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     

高超声速飞行器的发展现状

2004年3月27日,美国 X-43A 高超声速技术验证机在3万米高空首次实现了速度7马赫的飞行(右图),成为世界上以超燃冲压发动机为动力装置、飞行速度最快的飞行器。这是世界航空航天史上又一次重大事件,标志着高超声速技术经过半个世纪的不懈研究取得重大突破。     

临近空间高超声速飞行GNC技术与前景展望

临近空间飞行器利用临近空间独特的环境特点,采用升力体构型,基于助推滑翔式弹道,实现高超声速滑翔和机动,极具发展潜力.本文介绍了临近空间高超声速飞行器的发展历程,根据其飞行的特点,分析了临近空间高超声速飞行所需的高精度GNC技术,并对其发展前景进行了展望.     

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。     

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.     

高超声速飞行器BTT耦合控制策略研究

针对高超声速飞行器倾侧转弯（BTT）过程中俯仰、偏航和滚动通道间的强烈耦合,提出一种耦合控制策略。首先,针对高超声速飞行器快时变、非线性和强不确定性的控制问题,基于解析形式的非线性最优预测控制方法,采用分层设计思想设计了飞行器姿态控制系统,可较好满足高超声速飞行器的快速性要求。然后,在分析了BTT飞行控制过程主要影响因素及其影响规律的基础上,提出了一种“先降低攻角—然后快速滚转—再拉起攻角”的耦合控制策略。最后,对该控制策略对于高超声速飞行器的适用性进行了仿真分析。结果表明：本文提出的耦合控制策略,有效降低了偏航通道的控制需求,降低了BTT控制过程的失控风险,提高了控制系统的可靠性。     

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。     

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。     

高超声速过渡区气动热的DSMC数值模拟研究

气动热是制约高超声速飞行器设计的主要因素之一,当飞行高度大于40 km时流场中存在局部过渡区流动特性,基于分子动力学的DSMC方法是解决高超声速过渡区气动热计算的有效途径之一。针对高超声速飞行器的典型球锥外形,采用DSMC方法开展了过渡区流动气动热特性研究,分析了当流场具有过渡区流动特性时,飞行马赫数和飞行高度对气动热的影响规律,并与Fay-Riddell驻点热流的工程算法作了对比分析。计算结果表明,DSMC方法在高超声速过渡区流动气动热计算中可以得到较好的结果,适用于高超声速过渡区流场气动热的计算与分析。     

高超声速飞行器俯冲段制导控制方法研究北大核心

针对高超声速飞行器俯冲段制导控制问题,利用四元数代替欧拉角建立了六自由度模型,避免了高超飞行器大姿态角机动时,欧拉角解算出现发散的问题;基于六自由度模型推导出一种新的制导控制模式:外环利用飞行器状态及目标-飞行器三维相对运动信息,解算出所需的飞行器角速度作为虚拟控制量,内环采用滑模控制器跟踪外环产生的角速度指令,得到飞行器舵偏角指令;该方法采用跟踪角速度代替跟踪欧拉角指令的方法,可以使飞行器实际飞行更加平稳;仿真结果也表明,该方法能够使高超声速飞行器准确命中目标,且其飞行过程中各项状态量均平稳可控。     

高超声速飞行器俯冲段制导控制方法研究

针对高超声速飞行器俯冲段制导控制问题,利用四元数代替欧拉角建立了六自由度模型,避免了高超飞行器大姿态角机动时,欧拉角解算出现发散的问题;基于六自由度模型推导出一种新的制导控制模式:外环利用飞行器状态及目标-飞行器三维相对运动信息,解算出所需的飞行器角速度作为虚拟控制量,内环采用滑模控制器跟踪外环产生的角速度指令,得到飞行器舵偏角指令;该方法采用跟踪角速度代替跟踪欧拉角指令的方法,可以使飞行器实际飞行更加平稳;仿真结果也表明,该方法能够使高超声速飞行器准确命中目标,且其飞行过程中各项状态量均平稳可控。     

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。     

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。     

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.     

气动弹性影响下高超声速飞行器动力学建模与分析

高超声速飞行器通常采用轻质材料和细长升力体设计,导致受控刚体运动频率与结构振动频率趋于接近,给飞行器制导控制系统设计带来了巨大挑战。基于假设模态下建立了考虑变截面效应的高超声速飞行器自由梁结构动力学模型,对比了横截面梁和变截面梁模态振型和频率;考虑变截面效应后,振型变化较大,同时二、三阶模态频率均变小。给出了耦合气动弹性和飞行动力学的高超声速飞行器运动方程。在典型工况下,对比分析了刚体、常截面梁和变截面梁高超声速飞行器的平衡和动态特征,结果说明:变截面梁在平衡状态下附加攻角更大,系统在平衡点处开环不稳定性更大,同时非最小相位行为基本不变。     

高超声速飞行器低可探测性滑翔弹道优化方法

为进一步提高高超声速飞行器的突防性能,提出高超声速飞行器低可探测性滑翔弹道优化方法。考虑飞行器180°×360°方向的雷达散射截面,针对原数据尖峰多、收敛难的难题,运用高斯滤波法对其进行预处理,既不改变原数据趋势又加以平滑,提高优化问题收敛性能。为使计算所用雷达散射截面数据具备较强的保真性,采用三次样条插值方法调用离散数据计算实时雷达散射截面。完成了高超声速飞行器低可探测性滑翔弹道优化问题的建模,以探测概率为目标函数,运用hp自适应Radau伪谱法优化求解,采用逐步计算策略进一步提高优化效率和收敛性能。与传统最短飞行时间弹道对比表明,该方法有效降低了飞行器被雷达发现的概率。     

乘波构型高超声速滑翔飞行器大包线反步控制方法

高超声速滑翔飞行器在高速突防、快速打击等方面具有重要应用前景,是航空航天领域的重要发展方向。针对高超声速飞行器快速、大空域的飞行环境特性复杂、姿态控制系统适应性要求高的特点,建立高超声速飞行器姿态运动模型,采用解耦设计方法,利用块控反步控制理论设计姿态控制器。经证明和仿真结果表明,该方法严格保证闭环系统的Lyapunov稳定性,控制律设计具有灵活性,响应速度快,能克服气动参数变化带来的影响,鲁棒性较好。     

高超声速飞行器倾侧转弯耦合控制策略

针对高超声速飞行器倾侧转弯过程中俯仰、偏航和滚动通道间的强烈耦合,提出一种耦合控制策略。针对高超声速飞行器快时变、非线性和强不确定性的控制问题,基于解析形式的非线性最优预测控制方法,采用分层设计思想设计了飞行器姿态控制系统,可较好满足高超声速飞行器的快速性要求;在分析了倾侧转弯飞行控制过程的主要影响因素及其影响规律的基础上,提出一种"降低攻角—快速滚转—拉起攻角"的耦合控制策略。对该控制策略对于高超声速飞行器的适用性进行了仿真分析,结果表明:所提耦合控制策略有效降低了偏航通道的控制需求,降低了倾侧转弯控制过程的失控风险,提高了控制系统的可靠性。     

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。     

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