Aiming at the shortcomings of the minimal inter-satellite distance solving methods,such as the general low efficiency and weak applicability,a method that can balance the applicability,accuracy and computational efficiency when solving the minimal inter-satellite distance for non-periodic coplanar relative motion of a pair of satellites is proposed.The principal idea of this method is utilizing the advantage of Deep Neural Networks(DNN)to fit the relationship between the initial relative state of two satellites and the minimum inter-satellite distance.The proposed method is able to calculate the minimal distance only through the position and velocity information at any given initial time.The close-range relative motion equations between satellites are established,based on which the analytic inter-satellite distance function is obtained.Through the analysis and derivation of the function,the range of the minimal inter-satellite distance with time is analytically obtained.The construction method of the dataset,which maps the initial states and the minimal distances,is designed to obtain a great number of mappings.Then a model to train the DNN is established and the training process is conducted repeatedly until the convergence is achieved.The training results of the DNN are verified through different simulation examples.The results demonstrate that the DNN-based calculation method can compute the minimal distance nearly in real-time and the corresponding relative errors are almost below 0.2％.
The flight speed of the spacecraft is generally supersonic and hypersonic. The shock wave and boundary layer interaction（SWBLI） occur frequently. Complex aerodynamic phenomena caused by SWBLI often leads to extreme dynamic aero-loads, such as the strong pressure and heat pulsation in local regions. To accurately simulate complex unsteady and local separated flows of the spacecraft with most of attached boundary layer, the advanced RANS-LES methods need to be developed by importing synthetic turbulence.The synthetic particle group method（SPOM） with IDDES is introduced to resolve small-scale turbulent structures in the local separation. Then, IDDES-SPOM is applied to simulate the SWBLI flows at some typical locations of the spacecraft, including the compression ramp, inner flow channel and polyhedron. From the results, some complex separation flow phenomena are explored, such as the shock oscillation and breathing of separation bubble. It’s the main factor which leads to the increase of pressure pulsation rapidly. Therefore, the IDDES-SPOM method can accurately predict complex flows induced by SWBLI and it can provide the theoretical basis and analytical tools for the spacecraft design.
The service environment for combined power aerospace vehicles is extremely harsh, resulting in a series of mechanical problems that need to be solved. Technical characteristics of combined powered aerospace vehicles and the basic concepts of related extreme mechanics are introduced, and the research status of extreme mechanics of aerospace vehicles is compared. Key mechanical problems of combined power aerospace vehicles in the extreme service environment are sorted out, including wide speed range adjustable integrated intake and exhaust and mode conversion unsteady load action mechanism, prediction of high Mach cavity flow dynamics environment under complex interference conditions, prediction of thermal response of multi-scale structures with long flight time and thermal management, high-temperature acoustic-vibration coupling mechanism and vibration fatigue of composite materials, large-scale rudder surface nonlinear thermal flutter mechanism, multi-parameter refined simulation ground test design of force thermoacoustic in extreme mechanical environment, etc., providing references for the development of related research work.
针对敌方无人机来袭时,其集群队形识别易受传感器噪声等外界干扰的情况,提出了一种提取无人机集群连续帧内部关系结构特征的时序表征方法.该方法充分利用无人机集群的方位和距离两个主要元素,对连续帧无人机集群内部关系结构特征进行描述,利用帧与帧之间的参数变化趋势对无人机集群进行时序表征.通过仿真对比实验证明,该方法对无人机集群的特征描述具有较好的抗噪能力和鲁棒性,能够有效解决传感器噪声等外界干扰影响下的队形变形问题,实现无人机集群持续稳定识别.
针对零压气球升空过程运动特性,进行动力学和热力学分析,引入实测风场数据,建立一个可以用于计算零压气球升速变化、升空轨迹变化以及气球温度变化的综合模型,主要分析不同发放时刻对气球升空过程中的速度、高度、飞行轨迹以及温度特性的影响规律.研究结果表明:飞行实测数据验证了仿真程序的可行性;上升速度曲线呈现双"V"形特点与内部氦气和周围大气温差变化有关;球内氦气温度和运动特性随外界辐射增强而变化显著,适当选取发放时刻有利于保证升空速度的稳定性.理论分析结果和仿真模型可为后续零压气球设计和飞行试验提供指导.
宽速域飞行器是下一代飞行器的重点发展方向.不同速域下气动特性的协调兼顾、长时间严酷加热环境下的热安全问题,是该类飞行器设计需解决的瓶颈问题.以高速飞机作为宽域飞行器的典型代表,选取其关键部件——机翼开展了考虑力/热特性综合匹配的快速设计优化探索研究.对高速飞机机翼的高低速力/热匹配设计需求及特点进行了分析,在此基础上完成了机翼构型的参数化,明确了关键的优化设计变量及优化设计目标,建立了多点气动力及气动热设计目标下的优化模型,提出了可快速完成匹配设计的优化流程;对优化过程中涉及的快速气动力/热评估工具进行了介绍.通过仿真,对比分析了机翼优化前后的气动力/热性能,验证了所提出优化模型和优化方法的有效性.从仿真结果可以看出,快速评估工具的采用可以在保证优化效果的基础上快速获取匹配设计结果;设计目标中,高速升阻比与低速升力、高速升阻比和高速气动热间都是矛盾的需求,最终优化构型在低速升力系数上的提升空间较小,但高速升阻比的提升较明显,优化后机翼的平均热流密度有所改善,但驻点热流密度升高,由于前缘半径约束的限制,优化后的构型满足工程需求.
背部进气式布局利用内/外流压缩方向的不同将进气道置于背部,避免了内/外流激波间的相互干涉,已成为未来高超声速一体化设计发展的重要方向之一.为进一步拓展此类气动布局的设计思路,提出了一种基于局部偏转吻切方法的背部进气内/外流一体化设计方法,实现了三维内转进气道与基于复杂三维弯曲激波乘波体的"无干涉"一体化设计.该方法通过Bezier曲面定义的三维激波面巧妙地将三维内转进气道布置于全三维乘波体背部.在此基础上,分别采用吻切流场乘波原理与局部偏转吻切方法设计进气道与乘波体的气动型面.研究结果表明,基于该方法设计的背部进气式一体化构型在设计状态下展现出了极佳的整体气动特性,整个下表面完全"骑乘"于外流复杂三维弯曲激波之上,背部进气道产生的内流准三维激波也基本封口.不考虑空气黏性的影响,该一体化构型的升阻比为4.947,进气道的增压比为14.988,总压恢复系数可达0.847,流量捕获系数为0.9996,基本实现全流量捕获.
被动流动控制技术在航空航天领域已有广泛应用,但近年来主动流动控制技术的发展优势与应用前景日益凸显.对主动流动控制技术的基本概念和发展现状进行了研究,阐述了主动流动控制技术在减小飞机阻力、提高飞机升力、提高发动机内部混合效率、进行飞机姿态控制和降低流致噪声等方面发挥的重要作用,重点针对全桁架支撑机翼布局、双机身/多机体布局、通道翼布局和极端箭形翼布局等飞机新型气动布局应用主动流动控制技术的前景进行了展望,并就主动流动控制技术未来需开展的主要研究工作提出了几点建议.
为了解超声速区动态节流扰动对隔离段流动的影响,采用CFD滑移网格模拟来流马赫数为3中椭圆轴稳态节流和动态节流下(节流比0.094～0.141,频率50～1000 Hz)的激波串振荡问题.结果表明,对于稳态节流工况,当椭圆长轴与来流呈水平、45°倾斜和垂直(节流比0.094、0.119和0.141)时,隔离段内分别出现稳态激波/边界层干扰、振荡的斜激波串流动和稳态斜激波串.动态节流工况下,隔离段内产生与节流频率一致的激波串振荡流动.随节流频率增大,振荡范围呈现先减小、再增大、最后减小的变化规律,其中250 Hz工况数值最大.此外,250 Hz工况壁面压强时均值最高,壁面压强均方差分布和峰值整体高于其他工况.分析表明,随节流频率增加,动态节流引起的质量流量波动规律与激波串振荡范围变化规律一致.250 Hz工况节流截面质量流量和压比的波动幅度均高于其他工况,这与该工况激波串振荡范围最大密切相关.
宽速域飞行器采用机体/推进系统一体化设计,飞行器姿态的动态变化必然会影响到高速进气道的性能.选取二元压缩进气道模型为研究对象,采用非定常雷诺时均(URANS)方法和k-ωSST湍流模型,在给定的三种攻角动态变化条件下,研究了不同状态下的进气道非定常流场结构特征,分析了进气道起动/不起动演变过程和性能参数曲线变化规律.研究发现,在攻角余弦振荡变化条件下,当进气道处于起动状态时其性能参数形成了迟滞环,但迟滞引起的气动力/力矩变化幅度较小;当振荡周期内进气道出现起动/不起动转换时,气动性能曲线表现为首尾有差异的开式曲线,此时不起动的影响占据了主导,进气道性能大幅下降,其中流量系数下降了80％～90％、增压比减小了约79％.当进气道在俯仰振荡中由起动向不起动转换时,三种攻角动态变化方式对进气道性能也有明显影响,攻角阶梯变化条件下进气道最容易出现不起动,不同条件下的轴向力和流量系数差异最大可达到2～3倍.
临近空间飞行器近年来得到了广泛的关注和研究.为提高升浮一体飞行器抗风能力和驻空时间,对升浮一体飞行器气动外形优化进行研究.基于CAESES软件对升浮一体飞行器进行三维全参数化建模,可通过调节11个参数改变飞行器气动外形.建立了"设计→仿真→优化"自动化仿真流程,通过智能优化算法对升浮一体飞行器进行气动优化,优化目标函数综合考虑飞行器的升阻比和自身重量.通过计算流体力学方法对不同气动外形进行仿真,得到飞行器升阻比等气动特性.结果表明,优化后的升浮一体飞行器升阻比提高43％,减重16.6％.升浮一体飞行器阻力减小,有效载荷增大,总体性能得到明显提升.
随着亚燃冲压发动机应用进一步拓展以及超燃冲压发动机技术逐步取得突破,冲压发动机在高速、远程、宽域工作精确打击武器中发挥了重要作用.从国内外冲压发动机在超声速导弹中应用现状、工作特点和发展趋势出发,研究了冲压发动机对飞行航程、突防能力影响参数.超燃冲压发动机速度快、拦截反应时间短、突防能力强,是高超声速精确打击武器的优势动力;亚燃冲压发动机则兼具有在临近空间和5～50m低空超声速飞行的特点,可提升导弹高低空突防能力,在相同起飞质量下,基于亚燃冲压发动机的导弹航程优于基于超燃冲压发动机导弹的航程,在作战平台质量受限时,亚燃冲压发动机更适合远距离飞行.
临近空间飞行器具有以往常规航空飞行器、卫星等不具备的突出优势,搭载同等性能的探测载荷可以获得更广阔的区域覆盖以及更精确的探测结果,尤其是平流层飞艇,具有大载重、长航时和区域驻空的特征.然而,目前其搭载探测载荷的成熟案例较少.综述了国内外平流层飞艇发展现状以及最新进展;以目标探测、通信导航、情报收集、遥感监测四大应用场景为导向,研究了多种载荷在临近空间的应用现状;以平流层飞艇作为临空搭载平台,论证了四个应用场景下载荷能够实现的应用价值前景,并对相关能力建设提出了具体要求.为临近空间载荷的技术发展以及载荷与平流层飞艇平台的匹配应用提供了重要的参考.
针对空基发射高超声速飞行器,投放点参数对助推器效能影响的问题,以给定航迹末端精度条件下的助推器最大载荷质量为优化指标,采用粒子群算法对空基发射高超声速飞行器助推爬升段航迹进行优化分析.研究了不同空射投放点速度、高度、航迹倾角条件下,助推器可以助推至冲压发动机点火的高超声速飞行器质量大小.研究发现在一定范围内,助推器最大载荷质量随投放点速度呈近似线性增长;随投放点高度非线性增长,低投放点高度时增长率较大;随投放点航迹倾角非线性增加,低投放点航迹倾角和高投放点速度条件下则增长率较大.这一结果为空射高超声速飞行器助推航迹设计和投放点参数选取提供了一定的参考.
开裂舵是高速飞行器降低飞行过程阻力、提高舵面使用效率的重要手段.针对高速飞行器翼型薄、飞行过程舵面温度高导致的开裂舵应用难题,提出了一种单轴驱动式开裂舵展开机构.基于双向丝杠螺旋副的反向啮合传动设想,分析了开裂舵对称展开的可行性.采用ADAMS中的Impact碰撞函数对展开过程进行动力学仿真,分析了舵面展开角度、双向丝杠位移以及舵机驱动力矩随时间的变化情况.通过对比发现,理论分析与仿真计算结果基本吻合.结果表明,上述机构不仅可以实现开裂舵的反向对称展开,并且碰撞函数相关参数的设置可为其他动力学仿真提供参考.
热-结构试验是支撑高超声速飞行器研制的关键.简述了典型高超声速飞行器气动加热状况及其对结构的综合影响,分析并给出了高超声速飞行器热-结构试验内涵与主要特征.系统性梳理总结了热防护试验、热密封试验、热冲击试验、热强度试验以及热疲劳试验等典型热-结构试验科目相关技术现状,叙述了高超声速飞行器热-结构试验体系发展概貌,对全面了解高超声速飞行器热-结构试验体系具有一定参考价值.在新一代高超声速飞行器研制牵引下,热-结构试验也必将面临新的发展机遇与挑战,给出了热-结构试验下一步研究重点初步建议.
针对组合动力飞行器再入返回开机补能导致的飞行器动力学特性变化和由此给轨迹设计带来的新要求和新挑战,研究了包含开机补能阶段能量管理段轨迹设计方法.将轨迹分为横向和纵向分开设计,用五次多项式高度-航程剖面来描述纵向轨迹,此剖面能够考虑开机点的状态从而使设计轨迹满足开机点要求和终端要求.横向的地面轨迹则舍弃了传统的间接进入方式,选用直接进入方式,减少了轨迹设计的步骤.通过仿真运算验证了方法的可行性,设计的轨迹能够满足末段航向、位置和能量等要求.
空天飞行器机翼多为小展弦比机翼,具有翼型厚、刚度大的特点,在高速颤振模型设计时易出现模型超重问题.针对这一问题,提出了一种小展弦比机翼高速颤振模型的设计方法,根据颤振模型结构设计的约束条件,推导了比弹性模量等关键参数,依据该参数选择模型材料,可防止模型超重.针对某小展弦比空天飞行器机翼,进行了高速颤振模型设计,采用遗传算法进行优化,获得的结构具有良好的模态特征.结果表明,采用该设计方法获得的空天飞行器机翼颤振模型,其模态频率、振型以及机翼柔度矩阵均满足设计要求.基于比弹性模量的高速颤振模型设计方法,可有效解决空天飞行器机翼高速颤振模型的超重问题,实现模型的结构动力学相似.
针对临近空间飞行器空间环境保障需求,研究了临近空间底部环境探测的方法,提出了高空零压式科学气球平台搭载多种环境要素传感器进行原位探测的总体方案,具有探测数据准确、驻空时间长、高度可精确调节等优点.重点研究了高空原位探测型高空科学气球平台的设计方法,温度、大气压、太阳辐照、长波红外、臭氧、风速风向等环境要素传感器的原理和选型方案.针对环境保障需求,利用科学气球搭载环境要素传感器进行了临近空间的飞行试验,通过传感器获取了所需环境参数,并对采集结果进行了有效性分析,获取数据的范围和有效性均满足设计的指标要求,验证了该方案可以作为高性价比的常态化环境探测保障手段.
氢气分子量小,可作为推进工质产生较大比冲,是核热推进的首选工质,同时,也是新型燃料电池的优良工质,在深空探测、精确姿态/轨道控制等用途中,有较好的发展前景.航天器储氢技术需要综合考虑储氢材料的储氢量、成本、与航天器各系统的适配性以及副产品的处理与再利用方面等问题.综述了目前正在研究或已于其他领域实际应用的储氢材料与技术,如单质氢直接储存、吸附法储氢、无机物储氢、有机物储氢等,论述了各种储氢方式的优缺点以及在空间推进领域的可行性,并讨论其与航天器各系统的配合与未来发展方向.
