临近空间高超声速飞行器探测雷达技术

针对临近空间高超声速飞行器雷达散射截面积(RCS)小、飞行速度快、且有一定的机动能力等特点,对临近空间高超声速飞行器地基探测雷达关键技术进行了研究。临近空间高超声速飞行器探测地基雷达采用的关键技术包括远距离低仰角目标检测与跟踪技术、凝视探测技术和高速机动目标跟踪技术等。     

临近空间高超声速飞行器发展现状及其跟踪技术

临近空间高超声速飞行器是未来超远程精确打击和战略威慑的重要手段,受到了世界武器装备发达国家的高度重视.对国外临近空间高超声速试飞器的发展现状进行了介绍,提出了对临近空间高超声速飞行器跟踪方法的一些思考.     

国外高超声速临近空间飞行器技术进展

高超声速临近空间飞行器具有独特的高度和速度优势,在军事领域具有广泛的应用前景,已成为后隐身时代世界军事强国关注和争夺的焦点.分析了高超声速临近空间飞行器的军事应用前景,重点对以美国为首的世界军事强国的高超声速临近空间飞行器技术研究进展和发展动态进行了跟踪研究.     

临近空间高超声速飞行器发展及防御策略研究

未来临近空间高超声速武器作为新的非核战略威慑力量,势必将打破现有的战略均势。因此,有必要对其防御策略进行研究。简述了高超声速飞行器的发展历程及其未来可能的作战模式,分析了目前探测、跟踪以及现有防空拦截武器针对高超声速威胁的不足之处,进而提出了防御手段的几点思考。     

临近空间高超声速飞行器作战应用研究

临近空间高超声速飞行器是21世纪武器系统的重要组成部分,是未来联合作战的重要作战平台。分析了临近空间高超声速飞行器的作战任务,研究了高超声速飞行器的作战样式,并对高超声速飞行器的对未来联合作战产生的影响进行了讨论,总结了对抗高超声速技术的一些策略。     

高超声速临近空间武器平台导航方案研究

以高超声速临近空间武器平台导航方案为研究对象,依据高超声速临近空间武器平台的作战任务和特点,提出了其对导航的要求0详细分析了当前主要导航技术存在的问题;通过分析高超声速临近空间武器平台的飞行轨迹,说明高超声速临近空间飞行器运行轨迹是非开普勒轨道;最后提出了符合高超声速临近空间武器平台导航要求的基于非开普勒轨道的高超声速...     

反临近空间高超声速飞行器导引头及关键技术分析

对国外典型临近空间高超声速飞行器进行了分类论述,说明了不同飞行器的军事特点.针对临近空间高超声速飞行器的防御作战问题,依据目标特性分析,提出了反临近空间高超声速飞行器导弹导引头所面临的难点,重点分析了发展这类导引头所涉及的关键技术.     

临近空间高超声速飞行器发展现状及其防御问题分析

临近空间高超声速武器对未来空天安全构成重大威胁,因此其防御武器的研究是当前防空技术研究领域的热点。介绍了当前军事强国在临近空间高超声速飞行器研究领域的发展状况,重点分析了美军的临近空间高超声速飞行器的发展思路和正在进行的项目。在系统归纳当前临近空间高超声速武器的发展现状和作战特点的基础上,提出了对防空系统的顶层能力需求,可为未来防空体系需求研究提供参考。     

高超声速巡航飞行器防御方案探讨

近年来,高超声速技术获得快速发展,高超声速巡航飞行器即将浮出水面。针对采用吸气式冲压发动机、大飞行高度的高超声速巡航飞行器,提出三个防御方案并进行了初步分析,探讨了空基拦截器方案的关键技术,为发展临近空间高超声速飞行器防御体系或高超声速攻防对抗技术提供参考和借鉴。     

临近空间高超声速飞行器探测体系构建问题研究

临近空间高超声速武器是未来临近空间武器系统的重要组成部分,为了应对临近空间高超声速目标的威胁,必须发展和建立新型的武器防御系统。通过分析临近空间高超声速飞行器的飞行特点和临近空间高超声速飞行器探测体系建立的难点,从地基、空基、天基三个方面阐述了临近空间飞行器探测体系建设的问题。     

临近空间环境对高超声速巡航导弹约束性研究

临近空间独特的环境特点对高超声速巡航导弹的作战使用产生较大影响,需要明确影响的方面和程度.分析临近空间环境要素,提出临近空间高超声速巡航导弹作战能力与优势.针对临近空间环境对高超声速巡航导弹弹道特性、射程、飞行控制的影响开展研究.研究结论具有一定的理论意义与实际价值,可以为高超声速巡航导弹发展提供军事需求牵引和技术发展借鉴.     

类X-51A飞行器巡航状态气动与燃烧流场特性分析

以类X-51A 高超声速飞行器为研究对象,重构了其机体外形及内部超燃冲压发动机的一体化模型,并通过数值方法研究了该目标巡航状态下的气动与燃烧耦合流场特性。数值分析结果表明:类X-51A 飞行器高压区主要集中在机体头部、进气道压缩段、进气道入口侧壁及尾翼前缘,且内部燃烧室的总体压力显著高于机体表面的;燃烧室内靠近两侧壁面的喷孔燃料喷注深度高于中间喷孔的,下游喷孔喷注深度高于上游喷孔的,凹腔附近喷孔喷注深度高于无稳焰结构的壁面喷孔的;燃烧产物羽流长度超过50 m,且持续向机体上方发生偏移。计算结果可为类X-51A 及相关飞行器红外探测与目标识别等技术提供流场数据参考。     

高超声速飞行器

介绍了高超声速飞行器的特点和关键技术。总结了目前研制的各种类型高超声速飞行器,如高超声速巡航导弹、高超声速侦察机等,并对其在未来军事领域的应用前景做出预测,为高超声速飞行器的研发提供参考。     

某高超声速飞行器助推段纵向控制策略研究

为解决某高超声速飞行器助推段纵向控制的问题,以火箭助推垂直发射式飞行为对象,对其高超声速飞 行器助推段纵向控制策略进行研究。根据飞行器的飞行环境和自身结构,给出特性分析并剖析了控制难点,建立运 动参数时变模型,提出纵向姿态控制、增稳控制和迎角保护策略。分析结果表明：从稳定性和操纵性两方面与迎角 相比,俯仰角控制器具有更好操稳性,俯仰角速率指令内回路在助推段相比于阻尼内回路具有更好的鲁棒性。     

高超声速飞行器动力巡航影响因素分析

建立了高超声速飞行器建立动力学模型,进行轨迹计算与分析.研究不同动力系统对飞行器性能的影响,对采用冲压发动机和火箭发动机的高超声速巡航不同特点进行分析,结论可为高超声速飞行器的总体设计提供参考.     

高空状态下高超声速乘波飞行器气动性能模拟

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。     

边界层转捩飞行测量方法及实现

针对高超声速边界层转捩飞行试验研究的需要,通过一体化的变厚度薄壁测温和热流辨识方法,利用测量薄壁内壁温度辨识表面热流可实现飞行器表面转捩位置的测量。考虑到飞行器高速飞行过程中表面气动加热和振动环境要求,对测量结构和机体结构开展了一体化模块设计,提高了测量结构的整体承载抗热振能力;利用热振联合地面试验系统,在飞行状态地面模拟条件下,对测热部件进行了热振联合试验考核,验证了测量结构的安全性和可靠性。地面热振联合试验和飞行试验结果表明,该型转捩测量结构可承受飞行条件气动加热和振动环境,能迅速地响应和准确地反映气动加热环境热流的变化,可准确捕捉飞行条件下高超声速边界层转捩现象。获取的热流转捩测量数据,可为高超声速转捩预测计算模型提供校准数据。     

高超声速飞行器热防护的布雷顿热电转化技术

针对高超声速飞行器面临的热防护问题,提出了一种布雷顿循环热电转化技术,结合高超声速飞行器的飞行工况,进行了热力学计算,初步得到热电转化的发电效率及发电机功率,并讨论了飞行马赫数、关键部件效率、压比和循环工质对系统性能（发电效率和输出功率）的影响。结果表明,气动热的利用使高超声速飞行器的热电转化成为可能;同时提高关键部件效率,如换热器效率、旋转部件效率可提高发电效率和发电机功率,由于它们之间存在耦合关系,在系统方案设计时需要综合考虑;分析也表明,选择适当的工质可以提高热电转化的发电效率及发电机功率。     

高超声速飞行器声载荷风洞试验方法

鉴于高超声速飞行器特有的外形布局和飞行状态限制,高超声速飞行器声载荷试验存在模型头部气动加热较强、弹舱内走线空间有限、弹翼声载荷测量难度较大等困境。针对这些难点问题逐一进行了分析研究,并提出相应解决方案,满足了试验的要求。通过风洞脉动压力试验,获得飞行器表面脉动压力系数分布、频谱特性、相干函数等重要衡量非定常载荷特性的参数,为高超声速飞行器结构设计提供数据支持。