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当飞行器在大气层中以高超声速飞行时,在下游形成的等离子体尾迹有可能引起雷达散射截面(RCS)突增现象,影响飞行器的探测、跟踪和识别。在自由飞弹道靶上开展高超声速模型流场特性试验研究,测量不同马赫数和靶室压力下模型尾迹的流场结构和转捩位置,利用转捩准则对试验结果进行分析,讨论了转捩位置变化对高超声速飞行器RCS特性产生的影响。结果表明:模型特征尺寸、飞行马赫数和压力等是影响转捩位置的主要参数;尾迹对高超声速飞行器RCS的影响非常复杂,将改变RCS大小,使雷达成像变模糊甚至产生假目标。 相似文献
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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。 相似文献
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边界层转捩是高超声速飞行器在研制过程中必须考虑的重要空气动力学问题,对飞行器的控制和防热设计具有重要影响。介绍了美国HTV-2项目和相关的HIFiRE-5项目在地面试验阶段针对边界层转捩问题所做的数值仿真和地面风洞试验,总结了美国在高超声速边界层转捩研究方面的主要特点。 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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边界层转捩在高超声速飞行器外形设计中的应用 总被引:2,自引:0,他引:2
介绍了吸气式高超声速飞行器边界层转捩的特点及在设计环境方面的影响. 讨论了美国高超声速计划飞行器的外形选择从轴对称演化到尖劈状外形的过程. 分析了钝头体前缘钝化程度、壁面温度、逆压梯度对转捩的影响. 研究了来流马赫数、雷诺数、攻角对飞行器驻点气动热的影响. 使用基于线性稳定模型的emalik程序计算了转捩现象. 相似文献
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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。 相似文献
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基于工程快速计算方法的高超声速高升阻比飞行器气动特性研究 总被引:2,自引:0,他引:2
基于工程快速计算方法研究了高超声速高升阻比飞行器过渡流区气动特性.首先应用一与所研究飞行器相近气动布局作为验证外形,对连续流区牛顿类高超声速工程快速计算方法在高超声速高升阻比飞行器上的计算精度进行了评估.研究表明,高超声速工程快速计算方法在其应用范围内,对高超声速高升阻飞行器的气动特性具有较高的预测精度,可以满足工程设计需要.最后,在连续流区使用同样的计算方法,同时考虑高空稀薄气体效应,通过所建立的桥函数给出了所研究高超声速高升阻比飞行器过渡流区的气动特性. 相似文献
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高超声速飞行器翼面气动加热、辐射换热与瞬态热传导的耦合分析 总被引:2,自引:0,他引:2
为准确预测高超声速飞行器翼面的热环境以利于飞行器的设计。通过数值算例验证了基于参考焓法的气动加热工程算法的可行性;提出了一种高超声速飞行器三维翼面的气动加热、辐射换热、瞬态热传导的准定常耦合求解方法,通过与非耦合的气动加热、辐射换热及瞬态热传导方法相比,指出考虑耦合求解的必要性。在飞行器典型弹道飞行条件下,该耦合求解方法考虑气动加热、辐射换热、结构热传导耦合效应,实现了高超声速三维翼面温度的准确预测,该方法可用于高超声速飞行器气动热分析及热防护设计。 相似文献
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基于试验设计和响应面近似的高超声速巡航飞行器多学科设计优化 总被引:7,自引:0,他引:7
建立了基于试验设计理论和响应面近似的超燃冲压发动机推进的高超声速巡航飞行器多学科设计优化方法。首先建立外形尺寸、质量估算、气动力性能、气动热性能和推进性能学科的分析模型。模型考虑了学科间的耦合效应,结合弹道方程,形成了飞行器的总体性能模型。然后分别采用D—Optimal设计、Taguchi设计和均匀设计选择设计点,通过多机并行计算完成高超声速巡航飞行器性能分析。根据分析结果,构造响应面近似模型。通过响应面近似模型的优化,完成了高超声速巡航飞行器的多学科设计优化。计算表明,基于试验设计的多学科设计优化方法可以用于高超声速巡航飞行器的优化设计。 相似文献
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姚宗信 《导弹与航天运载技术》2007,(3):14-19
为了获得起飞质量最轻的飞行器概念方案,以3种不同动力组合的高超声速飞行器为比较对象,设定统一的优化约束条件。根据功能原理,建立基于飞行性能评估的高超声速飞行器总体参数优化方法,并开发专门软件进行优化计算。最后,通过分析计算结果,给出了3种高超声速飞行器方案的对比结论。 相似文献
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弹性高超声速飞行器预设性能精细姿态控制 总被引:3,自引:1,他引:2
将反演控制技术、预设性能控制和神经网络相结合,研究设计巡航飞行的高超声速飞行器精细姿态控制器。研究中考虑了高超声速飞行器弹性形变对飞行攻角的影响,引入诱发攻角的概念来刻画气动弹性对飞行器的影响;在考虑弹性的情况下,利用预设性能的设计来满足精细姿态控制的指标要求,同时可以兼顾系统的瞬态性能;利用全局调节动态神经网络在线逼近诱发攻角方程中的未知项,利用Lyapunov稳定性理论得到神经网络权值、中心点和影响范围的自适应调节律,引入鲁棒项来处理神经网络逼近误差的影响,最终设计出考虑气动弹性情况下的高超声速飞行器预设性能精细姿态控制器。通过Lyapunov稳定性理论证明了系统的稳定性以及闭环系统所有信号均有界,仿真分析验证了所设计的控制器能够使系统跟踪误差满足预设性能的要求,以此实现姿态精细控制。 相似文献
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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. 相似文献