再入滑翔式飞行器弹道特征与乘波构型设计

再入滑翔式飞行器是一种新型的远程快速精确投送工具.研究了滑翔式飞行器与常规再入飞行器的弹道特征;分析了速度倾角和升阻比对射程、高度和飞行时间的影响;建立了滑翔式飞行器对高升阻比的设计需求;采用改进的遗传算法开展了锥导乘波构型的多目标优化设计研究;并通过数值模拟和风洞实验分析了优化外形的气动性能.研究表明,高升阻比是滑翔式飞行器实现远程、快速、精确打击和机动能力的重要决定因素,乘波构型是实现高升阻比气动布局的有效手段;考虑到实际应用,需要综合升阻比、容积率和容积等要求进行多目标优化设计.数值模拟和风洞实验表明优化设计外形具有较好气动性能.     

适用于高超声速边界层的转捩准则预测方法

采用层流+转捩准则+湍流模式方法对高超声速边界层转捩进行预测。采用f (Re, Me)类转捩准则耦合SA、SST湍流模式,对超声速平板边界层、2°攻角尖锥裙流动和类 X-51高超声速飞行器前体流动进行数值模拟研究。给出摩阻系数、热流系数和湍动能、涡粘性系数的计算结果。采用的层流+转捩准则+湍流模式方法能够较正确地预测高超声速边界层转捩。所采用的湍流模式本身的性能对边界层转捩的预测存在影响,主要表现在对来流扰动环境的感受性及涡粘性系数生成两方面。     

由弹道靶试验确定的几种端头材料转换性能的比较

前言碳端头材料,即石墨和碳/碳复合材料在高空/层流条件下会升华,形成一种为每种材料的组成和制造/加工方法所特有的表面微粗糙度分布。有代表性的表面粗糙度单元高度至少有一个量级的差别,因此只能用统计方法来表示。在再入期间形成的表面微粗糙度单元在层流边界层内会产生扰动。随着高度的下降,雷诺数就增大,因而最终可以获得能使粗糙度引起的扰动扩大的端头流场条件,即转捩开始。边界层转变为紊流使得加热率更严重,烧蚀率增大,端头外形改变得更迅速,并且在转捩的下游形成一种宏粗糙度的表面图象(即条纹组     

再入飞行器测试仪表综述

本文综述了再入飞行器弹载测试仪表当前的技术水平,简要介绍了各类测试仪表,并重点叙述了目前使用的各类仪表性能以及使用中的限制(精度)。文章还给出了参考文献,以便进一步了解仪表的细节。这些测试仪表可用来测量端头力和外形,再入飞行器动态性能和与附面层有关的各种物理现象。最后本文给出了再入遥测系统典型测试仪表简图及其传输能力,并从数据传输角度作了讨论。     

三维直角网格自适应DSMC数值模拟

利用物面网格和流场网格耦合处理的方法,编制了三维再入飞行器稀薄高超声速绕流流场通用的DSMC计算程序,发展了一种高效、小存贮自适应多级直角网格技术,计算了圆球自由分子绕流和稀薄过渡区球双锥体绕流流场结构特征和气动力热特性,并将圆球自由分子绕流的计算结果、理论解以及超热力学解进行了了比较,利用直角网格自适应技术模拟了头双锥外形再入飞行器流场结构和气动力系数,验证了流场网格和物面网格处理方案和计算程序的可靠性.     

弹道式再入飞行器的飞行动力学问题

本文从作者的观点对弹道再入飞行器的飞行力学问题作了历史回顾与总结,重点放在近15年中在小型化高性能弹道式导弹弹头研制中所遇到的关键技术—弹头滚转与滚转异常,滚转对弹头精度的影响及滚转控制。 60年代中,在高弹道系数小型化再入飞行器试验中出现了滚转异常现象,已证明滚转异常是由再入飞行器质量和外形的不对称及其综合作用而造成的,它曾经是高性能弹道导弹弹头研制中令人吃一惊的一个问题。文中介绍了作者如何发展与应用经典的欧拉角坐标系来描述现代弹道式再入飞行器的运动,讨论了经典欧拉角坐标系的产生,它与气动弹道坐标系和体轴坐标系的关系,以及它在近15年中在高性能小型化弹道导弹研制中在一些关键问题上的应用。文中还谈到了再入飞行器滚转异常问题的解决,再入飞行器的被动式滚转控制、主动式滚转控制以及主动式端头冷却。     

在佩斯梅克运载系统发射的宇宙飞行器上进行的碳-酚醛飞行试验

由50％碳纤维和50％酚醛树脂组成的碳-酚醛材料,在由佩斯梅克(PacemaKer)运载系统发射的可回收的宇宙飞行器上进行了飞行试验。制作的宇宙飞行器防热层,其烧蚀材料中的碳纤维在飞行器的各部位具有不同的排列方向。宇宙飞行器的试验环境所产生的热流在半球鼻锥处达13.6兆瓦/米~2(1200英热单位/英尺~2-秒),驻点压力达1.27兆牛顿/米~2(12.5大气压)。实验结果表明:由于高热流、剥裂的可能及炭的机械剥蚀,在鼻锥区可产生最大质量损失。在宇宙飞行器的锥部可观察到基本均匀的表面后退和炭层厚度。测量的热流率与计算的紊流和层流热流率的比较,以及用声传感器对边界层声压脉动的测量,可显示出边界层产生了转捩。声传感器为自由飞行研究中对边界层转捩的一般性研究提供了新的有趣的数据形式。     

用于高级再入弹头的自适应发汗鼻锥的研制

自适应发汗(Self—Contained Adaptive Transpiration—SCAT)鼻锥研制计划的总目的是,确定SCAT冷却方案用于人们所关心的高级再入弹头鼻锥的可能性。本合同的具体目的是:(1)为合适的论证试验进行初步的SCAT鼻锥设计;(2)对特定的SCAT鼻锥现象、制造技术和材料性能进行认证实验,用以支持论证试验和设计工作。设计工作又为初步选择冷却剂和驱动剂以及要求的材料性能,如多孔端头的渗透性,打下基础。初步选择的冷却剂、驱动剂和材料在认证试验中都已经使用。认证实验的结果曾用来检验目前鼻锥特性模型采用的模型化技术,而且一经证实,便可用来修正特性模型。设计工作包括为SCAT方案论证确定合适的飞行试验弹和能胜任指定再入弹道的“有限应用”的SCAT鼻锥。为HEART-2试验弹(弹道系数β=2,400磅/呎~2,在250千呎高处再入速度V=17.8千呎/秒,再入角γ=-35度)拟定了一个重量为23磅的SCAT鼻锥方案。这个鼻锥是F结构的改型,F结构是以前为了能用于多种再入条件而设计的。改型设计缩短了鼻锥长度,并且使用了钨丝制造的单向流动多孔端头,这样就减轻了重量。F结构原来的重量为34磅。对于指定的弹道(弹道系数β=2,000磅/呎~2,在400千呎高处再入速度V=23.3千呎/秒,再入角γ=20度)利用一个头部半径为0.75吋,半锥角为8.5度的鼻锥结构进行了有限的设计研究。为了在驻点区增加冷却剂的供应量,这个“有限应用”的SCAT鼻锥也使用了单向流动多孔端头。这个SCAT鼻锥的重量约为23磅,而且,通过最佳设计还有可能把重量进一步减少4～10磅。证实实验和认证试验在以下这些方面得到了有价值的结果:单向钨丝多孔端头的制造,多孔材料与密实钨的焊接。多孔结构的性能测定,冷却剂和驱动剂之间相互作用的测定,以及SCAT鼻锥底部密封的设计、制造和鉴定。用热等静压技术成功地制造了单向钨丝多孔端头,利用高温钎焊技术把多孔结构和密实钨连成一体。利用液态铊测定了多孔结构的液态金属高温高压渗透性,从而实现了对多孔结构的表征。为了确定冷却剂与驱动剂相互作用对最后产生的压力可能带来的影响,在有铊存在的情况下确定了可能用的驱动剂(例如水和苯酚)的蒸汽压—温度特性。在这些冷却剂和驱动剂之间没有发现相互作用。此外,为了说明在鼻锥特性模型中所使用的假设是正确的,进行了第一轮分析。这些假设是:冷却剂和驱动剂的换位是瞬时发生的,冷却剂和驱动剂在再入期间不发生持久的混合。在对泄漏速率进行试验测量的基础上,确定了由于底部密封泄漏引起的SCAT鼻锥压力降低的速率。发现,实际的泄漏速率和压力损失对于鼻锥冷却剂流率没有明显影响。本报告建议继续研制SCAT方案。这些建议的目的是希望在合适的飞行试验中验证SCAT方案。还建议进行系统的应用研究与设计以及制造研究,以便上述主要建议得以实现。     

高温多层碳再入飞行器防热层温度测量

当高性能的再入飞行器以大约每秒6公里的速发进入地球大气层时,气动加热作用会在防热层的外表面产生大约1至3KW/cm~2的传热速率。这种异乎寻常的加热作用使表面温度达到3000K。在执行这些再入飞行器的飞行试验计划的过程中,为了评价再入飞行器的性能和防热层设计的合理性以及气动加热环境,需要防热层的温度数据。在最近的飞行试验中,测量了碳碳防热层内部的温度。该碳碳防热层的结构形式是:将     

具有主动式控制和被动式设计改进的再入飞行器

本专利披露了按模块式设计的一个改进的前段和一个装有主动式控制系统的改进的后段,可以把这两段稍加修改,用于现有的球—锥几何外形的再入体(RB),并且它们可以改进再入体的气动性能和再入体的释放精度,而与导弹的诸误差l源及再入体投放程序无关。后段装有控制电子设备,推进系统和控制喷嘴,它们可以使再入体在整个飞行剖面图中主动地修正姿态和速度散布。     

双燃料升力体巡航飞行器设计

叙述了Ma＝10的双燃料(吸热碳氢燃料/低温氢燃料)升力体巡航飞行器的设计,最终结构质量不超过277 t,可携带4 540 kg有效载荷,作战半径可达15 750 km.设计要求根据其任务要求、操作方面考虑和性能问题而确定.给出了气动方法和性能结果,同时给出了参数进气道设计研究的结果.飞行器外形的长细比优化是通过飞行器宽度和高度变化的参数研究来完成的,在进行长细比研究时,除了考虑壳体质量和平面形状对飞行器起飞和巡航性能的影响外,还引入了流迹性能特性的CFD(计算流体动力学)计算结果.     

高超声速远程滑翔飞行器外形设计方法

结合高超声速远程滑翔飞行器在升阻比、容积率和容积等方面的性能需求,对锥导乘波构型底部基线方程的确定方法、构型顶点至基本流场顶点的距离等问题进行研究;采用面元法计算分析了各外形控制变量对飞行器性能的影响规律;总结得出高超声速远程滑翔飞行器各外形设计变量确定的先后顺序及准则.     

激波针气动特性及外形参数优化研究

采用钝头体的飞行器在超声速特别是高超声速条件下,其前缘会形成头部弓形激波,进而带来较大的波阻,严重影响飞行器的气动性能。相关研究表明,在高超声速条件下,钝前缘安装激波针可以将激波推离物面,从而减小头部表面压力,是减小超声速钝体阻力的有效方法,但在超声速,特别是一些巡航速度不高（马赫数Ma=1.5左右）的导弹中,为满足射程等相关要求,对激波针减阻的使用价值还有待进行验证。为了研究激波针在Ma=1.5条件下对轴对称钝锥外形气动特性的影响,通过数值模拟方法对比了不同形状激波针在Ma=1.5条件下的减阻效果,分析了减阻机理及外形参数影响;通过基于Kriging和遗传算法相结合的优化方法对主要外形参数进行了优化设计,给出了减阻效果较好的激波针外形参数选取范围,对工程应用具有一定的借鉴意义。     

航天飞机轨道飞行器结构

为取得最佳气动性能和机动性能,美国航天飞机轨道飞行器设计成机翼/机身混合外形具有常规飞机的结构特点。轨道飞行器相当一中型运输机(图1),其结构重量为68.04吨,长37.24米,高17.27米,三角形机翼翼展23.79米。货舱长18.3米,直径4.5米,可装29.5吨有效载荷,乘员     

再入飞行器的滚转异常与控制

主要介绍再入飞行器防热层烧蚀诱导的滚转异常,包括端头烧蚀外形不对称和锥面防热层烧蚀引起的滚转力矩·重点介绍碳-酚醛布带缠绕的防热层滚转力矩机理的试验研究,包括在50兆瓦电弧加热器上及 RPL 火箭发动机排气上进行的地面研究结果及飞行试验结果。研究结果表明,布带缠绕螺旋形方向,布带缝合搭接方向,布带偏斜,以及烧蚀表面不对称特征是产生滚转力矩的主要机理。文中介绍了控制滚转异常的各种方法:从设计、材料、结构、生产与工艺上减小质量不对称及气动不对称,增大静裕度,选好最佳初始滚速;从防热套生产工艺上控制滚转力矩;采用主动式滚速控制系统和被动式滚速控制系统,文中对这些系统作了简要介绍。本文最后提出了几点结论性意见与看法。     

博登湖公司的新一代反辐射导弹尖端技术

智能制导增程反辐射导弹(Armiger)用于取代德国空军的美制哈姆导弹。最近,Armiger导弹在德国北部靶场成功地进行了实弹发射试验。此前从地面进行了4次发射,目的是对导弹的发动机、飞行控制系统和气动布局进行验证,例如测定导弹头锥的非对称外形对飞行性能的影响。目前这些试验已经结束。     

有翼导弹的设计及其工作特性

本文概述了空军提出的有翼导弹研究计划的结果和结论。这项计划的目的是充分发掘超音速巡航和机动导弹的潜力,大大提高其性能在为期三十个月的三个工作阶段中,进行了外形研究,风洞试验和性能分析。同气动外形设计有关的主要结论是:1)16英尺长的导弹在马赫数为4时可以巡航1,500多海里;2)同样尺寸的助推滑翔飞行器可以飞行700多海里;3)良好的气动外形和减少雷达讯号反射面积的要求,是可以兼顾的;和4)机动能力可以提高将近一倍。     

吸气式巡航飞行器气动设计参数灵敏度分析

基于吸气式巡航飞行器常用设计参数建立参数化模型,以Isight为平台实现几何建模、网格划分以及气动计算的集成,采用L_(27)(3~(12))正交试验表结合方差分析方法开展气动模型设计参数的灵敏度分析。同时,采用L_(16)(2~(15))正交试验表并设计交互作用表头,对喷管设计参数进行耦合作用分析。结果显示,除进气道第二楔角、第三楔角、燃烧室扩张角以及喷管下壁转折角外,其余设计参数对气动性能存在显著或极显著影响。在耦合作用方面,喷管各设计变量对气动性能的耦合影响显著。最后,在飞行器灵敏度分析的基础上,以升阻比最大为目标,选择主要影响参数开展了气动外形优化。     

瑞典RBS-15 MK3反舰导弹

RBS-15MK3型是瑞典著名的RBS-15反舰导弹的改进型,具备了对陆攻击能力,其外形仍为鸭式气动布局,改进后的导弹头锥和进气口形状可减小导弹的迎面雷达反射面积。导弹装2台固体火箭助推器和1台涡喷主发动机,射程超过200千米,具有很强的突防能力,可打击海上和陆上多种目标。     

鸭式布局冲压增程制导炮弹三维流场模拟与数值分析

为研究鸭式布局冲压增程制导炮弹的流场与气动特性,根据其在冲压工作状态和被动飞行状态时对应的气动外形,应用分块网格划分方法和Realizable k-ε湍流模型对2种工作状态分别进行了三维流场模拟与数值计算分析,对不同马赫数下炮弹的流场与气动特性进行了研究。结果表明:在超声速条件下,相同攻角时阻力系数和升力系数都随马赫数增大而减小; 同一工况下,与相同外形参数但不采用冲压形式的鸭式布局制导炮弹(参考弹)相比,冲压工作状态下阻力系数约大50.5%,升力系数约小35.7%,被动飞行状态下阻力系数约大42.9%,升力系数约小11.9%; 被动飞行状态采用中心锥组件向前推进的形式对减小阻力是有利的。研究结果为鸭式布局冲压增程制导炮弹的气动外形设计与性能分析提供了一定的理论基础与参考。