高超声速巡航飞行器纵向气动特性分析

吸气式高超声速巡航飞行器机身/发动机一体化特性使得气动一推进系统之间存在强的耦合作用,这种耦合影响着飞行器气动性能、稳定性和控制.针对耦合对飞行器特性的影响,建立了机身一发动机一体化模型,并进行了气动-推进界面划分.在此基础上,分别计算了高超声速巡航飞行器在进气道打开,发动机不工作以及进气道打开,发动机工作两种状态下的纵向气动特性.仿真结果揭示了高超声速巡航飞行器气动一推进系统之间的耦合以及耦合作用对飞行器气动性能、稳定性的影响.     

高超声速飞行器一体化构型部件的初步设计与性能评价

分析了高超声速巡航飞行器机体/发动机一体化构型的特点,进行了一体化构型的部件划分。系统地研究了一体化构型各部件的设计条件、设计内容、设计要求和设计参数,提出了一体化构型各个部件的性能评价方法。论文的方法可用于高超声速巡航飞行器机体/发动机一体化构型的快速初步设计与性能评价。     

基于扰动大气模型的动力推进高超声速飞行器弹道特性分析

在半速度坐标系建立动力推进高超声速飞行器质心动力学方程,并进行了弹道仿真,分析了初始点参数和飞行设计参数对标准弹道影响,完成了标准大气和扰动大气模型中飞行器跳跃弹道高度、过载、热流特性的对比分析.将地球扰动大气模型应用于飞行器跳跃弹道分析,讨论了不同大气模型对动力推进高超声速飞行器跳跃弹道影响.仿真结果表明,大气参数变化对高超声速飞行器跳跃弹道最低点、最大过载、最大驻点热流和总吸热量等参数影响明显, 该结论对飞行器总体、结构、动力、热防护、导航、制导与控制系统前期设计工作有一定参考价值.     

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。     

吻切锥乘波构型优化设计与分析

吻切锥乘波构型是未来高超声速有动力巡航飞行器气动外形重要的设计参考。采用参数化设计方法实现了吻切锥乘波构型的设计,并利用工程估算的方法对构型的气动性能进行了分析;在多参数正交试验分析的基础上,开展了以升阻比,容积和容积率为目标的设计优化。CFD计算显示,优化的外形具有良好的升阻比和容积率性能,且底部流动均匀,是实现高超声速飞行器前体/超燃发动机进气道一体化的重要参考。     

弹性高超声速飞行器自适应极点配置控制

本文针对乘波体外形的高超声速飞行器存在的结构/推进/气动强耦合特性,利用鲁棒极点配置方法设计了自适应控制器,实现了对高超声速飞行器的速度和高度指令跟踪控制。控制器采用了Proportional-Integral-Filter(PIF)结构,该结构的控制器不仅能够使系统具备良好的稳态特性而且能够对控制信号进行滤波平滑,从而能够有效地抑制高超声速飞行器的弹性振动对控制系统的影响。基于弹性高超声速飞行器模型CSUAL_GHV,分别采用自适应鲁棒极点配置控制方法和自适应非鲁棒极点配置控制方法进行了数值仿真。结果表明,与非鲁棒极点配置控制方法相比,采用自适应鲁棒极点配置控制方法的控制系统不仅使飞行器能够很快地跟踪上速度和高度指令,跟踪误差小于1%,而且高超声速飞行器的弹性振动也得到了有效地抑制。飞行器在整个飞行过程中的飞行攻角均处于±2°范围内,满足超燃冲压发动机的工作要求。     

基于空基拦截器的高超声速飞行器防御拦截

高超声速飞行器的防御技术一直是空间攻防对抗技术领域的一个难点,尤其是近年来发展的临近空间高超声速巡航飞行器更给现有的防御体系带来了新的挑战。介绍临近空间高超声速飞行器的目标特性,针对其探索一种基于空基拦截器的防御策略,重点探讨空基拦截器防御的关键技术与难点,并通过运动学建模与仿真从拦截器的制导方法与导引规律方面对空基拦截器策略进行分析。     

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     

锥导乘波体气动外形优化与分析

以高超声速巡航飞行器为应用背景,在Ma=6,H=30 km设计条件下,对锥导乘波体进行气动外形优化设计。首先以升阻比为优化目标,利用遗传算法对锥导乘波体进行气动力优化;然后对基于气动力优化得到的乘波体进行前缘钝化研究,详细分析了乘波体前缘的3种钝化半径对其气动力与气动热的影响。结果表明,采用遗传算法对乘波体工程估算的气动力进行优化是可靠的。对乘波体进行前缘钝化可以有效降低最大热流密度,但同时也会降低其升阻比。随着钝化半径的增大,乘波体升阻比降低较为明显,但对热流密度的影响逐渐减弱,因此将乘波体应用于高超声速巡航飞行器时应综合考虑钝化对其气动力和气动热的影响,寻找最佳平衡点。     

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,验证了此在线反馈滤波算法在跟踪高超声速飞行器时的有效性。     

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。     

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。     

高超声速飞行器的弹道优化评估方法

高超声速飞行器弹道优化算法的综合评估对选取最优的弹道优化算法具有重要的参考意义。根据高超声速飞行器的特性,将其弹道分解为上升段、巡航段及俯冲段三个阶段,分别给出了各阶段的性能评价指标和对各阶段性能评价指标赋权的典型方法,并结合灰色关联度分析理论提出了弹道优化算法的综合评估方法。评估实例表明,该方法能定量地对多种弹道优化方法所生成的弹道进行综合性能评估,并能对备选优化方法的优劣进行排序。     

三组元液体火箭发动机实现单级入轨的优化分析

建立了三组元液体火箭发动机性能计算模型、单级入轨可重复使用运载器质量模型和弹道模型,以起飞质量为目标函数,优化得到了实现单级入轨的发动机基本参数。结果显示:三组元发动机性能比氢氧发动机高10%。本研究是三组元发动机系统设计和分析的基础。     

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。     

高超声速巡航飞行器中制导研究

通过分析目前应用较为普遍的几种组合导航方式,针对高超声速巡航飞行器,提出了采用捷联惯性导航系统(SINS)/GPS/天文导航系统(CNS)组合导航作为其中段制导方案,并利用四元数法进行捷联惯性导航计算,运用联邦滤波方法对组合导航进行了仿真,仿真结果表明该方案行之有效。     

高超声速滑翔飞行器滑翔段初始状态的唯一性和最优性分析

临近空间高超声速滑翔飞行器的弹道特性主要受滑翔段初始状态和飞行器控制律影响。在飞行器控制律确定的情况下,研究了滑翔段初始状态对高超声速滑翔飞行器弹道特性的影响规律。按照滑翔弹道的不同形式,在纵向平衡滑翔条件下,通过理论推导得出飞行器状态变量的解析式,结合平衡滑翔条件分析平衡滑翔弹道滑翔段初始状态的唯一性；在纵向跳跃滑翔条件下,构建弹道性能评价指标,利用群智能算法,寻找弹道性能最优时的滑翔段初始状态。利用单因素敏感性分析方法,分别对两种滑翔弹道的滑翔段初始状态进行敏感性分析,初始状态中初始速度对弹道特性的影响最大。对高超声速滑翔飞行器初始状态唯一性与最优性的分析,可为高超声速滑翔飞行器的弹道设计、弹道跟踪、轨迹预测和轨迹优化提供借鉴。     

高超音速飞行器参数不确定性的自适应控制方法

针对高超音速飞行器飞行控制中被控对象模型参数不确定性的特点,应用简单自适应控制方法设计其纵向控制律。论述高超音速飞行器纵向运动的动力学模型和参考模型的建立,以及基于此参考模型用简单自适应理论设计飞行控制律的方法,并且通过数值仿真进行鲁棒性能验证。仿真结果表明,所设计的控制律可以根据参考模型与实际系统输出之差自适应地调节控制增益,对模型参数不确定性具有较好的抑制作用,设计方法可行。