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以临近空间乘波体飞行器弹跳瞬间的特性为研究对象,论证临近空间乘波体飞行器飞行轨迹属于非开普勒轨道的研究范畴;推导基于非开普勒轨道的该飞行器巡航段和再入段的动力学方程,研究弹跳瞬间临近空间乘波体飞行器的位置矢量求解问题;进而论述弹跳瞬间特性,提出弹跳系数的概念,最后进行仿真分析,结果表明临近空间乘波体飞行器弹跳瞬间有明显的拐点特性并且加速度必须满足一定的条件才能弹跳,所得结论对临近空间乘波体飞行器弹跳飞行的研究具有一定的参考价值。 相似文献
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运用以分子动力学为基础的直接仿真的蒙特卡罗(DSMC)方法,发展了临近空间飞行器气动性能模拟软件系统。以某型航天飞机再入大气层为例,验证了系统的有效性。对乘波构型飞行器在高度为70~100 km的临近空间区域的气动性能进行了模拟,研究了稀薄气体效应对高超声速乘波构型气动特性的影响。由于70~100 km的临近空间区域处于连续介质区与温度和速度跳跃区,在DSMC的模拟中为避免模拟陷于大量的分子碰撞计算,对DSMC算法的碰撞模型和有效碰撞次数进行了改进。研究结果表明:在临近空间区域,乘波构型的升阻比特性略有下降,但仍旧保持了高升阻比的气动优势;DSMC模拟结果与NS方程模拟结果随着高度增加,两者差距逐澌增大,稀薄气体效应逐渐显著;DSMC方法的模拟中,经过多次计算,最终确认在每个网格区域内15次有效碰撞次数足以模拟气体的宏观物理特性。 相似文献
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空气涡轮火箭发动机的性能研究 总被引:1,自引:0,他引:1
文中进行了ATR(air-turbo-rocket)发动机总体性能研究,以验证其作为近空间飞行器动力系统的可行性。根据ATR的结构特点,建立了发动机性能和特性分析数学模型.编制了计算程序,在设计点计算和分析了燃料/空气比对ATR性能的影响。计算了非设计点性能.对比了不同推进剂的非设计点性能。计算结果表明ATR能够在宽的速度(0-4Ma)、高度(0-11km)范围内工作,单位推力可以达到1200N·s/kg,比冲达到7000N·s/kg。这一结果表明ATR发动机适合作为近空间飞行器的动力系统。 相似文献
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为研究悬浮铝粉尘爆轰及效应的问题,采用两相流模型数值研究了铝粉尘与空气当量比为1时,浓度0.304 kg·m~(-3),铝颗粒半径为2.0μm,悬浮铝粉尘爆轰波在通过管道连接的空间内的发展传播过程,用数值模拟得到了爆轰波的点火起爆及爆轰波传播、反射和绕射过程的压力、温度分布。结果表明,在模拟区域左侧的密闭空间中,爆轰波与壁面产生反射形成6.5 MPa局部高压区,而爆轰波与两壁产生的反射波的相互作用会形成18 MPa的局部高压区。爆轰波能通过绕射传播进入管道内,并在接近管道出口处速度能到达1571 m·s~(-1),压力能达到2.85 MPa,接近稳定传播状态。爆轰波通过绕射传播进入右侧空间中,在管道出口处绕射形成对称低压低密度区域,爆轰波压力和爆速下降,在右侧空间内继续传播。计算区域内的爆轰波后大部分区域温度保持在3400 K以上。 相似文献
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高超声速临近空间飞行器跳跃飞行轨迹优化 总被引:1,自引:0,他引:1
以高超声速临近空间飞行器的连续跳跃飞行为研究对象,建立了其纵平面运动模型和弹道优化模型,在考虑攻角值、攻角变化率、法向过载、动压、热流及落地条件等约束下,利用遗传算法对一个飞行周期的跳跃飞行轨迹进行优化,并给出了燃料消耗率最小的飞行轨迹.最后与常值稳态巡航飞行进行比较分析.结果表明,连续跳跃飞行可以大量减少燃料消耗. 相似文献
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对临近空间平台的信息对抗问题研究 总被引:2,自引:0,他引:2
介绍临近空间与临近空间平台的概念与特点,然后探讨临近空间平台在军事上的应用.分别对临近空间平台在侦察探测、通信和导航定位3种应用中的弱点进行分析,提出可行的信息对抗的手段与方法. 相似文献