提出了极高要求,而高超声速乘波飞行器因其具有高升阻比、均匀的下表面流场以及高度一体化性能得到研究者重视,成为未来空间飞行器新的研究热点。简要介绍了高超声速乘波体飞行器机身/发动机... 飞行器在高空中作长时间巡航飞行时,对升阻比提出了极高要求,而高超声速乘波飞行器因其具有高升阻比、均匀的下表面流场以及高度一体化性能得到研究者重视,成为未来空间飞行器新的研究热点。简要介绍了高超声速乘波体飞行器机身/发动机一体化国内外研究进展,着重阐述了其关键技术及其研究,主要包括前体/进气道一体化技术、燃烧室构型优化技术和尾喷管/后体一体化技术,并对未来高超声速乘波体飞行器构型的进一步发展提出了设想——采用流线追踪思想,以Busemann进气道和圆形或椭圆形燃烧室作为其推进系统的两大重要组成部分,同时其机身具有膨胀上表面。 展开更多

关键词 高超声速乘波体飞行器 机身/发动机一体化 流线追踪 BUSEMANN进气道

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类乘波体飞行器的气动力工程计算(英文) 被引量：11

16

作者 车竞 唐硕 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2007年第3期381-385,共5页

为估算高超声速类乘波体飞行器的纵向气动力,以三角形面元逼近飞行器外形,根据飞行器迎/背风面情况分别采用达黑姆-巴克法、普朗特-迈耶耳法、切锥法和膨胀波方法计算无粘气动力;通过经验公式估算粘性阻力,并考虑飞行器主要部件之间的... 为估算高超声速类乘波体飞行器的纵向气动力,以三角形面元逼近飞行器外形,根据飞行器迎/背风面情况分别采用达黑姆-巴克法、普朗特-迈耶耳法、切锥法和膨胀波方法计算无粘气动力;通过经验公式估算粘性阻力,并考虑飞行器主要部件之间的气动干扰情况,计算了翼片之间、翼身之间的气动干扰因子,得到整个飞行器的气动力。为验证该方法,以某飞行器为例进行了计算,计算结果与CFD吻合。 展开更多

关键词 高超声速 类乘波体飞行器 三角形面元 气动干扰 工程计算

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基于神经网络的类乘波体飞行器FADS算法研究 被引量：4

17

作者 孟博 李荣冰 +1 位作者 刘建业 马航帅 《航空计算技术》 2011年第2期16-20,共5页

大气数据是飞行器飞行的重要参数,大气数据系统是必备的机载航电系统。嵌入式大气数据系统(FADS)是新一代大气数据系统,可用于类乘波体飞行器。飞行器外形特殊,大飞行包线内FADS压力场模型复杂,解算算法尚不完备。针对飞行器的特点,利... 大气数据是飞行器飞行的重要参数,大气数据系统是必备的机载航电系统。嵌入式大气数据系统(FADS)是新一代大气数据系统,可用于类乘波体飞行器。飞行器外形特殊,大飞行包线内FADS压力场模型复杂,解算算法尚不完备。针对飞行器的特点,利用三维几何建模和计算流体动力学(CFD)计算的方法,分析FADS压力场模型特性,设计并验证了基于神经网络的类乘波体飞行器FADS算法,结果表明,算法对马赫数、攻角和侧滑角大气参数的解算可行有效。 展开更多

关键词 嵌入式大气数据系统 类乘波体飞行器 CFD计算 神经网络

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输入受限乘波体飞行器非脆弱预设性能神经控制 被引量：4

18

作者 卜祥伟 姜宝续 《航空兵器》 CSCD 北大核心 2022年第6期7-14,共8页

针对传统预设性能控制(Prescribed Performance Control,PPC)方法处理输入受限问题时极易诱发控制奇异的缺陷,为输入受限乘波体飞行器(Waverider Vehicle,WV)提出了一种基于神经逼近的新型非脆弱PPC方法,设计了补偿系统分别处理速度控... 针对传统预设性能控制(Prescribed Performance Control,PPC)方法处理输入受限问题时极易诱发控制奇异的缺陷,为输入受限乘波体飞行器(Waverider Vehicle,WV)提出了一种基于神经逼近的新型非脆弱PPC方法,设计了补偿系统分别处理速度控制输入与高度控制输入的饱和问题。进一步,利用补偿系统的状态,构造了新型自适应调整项,并对传统PPC的约束包络进行改进。引入神经网络对WV归一化的未知项进行在线逼近,保证了控制鲁棒性。所提方法的优越性在于弥补了传统PPC方法的脆弱性缺陷,并显著降低了控制复杂度与在线学习量。最后,通过数值仿真验证了所提方法的有效性与优越性。 展开更多

关键词 乘波体飞行器 预设性能控制 脆弱性 神经网络 输入受限 控制系统 武器

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临近空间乘波体飞行器弹跳瞬间特性研究 被引量：1

19

作者 李海林 吴德伟 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2012年第3期6-10,共5页

以临近空间乘波体飞行器弹跳瞬间的特性为研究对象,论证临近空间乘波体飞行器飞行轨迹属于非开普勒轨道的研究范畴;推导基于非开普勒轨道的该飞行器巡航段和再入段的动力学方程,研究弹跳瞬间临近空间乘波体飞行器的位置矢量求解问题;进... 以临近空间乘波体飞行器弹跳瞬间的特性为研究对象,论证临近空间乘波体飞行器飞行轨迹属于非开普勒轨道的研究范畴;推导基于非开普勒轨道的该飞行器巡航段和再入段的动力学方程,研究弹跳瞬间临近空间乘波体飞行器的位置矢量求解问题;进而论述弹跳瞬间特性,提出弹跳系数的概念,最后进行仿真分析,结果表明临近空间乘波体飞行器弹跳瞬间有明显的拐点特性并且加速度必须满足一定的条件才能弹跳,所得结论对临近空间乘波体飞行器弹跳飞行的研究具有一定的参考价值。 展开更多

关键词 非开普勒轨道 临近空间乘波体飞行器 巡航段 再入段 弹跳系数

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乘波体飞行器非脆弱预设性能控制 被引量：1

20

作者 卜祥伟 姜宝续 《现代防御技术》 北大核心 2022年第4期1-9,共9页

针对现有预设性能控制(prescribed performance control, PPC)方法在线学习量大、脆弱性缺陷突出的问题,为乘波体飞行器(waverider vehicle, WV)提出了一种无需在线学习参数的非脆弱PPC新方法。通过设计一种具备自调整功能的新型性能函... 针对现有预设性能控制(prescribed performance control, PPC)方法在线学习量大、脆弱性缺陷突出的问题,为乘波体飞行器(waverider vehicle, WV)提出了一种无需在线学习参数的非脆弱PPC新方法。通过设计一种具备自调整功能的新型性能函数,为WV的速度子系统与高度子系统分别设计了无需在线学习参数的低复杂度控制律,并避免了反演控制的“微分项膨胀”问题。基于Lyapunov理论证明了闭环系统的稳定性以及预设性能的可达性。相对于现有PPC,所提方法的约束包络能够根据由外部扰动引起的误差波动情况,自主调整其形状,从而避免传统PPC可能存在的控制奇异问题,并弥补了现有PPC方法的脆弱性缺陷。最后,通过数值对比仿真验证了所提方法的效果与优势。 展开更多

关键词 乘波体飞行器 预设性能控制 脆弱性 控制奇异 新型性能函数

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