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本文针对标准10°圆锥在不同攻角下边界层的转捩和流动分离现象进行了试验研究.在高超声速情况下,应用表面热膜试验技术测得了10°圆锥在不同攻角下的壁面摩擦应力和动态信号数据.试验研究结果表明表面热膜技术可以成功地应用到高超声速的边界层研究中.所得到的数据有助于正确理解高超声速的边界层的特性.特别是驻点线上,边界层的发展有其特殊的规律. 相似文献
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临近空间高超声速飞行器测控通信的需求及策略分析 总被引:3,自引:1,他引:2
对运行在临近空间的高超声速飞行器,由于其速度快、加速度大、距离跨度大等特点,对其试验及运行过程中的遥测遥控通信问题是一个关键难题。从临近空间的概念、特点出发,结合高超声速飞行器飞行状态、环境,分析了对试验过程中测控通信技术的需求,给出了分析结论及初步应对策略,可对有关高超声速飞行器的测控系统设计提供参考输入。 相似文献
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美国典型高超飞行器项目研发及启示 总被引:1,自引:0,他引:1
简要回顾了美国典型高超声速飞行器项目及其动力系统发展的历程,分析了其发展的态势、经验和教训。美国始终将高超声速技术作为航空航天事业发展的重要领域,高超声速飞行器和动力技术方案与国家战略及应用背景密切相关。为了降低技术风险,采取了多方案并行的研发模式。高超声速技术的研发应充分重视顶层设计,注重技术的继承性,发挥不同单位的技术优势,加强基础研究、关键技术攻关和实验设施建设。 相似文献
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高超声速气动加热会严重影响飞行器结构的颤振特性,本文开展了采用分布式压电驱动器的热颤振主动抑制方法研究。以某飞行器小展弦比翼面为研究对象,进行了常温和热载荷边界条件下的结构振动和颤振分析。在此基础上,对频域非定常气动力进行有理函数拟合,建立包含压电驱动器的翼面耦合结构系统状态空间形式的运动方程;对典型热载荷边界条件下的被控对象设计颤振主动抑制控制律,分别设计出LQG及PID控制器;对比分析了系统开、闭环颤振特性。结果表明,通过主动控制律的实施,达到了热颤振主动抑制的目的,验证了这种颤振主动抑制方法的有效性 相似文献
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2013年,国外高超声速技术保持快速发展态势。美国成功地进行了X-51A的第4次飞行试验,实现超燃冲压发动机技术的重大突破;洛马公司提出新型高超声速飞机SR-72的研制计划,国防高级研究项目局(DARPA)发布“试验性空天飞机”(XS—1)招标公告,继续拓展高超声速飞行器的未来应用。 相似文献
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1700℃有氧环境下高超声速飞行器轻质防热材料隔热性能试验研究 总被引:1,自引:1,他引:0
文章针对高超声速飞行器需面临极端高温有氧热环境以及舱体表面单侧面受热的特点,建立了由硅钼发热体作为热源的红外辐射式超高温、时变、单侧面加热试验测试系统,开展了高达1700℃的有氧环境下高超声速飞行器轻质防热材料的隔热性能试验。另外,为了研究和优选高效隔热方式,对高超声速飞行器用单层轻质陶瓷隔热材料和陶瓷/纳米材料叠层复合结构在1700℃高温有氧环境下的隔热特性进行了试验测试;通过试验结果的对比分析,发现陶瓷/纳米材料复合叠层结构比单层轻质陶瓷材料的隔热效果提高近50%。 相似文献
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发展高超声速武器是2010年的一个热点2010年,世界武器装备发展的一个热点是所谓的高超声速武器。高超声速飞行是指飞行器的飞行马赫数大于5的飞行。美国发展以超声速燃烧冲压发动机为核心的高超声速技术,自上世纪50年代末开始,已经50多年了。在这过程中,它的发展态势一直是时高时低,不大顺利。其困难之处,就在于超燃冲压发动机的工作,就像要在12级飓风中点燃一支蜡烛一样困难。2010年5月26日,美国空军研制的高超声速巡航导弹的验证飞行器X-51A进行了飞行试验。 相似文献
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为了协助美国空军高超声速技术发展战略的制订,本文评估了作战部队对高超声速武器系统的潜在需求和研制各种高超声速武器系统方案所需要的技术,这项评估包括选取一些可能解决已查明的作呀部队短缺问题的高超声速系统方案和评估实施这些方案所必需的各项技术,然后根据每一种技术在满足用户需求和方案中记分次数的多少加以排队,以确定该项技术的普遍适用程度。研究结果表明,高超声速系统能够满足大量的用户需求,高超声速系统固有 相似文献
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超高速防空导弹结构防热技术 总被引:10,自引:0,他引:10
介绍了高超声速导弹结构防热技术的发展现状,根据新一代超高速防空导弹气动加热特征,讨论了防空导弹弹体结构,包括天线罩,弹身各舱段,弹翼和空气舵的结构热防护技术以及相关的热结构分析与试验技术。 相似文献
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印度计划在2009年发射一枚可重复使用运载火箭的技术演示器。它将垂直发射进入大气层,然后飞出致密大气。通过演示器的发射试验高超声速气动力学、热防护系统以及其他技术。首次飞行将不对技术演示器进行回收,但将通过遥测获取大量数据。 相似文献
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《宇航学报》2017,(9)
针对我国低成本高超声速试验火箭的需求,提出一种基于简易反作用控制系统(RCS)的进动和章动同步控制方法,实现高空旋转火箭的大范围姿态调整和再入姿态控制。该方法采用单喷管且喷气冲量固定的RCS执行机构,通过对旋转火箭在RCS间歇作用下动力学演进过程分析,建立了体现进动、章动耦合效应的状态空间模型和系统稳定条件,设计了开关控制策略。利用姿态角和角速率构建反馈信号控制RCS喷管开启,使姿态角满足要求。理论仿真表明:在RCS喷气冲量矩相对误差为26.7%,自旋角速度变化范围为2.0~4.0 r/s的条件下,仍然可以实现大范围俯仰角调整(+10°~-60°)。该方法可以应用于我国低成本高超声速试验火箭,推动高超声速研究性飞行试验广泛开展。 相似文献