国外高超声速飞行器发展概况

<正>随着世界军事格局发生深刻变革,战争日益由传统以人为主体的作战模式转换到无人参与的作战模式,因此各国均把速度更快、机动能力更强的高超声速飞行器技术作为未来重点发展的研究方向。近年,国外临近空间飞行器技术发展迅速,美国X-51A计划和"兵力运用与本土发射"(FALCON)高超声速飞行器计划取得显著成果1引言临近空间高超声速飞行器作为新一代进攻型武器,是美国全球快速打击的重要组成部分,以临近空间武器为代表的全球快速打击武器成为支撑美国新"三位一体"战略中"非核远程打击"的重要选择。临近空间武器将在未来作战中充当"开路先     

基于非开普勒轨道的高超声速临近空间飞行器自主天文导航研究

针对航天器自主导航方法不适合高超声速临近空间飞行器的问题, 研究了基于非开普勒轨道的高超声速临近空间飞行器自主天文导航方案. 论述了基于非开普勒轨道的自主天文导航机理, 通过对高超声速临近空间飞行器受力分析, 建立了动力学方程; 利用矢量倒数法则推导出空间运动方程; 设计了基于非开普勒轨道的状态模型和基于星光折射间接敏感地平的观测模型, 采用卡尔曼滤波进行了仿真验证. 仿真结果表明, 基于非开普勒轨道的高超声速临近空间飞行器自主天文导航可达到较高的位置和速度精度.      

折叠式变体飞行器轨迹优化及控制分析

针对临近空间高超声速飞行器存在的问题，设计了一种折叠翼飞行器，可以通过折叠机翼来适应各种飞行状态，保持最优的气动特性。并针对临近空间滑翔式高超声速的特点，采用高斯伪谱法对固定翼飞行器和折叠翼飞行器的轨迹优化，通过将折叠翼飞行器与传统固定翼飞行器在射程能力、规避热流能力方面进行对比，提出了一种综合目标的轨迹优化思想。设计的折叠翼飞行器相比传统固定翼飞行器性能更加优越，更适合临近空间环境，提高了17.67%的航程，减少了热流率峰值的35.72%，并通过控制系统的设计和仿真加以验证，仿真结果表明变体飞行器机动能力相比固定翼飞行器有了显著的提高。     

基于模型迁移方法的高超声速飞行器建模

高超声速飞行器的研发是一个小批量多批次的过程。为了降低实验成本缩短建模周期,引入了模型迁移方法计算具有相似外形的高超声速飞行器的气动参数。首先研究了一种评价飞行器气动外形间仿射相似度的方法,当相似度满足要求时,可使用模型迁移方法计算新飞行器的气动参数。接着基于高超声速相似律,使用基飞行器的气动参数对新飞行器气动参数初次迁移。当初次迁移结果不能满足建模精度要求时,应用偏差校正的方法对迁移过程修正。最后为了消除飞行高度对高超声速流黏性的影响,引入高超声速边界层理论迁移飞行器不同高度上的气动参数。通过对仿真结果的分析,验证了模型迁移方法对具有相似外形的高超声速飞行器建模的有效性。      

美军发展高超声速武器再升温

正国内外媒体高度关注的高超声速武器基本是两类:以超燃冲压发动机为动力的巡航导弹和高超声速助推滑翔飞行器。对于前一类飞行器,美军的高超声速试验飞行器X-51A先后进行了4次飞行试验。2013年5月,美国的高超声速试验飞行器的最后一次飞行,达到飞行速度超过5,在这个速度下飞行了210秒。2010年4月和2011年8月,美国的高超声速试验飞行器HTV-2的两次飞行试验,均告     

基于智能图搜索的滑翔式高超声速飞行器路径规划方法

研究了高超声速飞行器在线路径规划问题。首先建立滑翔式高超声速再入飞行器动力学模型,在此基础上综合考虑高超声速飞行器在飞行过程中的动压约束、热流约束、过载约束等,对动力学模型进行解析计算,分析再入走廊,并进一步分析形成滑翔式高超声速飞行器的覆盖区域。基于飞行器覆盖区域并结合工程应用需求,提出速度分段的高超声速飞行器可达区域计算方法,确定在不同终端速度约束下的高超声速飞行器可抵达区域。并以此为基础,以各个速度分段的终端速度为节点,提出基于启发式路径搜索算法的分段路径规划方法,通过变步长图搜索算法可在飞行过程中在线确定各个速度分段区间的终点,完成分段路径搜索规划。最后通过数值仿真验证了所提出路径规划方法的有效性,结果表明,所提出的方法计算效率高,能够有效规划高超声速飞行器的机动飞行轨迹,具有一定的工程应用前景。     

毫米波大气窗口在临近空间等离子体鞘套中的传播特性

针对飞行器再入和以高超声速在临近空间飞行时出现的通信黑障问题,依据RAM C提供的飞行试验数据建立等离子体鞘套模型,通过数值计算分析了等离子体厚度及等离子体碰撞频率和等离子体电子密度等参数对毫米波大气窗口传输的反射和衰减特性.综合分析表明,可以采用大气窗口35 GHz所在的Ka波段作为临近空间主通信平台,辅以大气窗口0.22 THz所在的太赫兹波段天基中继平台,以期实现飞行器在临近空间飞行时的实时测控.     

高超声速飞行器命中精度高准确度评估

为科学合理地评估高超声速飞行器的命中精度, 提出了一种基于误差谱的高超声速飞行器命中精度高准确度评估方法。对获得的高超声速飞行器命中精度数据进行预处理, 得到该数据的落点偏差。构建算术平均误差、均方根误差、调和平均误差、误差中位数、误差众数、几何平均误差和迭代中距误差评估指标来反映高超声速飞行器命中精度的性能。分别建立高超声速飞行器命中精度评估模型及其可信度模型。通过实例验证所提评估方法的正确性和合理性。仿真结果表明:所提方法不仅能给出高超声速飞行器命中精度的评估结果, 还能给出该结果的可信度。研究工作为高超声速飞行器命中精度的高准确度评估提供了新的科学评估方法。      

考虑射程损失的高超声速飞行器突防弹道分析与设计方法

研究了高超声速飞行器突防机动造成速度损失进而影响射程的问题。高超声速飞行器在面对拦截威胁时需要靠自身机动进行躲避,而机动躲避将会使得飞行状态产生偏离,进而影响高超声速飞行器射程。针对此问题,首先分别建立弹道式和滑翔式高超声速飞行器运动学和动力学模型,然后考虑突防机动过程中造成的速度、弹道倾角等弹道参数变化,分别对弹道式和滑翔式高超声速飞行器的射程与弹道参数关系模型进行构建,得到突防机动-射程变化关系。之后, 通过数值仿真对突防机动-射程变化二者之间的关系进行验证,结果表明弹道式和滑翔式高超声速飞行器的机动均会导致射程变化,且变化规律与理论分析基本一致,验证了所提出突防机动-射程变化模型的正确性和有效性。最后,基于突防机动-射程变化模型,针对两种高超声速飞行器分别给出对射程变化影响较小的突防机动策略,为提升飞行器飞行性能提供理论和方法基础。     

印度首次试射高超声速飞行器

正近期,据印度媒体报道,印度在本国东海岸进行了首次高超声速技术验证飞行器测试。该项目已持续数年,本次测试将为印度高超声速飞行器研制提供重要的数据支撑。有军事专家表示,尽管此次试射的结果扑朔迷离,但无疑彰显了印度在高科技领域追赶世界大国的决心。不甘落后加快步伐近年来,随着高超声速技术不断被突破,高超声速飞行器已经从概念和原理探索阶段进入到了以高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机等为应用背景的技术开发阶段。     

喷流制冷的高超声速后台阶流场气动光学效应研究

近年来,临近空间的军事应用价值受到了越来越多的关注。为了研究高超声速飞行器典型后台阶结构的气动光学问题，采用研究稀薄气体动力学的直接模拟蒙特卡洛算法(DSMC)研究了临近空间不同喷流控制下的后台阶流动特性，并采用光线追踪方法研究了不同流动控制下流场的气动光学效应。计算结果表明，随着飞行高度增加，壁面热流将增加，同时气动光效应将变弱。在四种喷流冷却方式中，喷流方式A的冷却效果最好，同时没有增加气动光学效应，B、D方式具有一定的冷却效应，但使得气动光学效应更加严重。     

基于多滑模控制器融合的高超声速飞行器再入段跟踪控制方法

针对高超声速飞行器再入段滑模跟踪控制存在的抖振剧烈问题,提出一种基于多滑模控制器融合的跟踪控制方法.该方法采用动力学模型对高超声速飞行器再入过程进行描述,建立高超声速飞行器的攻角、侧滑角和倾斜角跟踪控制方程,结合准二阶连续滑模控制器和超螺旋滑模控制器对再入段进行分阶段的跟踪控制,分别削弱抖振影响,提高跟踪控制性能.通过模型仿真对所提跟踪控制方法的有效性和可行性进行验证,结果表明该控制方法可有效实现高超声速飞行器的轨迹跟踪,在控制力矩响应和姿态角速度跟踪误差积分值上较传统方法具备明显优势,可有效抑制抖振,提升飞行稳定性.     

基于STK的高超声速飞行器可视化仿真平台研究

 论证了利用STK软件建立高超声速飞行器可视化仿真平台的可行性,研究了创建高超声速飞行器结构模型以及模拟其所处空间地理环境的方法,提出了利用STK/Connect模块功能实现分布式实时可视化仿真的策略,仿真结果表明基于STK的仿真平台能够满足任务需求。     

高超声速伸缩式变形飞行器再入制导方法

针对高超声速变形飞行器再入制导问题,提出了一种采用伸缩式机翼的高超声速变形飞行器外形方案,建立了含有展长变形量的气动模型和动力学模型。将该变形飞行器的展长变形量扩展为控制变量,分析了倾侧角、展长变形量和终端航程、高度之间的关系。在此基础上,利用倾侧角和展长变形量在线预测剩余航程和终端高度,通过数值方法校正2个控制量以满足航程约束和高度约束,通过航向角走廊确定倾侧角符号。仿真结果表明:该变形飞行器再入制导方法制导精度高,相比于传统固定外形飞行器终端约束能力更强、轨迹更加平滑,且在扰动条件下具有一定鲁棒性。      

高超声速飞行器纵向系统鲁棒协调控制器设计

飞行器在高超声速阶段,强非线性耦合与不确定性问题给飞行控制系统的设计带来了巨大的挑战。为了研究高超声速飞行器纵向控制系统中的间耦合关系,基于高超声速纵向非线性模型,对其状态变量组与输入变量组进行了耦合采样分析。同时考虑到系统的不确定性提出了一种分层鲁棒协调控制策略。对高超声速纵向的高度和速度子系统设计鲁棒与耦合补偿控制器,对姿态子系统设计鲁棒与耦合转换控制器。利用Lyapunov稳定性理论来分析整个闭环系统的稳定性。仿真表明该控制方法可以有效的应对纵向系统间的强耦合问题。     

热解气体燃烧对炭化复合材料烧蚀热响应影响规律

在近空间高超声速飞行器飞行时间长、马赫数不断增加的发展趋势下，热防护与轻量化的矛盾越来越突出。基于此，开展了热解气体燃烧对炭化复合材料表面烧蚀影响的相关数值模拟研究，并与风洞试验结果进行了对比。结果表明：热解气体的燃烧可降低炭化复合材料表面的烧蚀厚度，并且随着气动热的增加，热解气体燃烧对材料表面碳的保护作用越来越明显。研究成果可为下一代近空间高超声速飞行器热防护系统的优化设计提供技术支撑。     

高超声速飞行器热流密度/分层温度/碳化层研究

受试验设备能力限制,地面风洞无法完全模拟高超声速飞行器临近空间热环境。文章采用在飞行器表面开孔安装长时耐高温热流传感器直接测量热流密度的方法,国内首次获得Ma12以上高超声速飞行器表面热流密度时变数据和边界层转捩特征。实测热流值与理论预示值规律相同,两者偏差小于20%。针对树脂基材料导热微分方程中虽考虑了热解吸热项,但未考虑导热系数随温度变化情况,采用在树脂基材料导热微分方程中加入物性参数随温度变化项的方法,计算了飞行器热防护结构内部分层温度和碳化层厚度,并与实测结果进行了比较,不考虑树脂热解特性和材料物性参数随温度变化,理论值高于实测值,最大偏差275~320℃;考虑热解特性和物性参数随温度变化情况,计算值与实测值最大偏差小于70℃。     

再入飞行器制导与总体参数的一体化设计

研究高超声速再入飞行器制导/总体参数一体化设计问题.论述飞行器总体设计中气动特性、姿控能力、防隔热水平、伺服能力、质量、结构强度、战标等总体参数对制导的影响,指出高超声速再入飞行器外形及制导的特点决定了在概念设计、方案设计阶段就需要考虑制导需求.以某飞行试验为背景,开展制导总体方案论证,协调飞行器总体参数与制导方案,给出高超声速再入飞行器制导/总体参数一体化设计的途径,为再入飞行器的工程研制提供思路.     

临近空间飞行器

在ORS发展中,美军首次将临近空间飞行器与战术星、及时响应运载器统一纳入一个军事航天大系统中,提出由战术星、临近空间飞行器和及时响应运载器共同组成"联合作战空间"。超高空长航时无     

人类何时才能突破高超声速屏障

高超声速飞行在广义上可泛指在大气层中马赫数大于5的飞行。在这个意义上,飞船、航天飞机(包括美国的X-37B)、导弹的再入段,都有一段是高超声速飞行,包括它们的上升段,也有一段是高超声速飞行,但它们都没有进行高超声速巡航,遇到的问题相对简单。在本文中我们着重讨论用吸气式发动机在大气层中进行高超声速巡航的飞行器,以及用火箭助推到高空然后滑翔