高超聲速飛行器的飛行特性課件_第1頁
高超聲速飛行器的飛行特性課件_第2頁
高超聲速飛行器的飛行特性課件_第3頁
高超聲速飛行器的飛行特性課件_第4頁
高超聲速飛行器的飛行特性課件_第5頁
已閱讀5頁,還剩61頁未讀 繼續免費閱讀

下載本文檔

版權說明:本文檔由用戶提供并上傳,收益歸屬內容提供方,若內容存在侵權,請進行舉報或認領

文檔簡介

1、高超聲速飛行器的飛行特性課件高超聲速飛行器的飛行特性課件對于飛船等無升力的非殺傷武器或民用飛行器,由于無法機動調整飛行方向,但又無需采用最短的路線返回地面,可采用比彈頭緩慢變化的飛行軌跡。具有升力的飛行器由于可作一定的機動飛行,如航天飛機、X-33升力體等無動力返場的軌道器,可以采取變化最緩慢的飛行軌跡。對于下一代天地往返運輸系統,由于具有一定的巡航能力,其飛行軌跡可相對任意。對于飛船等無升力的非殺傷武器或民用飛行器,由于無法機動調整飛2不同的飛行軌跡對飛行器的氣動力、熱設計有不同的要求:由于飛行軌跡越陡,邊界層內的熱耗散率越大,溫度升高率越大,熱流率越高。但所經歷的路線越短,總熱流量越小。飛

2、行軌跡變化越緩慢,熱流率越低,所經路程越長,總熱流量越大。2不同的飛行軌跡對飛行器的氣動力、熱設計有不同的要求:3. 為了解決氣動加熱問題,對于無升力再入飛行器,一般采用燒蝕防熱技術,通過材料的燒蝕降低飛行器溫度。該類技術適用于飛行軌跡陡、熱流率高的飛行器。但燒蝕可導致飛行器幾何特征(包括外形與粗糙度)的改變,從而嚴重影響飛行器的氣動性能。顯然,還難以重復使用。3. 為了解決氣動加熱問題,對于無升力再入飛行器,一般采用燒4對于升力體或有翼飛行器,若為一次性使用,如高超聲速巡航導彈,必須采用輕質半燒蝕或不可燒蝕的防熱材料;若為重復使用飛行器,必須采用不可燒蝕的防熱材料結合可靠的熱結構設計。航天飛

3、機的經驗表明,采用防熱瓦陣存在:重量大、研制與生產成本高、工藝要求苛刻。目前熱防護材料、熱結構設計是可重復使用天地往返運輸系統的難題之一。4對于升力體或有翼飛行器,211控制方程1在估算飛行器傳熱及氣動載荷時,必須確定飛行器的飛行軌跡。 211控制方程2如圖2.1所示,以地球固定坐標系(x1,x2,x3)為參考系,定義一旋轉相對坐標系(x1,x2,x3) 。則由牛頓定律 有 (2.1.1)令: ,則可以導出若 ,則由可以導出 2如圖2.1所示,以地球固定坐標系(x1,x2,x3)為參于是,可以求出飛行器的縱向與法向力(圖2.2) (2.1.2)又 其對時間的積分給出飛行器的位置。3有則由(2.

4、1.2)有 (2.1.3)于是,可以求出飛行器的縱向與法向力(圖2.2) (2.1.4)以h表飛行器的飛行高度,可以導出 (2.1.5) (2.1.6)(2.1.6)給出以下定義: 彈道參數 (2.1.7) 升力參數 (2.1.8) 4當確定了 ,以及初始條件 及 ,飛行軌跡亦可求得。5飛行剖面:應用(2.1.5)可給出再入飛行器飛行高度與速度的相關曲線飛行剖面。4當確定了 212軌道力學1在軌飛行時,由于 ,(2.1.3)(2.1.5)可簡化成其中,下標“o”表在軌飛行的參數。212軌道力學消去V與 ,得 (2.1.9) (2.1.10)令: ,則(2.1.9)給出 (2.1.11)令: ,

5、 ,則(2.1.11)可以給出消去V與 ,得其解為定義:當 時, ,于是 。代入上式,得高超聲速飛行器的飛行特性課件2將極坐標換成笛卡爾坐標,并設將原點x1沿向平移至 處,則有 2將極坐標換成笛卡爾坐標,并設于是可得或 (2.1.12)(2.1.12)是一經典的橢圓軌道,即Kepler定律(Newton證于1680)。于是可得3能量表達式。由可得能量表達式 (2.1.13)對給定值 , ,將存在無窮多個穿過二點的可能軌道。這些軌道需要不同的能量來完成給定的任務。 3能量表達式。對于設計師,需要找出最低能量需求的軌道。即,求出(2.1.13)的極小值: 對于設計師,需要找出最低能量需求的軌道。即

6、,求出(2.1.1對于圓形軌道, 。因此, (2.1.14)對于圓形軌道, 213 升力再入在稀薄大氣(高空)中再入的假設下,具有升力飛行器(如航天飛機)的再入軌跡為于是可得在平衡滑翔時高度與速度的關系: (2.1.15)由213 升力再入有 (2.1.16)對(2.1.16)積分即可導出飛行速度的時間歷史。即 當t=0時, ,于是可得 (2.1.17)由此,可以給出時間歷程 (2.1.18)有 以及氣動加熱的熱流率 (2.1.19) 在地面時,即 時, .因此當 ,熱流率達到極大。 有以及氣動加熱的熱流率 214 彈道再入對于戰略武器,除某些機動彈頭外,可以假設 忽略, 常數(陡式再入)于是

7、,合并后得 214 彈道再入由大氣關系式消去h得 ( 2.1.20)此時,彈道系數 由于 時, ,求解(2.1.20)得 時, 由大氣關系式時, 由可以求出時間歷程對上式積分得2時間歷程是設計的主要參數。通過上述解析解可以導出最大減速度和估算最大加熱值:由由可導出相關量的極值: 1)觀察或 (2.1.21)由2)當 時,有 (2.1.22) 2)當 時,有215 彈道衰減再入在繞地球軌道飛行的飛行器,由于阻力及繞地球的螺旋式旋轉而導致能量衰減,最終返回大氣層。該種飛行器再入稱為軌道衰減模態。4151基本運動方程1在此模態下再入, ,則 215 彈道衰減再入2對每一方程除以 可將時間變量消除,其

8、中將上式對V進行微分,得 (2.1.23)2對每一方程除以 可將時間變量消除, 3(2.1.23)是一二階非線性微分方程,可采用數值方法求解。4152近似解1(2.1.23)可作適當的簡化。設:則有 (2.1.24)初始條件為 ,即 , 3(2.1.23)是一二階非線性微分方程,可采用數值方法可以看到,原點 是(2.1.24)的奇點:因此,在 時,可對(2.1.24)進行攝動求解。設:則可以看到,原點 是(2.1.24)的奇點:由此可得: ,即 , 。于是可得 (2.1.25)2上述近似解在進入大氣層的初始階段時是確切的。 3應用上述近似解可給出 的近似表達式。由由此可得: 1)對于最大熱流率

9、有:2)對于最大速度:由上述極值表達式可以導出 (2.1.26)1)對于最大熱流率有:4由上述近似公式可求出在再入過程中,有關的數據見表1.1。表1.1 再入過程中所經歷的參數 條 件 N V/VC確切值 V(m/s) 60.2569 0.773 0.775 6700 0.2223 20.8125 0.440 0.430 3667 1.3908 4由上述近似公式可求出條 件 N V/VC確切值 V(m/于是,可得5可以看到,軌道的衰減恒以8g的過載減速,而與W/CDS無關。于是,可得4153數值解1首先給出 (2.1.27)其中, 4153數值解2計算方法:采用Euler法: (2.1.28)

10、初始條件 給定。當時停止計算。 2計算方法:216高超聲速長周期振蕩(Phugoid)1.對于淺升力再入( ),往往出現大振幅、低頻振蕩的高超聲速長周期振蕩(phugoid)模態。該現象可通過對 進行攝動描述。合適的運動方程為: (2.1.29)2假設:該再入模態可由小擾動主導,則有 216高超聲速長周期振蕩(Phugoid)代入(2.1.29)并忽略高階項得其中,高超聲速飛行器的飛行特性課件3.由上述關系式給出 (2.1.30)其中,頻率定義由于 ,代入上式可得 4數值解顯示,該長周期振蕩是由原始條件中平衡點偏差所導致的。3.由上述關系式給出22飛行范圍的調制1升力再入飛行器的主要優勢是其具

11、有一定的機動能力,可以實現在偏離飛行軌跡的返回場著陸。2該類飛行器著陸的最大水平距離是工程設計最關心的參數。在無動力裝置下,該機動能力依靠飛行器升阻比L/D和傾斜拐彎角 進行調制。其最大水平距離完全由最大L/D來確定。22飛行范圍的調制221飛行軌跡方程1在參照坐標系下,飛行軌跡方程可寫成 (2.2.1) (2.2.2)其中, r:偏航率; :傾斜拐彎角; :俯仰率; :偏航角; :滾轉率。221飛行軌跡方程在此, (2.2.3)2代入(2.2.1)有 (2.2.4) 222升力再入的飛行軌跡1對于帶升力再入,假設無動力,則有 在此, (由于加熱極限導致的條件)但由可以得到:2加速度:高超聲速

12、飛行器的飛行特性課件由此可得時間歷程 (2.2.5)可以看到, 直接控制再入的時間,這是飛行器暴露在氣動加熱的時間。航天飛機在傾斜拐彎角為 時,可降低兩倍的總加熱量。3偏航方程:可由積分導出 (2.2.6)由此可得時間歷程223升力再入的水平偏航距離1由(2.2.6)可以求出縱向與橫向的偏航距離。直接對偏航速度進行積分有 (2.2.7)引入(2.2.6)得令: , ,則得 (2.2.8)223升力再入的水平偏航距離同理,可得 (2.2.9)2應用級數展開有當 時, 達到極值,于是可得 (2.2.10)同理,可得3于是可以估算出覆蓋飛行器再入至返場著陸的飛行范圍所需的最大升阻比L/D:其橫向最大

13、偏航距離為于是可得由上式可求出 。應該指出,上述理想的最大升阻比 實際上難以保證返場著陸的實現。因為,飛行器為了防熱而必須設計成鈍前緣,同時粘性亦導致壁面摩擦阻力。3于是可以估算出覆蓋飛行器再入至返場著陸的飛行范圍所需的最23飛行穩定性分析1高超聲速飛行器穩定性理論與分析方法同低速飛行器相似。但由于速度范圍不同,氣動力的差別顯著,直接影響飛行器所呈現的穩定性。231再入飛行器的飛行力學特性1飛行器飛行力學滿足 (2.3.1) 在此,23飛行穩定性分析在穩定性分析時,采用了風坐標系,(2.3.1)變為 (2.3.2)2在分析飛行器的扭轉時,應采用飛行器上的坐標系。為簡化慣性項,該坐標系可取在飛行

14、器上與慣性主軸重合的點上。即,有 I在穩定性分析時,采用了風坐標系,(2.3.1)變為令則可導出3相對應于重心的無動力再入飛行器的外扭轉僅依賴于氣動力矩。為此,必須給出氣動力矩系數。根據氣動力表達式:其中, 為動壓。令令Euler角為,則 (2.3.3)令:無下標的變量表飛行器坐標系。則 (2.3.4)令Euler角為,則 (2.3.5) (2.3.6) 4在此,觀察小擾動近似的結果:穩態參照條件為 。但 與 可能是大量。以上條件的升力再入的必要條件。如航天飛機第一次飛行(STS-1)時的再入攻角 , 。高超聲速飛行器的飛行特性課件5近似方法:應用上述條件可以給出各參數變化率的近似表達式:對

15、進行積分給出 ,于是可得偏航角的積分給出 , 5近似方法:可將氣動力、力矩表達為上述角度的函數,即5水平尾翼以角速度繞質心旋轉所誘導的俯仰力矩:由 ,以及滾轉尾翼所誘導的攻角 ,可以導出誘導升力: 力矩: 可將氣動力、力矩表達為上述角度的函數,即于是有 其中, 。可以看到, 。對于高超聲速( ), ,于是,滾轉導數可被忽略。同理, 亦可忽略。6綜上所述,所有滾轉導數均為小量,只有在非常情況下被包括。于是有 。由此,將大大簡化穩定性分析。但上述條件所帶來的影響相當重要。因為滾轉導數誘導飛行器的阻尼效應;于是,上述忽略將期待可能出現再入飛行的無阻尼或中性振蕩現象。于是有 232再入飛行器的穩定性分

16、析1對再入飛行器穩定性的分析采用以下氣動力系數 (2.3.7)總結所采用的飛行力學方程,見表2.2。穩定模態見表2.3。2可以看到,表2.3所示的穩定性模態與低速飛行相仿,但其值與低速有顯著的差別。232再入飛行器的穩定性分析實際上,忽略阻尼作用導致飛行器的設計準則與飛機完全不同。 一般飛機的設計中,只要保證各模態的頻率在0.5周期/s,阻尼比為0.7,即可滿足操縱品質的需求。3但在高超聲速飛行器中,上述準則是不可能達到的,除非加裝穩定輔助系統,如俄羅斯的“暴風雪”號航天飛機。否則,操縱品質準則必須另行確定(定義)。由于零阻尼意味出現振幅為常數的振動。飛行員必須應用相差調制控制將振蕩消除。為達

17、到此目的,振蕩必須具有足夠長的周期為飛行員控制提供足夠時間(P10s)。因此,對于零阻尼,需要接近于零的頻率,即 。 實際上,忽略阻尼作用導致飛行器的設計準則與飛機完全不同。 高超聲速飛行器的飛行特性課件高超聲速飛行器的飛行特性課件高超聲速飛行器的飛行特性課件233陀螺式穩定性1對于導彈,可通過對x的滾動來實現高超聲速的穩定飛行。此時,存在微小阻尼。2考慮對于彈體為零轉動力矩的情況。此時,T=0,對p, q及r的微小攝動有: (2.3.8)233陀螺式穩定性假設: ,由此可得或寫成積分得假設: ,對上述方程進行積分后可給出與Euler角的關系式:其中, 常數顯然,上述結果顯示鼻錐出現陀螺運動(coning motion),但不出現不穩定,表明存在一簡單極限環。這是導彈和炮彈所慣常應用的陀螺式穩定控制方法。 對上述方程進行積分后可給出與Euler角的關系式:2

溫馨提示

  • 1. 本站所有資源如無特殊說明,都需要本地電腦安裝OFFICE2007和PDF閱讀器。圖紙軟件為CAD,CAXA,PROE,UG,SolidWorks等.壓縮文件請下載最新的WinRAR軟件解壓。
  • 2. 本站的文檔不包含任何第三方提供的附件圖紙等,如果需要附件,請聯系上傳者。文件的所有權益歸上傳用戶所有。
  • 3. 本站RAR壓縮包中若帶圖紙,網頁內容里面會有圖紙預覽,若沒有圖紙預覽就沒有圖紙。
  • 4. 未經權益所有人同意不得將文件中的內容挪作商業或盈利用途。
  • 5. 人人文庫網僅提供信息存儲空間,僅對用戶上傳內容的表現方式做保護處理,對用戶上傳分享的文檔內容本身不做任何修改或編輯,并不能對任何下載內容負責。
  • 6. 下載文件中如有侵權或不適當內容,請與我們聯系,我們立即糾正。
  • 7. 本站不保證下載資源的準確性、安全性和完整性, 同時也不承擔用戶因使用這些下載資源對自己和他人造成任何形式的傷害或損失。

評論

0/150

提交評論