对美国空军高超声速导弹武器材料和工艺项目提案征集通告的研究

基于美国空军研究实验室(AFRL)近期发布的关于"高超声速导弹武器材料和工艺"项目的广泛机构通告(BAA),介绍了项目的基本情况,总结了第一阶段提案征集需求要点,并从高超声速助推滑翔武器当前技术成熟度水平、集成计算材料工程(ICME)等先进方法的应用等角度对该项目进行了分析和评述。     

X-51A超燃冲压发动机及飞行验证计划

美国空军研究试验室(AFRL)/国防部预研局(DARPA)联合推出的X-51超燃冲压发动机演示器—乘波体(SED-WR)飞行器是美国空军研究试验室高超声速技术项目(HyTech)的飞行验证计划。对X-51A计划进行一个全面综述,主要叙述X-51A飞行器和推进系统的外形、完成计划情况以及还未展开的飞行试验计划等。     

高超声速技术验证飞行器HTV-2综述

HTV-2是美国空军重点发展的高超声速技术验证飞行器,尽管其两次飞行试验均以失败告终,但对美国发展高超声速技术及未来的高超声速巡航飞行器具有重要意义.文中从发展背景、气动特性和主要研究工作等方面对高超声速技术验证飞行器HTV-2作了较为详细的介绍,并对高超声速技术的发展方向和研究方法进行了分析.     

美国普惠公司吸气式高超声速推进技术发展综述

美国普拉特．惠特尼公司（P＆W）正在开发吸气式高超声速部件和发动机技术。在将氢燃料推进系统用于空间进入飞行器的国家航空航天飞机（NASP）计划中，开发了超燃冲压喷气发动机数据库。2004年进行的由普惠公司设计、由NASP派生的Hyper-X氢燃料超燃冲压喷气发动机两次成功的飞行试验，为验证所使用的编码技术提供了飞行试验数据。第一次试验的马赫数接近7，第二次试验的马赫数接近10。美空军研究实验室（AFRL）高超声速技术（HyTech）办公室已决定继续改进NASP，不断开发新技术，以验证液碳氢燃料超燃冲压喷气发动机系统在马赫数4～8下的适用性、性能和耐用性。在AFRL和美国防高级研究计划局（DARPA）的资助下，计划在超燃冲压喷气发动机演示样机-骑波器（SED-WR）项目下，在2008—2010年进行飞行质量、燃料冷却方式的碳氢超燃冲压喷气发动机飞行试验。将超燃冲压喷气发动机用于组合循环推进系统的技术也正在研究中。超燃冲压喷气发动机和固体火箭助推器的组合适用于高超声速巡航弹。使用气体涡轮机进行低速加速和使用火箭发动机助推的超燃冲压式喷气发动机正在研究中，以用于高超声速巡航飞行器和可重复使用的发射系统。     

2023年国外高超声速技术领域发展综述

为研究国外高超声速领域最新发展现状和趋势,系统梳理了2023年世界主要国家在高超声速技术领域的重要动向。通过综合分析国外官方机构和权威网站报道,以及预算文件等信息,从发展规划、预算投入、组织管理、装备研发、技术创新、试验能力、工业能力、基础/应用研究等多维度,梳理了美国、俄罗斯、英国、法国、日本、加拿大、瑞士和伊朗等国家2023年在高超声速技术领域的重大进展。研究结果表明,2023年,国外高超声速技术发展势头依然强劲,高超声速导弹仍是多国当前发展重点,重复使用高超声速飞行器研制获得重视,并提速发展。高超声速试验能力增强,高超声速工业基础不断夯实,保障高超声速技术长远发展。     

HIFiRE项目进展概述及其飞行试验特点分析

HIFiRE项目是美国空军研究实验室和澳大利亚国防科学技术部协同开展的一项国际性高超声速飞行试验研究项目,旨在为高超声速技术研究提供一个探索性的空中试验平台。根据2015年7月AIAA高超声速会议HIFiRE主题报告介绍及前期文献研究,对HIFiRE项目总体安排、试验思路、试验安排、试验特点、试验进展情况等进行了较为全面的分析,为未来相关飞行试验方案的设计、试验规划、试验安排等工作提供参考。     

欧洲高超声速技术发展路线研究

以2012年第17届AIAA国际空天飞行器与高超声速系统技术会议上法国航空航天研究院进行的题为《欧洲高超声速综述》的报告为线索,对欧洲高超声速研究现状进行分析与梳理,将研究主要分为空间进入、航空运输和基础研究等领域,并对每个领域内的典型项目进行了技术性的研究。通过分析可以看出,欧洲的高超声速项目多瞄准远期空天飞行等目标,武器装备发展意图并不明确。此外,欧洲的高超声速飞行器相关技术并不成熟,短期内可能处于技术研究阶段,不能进行试飞或投入应用。     

美澳马赫数7+乘波体高超声速飞行试验分析

基于美澳合作的高超声速国际飞行研究试验(HIFiRE)项目近期公布的HIFiRE 4高超声速飞行试验动态,全面梳理了HIFiRE项目的研究背景和目的,并对此次HIFiRE 4的试验飞行器方案、试验目标和需求、试验任务和实际情况进行了分析。根据HIFiRE 4的试验结果,结合美国高超声速武器发展现状和HIFiRE项目后续规划,对该项目进行了分析和评述。     

美国X-51A高超声速飞行器的发展与思考

介绍了美国X-51A高超声速飞行器的发展历程和四次演示验证飞行试验的基本情况,分析了X-51A高超声速飞行器的独特技术,并对美国高超声速技术研发的特点进行了全面、系统地总结。     

美澳即将进行高超声速乘波器飞行试验

澳大利亚国防科学技术局(DSTO)和美国空军研究实验室(AFRL)于2006年底签署了一项金额为5400万美元的国际高超声速飞行研究与试验(HiFire)计划.根据此项计划,澳大利亚和美国即将进行先进的高超声速乘波器和超燃冲压发动机的飞行试验.预定在澳大利亚南部武麦拉(Woomer)试验场进行10次飞行试验.     

AFRL高超声速试验低弹道发射系统试验窗口分析

主要对美国空军研究实验室针对美国空军2014财年"高超声速试验低弹道发射系统"的小型探索性研究项目提出高超声速试验窗口需求进行了情报研究,重点关注了其推进与动力、边界层、气动热、火箭返回等试验窗口形式,并对美国空军针对相关发射系统所提出的要求进行了分析。认为美国空军不仅希望改善现有发射能力,还希望可以借此获取高超声速作战能力。     

飞行器气动加热烧蚀工程计算

高超声速飞行器设计时,为了对防热层气动热烧蚀情况及温度场进行快速预估,提出了集成气动热、材料烧蚀、瞬态温度场的耦合计算方法。通过算例对计算方法和程序进行了验证,表明该方法具有较高的效率和精度。在给定弹道条件下,实现了气动热、热防护材料烧蚀性能和弹体温度场耦合计算。通过该方法可以在高速飞行器设计阶段,快速计算出指定飞行工况下的防热材料烧蚀情况及温度场分布,为飞行器热防护层设计提供依据。     

高超声速飞行器高精度载荷抛撒制导方法

为解决高超声速飞行器俯冲段载荷抛撒问题,提出了基于抛撒点弹道参数组合与载荷落点映射关系的高精度载荷抛撒制导方法.采用人工神经网络方法建立了抛撒点弹道参数组合与载荷落点的映射关系,极大地降低了存储量并且提高了在线计算效率.在建立的映射关系基础上,通过设计飞行器向固定点、固定状态导引的制导律,给出了抛撒点固定的载荷抛撒制导方法;为了提高载荷抛撒的灵活性,采用预测-校正思想,给出了抛撒点实时确定的预测-校正载荷抛撒制导方法.CAV-H飞行器的载荷抛撒制导仿真表明,2种载荷抛撒制导方法获得的落点精度分别为300m与17m,所提出的2种制导方法涵盖了载荷抛撒制导的2类主要方案,可互为重要补充,能够为高超声速飞行器俯冲段高精度载荷抛撒提供参考.     

美澳合作HIFiRE-2项目试飞结果与数据分析

对美澳合作HIFiRE-2项目试飞所采集的数据进行研究,对试验过程和重要时间节点进行梳理,总结了飞行器任务级目标和试验级目标的完成情况,同时对试验数据进行整理和统计。基于对试验结果的分析,认为该项目初期所设定的所有科研目标均成功实现,对后续研究具有参考意义。     

高超声速飞行器与弹道导弹综合性能分析

以潘兴Ⅱ导弹、X-51A高超声速飞行器为例,对高超声速飞行器与弹道导弹的综合性能进行了对比分析。首先从武器作战效果方面,分别对作战距离、有效载荷、突防能力、打击精度进行了详细对比,并对发射平台、技术成熟度、使用成本三方面进行了综合比较,明确了高超声速飞行器存在的优缺点,为高超声速飞行器的研究提供了参考。     

高超声速助推飞行试验技术方案研究

以高超声速飞行器为有效载荷,进行了高超声速助推飞行试验技术方案研究,并通过分析气动力参数、设计变量参数的范围及约束条件,进行了助推弹道设计,确定了二级助推发动机设计要求,并利用调整发射俯仰角、滑行时间和配重物质量来调整助推弹道参数,将高超声速飞行器送入试验弹道．最后将计算结果与美国HyFly计划陆基发射试验的弹道实测数据进行对比分析．结果表明,设计结果与HyFly试验数据较吻合,验证了助推飞行试验技术方案的可行性与正确性．     

高超声速导弹发展及防御策略研究

针对高超声速导弹的防御问题,介绍了美俄等国高超声速导弹的最新进展,分析了高超声速导弹几种可能的作战运用样式,梳理了对其防御作战可能面临的威胁。基于弹道、红外及电磁等三方面特征明确了高超声速导弹的目标特性,在此基础上重点从组建全域预警探测网、构建完善火力拦截网以及建设高效作战指挥控制网等三个方面给出了高超声速导弹的防御策略,研究结论可以为高超声速导弹防御体系建设提供一定参考。     

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。     

航天运载器尾舱高空热环境数值分析

航天运载器在70 km以上高空高速飞行,火箭发动机的喷流是影响其尾舱热环境的主要因素之一.采用代数方程和偏微分方程相结合的多块网格生成方法,达到热流计算中对近壁面网格的正交性和分布上的要求;通过改进的NND有限体积法高超程序,数值耦合求解多组分NS方程、湍流方程、热辐射方程和非平衡化学反应方程,提高了壁面热流计算的精度.计算结果与飞行遥测及地面实验结果对比分析表明,所采用的计算方法及得到的结果是正确有效的.