高超声速飞行器进气道技术研究进展

高超声速进气道是超燃冲压发动机的核心部件之一。针对几种典型的高超声速进气道设计特点、关键技术等方面进行了详细的分析和比较,重点阐述了三维内收缩进气道、高超声速曲面压缩等新技术的研究进展,并分析了高超声速进气道技术未来的研究趋势。     

高超声速飞行器一体化设计的新选择——缩颚进气道

介绍了一种应用于高超声速飞行器的新型三维内乘波进气道,即缩颚进气道(Jaws Inlet)的国外研究进展.对比基准进气道设计,分析了这种进气道的设计方法、流场特征和性能特点.国外研究结果表明,这种进气道通过四道激波面的设计,改善了激波/边界层以及激波/激波的相互作用,提高了进气捕获量,减少了溢流损失,有效地提高了推阻比.因此,可望通过对缩颚进气道的进一步研究,使其成为高超声速飞行器一体化设计的新选择.     

高超声速发动机

对于高超声速飞行器来说,推进技术是最关键的核心技术.通过分析各类动力系统的局限性可知,超燃冲压发动机是一种较理想的动力系统.在详细介绍了美国超燃冲压发动机的研制现状之后,给出了包括瑞典、以色列、印度等国的发展状况,最后指出,超燃冲压发动机的时代即将到来.     

高超声速进气道技术研究现状综述

高超声速进气道是超燃冲压发动机的关键部件之一。按照进气道结构分类,介绍了几种典型的高超声速进气道。针对现有进气道存在的主要问题,进行了简要分析和总结,重点叙述了变几何进气道的最新发展和研究成果,主要包括定几何气动调节和变几何机械调节两种类型的设计理念与方案,并对未来先进进气道的发展进行了展望。     

美国高超声速发动机研究进展及新动向

介绍了美国在高超声速发动机方面的研究进展及其主要的高超声速发动机研究项目,并对高超声速发动机研究的新动向进行了详细的探讨。     

国外高超声速计划一瞥

除美国外 ,世界上还有好几个国家在实施高超声速研究计划 ,而且大部分计划集中在导弹技术上。在欧洲 ,高超声速计划开展得比较普遍。英国是开展这项研究较早的国家。从 2 0世纪 6 0年代以来 ,英国一直致力于高超声速的研究 ,但由于研究重点一直放在昂贵而风险大的大型载人飞行器上 ,因而没有取得大的进展 ,始终停留在初期研究阶段。其研究活动主要限于模型预测和缩比模型的地面验证。不过 ,英国近期对高超声速研究计划做了重大调整 ,目前正在实施两项关键计划 ,并将在很短的时间内进行真实硬件的飞行试验。这两项计划是ＨｙＳｈｏｔ和ＳＨＹ…     

俄罗斯试射高超声速导弹

作为对美国弹道导弹防御计划的回应,俄罗斯正在为洲际弹道导弹研制超燃冲压发动机推进的机动气动末级。有证据表明,俄罗斯在2004年2月中旬举行的保密战略军事演习中,试射了一枚高超声速导弹样弹。从普列谢茨克导弹基地发射到堪察加的目标区。俄罗斯总统普京在评论这次演习时,也非常谨慎地提到这次试验。西方分析家认为,此次试验是为了进一步验证超燃冲压发动机技术并进行方案论证。     

高超声速技术综述

介绍了美国的几项高超声速计划，概述了世界其它几个主要国家在高超声速方面的研究情况，并介绍了高超声速技术的研制进展、研究现状和发展方向。     

超燃冲压发动机进气道研究概述

对高超声速武器来说推进技术是关键,超燃冲压发动机是其最佳动力方案。作为超燃冲压发动机的进气装置,进气道技术是超燃冲压发动机最关键的核心技术。介绍了超燃冲压发动机进气道研究的内容、关键技术以及国内外研究现状,并对未来发展趋势进行了探讨。     

美国高超声速研制的最新进展

高超声速技术是研究以吸气式发动机或组合发动机为动力、在大气层内实现飞行速度Ｍａ >5的远程飞行的飞行器技术。高超声速技术作为航空航天技术的结合点 ,涉及到许多学科 ,是多项前沿技术的综合。美国先后制定了许多高超声速技术发展计划 ,一直在致力于高超声速技术的研究与开发。1　美国准备试验飞行质量的超燃冲压发动机满足未来作战系统需求的飞行质量碳氢燃料超燃冲压发动机定于 2 0 0 2年 7月初进行一些试验。这项研究旨在对碳氢燃料超燃冲压发动机的热学、机械、结构以及耐久性进行评估 ,是研制供导弹、飞机以及宇宙飞船使用的高超声…     

国外高超声速飞行器研制计划

介绍了目前美国等7个国家30项高超声速飞行器研制计划的进展情况和所取得的成果,从中可以看出国外高超声速飞行器的发展水平和趋势。     

盘点日本的高超声速计划

介绍了日本近年来主要高超声速计划的发展历程及在研情况, 包括HOPE-X、升力体飞行试验、 HyShot计划、高超声速空气涡轮发动机的飞行试验以及下一代超声速/高超声速飞机及其推进系统等.     

美国高超声速生产加速器设施方案的分析与研判

本文分析了美国国防高级研究计划局(DARPA)资助美国应用科学与技术研究组织(ASTRO)启动"高超声速生产加速器设施"(HPAF)方案研究的背景动因,从技术推动和需求牵引两个维度解释了美国选取超燃冲压发动机推进的高超声速巡航导弹作为HPAF量产装备的原因;从供应链布局模式、基建投资与运营模式以及制造设备与工艺更新周期...     

美国空军拟定新的高超声速飞行计划

美国空军一直希望在高超声速推进系统方面取得突破性进展。日前,美国空军宣布,它将在2006年进行HyTech超燃冲压发动机的一系列飞行试验。这些试验将是美国空军有史以来首次在飞行中演示吸气式高超声速推进系统。     

机身/推进系统一体化高超声速飞行器冷却性能分析

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。     

美俄高超声速武器发展研究综述

随着俄罗斯匕首、锆石等高超声速武器飞速发展,非对称作战逐渐成为未来新型作战样式以及影响各国全球战略威慑的重要因素。主要介绍了近期美俄高超声速武器研究和试验情况,分析了各型号高超声速助推滑翔导弹、高超声速吸气式导弹和高超声速飞机的作战性能、战略用途以及发展联系。在此基础上,论述了未来高超声速飞行器发展过程中超燃冲压发动机与组合循环动力系统、热防护结构设计与高温材料应用和制导与控制等关键技术面临的难题,介绍了相关技术的研究进展并作出展望。     

高超声速二维进气道多目标优化

从方案论证角度,对高超声速进气道的多目标优化问题进行了分析,对马赫数6的单点工作的进气道提出了以总压恢复系数和进气道喉道马赫数为优化目标,以流量系数为约束条件,对马赫数4.5－6工作的进气道提出了以马赫数6状态的总压恢复系数和喉道马赫数为优化目标,以马赫数6状态的流量系数、马赫数4.5状态的流量系数以及马赫数4.5状态的喉道马赫数为约束条件。同时,给出了一种二维进气道参数化方法和性能计算方法。在此基础上,采用遗传算法进行优化,获得了二维进气道的多目标优化结果,结果表明采用本文方法对高超声速二维进气道进行优化设计是切实可行的。     

X-43A为高超声速技术带来希望

在 2 0 0 4年 3月 2 7日成功地进行了Ma =7的以超燃冲压发动机为动力的X 4 3A飞行试验后 ,NASA正在制定一项新的高超声速计划。除了今年晚些时候X 4 3A的Ma =10的飞行试验 ,NASA已经取消了所有高超声速技术的研究资金 ,新计划在2 0 0 6财年开始将与其它 7个计划方案竞争以获得NASA的资金。NASA格伦研究中心旋转涡轮加速器 (RTA)计划将与通用电气公司合作开发Ma =4 +的涡轮发动机 ,这也在备选方案之中。如果新的高超声速计划获得了支持 ,该计划将再次受到关注。NASA下属的 4个机构参与了高超声速技术的研究 :爱密斯研究中心、德…     

俄罗斯继续研制高超声速推进系统

长期以来, 俄罗斯国防部一直在为高超声速推进系统研究项目提供经费支持. 目前, 俄罗斯中央航空发动机研究院正在为亚燃/超燃冲压发动机开发试验硬件, 同时还在进行脉冲爆震发动机的效能研究.     

基于替代模型的高超声速进气道优化

对二维高超声速进气道运用基于替代模型的优化策略,采用拉丁超立方试验设计法选择样本点．采用二维粘性CFD方法计算进气道流场来建立样本数据库。比较了多项式响应面、Kriging模型、BP神经网络和径向基神经网络的运用效果。不同替代模型对特定优化问题的运用效果有一定差异,对高超声速进气道优化。多项式响应面和Kriging模型更有效．替代模型的不断更新有利于获得性能更优的设计。优化进气道总体性能有所改善,提高了来流捕获和压缩能力,且可以进一步减小总压损失．但同时也增大了进气道阻力。