一种求解飞行器廓线间断处超音速复杂流场的方法

用有限体积法求解三维完全气体的Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程,并将通量守恒的分区计算方法和Ｂ－Ｌ湍流模型修正结合在一起,捕捉到了间断处的分离涡、激波、膨胀波等流场信息     

高超声速飞行器滑翔制导方法综述

阐明高超声速飞行器滑翔制导的基本问题,分析滑翔制导过程面临的复杂多约束、机动任务要求、参数扰动等研究难点;分别就国内外标准轨迹制导方法和预测-校正制导方法相关研究现状展开综述,指出了这两类方法中存在的问题。在此基础上,提出高超声速飞行器滑翔制导研究中亟待解决的关键问题,并指出未来滑翔制导方法的研究热点。     

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。     

基于乘波概念的防空导弹气动布局及外形优化

尝试将乘波体前缘设计应用到高超声速防空导弹气动布局研究中,设计出了由具有乘波体前缘的翼面和椭圆截面弹身组成的上下面对称飞行器.同时,发展了基于代理模型的参数化优化设计流程,应用于弹身外形的优化,飞行器升阻比得到进一步提高.采用数值计算和风洞试验2种手段获取了该飞行器的气动特性.结果表明,该飞行器具有高升力、高升阻比等特点.     

美国宠儿，俄罗斯弃婴（下）--俄罗斯放弃高超音速飞行器解析

与美竞争,占尽先机回颐上世纪60年代以来的高超音速飞行器研发历程,可以看出浓重的俄（苏）美军备竞争的暗影,在这场竞赛中俄罗斯可谓胜多败少。在研发步伐上,俄罗斯奋起直追。首先,美于1958年试飞了首架高超音速飞行器X—15,苏联遂奋起直追,于1973年完成了首架验证机试飞。     

五院西安分院助力 神舟家族完美巡天

在神舟飞船家族十次完美巡天的背后,有五院西安分院承担研制的关键产品做坚强的后盾支持。五院西安分院为神舟一号到神舟十号飞船研制了仪表控制器应用软件和天线网络产品,承担了神舟六号到神舟十号飞船中继终端的研制任务,以"十全十美"的表现助力神舟家族完美巡天。五院西安分院是我国空间飞行器有效载荷研制的"国家队",目前在包括卫星通信、卫星导航、空间天线、卫星数据传输与处理、星间链路、卫星测控、微波遥感、激光通信八大领域保持着技术优势,并通过持续技术创新始终引领着我国空间飞行器有效载荷技术的发展。     

美高度关注中国高超音速武器研发

美国五角大楼称,中国军队上周首次试射了一种新型高超音速滑翔飞行器,该飞行器能够携带弹头突破美国导弹防御系统。此次试射表明,中国的战略核和常规武器建设取得了重大进展。美国军方发言人则表示,     

美国寻求反无人机技术

正随着无人机操作人员数量的增加以及操作技巧的提升,美国军方不得不公开讨论这样的问题——如何反制敌人的无人飞行器?根据美国陆军火力卓越中心的统计,在2010年,世界范围内无人机数量大约为200多型10000余架。随着大型和小型无人飞行器的扩散,预计它们将越来越多地承担攻击任务。2014年4月30日~5月1日,美国陆军举办了一场关于反无人航空系统(CUAS)的研讨会。会议提交了68篇论文,其中     

高超声速滑翔式升力体外形设计与优化

针对高超声速飞行器外形参数多、气动布局设计复杂的问题,基于类型函数/形状函数变换技术和幂函数表达方法,采用6个控制参数设计了一种便于分析与设计的升力体构型。通过正交试验分析了各参数对升力体容积率和升阻比的影响,得到了对性能影响较大的参数,并发现几乎所有的控制参数对容积率和升阻比的影响趋势都是相反的,进而以纵向稳定性和容积为约束条件,对升阻比和容积率进行多目标优化。结果表明,基于Kriging代理模型技术的多目标优化方法计算效率高,得到的优化前缘均匀,典型优化结果的容积率和升阻比较基本外形分别提高17.31%和11.94%,并且由于代理模型构建时采用了改进的EI加点策略,优化结果的误差能达到4%以内,完全满足初步设计的要求。另外研究了边缘钝化对优化设计结果的影响,边缘钝化能显著减小升阻比,钝化半径越大升阻比越小。而且当仅考虑气动力特性时,基于尖锐前缘外形得到的优化结果能直接外推到钝化条件下。     

扭曲尾翼飞行器的气动特性

为研究扭曲尾翼对飞行器气动特性的影响,引入扭曲率与平均攻角来表示尾翼的几何特征,通过求解旋转坐标系下的定常状态N-S方程,对十字型布局扭曲尾翼飞行器气动特性进行了数值仿真。结果表明:扭曲尾翼可以增加飞行器的滚转力矩和平衡转速,其平衡转速与扭曲率呈正比关系;随着扭曲率的增大,扭曲尾翼飞行器未转动时的阻力系数增大、平衡转速时阻力系数减小;在临界扭曲率以内,随着扭曲率的增加,飞行器平衡转速时翼面压力分布得到了有效改善,研究结果对于飞行器的气动构型设计及其飞行稳定性分析具有参考价值。