本文關(guān)鍵詞：新型變體軸再入飛行器概念設(shè)計(jì)與能力分析研究

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【摘要】：高超聲速再入飛行器的再入速度在5馬赫數(shù)以上,這種再入飛行器作為武器具有快速響應(yīng)、遠(yuǎn)距離精確打擊等多種優(yōu)勢(shì),因此各國(guó)均開(kāi)始了對(duì)高超聲速再入飛行器的研究,在這方面的研究具有十分重要的研究意義。對(duì)國(guó)外的典型高超聲速再入飛行器按照升阻比分類(lèi),可以分為兩大類(lèi):其一是以“快船”有翼式飛行器為代表的高升阻比飛行器,這類(lèi)飛行器有橫程較大,機(jī)動(dòng)能力較強(qiáng),最大熱流值和最大減速過(guò)載小等優(yōu)點(diǎn),但同時(shí)也存在著再入飛行時(shí)間長(zhǎng)、末端速度小的缺點(diǎn);另一類(lèi)是以“快船”無(wú)翼式和“HGB”為代表的低升阻比飛行器,這類(lèi)飛行器再入時(shí)間小、末端速度大,且氣動(dòng)加熱的總量較小,但其最大過(guò)載值和最大熱流值很高、橫向機(jī)動(dòng)能力有限。本文為了解決高升阻比類(lèi)型飛行器和低升阻比類(lèi)型飛行器不能兼有大橫程、大落速、小再入飛行時(shí)間和不能適應(yīng)多任務(wù)需求的特點(diǎn),提出了一種具有高窄、扁平兩種方向的變體軸飛行器,飛行器橫截面為橢圓形,扁平方向的特征面積遠(yuǎn)大于高窄方向的特征面積,這樣在同樣的來(lái)流條件下,如果飛行器以相同馬赫數(shù)和攻角進(jìn)行飛行,以扁平方向飛行的升阻比要遠(yuǎn)大于以高窄方向飛行下的升阻比。為了驗(yàn)證所提出的變體軸再入飛行器的再入能力,本文首先調(diào)研了國(guó)外高超聲速再入飛行器的氣動(dòng)外形和再入能力現(xiàn)狀,對(duì)變體軸飛行器進(jìn)行三維建模,并將模型和所設(shè)定的求解域同樣導(dǎo)入相關(guān)軟件進(jìn)行非結(jié)構(gòu)網(wǎng)絡(luò)的劃分,然后導(dǎo)入到CFD-FASTRAN中進(jìn)行CFD計(jì)算,得到飛行器在不同馬赫數(shù)和攻角飛行下的升阻比、升力系數(shù)、阻力系數(shù)和法向力軸向力系數(shù)等典型氣動(dòng)參數(shù)。之后通過(guò)Gauss偽譜法進(jìn)行軌跡優(yōu)化設(shè)計(jì),選序列二次規(guī)劃算法為非線(xiàn)性規(guī)劃問(wèn)題的求解器,生成標(biāo)準(zhǔn)軌跡;選取各Gauss點(diǎn)作為航路點(diǎn),進(jìn)行各個(gè)航路點(diǎn)之間的預(yù)測(cè)-校正制導(dǎo),通過(guò)預(yù)測(cè)-校正制導(dǎo)方法進(jìn)行各個(gè)航路點(diǎn)之間的制導(dǎo);待到飛行器接近目標(biāo)時(shí),重新瞄準(zhǔn),進(jìn)行軌跡在線(xiàn)重生并通過(guò)LQR控制器跟蹤控制。在仿真分析中,基于三種軌跡優(yōu)化情況對(duì)可變體軸飛行器的四種飛行模式進(jìn)行了仿真計(jì)算,得到了各個(gè)軌跡優(yōu)化情況下不同飛行模式的再入性能表征參數(shù)。
【關(guān)鍵詞】：可變體軸飛行器 CFD計(jì)算 Gauss偽譜法 再入制導(dǎo) 預(yù)測(cè)校正
【學(xué)位授予單位】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2016
【分類(lèi)號(hào)】：V221
【目錄】：

• 摘要4-5
• ABSTRACT5-8
• 第1章 緒論8-17
• 1.1. 課題背景及研究目的8
• 1.2. 國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀8-15
• 1.2.1. 高超聲速飛行器研究現(xiàn)狀8-14
• 1.2.2. 飛行器再入軌跡優(yōu)化設(shè)計(jì)方法研究現(xiàn)狀14
• 1.2.3. 飛行器的再入制導(dǎo)方法研究現(xiàn)狀14-15
• 1.3. 本文主要研究?jī)?nèi)容15-16
• 1.4. 本章小結(jié)16-17
• 第2章 再入飛行器模型建立17-33
• 2.1. 地球模型17-22
• 2.1.1. 地球引力模型17-20
• 2.1.2. 大氣模型20-22
• 2.2. 坐標(biāo)系的建立22-32
• 2.2.1. 坐標(biāo)系的定義22-24
• 2.2.2. 坐標(biāo)系間的轉(zhuǎn)換24-25
• 2.2.3. 再入空間彈道模型25-32
• 2.3. 本章小結(jié)32-33
• 第3章 再入飛行器總體參數(shù)設(shè)計(jì)與計(jì)算33-52
• 3.1. 變體軸飛行器總體參數(shù)及氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)33-36
• 3.2. 氣動(dòng)參數(shù)數(shù)值模擬計(jì)算方法36-39
• 3.2.1. 基本控制方程36-38
• 3.2.2. 再入過(guò)程的繞流特征38-39
• 3.3. 變體軸飛行器氣動(dòng)計(jì)算步驟39-41
• 3.3.1. 計(jì)算網(wǎng)格劃分39-40
• 3.3.2. 非結(jié)構(gòu)化求解器及定解條件設(shè)置40
• 3.3.3. 變體軸飛行器氣動(dòng)計(jì)算條件40-41
• 3.4. 變體軸飛行器繞流場(chǎng)特性分析41-43
• 3.5. 變體軸飛行器氣動(dòng)計(jì)算結(jié)果及特性分析43-51
• 3.5.1. 扁平方向飛行43-46
• 3.5.2. 高窄方向飛行46-49
• 3.5.3. 優(yōu)化后氣動(dòng)特性49-51
• 3.5.4. 扁平、高窄氣動(dòng)特性對(duì)比分析51
• 3.6. 本章小結(jié)51-52
• 第4章 飛行器再入軌跡設(shè)計(jì)與制導(dǎo)方法研究52-61
• 4.1. 基于GAUSS偽譜法的軌跡優(yōu)化設(shè)計(jì)52-54
• 4.1.1. 最優(yōu)控制問(wèn)題的一般描述52-53
• 4.1.2. 再入軌跡優(yōu)化問(wèn)題53-54
• 4.2. 考慮航路點(diǎn)的混合制導(dǎo)策略54-59
• 4.2.1. 航路點(diǎn)的確定54-55
• 4.2.2. 混合制導(dǎo)策略的基本思路55
• 4.2.3. 航路點(diǎn)間預(yù)測(cè)-校正制導(dǎo)算法55-58
• 4.2.4. 重新瞄準(zhǔn)段的軌跡生成與跟蹤58-59
• 4.3. 制導(dǎo)方法性能仿真與分析59-60
• 4.4. 本章小結(jié)60-61
• 第5章 飛行器再入能力仿真分析61-77
• 5.1. 可變體軸飛行器再入能力仿真61-75
• 5.1.1. 飛行器再入攻角剖面的選擇61-63
• 5.1.2. 變體軸飛行器再入彈道仿真分析63-67
• 5.1.3. 變體軸再入最優(yōu)彈道仿真分析67-72
• 5.1.4. 橫程最大攻角剖面72-75
• 5.2. 各飛行器再入橫程、末端速度、最小飛行時(shí)間對(duì)比分析75-76
• 5.3. 本章小結(jié)76-77
• 結(jié)論77-78
• 參考文獻(xiàn)78-82
• 致謝82

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