壁温对类HTV-2飞行器气动力计算的影响

数值模拟高超声速飞行器定常飞行时,需要给定壁面合适的温度条件以得到足够精确的预测结果。针对高超声速飞行器在风洞吹风试验与高空真实飞行时的壁面温度特性显著不同,分析了两类不同条件下数值模拟中壁面温度条件的选取问题。采用数值模拟方法求解三维Navier-Stokes方程,研究了壁面温度在风洞试验状态和高空飞行状态下对类HTV-2高超声速飞行器气动性能和边界层内特性参数的影响规律,结果表明：风洞试验条件下和高空飞行状态的壁面温度影响气动力机理不同导致壁面温度条件选取准则不同。     

一种高超声速飞行器在线反馈滤波算法

高超声速飞行器是近年来各国大力发展的新概念飞行器,针对其飞行运动轨迹难以进行高精度跟踪这一问题,结合神经网络强大的自适应和自学习能力,提出了一种高超声速飞行器在线反馈滤波算法.其核心是在当前统计模型的基础上,利用BP神经网络与卡尔曼滤波相结合进行滤波器设计,实现对高超声速飞行器高精度跟踪.最后通过仿真试验进行比较,验证...     

防务快讯

印度进行高超声速巡航技术研究目前,印度国防研究发展试验室正在进行高超声速技术演示飞行器(HSTDV)的研制,该飞行器将以固体助推火箭和超燃冲压发动机为动力,初步设想是使超燃冲压发动机启动并推动飞行器以高超声速飞行20秒,最终目标是研制能够在32.5千米高空以马赫数6与的速度飞行的高超声速飞行器。同时,这一项目也暗示印度可能发展可重复使用航天运载器。建造中的 HSTDV 演示飞行器重1吨,长5.6米,其横截面为八边形,机     

美军在日本设立首个陆军作战司令部

目前．印度国防研究发展试验室正在进行高超声速技术演示飞行器（HSTDV）的研制,该飞行器将以固体助推火箭和超燃冲压发动机为动力,初步设想是使超燃冲压发动机启动并推动飞行器以高超声速飞行20秒,最终目标是研制能够在32．5千米高空以马赫数6．5的速度飞行的高超声速飞行器。同时,这一项目也暗示印度可能发展可重复使用航天运载器。     

美国高超声速飞行器技术研究进展及其启示

为了实现常规型即时全球打击能力质的飞跃,必须把高超声速飞行器技术列为优先发展的重点技术之一.文章综述了近年来美国高超声速技术飞行器技术的研究进展,主要包括HyFly计划、X-43A计划、X-51A计划、HTV-2计划、常规打击导弹(CSM)计划、弧光导弹(Arclight)计划、X-37B计划和高超声速基础研究计划(N...     

临近空间高超声速目标天基红外探测技术研究

目前试飞成功的临近空间高超声速飞行器已经成为潜在威胁,对临近空间高超声速目标的预警探测成为了新的研究方向。分析了临近空间高超声速飞行器的目标特性,以美国天基红外系统为参考对象,利用STK(satellite tool kit)软件和灵敏度估算,分析了天基红外系统对临近空间目标探测的适用性,提出了天基红外系统对临近空间高超声速飞行器预警探测需要关注和解决的问题。     

高超声速飞行器的应用及关键技术

半个世纪以来,由于需求、技术和资金等因素的制约,吸气式高超声速飞行器技术的发展曾经历了多次起伏。早期的研究计划几乎全都无果而终。冷战结束后,对高超声速飞行器的需求发生了变化,高超声速技术的发展日益受到重视。到90年代,实现高超声速飞行器的首要技术——超燃冲压发动机取得了重大突破。随着高超声速技术的成熟,将可能对军事战略和军事行动产生重大影响。预计到2010年,高超声速巡航导弹将问世;2025年前,高超声速轰炸机     

基于深度学习的高超声速飞行器运动行为识别

高超声速飞行器具有机动大、速度高、航程远、威胁强等特点,已成为各大国重点发展的武器装备,识别其运动行为能为防御和拦截提供有力的技术支持。本文对有禁飞区等复杂约束条件下的高超声速飞行器运动行为识别问题开展研究：首先通过分析高超声速飞行器的运动特点,建立能够充分描述其行为模式的参数化运动方程;然后基于优化思想求解有禁飞区等复杂约束条件下的航迹规划问题,构建其数据集;最后基于深度学习方法设计高超声速飞行器运动行为识别算法。试验结果表明：所设计的识别算法能够实现对高超声速飞行器运动行为的识别,且具有一定的泛化能力,可为后续防御决策提供一定的参考。     

高超声速飞行器滑翔再入性能评估

对高超声速滑翔再入飞行器性能评估的理论和方法进行了研究,并根据高超声速滑翔再入飞行器的特点,给出了高超声速滑翔再入飞行器性能评估的基本流程;通过对滑翔再入飞行器的系统分析,构建了该类飞行器的性能评估指标体系和评估模型;完成了性能评估软件的开发;对3种不同设计方案的性能进行了评估比较,结果表明该指标体系能够很好地反应此类飞行器的总体性能。     

空天一体化装备发展分析

2010年2月11日,美国导弹防御局机载激光武器(ABL)成功进行了两次弹道导弹拦截试验;4月22日,美国国防高级研究项目局的"猎鹰"高超声速试验飞行器HTV-2从加州发射成功,在大气层内以20马赫的速度实现了可控飞行;同一天,美国空军在佛罗里达州成功发射了X-37B试验空间飞行器;5月25日,第一架以超燃冲压发动机为动力的X-51A"乘波者"高超声速验证飞行器顺利首飞。而据俄新社报道,俄也正计划研制一种多用途空天战机(MAKS),该战机能把重达18吨的有效载荷和燃料箱送入轨道,比美国的X-37B能力更强。另外,俄还正在研制高超音速巡航导弹和高超音速战术导弹,据称,俄高超音速飞行器X-15的飞行速度达到6.7马赫,飞行高度超过5万米。这一系列关于空天飞行器的最新消息,可以视作当前空天武器装备迅猛发展的一个缩影。     

高超声速飞行器纵向平面滑翔飞行制导控制方法

针对高超声速飞行器纵向平面内准平衡滑翔制导控制问题,提出一种基于动态面控制和滑模控制的制导与姿态控制系统设计方法。建立高超声速飞行器纵向平面质心和绕质心运动模型,以航程预测-校正控制为出发点得到期望速度倾角并结合飞行器纵向模型中速度倾角、攻角和俯仰角速率间的关系,利用动态面控制方法、终端滑模控制和二阶滑模控制方法完成高超声速飞行器纵向平面内制导与姿控系统设计。基于偏导系数矩阵形式的通用高超声速飞行器气动模型,完成期望攻角和左右升降舵偏角指令的解析计算。通过高超声速飞行器对该制导控制系统设计方法的有效性和鲁棒性进行仿真验证。根据数值仿真结果,系统阐述了高超声速飞行器进入准平衡滑翔飞行前后制导控制系统工作的特点,进而总结了从初始下降段到准平衡滑翔段交班飞行阶段制导控制系统设计需要注意的问题。     

乘波构型优化设计与实验

乘波构型是高超声速飞行器高升阻比气动布局设计的重要参考外形之一,设计中需要综合考虑升阻比、容积率和容积等要求.本文开展了锥导乘波构型的参数化建模设计,采用改进的多目标遗传优化算法,完成了以升阻比、容积率和容积为多目标的乘波构型优化设计;在KD-01高超声速炮风洞中完成了不同攻角缩比模型的气动力实验,并同CFD计算结果进行了比较分析.结果表明:优化设计外形具有良好的升阻比,且在一定攻角范围内升阻比较高,数值模拟和实验分析基本吻合.研究结果可为高超声速滑翔式飞行器的设计提供参考.     

临空高超声速飞行器目标特性分析

临空高超声速飞行器经过几十年的发展,已经从概念原理探索阶段进入到成果应用阶段,其军事潜力和作战效能日益凸显。主要以美军高超声速无人飞行器、空天飞机和高超声速巡航导弹为研究对象,从临空高超声速飞行器的运动特性、电磁特性和红外特性3个方面展开论述,同时结合典型目标进行建模仿真分析;着重探讨了目标特性对未来作战性能的影响。临空高超声速飞行器目标特性的分析研究,为新型防空体系的构建提供了参考,为未来探测跟踪拦截此类目标奠定了基础。     

高超声速滑翔飞行器轨迹预测分析

针对轨迹预测在目标交接班和基于预测命中点拦截制导中的应用需求,分析了高超声速滑翔飞行器滑翔段轨迹预测的可行性。结合典型高超声速滑翔飞行器的运动轨迹,分析了其运动轨迹特性、机动模式、转弯半径、最大射程以及可达区域,提出了基于不变力预测法的轨迹预测思路。认为高超声速滑翔飞行器在滑翔段,运动轨迹几何特征明显、转弯半径大、保持大升阻比,便于实施中长期轨迹预测,但难以实现全程预测。     

Φ200高超声速风洞调试和流场校测

介绍了新近建成的马赫数为2.5～7.0的Φ200mm 高超声速风洞(Φ200 Hypersonic Wind Tunnel,HWT-200)调试情况及空风洞流场校测结果.调试校测结果表明,风洞的总温、总压、运行时间等参数完全达到了设计要求,顺利实现了宽马赫数范围下的超声速/高超声速运行;本风洞有较大的实验段流场均匀区,各流场的马赫数均方根偏差全部达到GJB(1179-91)的合格指标,一部分达到了先进指标.风洞运行时间不少于20s,是一座参数范围较宽、运行成本较低、维护方便、可用于空气动力学教学试验和基础性科学研究的设备.     

X—51A三飞两败 美国高超声速路向何方

X－51A高超声速试验飞行器,具有极高的军事应用价值,是美国快速全球打击计划的重要组成一环。三次试飞仅成功一次,仅剩最后一架试验飞行器,其发展前景直接影响着美国快速全球打击计划走向     

高超声速滑翔飞行器气动性能的数值模拟研究

由于具有高的升阻比,乘波构型被认为是高超声速滑翔飞行器的重点参考外形.考虑到高超声速条件下严重的气动加热问题,乘波构型的尖锐前缘需要进行钝化处理,其表面流动特征及气动性能也随之发生变化.基于参考弹道,本文分析了高超声速滑翔飞行器沿飞行轨迹的表面流场特征,并对其在典型飞行工况下的气动性能开展了数值模拟研究.结果表明:对于采用乘波布局设计的高超声速滑翔飞行器,其驻点流动存在三维效应,不能简单视为球头或圆柱绕流;钝化可以缓和严峻的受热形势,同时对其气动力性能造成影响:在2cm钝化半径条件下,其升阻比下降12.34％;高超声速滑翔飞行器的表面受热存在明显的分区特征,不同区域可采用不同的防热处理方法.     

空天飞行器跳跃巡航目标特性仿真分析

基于空天飞行器、高超声速巡航导弹以及高超声速再入滑翔导弹等临近空间高超声速目标的巨大威胁,以及文献中较少针对这些飞行器的目标特性开展研究的实际,在介绍空天飞行器相关概念的基础上,根据跳跃巡航段不同的受力情况以某种典型飞行器为例分阶段建立运动模型,仿真分析了升阻比和初始航迹倾角对巡航轨迹特性的影响效果,为后续对高超声速飞行器运动建模和目标特性的研究提供了一定的参考。     

高超声速飞行器组合导航体系效能评估

集合当今世界高精尖端技术的高超声速飞行器,单一或简单的组合导航方式已经无法保障其高超声速全球到达的飞行任务。研究了一种INS\GNSS\CNS组合导航体系方案,与典型的INS\GNSS组合导航系统方案相比较,并采用改进的贝叶斯法融合算法对这两种导航方案进行综合效能评估。结果证明,该评估方法切实可行,便于计算应用,证实了INS\GNSS\CNS组合导航体系保障高超声速飞行器作战能力更强。     

突起物气动热环境理论分析与试验研究

针对高超声速飞行器复杂外形突起物干扰气动热环境参数准确预测难题,开展了数值模拟与工程计算相结合的方法研究,并开展了验证性风洞试验。理论预测与试验吻合良好,表明采用的"数值模拟+工程计算+试验验证"的研究方法正确,能较快的给出满足工程设计需求的高准确度热环境结果,既可大量节省试验经费又可有效缩短工程研发周期。