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来波飞行器由于其具有高升阻比特性而成为国内外高超声速飞行器研究的热点.介绍了飞行器多学科设计优化(MDO)的发展概况,简述了乘波构形优化设计的研究进展.在此基础上对高超声速乘波飞行器MDO的理论基础进行了分析,阐述了应用MDO技术进行高超声速乘波飞行器设计的必要性和可行性.重点从气动和结构系统的协同优化设计、机体和推进系统的一体化优化设计以及气动和控制系统的综合优化设计等3个方面讨论了MDO在高超声速乘波飞行器设计中的应用现状.提出了今后应加大对MDO集成框架的开发力度,大力开展包含可靠性和经济性分析的高超声速乘波飞行器多目标MDO研究. 相似文献
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基于响应面方法的高超声速飞行器一体化布局气动设计与优化 总被引:1,自引:0,他引:1
建立了高超声速飞行器机体/推进系统一体化三维构型参数化模型,利用CFD数值计算开展了构型气动力的高精度数值试验并以此为基础建立了气动力响应面近似模型,以响应面近似模型作为气动力预测方法,结合遗传算法进行了高超声速飞行器三维构型的气动优化设计,获得了不同优化目标下的优化外形。 相似文献
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《战术导弹技术》2020,(3)
针对吸气式高超声速飞行器推进系统存在的不确定性问题,采用随机多项式展开(PCE)和蒙特卡罗模拟(MCS)两种方法开展了推进系统不确定性定量研究,得到了推力的概率密度函数以及置信区间,从而对推力的不确定性进行评估。首先对一典型吸气式高超声速飞行器的推进系统进行了建模,将模型分为外压缩段及内流道段,考虑溢流效应的影响,得到了气流参数分布及推力结果。随后考虑马赫数、迎角及燃油当量比的不确定性,采用PCE方法进行不确定性分析,将得到的推力估计值、置信区间及计算效率与MCS结果进行对比。结果表明:所建立的推进系统模型可快速评估吸气式高超声速飞行器的推力特性,PCE和MCS两种方法的推力统计分布结果相吻合,但PCE方法计算效率更高,可以在初步设计阶段快速评估推进系统的不确定性。 相似文献
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NASA公司希望在今后二年内对高超声速 X-4 3无人驾驶飞行器进行三次飞行试验。原计划三次试验都在海上进行 ,但目前正考虑在阿拉斯加州进行第二、三次飞行 ,以便回收飞行器。1 存在的问题为了研究 Ma =7和 Ma =1 0的超燃冲压发动机的工作以及高超声速飞行器的控制问题 ,制造了三架 Hyper-X飞行器 ,长为 3 . 66m,重 1 3 59kg,翼展1 .5m。三次试验均使用飞马座助推器 ,由 B-52运载飞机发射。试验旨在获得 X-4 3从助推器分离后所需正净推力 ,以及自由飞行器以高超声速飞行的空气动力系数 ,用所得空气动力数据和推进数据验证并改进现有模… 相似文献
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热防护技术是高超声速飞行器必须解决的关键技术之一,自1964年高超声速热防护概念首次出现以来,受到越来越多国家和机构的关注。以检索到的公发表的950篇相关文献为分析对象,总结了热防护整体发展态势;并选取NASA兰利研究中心、NASA艾姆斯研究中心、德国国家宇航中心和日本国家空间总署四个机构,详细介绍了机构整体情况、研究主题分布、重要合作对象与核心研究人员;后分析了不同时期高超声速热防护技术的发展情况。 相似文献
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机身/推进系统一体化高超声速飞行器冷却性能分析 总被引:3,自引:0,他引:3
建立了机身/推进系统一体化高超声速飞行器冷却性能分析模型.分别计算了等高度飞行和等动压飞行条件下的机身/推进系统一体化高超声速飞行器的冷却流量需求,对飞行马赫数、巡航高度和飞行动压对冷却流量的影响进行了分析.得到了满足冷却需求的最大飞行马赫数。结果表明在马赫数6~12的范围内.气动加热部件冷却需要总冷流量的约6%~13%,适当配置燃料喷射方案和提高冷却通道出口冷却剂的温度。再生冷却能够满足机身/推进系统一体化高超声速飞行器的冷却流量需求。 相似文献
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杨云翔 《导弹与航天运载技术》2012,(2):62
据报道,美国计划今年晚些时候开展第3次"高超声速国际飞行研究试验"(HIFiRE)。HIFiRE主要研究和论证吸气式高超声速飞行器的关键技术,并建立高超声速气动、热等关键指标的数据库,为高超声速飞行器的研制提供支持。 相似文献
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对与高超声速吸气式发动机-机身一体化相关的一些问题作了述评.与其它飞行器比较,高超声速吸气式飞行器更需要被视为一个完整的一体推进系统进行分析.对于这种布局,通常很难弄清机身组件和推进系统元件的区别.高超声速发动机的工作直接和空气动力学、可控性以及最佳航迹的选择有关.对一些可发展的有效一体化技术和概念,其中包括逆向设计以及优化的前机身布局进行了论述. 相似文献
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热防护结构设计是实现与推进高超声速飞行器发展的关键技术之一。介绍了高超声速飞行器热防护结构技术研究现状,指出了其发展趋势:由单一的热防护结构向承载/防热一体化结构及多功能一体化结构发展;超高温材料、相变材料、仿生概念和热电技术开始引入热防护结构,并给出了高超声速飞行器热防护结构设计相关建议。 相似文献
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概述了国外在高超声速飞行器气动弹性和气动热弹性领域进行的研究活动,重点关注对非定常高超声速气动力学的建模和把流体与结构之间的热传递纳入气动弹性求解等两个问题,归纳出了未来高超声速气动弹性力学和气动热弹性力学的发展方向。由于吸气式高超声速飞行器机体、推进系统和控制系统的强耦合性,未来的发展趋势是把先进计算气动热弹性法纳入飞行器的综合分析。 相似文献
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正2012年8月14日,美国新一代快速打击武器的代表——X-51A"乘波者"高超声速无人飞行器在进行第三次试飞时失败,坠入太平洋靶场,使美国全球快速打击武器发展前途未卜。那么,美国×-51A试验计划是怎样的?此次失败的原因是什么?会产生怎样的影响呢?X-51A发展与试验计划美国高超声速飞行器发展计划由来已久,试验工作一波三折,从其发展中我们可以看出该项技术发展的不易和巨大技术风险性。1996年美国NASA开始实施高超声速发展计划,×-43试验飞行器是发展计划的排头兵。但由于接连失败,加之NASA把各项航空研究重点转移到空间 相似文献
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针对高超声速飞行器制导与姿态控制问题,从慢回路质心制导、快回路绕质心姿控、制导控制联合设计和制导控制一体化设计四个层面对高超声速飞行器制导控制方法进行了总结综述。基于当前各国高超声速飞行器的发展脉络和高超声速飞行器典型飞行特点归纳总结制导与姿态控制方法的重难点;以飞行阶段为准则分别阐述了高超声速飞行器助推段、滑翔段和俯冲段的制导策略及其内涵,结合现代控制理论剖析了已成功用于高超声速飞行器姿态控制的非线性控制过程;基于已公开的有限数目的文献,对高超声速飞行器制导控制联合设计和制导控制一体化设计方法进行了分析。最后,对高超声速飞行器制导控制一体化全集成设计的思路和趋势进行了探索总结。 相似文献
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