高超声速实验技术

讨论了高超声速飞行任务对实验的要求,提出了气动预测方法学和流场校测标准,评述了常规高超声速风洞和测试技术的发展。     

高超声速武器是美军摆的迷魂阵吗？

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。     

新型高超声速飞行器的气动设计技术探讨

气动技术是高超声速飞行器的重要支撑技术。目前高超声速飞行器迅速发展,飞行器向外形 复杂化、大气层滑翔飞行方向发展。高超声速飞行器飞行时间加长,飞行距离延长。新型高 超声速飞行器的迅速发展向空气动力学领域提出了众多高难度的问题,需要研究新的技术加 以解决。结合高超声速飞行器发展的方向和一些典型项目的气动需求,针对高超声速飞 行器可能的新型气动布局和相应的气动设计技术进行了探讨。
     

美国高超声速导弹现状及发展趋势研究

近年来,美国多措并举,大力推动高超声速武器研制进程,同步发展多个高超声速导弹项目。为深入了解美国高超声速导弹的最新发展情况,明确其未来发展方向,本文对美国在研高超声速滑翔导弹和高超声速巡航导弹项目进行了全面梳理,并总结技术发展特点,研判发展趋势。     

高超声速跳跃飞行武器研究

介绍了高超声速跳跃飞行武器的基本概念和发展历程。阐明了弹道一升力式和跳跃式再入大气层返回轨道两种沿大气层跳跃飞行轨道技术的原理、实现途径，以及高超声速跳跃飞行武器的基本特性。此外还分析了美国Demo方案中高超声速航天飞机的主要用途、性能参数及主要的关键技术。     

航天高超声速颤振试验填补国内技术空白

近日，由中国航天科技集团公司十一院1所设计的高超声速颤振试验完成了首次吹风试验。这是我国首次开展的高超声速风洞颤振试验，填补了国内相关技术的空白，结束了国外对此类试验技术长达60多年的垄断。此次试验对于我国新型高超声速飞行器设计研究、特种试验技术发展具有重要意义。     

近空间高超声速飞行器惯性导航系统Simulink仿真研究

近空间高超声速飞行器具有高动态性特点,能实现精确打击,要保证其高精度,导航系统是关键。惯性导航技术具有可靠性好、输出连续的优点,是近空间巡航飞行器的核心导航系统。本文利用Simulink与M语言结合完成对近空间高超声速飞行器惯性导航系统的仿真研究。构建了近空间高超声速飞行器惯性导航系统的Simulink仿真模型,通过对静基座下的惯导导航误差进行分析,验证了仿真系统的正确性。对近空间高超声速飞行器的航迹进行了仿真,分析了飞行速度对向心加速度及哥氏加速度的影响,对开展近空间高超声速飞行器惯性导航系统的研究具有良好的参考意义。     

国外高超声速组合推进技术概述

推进技术是高超声速武器的核心技术,以超燃冲压发动机为基础的高超声速组合推进技术是高超声速武器的首选动力方案。本文介绍了几种以超燃冲压发动机为基础的组合推进方案,并简要介绍了美国、日本以及印度的技术发展现状。     

高超声速飞行器雷达散射截面分析

为完善高超声速飞行器（HCV）雷达散射截面（RCS）的工程计算方法，综合应用几何光学法（GO）、物理光学法（PO）、等效电磁流法（MEC）等高频近似方法计算飞行器各散射中心的RCS贡献。结合理想二面角反射器RCS的经验公式，提出等效照明面积概念，并用于计算翼身组合段的RCS。采用后向面判别法和深度缓冲器算法分析面元之间的遮挡关系，计算了整个高超声速飞行器的RCS。计算结果与矩量法结果吻合，可满足工程分析和飞行器多目标优化设计的需要。     

美国典型高超飞行器项目研发及启示

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。     

美国高超声速技术的发展与展望

高超声速技术是许多航空航天新技术的集合 ,它的发展将对世界安全、宇宙空间资源开发及相关学科产生重大影响。本报告介绍了美国取得的主要研究成果 ,进行了历史性的经验教训总结 ;重点对美国最新发展计划的内容进行了述评 ;分析了美国开发高超声速技术的战略选择及对世界安全形势带来的影响。最后阐明了高超声速技术全球化将会引发新一轮军备竞赛。     

高超声速飞行器建模与控制的一体化设计

针对高超声速飞行器纵向模型具有非线性、强耦合及不确定性等特点,提出 高超声速飞行器建模与控制一体化设计方法。该方法首先以具有典型结构的高超声速飞行器 几何外形为研究对象,结合高超声速空气动力学的有关理论,建立飞行器的非线性纵向模型 方程;然后在不同飞行条件下获取多个平衡点,分析飞行的气动特性,进而在每一个平衡点 上设计具有非线性解耦控制能力的控制器,并将得到的多平衡点控制参数结合起来,进行插 值计算,实现多平衡点的连续飞行;最后的仿真结果表明,本文提出的方法是切实可行的。
     

嵌入式大气数据测量系统技术研究进展

针对高超声速飞行器大气数据测量问题，对嵌入式大气数据测量系统(FADS)技术研究背景、发展历程、国内外研究现状等进行了概括。重点围绕FADS关键技术、FADS解算算法及面向FADS/INS组合测量系统信息融合算法方面，对FADS技术进行了深入的剖析。最后，展望了FADS技术未来的发展方向及应用前景。     

基于自适应控制的近空间高超声速飞行器研究进展

综述了高超声速飞行器数学建模与自适应控制技术。在概述典型数学模型基础上,着重概述了模型参考自适应控制、浸入-不变集非线性自适应控制、自适应动态面反步控制、自适应滑模控制、自适应模糊滑模控制和神经网络自适应控制等多种自适应控制技术在高超声速飞行器中的应用与研究。对高超声速飞行器自适应容错控制技术现状,自适应控制在高超声速飞行器飞行测试中的应用情况进行概述。总结了高超声速飞行器的当前研制项目和技术现状,重点展望了若干种鲁棒非线性自适应控制技术。与已有综述相区别,重点概述自适应控制在解决高超声速飞行器鲁棒、稳定、切换、协调等关键控制问题的研究进展。     

临近空间高超声速飞行器关键技术及展望

随着各国对提高军队通信、反应和作战能力的需求与日俱增,发展临近空间高超声速 飞行器技术的重要性愈发明显。综述了临近空间高超声速飞行器国内外的发展现状与趋 势,系统全面地分析了发展临近空间高超声速飞行器的关键技术,包括总体设计技术、气动 力和气动热技术、高温长时间热防护技术、高精度GNC技术、有效载荷抛撒技术以及发动机 技术。在此基础上,最后提出了适合我国国情的临近空间高超声速飞行器技术的发展设想。
     

基于HIFIRE-5外形的高超声速飞行器

采用数值仿真方法,开展了高超声速飞行器（HIFIRE-5）的流场特性计算研究,精确捕捉高超声速流场中的波系、背流面横向流动及表面流动现象,并对激波及横向流动其机理进行了详细分析。结果表明,所用数值计算方法有效,横向流动和横流失稳是产生流场三维涡系结构的主要原因,该认识可为类似外形高超声速飞行器的气动外形设计、优化及气动特性分析提供参考。     

用空间推进算法模拟高超声速进气道流场

在有限体积法框架下，采用空间推进算法SSPNS（Single-Sweep Parabolized Navier-Stokes Algorithm）求解抛物化NS方程（即PNS方程），在流向采用LU—SGS隐式积分，而横向无粘和粘性通量则分别采用AUSM系列格式和中心格式计算。用该方法对1个二维高超声速进气道和2个三维高超声速进气道流场进行了数值模拟，得到的流场波系结构、壁面压力及传热系数分布与文献中相关数值解和实验数据基本一致，表明SSPNS法能够准确地模拟超燃冲发动机进气道内的高超声速流动。对比研究表明，SSPNS法与求解FNS（Full Navier＼lStokes Equations）方程的传统时间迭代法相比，二者计算精度相当，而SSPNS计算速度快1～2个量级，存储量至少低1个量级。本文的研究为CFD在超燃冲压发动机部件及一体化优化设计中的集成，以及大型高超声速工程流动的高效计算，打下了良好的基础。     

临近空间高超声速目标及其防御

介绍了美国临近空间高超声速飞行器的发展历程,分析了临近空间高超飞行器的战略意义和目标特性.根据临近空间高超声速目标对防御系统预警能力时间性、高速机动目标精确探测、拦截弹机动过载和高精度制导控制等要求,阐述了预警探测系统、指挥控制系统和拦截武器系统可采取的措施.     

大气层内高超声速机动飞行器液体推进剂管理

为满足大气层内高超声速机动飞行器对液体推进剂管理提出的新要求，在分析常规和高超声速机动飞行特点的基础上，讨论了重力场中推进剂的连续输送和位移控制等特点，并分析了美国高超声速飞行器X-34的液体推进剂管理实例。研究结果认为，推进剂箱隔舱化是一种可行的管理模式，但仅适于一次启动的机动飞行。对多次启动的循环机动飞行中的推进剂管理，仍需继续进行研究。     

基于面元法的栅格翼翼身组合体高超声速气动特性研究

栅格翼是由外部框架和内部栅格布置形成的空间多升力面系统,其在高超声速状态具有突出优点。文中结合高超声速流动特点,考虑头部激波及弹身上洗干扰,基于面元法建立栅格翼翼身组合体高超声速气动特性计算模型,根据研究对象特点自动划分面元,进而完成典型栅格翼翼身组合体高超声速气动特性计算,并与数值计算结果进行对比分析。结果表明,在研究范围内,栅格翼翼身组合体高超声速气动特性面元法计算结果与数值计算结果吻合较好,前者较后者相对误差绝对值随攻角增加而增大。