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911.
以美国高超音速作战系统发展为背景,概要分析了吸气式高超音速作战系统作战需求,重点研究了发展和部署吸气式高超音速作战系统所需的一体化试验与鉴定技术,提出了高超音速作战系统试验与鉴定能力建设的基本途径。 相似文献
912.
高超声速飞机动力需求探讨 总被引:1,自引:1,他引:0
近年来,随着高超声速技术的长足进步,特别是在超燃冲压技术逐渐面向工程化的背景下,关于高超声速飞机及其动力系统的讨论也频繁出现。为了在宽速域条件下工作,基于不同热力循环工作模式的组合动力系统相继被提出,高超声速飞机的动力发展形式出现了百花齐放、百家争鸣的局面,也对高超声速飞机动力系统的选型提出了巨大挑战。通过对飞机发展史及高超声速相关发展技术的综述,阐述了现阶段组合动力是高超声速飞机动力主要发展方向这一结论,针对高超声速飞机需求,梳理和分析了几种高超声速组合动力系统的工作原理、工作特性及优缺点,并展望了采用组合动力系统对未来高超声速飞机研究带来的挑战。随着飞行速度的提高,高超声速飞机和动力系统的一体化势在必行。 相似文献
913.
飞行器/发动机一体化是制约吸气式高超声速飞行器的核心和关键技术,本文针对高超声速飞发一体化构型开展了算力体系划分及算力参数敏感性研究。通过将一体化飞行器不同部件划分至气动和推进系统,研究了算力体系划分对气动/推进性能指标的影响,结果表明对于飞发一体化构型,在不同算力体系下表征的飞行器气动/推进性能可能存在较大差异,横向比较飞行器气动/推进性能必须在明确算力体系条件下进行。采用正交试验设计+方差分析的方法分析了飞行器算力对空域、速域、飞行姿态、气动热效应、真实气体效应5个因素的敏感性,结果表明壁面温度是影响飞行器轴向力计算的敏感参数,马赫数和攻角几乎影响所有气动指标。在研究范围内,雷诺数和气体比热比是飞行器气动性能的不敏感参数。 相似文献
914.
当前IP网络和非IP网络长期共存,协议体系和通信体制互不相同,异构网络的互联互通困难.针对这个问题, 首先从异构网络间连接的关键节点——网关出发,通过将网关底层的数据转发和控制功能分离,并将网关上层的管控功能和应用服务功能抽取出来,提出了一种基于可编程控制网关的一体化网络体系结构.该系统结构将网络分为一体化网络协同管控单元、子网间可编程控制网关节点和异构子网3层,设计了基于典型异构网络的互联协议栈,以集成不同的网络协议.进一步在一体化网络构架的基础上,给出并分析了异构网络的抽象与描述、基于可编程网关的异构子网智能适配技术、一体化网络的资源管理与协同优化理论等关键技术.最后基于民用航空通信给出了一个异构互联示例,表明一体化网络体系结构的可行性. 相似文献
915.
针对一体化红外抑制器后机身顶部狭缝进气口布局的精细化设计需求,提出了改变进气狭缝位置以及面积的4个方案,基于旋翼下洗气流和尾桨气流的简化模型进行了后机身内外流耦合流动传热数值研究,并运用正反射线追踪法计算得到了后机身3~5 μm波段和8~14 μm波段的红外辐射强度空间分布,通过对比分析了狭缝进气口布局对一体化红外抑制器后机身气流组织和红外辐射特性的影响。结果表明:旋翼下洗气流对于机身两侧排出的热喷流掺混作用有所差异,存在尾桨气流时排气热喷流对喷口附近机身壁面的局部加热效应更显著;后机身顶部进气位置影响旋翼下洗气流的进气流量以及机身内部气流流动,进气口布置在后机身顶部外侧不利于旋翼下洗气流的导入,而进气口布置在后机身顶部内侧则导致旋翼下洗气流在混合管与机身壁面之间的局部流动较弱,使得该区域的气流温度较高;进气口面积增大虽有利于减小表面局部热点区域,却导致后机身上方的红外辐射强度有较大的增强。因此,进气口的位置和面积是重要的设计参数,合理的后机身内部气流组织可以提供有效的混合管冷却和后机身壁面热防护,改善3~5 μm波段和8~14 μm波段的红外辐射强度空间分布。 相似文献
916.
吸气式高超声速飞行器冷流试验设计及验证 总被引:2,自引:0,他引:2
对于吸气式飞行器而言,地面冷流试验是检验其进气道性能及气动特性的一项重要手段.以二元混压式进气道、机体/推进系统耦合为基本特征,设计了采用超燃冲压发动机为推进系统的内外流一体化巡航飞行器,针对其高超声速特性开展了冷流风洞试验,来流速度范围Ma=5.0~7.0,攻角范围α=-4°~8°.测压试验结果表明,随着来流马赫数的增大,进气道的总压恢复系数下降;而流量系数先上升,在设计点达到最大值;在一定攻角范围内,进气道的总压恢复系数和流量系数提高,但当攻角增大至巡航攻角时,随着攻角的增大,进气道的总压恢复系数和流量系数逐渐下降.测力试验验证了数值算法的有效性,除轴向力系数以外,其余气动特性系数的发展规律及数值基本吻合,可通过修正试验值的方式外推出飞行器的气动特性数据. 相似文献
917.
介绍了密切曲面内锥乘波前体进气道(Osculating Inward turning Cone Waverider Inlet,OICWI)的一体化设计方法,对该型乘波前体进气道的性能进行了数值分析,针对该型一体化乘波前体进气道完成了风洞试验研究。理论设计结果和设计状态无粘模拟结果一致,设计状态下的计算结果表明,前体进气道具有较高的总压恢复、较好出口流场均匀度及较高的流量捕获率。试验研究结果表明,改型一体化前体进气道在马赫数5~7条件下顺利启动,流场波系及压力分布同数值分析结果吻合。 相似文献
918.
919.
920.
通过分析一体化试验方法的趋势,研究半实物仿真试验技术、试验鉴定一体化的若干问题,包括一体化研究的内容和技术途径。在靶场试验中以外场试验信息验证仿真试验的结果,以科学可信的仿真试验进行精度评估、作战效能评估,加速海军武器装备的研制定型。 相似文献