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高超声速导弹等离子体合成射流控制数值研究 总被引:2,自引:1,他引:2
快响应控制技术已成为高超声速飞行器发展的关键技术之一,具有极快响应、零质量特性的等离子体合成射流(PSJ)已在超声速流动控制方面初步显示出优异的控制能力,极有潜力应用于高超声速飞行器的快响应控制。基于等离子体合成射流的快响应特性,提出了高超声速飞行器等离子体合成射流快响应控制技术,并通过建立简化的高超声速导弹流场控制模型,对等离子体合成射流控制高超声速导弹进行数值研究。首先,理论分析了高超声速导弹流场的典型结构特征,导弹流场中存在3个特征流场结构。在此基础上,在导弹3个特征位置前面安装等离子体合成射流激励器,研究等离子体合成射流对高超声速流场结构的控制作用,分析由此导致的导弹表面压力分布、升阻特性以及俯仰力矩特性变化。数值仿真结果表明:等离子体合成射流对高超声速导弹外流场中膨胀波和斜激波都具有控制作用,使得波的强度均变弱,且对斜激波的控制效果更为显著;导弹流场结构及气动特性变化具有很强的射流跟随性,射流作用下的导弹流场变化响应时间非常短,仅为0.2 ms;通过合理布置等离子合成射流激励器的位置,可以使得导弹表面压力分布快速改变,从而实现高超声速导弹姿态的快速控制。 相似文献
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高超声速飞行器一般是指飞行马赫数Ma≥5,采用吸气式发动机的飞行器.它主要包括航天运载器、太空作战飞行器、高超声速导弹、高超声速飞机等.发展高超声速飞行器在开发太空和军事应用方面,具有十分重要的意义.可能的高超声速飞行器方案如图1所示. 相似文献
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美国陆军先进高超声速武器气动问题分析 总被引:2,自引:0,他引:2
高超声速飞行器是临近空间飞行器研究的主要类型之一。本文简要介绍美国陆军先进高超声速武器(AHW)计划背景和试验飞行器构型;探讨和分析了AHW的弹道设计、气动布局特点;跟踪美国类似气动布局构型的气动试验研究开展情况,为相关高超声速飞行器的研究提供参考。 相似文献
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以一种高声速导弹作为应用对象,计算了喷水预冷却发动机的安装特性,建立了导弹/喷水预冷却发动机一体化设计的约束分析和任务分析模型,给出了高超声速导弹的升阻特性的确定方法,结合任务剖面、导弹的重量组成以及发动机模型,取爬升率为100m/s,80m/s和50m/s对导弹的爬升和加速任务段进行约束分析,选择巡航马赫数为4.0,5.0和6.0三种情况进行了导弹任务分析。计算结果表明,建立的导弹/发动机一体化约束分析与任务分析模型合理,当巡航马赫数小于5.0时,虽然装备喷水预冷却发动机与亚燃冲压发动机的导弹相比爬升率和加速度较低,但是导弹射程却有较大幅度的提高,因而在高声速导弹的应用是可行的。 相似文献
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高超声速推进技术与高超声速武器密切相关,吸气式高超声速飞行器一直是国外重点发展的战略军事技术。X-51A“乘波者”飞行试验的成功使超燃冲压发动机技术向实际应用又迈进了一大步,同时也带动了其他高超声速推进技术的发展,美国、法国。俄罗斯、澳大利亚、日本等国都在加入该领域的投入。 相似文献
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<正> 俄罗斯和印度正准备再次联手,研制基于超燃冲压发动机的高超声速布拉莫斯导弹。俄罗斯和印度于1998年2月12日签署了联合研制和生产布拉莫斯超声速巡航导弹的协议,布拉莫斯 相似文献
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高超声速巡航导弹关键技术的探讨 总被引:6,自引:2,他引:4
高超声速技术是当今军事强国关注的武器发展方向。文章介绍了高超声速导弹的特点, 探讨了高超声速巡航导弹设计中的几个关键技术,包括弹体外形设计、发动机的研制、控制与制导设计等,最后对高超声速巡航导弹的设计提供了一些研究方向。 相似文献
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从X-51试飞看未来飞行器的发展 总被引:1,自引:0,他引:1
高超声速巡航飞行器被认为是美国实施全球快速打击的战略性攻击武器,满足美国提出的2h内打遍全球的作战要求。本文从美国的X-51飞行试验谈起,对高超声速巡航飞行器的潜在军事用途、关键技术以及作战能力上的优劣势进行了逐一分析。 相似文献
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近年来一些国家致力于研究发展各种新型的、飞行马赫数大于5的高超声速飞行器,例如高超声速飞机、高超声速导弹和空天飞机等。在这些高超声速飞行器的研究计划中,"乘波飞行器构型"的设计研究已经引起了各国的高度关注。 相似文献
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虽然美国声称,X-51A高超声速飞行器验证机计划的主要目标是验证有关高超声速巡航飞行所需的突破性技术,而不是制造一种武器,但是据美国战略司令部最近透露。这个计划的终极目标就是要发展一种比目前美国武器库中任何一种导弹的速度都要快5倍以上,可以在1小时内攻击地球任意位置目标的新武器,并称一旦这种武器投入使用,美国就可以在避免引发世界范围的核大战风险和不需要利用盟国或者海外基地的情况下,对目标发起迅雷不及掩耳的攻击。 相似文献
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高超声速巡航导弹攻防对抗仿真研究 总被引:3,自引:0,他引:3
在当前日益复杂的作战环境下,有必要对高新技术导弹武器系统进行攻防对抗研究。针对攻防对抗这一复杂的动态过程,建立了高超声速巡航导弹攻防对抗仿真体系,并在此体系框架下,分别给出了作战环境模型、结果评判模型和进攻方与防御方的交战仿真模型。根据所建立的数学模型,计算出高超声速巡航导弹的突防概率与毁伤概率,最后得到高超声速巡航导弹的作战效能。仿真结果表明,减小高超声速巡航导弹的雷达反射截面积(RCS)和增大高超声速巡航导弹的巡航速度是提高其突防效能和作战效能的重要手段。 相似文献
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研究了增程飞行器高超声速飞行时的动态特性.短程导弹和火箭弹等高超声速飞行来源于增程的实际需要,从超声速到高超声速飞行所遇到的主要飞行动力学问题是,尽管在增程前低超声速时具有良好稳定性,但在高超声速飞行中会丧失稳定性并导致复杂的锥动.通过飞行和风洞实验表明:高超声速飞行时增程飞行器固有的横侧向稳定特性丧失,带有弱滚转阻尼的不稳定荷兰滚振荡将导致滚转-偏航耦合,此外还存在由耦合导致的轻微不稳定拟周期模态和滚动共振. 相似文献
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带有横喷控制的导弹流场数值模拟 总被引:2,自引:0,他引:2
从包含多种组分的N-S方程出发,考虑两方程湍流模型,采用NND2M差分格式,对带有横向喷流的双锥旋称体高超声速绕流场进行数值模拟,计算结果与已有的试验数据进行对比,符合较好。在此基础上对带有横向喷流控制系统、型尾翼布局、高超声速飞行的导弹外流场进行数值模拟,研究了迎角、多个喷口、热喷流效应和湍流模型对气动力特性的影响;计算表明在无尾翼情况下有/喷流的气动力差别较小,喷流影响随迎角变化不敏感;对带有尾翼的气动布局,喷口位于背风区时喷流影响较小,喷口位于迎风面时气动力变化较大,压心明显前移;多喷口产生的附加推力和力矩不等于每个单喷口线性相加;湍流模型和热喷流效应引起流场结构改变,但是对总的气动力影响不大。 相似文献