發(fā)布時間：2017-10-13 06:45

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

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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)、遠距離精確打擊等多種優(yōu)勢,因此各國均開始了對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。對國外的典型高超聲速再入飛行器按照升阻比分類,可以分為兩大類:其一是以“快船”有翼式飛行器為代表的高升阻比飛行器,這類飛行器有橫程較大,機動能力較強,最大熱流值和最大減速過載小等優(yōu)點,但同時也存在著再入飛行時間長、末端速度小的缺點;另一類是以“快船”無翼式和“HGB”為代表的低升阻比飛行器,這類飛行器再入時間小、末端速度大,且氣動加熱的總量較小,但其最大過載值和最大熱流值很高、橫向機動能力有限。本文為了解決高升阻比類型飛行器和低升阻比類型飛行器不能兼有大橫程、大落速、小再入飛行時間和不能適應(yīng)多任務(wù)需求的特點,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大于高窄方向的特征面積,這樣在同樣的來流條件下,如果飛行器以相同馬赫數(shù)和攻角進行飛行,以扁平方向飛行的升阻比要遠大于以高窄方向飛行下的升阻比。為了驗證所提出的變體軸再入飛行器的再入能力,本文首先調(diào)研了國外高超聲速再入飛行器的氣動外形和再入能力現(xiàn)狀,對變體軸飛行器進行三維建模,并將模型和所設(shè)定的求解域同樣導入相關(guān)軟件進行非結(jié)構(gòu)網(wǎng)絡(luò)的劃分,然后導入到CFD-FASTRAN中進行CFD計算,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)等典型氣動參數(shù)。之后通過Gauss偽譜法進行軌跡優(yōu)化設(shè)計,選序列二次規(guī)劃算法為非線性規(guī)劃問題的求解器,生成標準軌跡;選取各Gauss點作為航路點,進行各個航路點之間的預(yù)測-校正制導,通過預(yù)測-校正制導方法進行各個航路點之間的制導;待到飛行器接近目標時,重新瞄準,進行軌跡在線重生并通過LQR控制器跟蹤控制。在仿真分析中,基于三種軌跡優(yōu)化情況對可變體軸飛行器的四種飛行模式進行了仿真計算,得到了各個軌跡優(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計算 Gauss偽譜法 再入制導 預(yù)測校正
【學位授予單位】：哈爾濱工業(yè)大學
【學位級別】：碩士
【學位授予年份】：2016
【分類號】：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)計方法研究現(xiàn)狀14
• 1.2.3. 飛行器的再入制導方法研究現(xiàn)狀14-15
• 1.3. 本文主要研究內(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. 坐標系的建立22-32
• 2.2.1. 坐標系的定義22-24
• 2.2.2. 坐標系間的轉(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)計與計算33-52
• 3.1. 變體軸飛行器總體參數(shù)及氣動外形設(shè)計33-36
• 3.2. 氣動參數(shù)數(shù)值模擬計算方法36-39
• 3.2.1. 基本控制方程36-38
• 3.2.2. 再入過程的繞流特征38-39
• 3.3. 變體軸飛行器氣動計算步驟39-41
• 3.3.1. 計算網(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. 變體軸飛行器氣動計算條件40-41
• 3.4. 變體軸飛行器繞流場特性分析41-43
• 3.5. 變體軸飛行器氣動計算結(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)化后氣動特性49-51
• 3.5.4. 扁平、高窄氣動特性對比分析51
• 3.6. 本章小結(jié)51-52
• 第4章 飛行器再入軌跡設(shè)計與制導方法研究52-61
• 4.1. 基于GAUSS偽譜法的軌跡優(yōu)化設(shè)計52-54
• 4.1.1. 最優(yōu)控制問題的一般描述52-53
• 4.1.2. 再入軌跡優(yōu)化問題53-54
• 4.2. 考慮航路點的混合制導策略54-59
• 4.2.1. 航路點的確定54-55
• 4.2.2. 混合制導策略的基本思路55
• 4.2.3. 航路點間預(yù)測-校正制導算法55-58
• 4.2.4. 重新瞄準段的軌跡生成與跟蹤58-59
• 4.3. 制導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、最小飛行時間對比分析75-76
• 5.3. 本章小結(jié)76-77
• 結(jié)論77-78
• 參考文獻78-82
• 致謝82

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本文編號：1023427