高超声速临近空间飞行器非开普勒轨道研究

以高超声速临近空间飞行器非开普勒轨道弹跳飞行为研究对象,论证了高超声速临近空间飞行器飞行轨道属于非开普勒轨道的研究范畴.首先给出了非开普勒轨道机动巡航段、再人段和再入瞬间的动力学方程;其次研究了再入瞬间高超声速临近空间飞行器的位置矢量求解问题,提出弹跳系数的概念;最后进行了仿真分析.仿真结果表明,非开普勒轨道动力学方程...     

高超声速飞行器非线性建模及开环特性分析

根据美国NASA Langly研究中心提供的有关Winged-Cone飞行器的文献资料,建立和完善了一类近空间高超声速飞行器的六自由度非线性模型.开环仿真分析结果表明,所建模型能够体现出高超声速飞行器复杂的非线性、强耦合性以及快速时变性等特点,可以为开展近空间高超声速飞行器控制问题的研究提供测试平台.     

高超声速滑翔乘波飞行器多物理效应研究

高超声速滑翔飞行器在高空、高马赫数飞行时所面临的多物理效应对其气动性能会产生较大的影响。本文利用锥导乘波体进行工程化设计,生成了一种高超声速远程滑翔乘波飞行器,采用计算流体动力学(CFD)方法数值模拟了该飞行器在高空、高马赫数飞行状态下的流动,分析了高空多物理效应(主要关注粘性干扰效应和真实气体效应)对飞行器气动性能的影响,并通过比较分析得到了不同气动力系数对不同物理效应的敏感程度,可以为高超声速滑翔飞行器的设计及气动性能评估提供参考。     

高温燃气热环境模拟方案仿真研究

提出了利用亚声速高温燃气流进行近空间高超声速飞行器气动热环境地面模拟的试验方法,在试验装置试验段,亚声速高温燃气流引射常温空气,使试验中头锥温度分布符合某高超声速飞行状态下气动热分布的规律;应用FLUENT对12种试验工况进行了数值分析,计算结果表明此设备方案下头锥驻点温度低于燃气温度,改变设备引射比可以实现试件后部区域温度的大范围调节,设备可以在一定精度内对高超飞行器相关部件进行气动热环境模拟.      

高超声速滑翔飞行器表面加热特点研究

高超声速滑翔飞行器具有高机动和远程快速到达能力,是高超声速技术应用的前沿领域。快速准确地预测飞行器表面受热变化特征,对高超声速滑翔飞行器热防护系统设计十分重要。以基于锥导乘波构型的高超声速滑翔飞行器和跳跃飞行弹道为研究对象,对其表面不同特征区域的加热开展了快速预测方法研究;采用选用方法分析驻点辐射平衡温度随飞行弹道的变化规律;在弹道特征位置上针对飞行器前缘及上、下表面的加热情况进行分析,获得高超声速滑翔飞行器受热的整体特征,可为分区域选择热防护措施提供参考。     

超燃冲压发动机性能的初步分析

超燃冲压发动机是发展高超声速技术的关键,以其为动力装置的高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机对于国防安全、未来空间作战和航天运输都有重要意义.用热力循环的方法对超燃冲压发动机的性能作了初步的分析,建立了超燃冲压发动机准一维性能计算分析模型,并分析了一些影响参数对发动机效率的影响.准一维的性能计算方法可作为多层次高超声速动力推进系统性能计算模型的第一层次的计算模型,具有简单、快捷的特点.影响参数的分析可应用于高超声速飞行器概念设计阶段飞行器主要的设计参数和飞行参数的计算和确定.     

高超声速飞行器气动加热三维数值分析方法研究

高超声速飞行器处于高空高速飞行环境,表面气动加热现象十分严重.有效预测并降低飞行器的表面温度,对防热材料和结构提出要求是高超声速飞行器设计的一个关键问题.采用三维N-S方程、Mac-Cormack中心差分格式对类乘波体构型的高超声速飞行器全机气动加热进行了数值研究.分析了不同马赫数来流对气动加热的影响.研究结果表明,采...     

涡轮基组合动力水平起降高超声速战略打击模式探讨

分析了高超声速飞行器的优势,阐述了多种高超声速全球/远程打击飞行模式的特点。指出涡轮基组合循环(TBCC)动力水平起降机载发射高超声速弹道飞行模式,在平台机动性、发射隐蔽性、突防概率等方面都具有明显优势,且可有效牵引TBCC发动机、水平起降高超声速发射平台、小型机载战略武器技术分阶段渐进发展,在未来能量中心战中将发挥重要作用。     

临近空间高超声速飞行器天文导航系统综述

临近空间是航天与航空业务领域的结合部，具有重要的战略价值。高超声速飞行器是临近空间力量部署的重要载体，已逐渐进入应用部署阶段。临近空间高超声速飞行器的飞行环境和任务条件对导航系统提出了新的更高要求。在总结临近空间高超声速飞行器的导航技术研究进展的基础上，对天文导航技术的应用环境和条件进行了系统的分析和探讨，提出了5个重点研究方向，包括：星图采集效能、光学误差模型、视场观测机理、姿态更新速率、小型化模块化工程化等。研究结果可为临近空间高超声速飞行器天文导航系统的设计提供参考。     

高超声速飞行器组合导航鲁棒滤波算法

高超声速飞行器由于其飞行环境的影响,使得GPS和星敏感器的量测噪声表现出非高斯特性。针对常规基于Kalman滤波的组合导航在非高斯噪声下性能下降的问题,提出了基于鲁棒滤波的高超声速飞行器组合导航算法。方法在惯性／GPS／＆异步量测建模的基础上,通过随机去耦将量测更新转化为线性回归问题,并基于M估计获得状态量最优估计。仿真结果表明,方法对非高斯噪声具有更好的鲁棒性,有效提高了高超声速飞行器组合导航系统的性能。