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以高超声速飞行器头部外形设计的变迁为背景,介绍了高超声速飞行器热防护系统的发展历史与现状,探讨了高超声速飞行器热防护系统的发展趋势。 相似文献
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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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针对现有天基红外预警卫星对临近空间高超声速巡航飞行器的可探测性分析和未来天基红外预警卫星规划建设对临近空间高超声速巡航飞行器的光学特征数据需求,采用高超声速空气动力学、燃烧学、传热学、气体辐射理论等相结合的计算分析方法,研究类X-51A高超声速巡航飞行器在典型飞行状态下的流场参数、本体温度、红外辐射光谱及红外辐射亮度和红外辐射强度。结果表明:类X-51A高超声速巡航飞行器辐射特征受飞行时间及弹道影响,本体红外辐射受气动加热影响明显,以航空煤油为燃料的飞行器喷焰红外辐射以CO2、H2O、CO的1.52 μm、2.68 μm、 4.39 μm辐射带特征最为显著;在包含CO2、H2O、CO分子强特征辐射谱的窄带总辐射中,喷焰辐射是主要贡献,而在非喷焰特征辐射谱带内的总辐射中,飞行器本体辐射占主导。 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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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
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针对高超声速飞行器仿真模型是否可信的问题,在对常用模型验证方法优缺点与适用范围分析的基础上,提出高超声速飞行器仿真模型验证方案.采用时、频域方法,对高超声速飞行器仿真模型进行验证,得出仿真模型的可信度.实验结果表明,采用时、频域分析方法,为高超声速飞行器仿真模型的可信度评估提供了一种较为有效的方法和途径. 相似文献
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高超声速飞行器具有高度非线性,并且输入输出之间存有耦合.传统控制方案中的线性化处理方法有严重的局限性.采用状态反馈线性化方法对高超声速飞行器纵向模型输入输出线性化,并结合最优控制理论设计控制系统,以求提供满意的非线性解耦控制能力,维持良好的纵向稳定性能.基于某常用的高超声速飞行器模型的仿真研究表明该方案能够使飞行器有效... 相似文献