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针对高超声速滑翔目标的拦截问题,分析了拦截窗口、拦截方式以及毁伤方式等拦截问题,并提出了拦截弹总体方案及弹道规划需求;开展了拦截弹总体方案设计,设计了一种两级助推的拦截弹方案,确定了推进系统、操纵系统的总体基本参数,并完成了拦截弹气动外形设计与质心定位;构建了拦截弹弹道规划的分析方法和工具,根据设计约束开展了针对HTV-2高超声速滑翔目标的拦截弹道规划研究,采用粒子群算法对弹道进行了求解。结果表明:采用空基拦截的方式可达到预期的最大拦截速度,满足拦截弹拦截滑翔武器的速度约束指标;此外开展了该拦截弹拦截概率评估,确定了针对高超声速滑翔目标可采用分层防御的方式从多个拦截站依次拦截。 相似文献
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采用分段线性电流密度递归卷积时域有限差分(PLJERC FDTD)方法计算高超声速导电金属球绕流流场及其近尾尾迹流场电磁散射特性,分析等离子体绕流流场RCS的频率特性、双站散射特性、极化特性及随飞行高度、飞行马赫数、入射角的变化关系.计算表明,前向散射方向是全方位散射中RCS取得最大值的方向;马赫数较大(本文Ma≥14)时,入射波频率增大、马赫数增大及飞行高度降低,绕流流场前向RCS增大.马赫数较小(本文Ma≤10)时,飞行马赫数、高度及入射角变化对绕流流场UHF、L、S波段后向RCS和双站RCS影响很小;在UHF、L波段,绕流流场及本体的后向RCS差距较小.马赫数较大时,大范围过密等离子体尾迹的形成使得电磁波垂直轴线入射时绕流流场增大了目标本体的后向RCS;在L、S波段,绕流流场后向RCS曲线可用一条直线逼近. 相似文献
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高超声速滑翔式再入飞行器最大航程飞行轨迹分析 总被引:2,自引:1,他引:1
针对航程最大的再入问题,研究了高超声速滑翔式再入飞行器的飞行轨迹特性.使用Legendre伪谱法进行轨迹优化,得到最优轨迹.分析了路径约束对轨迹的影响,以及在路径约束下控制量对飞行轨迹的影响.根据控制量的取值规律,提出一种升力系数的分段直线取值模型.数字仿真表明,通过该模型得到的飞行轨迹与最优轨迹类似,且航程相差很小,可以作为一种使航程最大的轨迹控制方法. 相似文献
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高超声速巡航导弹武器防御 总被引:1,自引:0,他引:1
本文在研究国外高超声速巡航导弹武器装备发展现状基础上,探索高超声速巡航导弹武器装备作战运用,并从构建全球化目标预警探测及拦截体系、组织运用天空地一体化通信网络、多源预警探测信息协同控制融合、分段拦截以及高速大机动拦截器等方面,对高超声速巡航导弹武器装备防御策略进行了研究。 相似文献
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吸气式冲压推进技术是吸气式太阳能热推进技术的基础。如何设计一种性能理想的进气道是吸气式太阳能热推进技术研究的重点。应用稀薄气体动力学仿真常用的直接数值模拟蒙特卡洛算法对两种常见的进气道结构进行仿真分析,得到两种进气道工况下气体的温度、密度、流量系数和速度等参数的分布,并进行对比。通过比较,选择一种性能较好的构型作为吸气式太阳能热推进系统的进气道,从而为后续系统的设计、计算、分析和优化打下了基础。 相似文献
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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。 相似文献