高超音速飞行器

摘要： 建立了高超音速飞行器空间冷屏蔽系统物理模型,提出了发汗型分布式点蒸发冷却模型,建立了圆形、正方形、三角形以及蜂窝形的几何单元模型。通过建立不同结构和不同间距的单元模型研究了冷屏表面温度分布规律,在确保总面积相等前提下分别对不同数目和不同间距的点蒸发模型进行了数值模拟和实验研究。研究获得了分布式点蒸发制冷模型外表面平均温度与最高温度随发汗冷却结构变化时的温度分布及变化规律,三角形结构在数量较少和间距较小时冷却效果最好,圆形和蜂窝形在数量较多时冷却效果最好,正方形和圆形在间距较大时冷却效果最好。

摘要： 针对最小相位高超音速飞行器非线性系统的调节器方程无法求出解析解的情况,提出利用三层神经网络来近似输出反馈控制器中的前馈函数的方法,得到基于神经网络的输出反馈控制器可以解决高超音速飞行器系统的跟踪控制问题的结论.

摘要： 高超音速飞行器机翼变形技术是军事领域研究的重点内容,对提升飞行器性能有着至关重要的作用.伸缩机翼技术是机翼变形技术的主要研究方向之一,文中以四连杆机构为基本单元设计了大承载、机翼面积变形量大、结构性能稳定的伸缩机翼机构.从运动学角度研究了伸缩机翼的运动规律;通过静态应力仿真分析了其结构的稳定性;从模态特性角度分析了其在5阶不同振动频率下的变形情况.分析证明,设计符合伸缩机翼机构在高超音速环境下的动力学和静力学性能要求,为超高音速飞行器的机翼设计提供了一种简单、结构稳定、性能可靠的方案.

摘要： 自从朝鲜劳动党八大报告透露出他们研制的“新型弹道火箭的高超音速滑翔飞行战斗部”正在准备进入试制阶段的消息后,外界对其高超音速飞行器的构造深感兴趣。经过将近9个月的等待,2021年9月29日,朝鲜公开了其“火星”8导弹腾空而起的照片。

摘要： 据报道,俄罗斯正在研发一种可以用于干扰高超音速武器的电子战系统。新型系统能够在高超音速武器飞行末段压制其制导系统,主要用于干扰采用光电、雷达和卫星制导方式的高超音速导弹,阻止其精确地打击目标。目前这一新型电子战系统的研发工作已经展开,它能够干扰当前所有的高超音速飞行器,未来将用于保护重点军用和民用设施。

摘要： 为了突破美国的反导防御系统以及抗衡美国高超音速武器项目,俄罗斯始终不遗余力地发展高超音速武器,努力扩大''''非对称''''优势,提升''''非核遏制''''能力,确保''''核常''''复合威慑不被削弱,确保战略空间不被压缩,确保世界大国地位不被动摇。作为研发高超音速武器的军事大国之一,俄罗斯相对美国仍处于追赶者的角色。为加快研发进展,俄在《2018—2025国家武器装备计划》中将研制和部署高超音速武器列为重大优先事项之一,并计划在2020年—2022年间装备空射型高超音速导弹,普京也明确要求俄海军在2025年后开始装备高超音速导弹。

摘要： 高超音速飞行器和人工智能(Al)是近年来高速发展的热门技术。美国《福布斯》杂志网站2019年6月23日的一篇文章将两者联系了起来。这篇题为“高超音速武器最终能否推动我们实现人工智能驱动的导弹防御?”的文章认为,由于高超音速飞行武器从发射到命中的时间非常短,可能人类无法做出正确决策,这就为人工智能控制部分武器提供了可能。

摘要： 2018年8月3日，中国航天科技集团公司空气动力技术研究院发布消息，中国研制的星空-2火箭成功发射。经过近10分钟的飞行（其中乘波飞行时间超过400秒），火箭完成主动段程序转弯、抛整流罩、级间分离、释放高超试飞器自主飞行、飞行器弹道大机动转弯等试验程序，最终按预定弹道进入落区。从新闻的描述中可以肯定，“星空”-2号火箭搭载的载荷应为我国研制的乘波体飞行器，这次试验的成功，对我国高超音速飞行器、弹道导弹技术的发展，都有极其重要的意义。

摘要： 本文针对高超音速飞行器具有高度非线性,输入输出之间强耦合以及参数不确定等特点,提出了基于H∞控制理论的动态逆控制方案.该控制方案将动态逆控制的非线性解耦控制能力与H∞控制的强鲁棒性结合,保证了飞行的纵向稳定性,改善了其控制性能。基于某常规高超音速飞行器纵向模型进行仿真研究,结果表明该方案能够满足系统控制需求且具有强鲁棒性。

摘要： 本文针对临近空间高超音速飞行器的测控特点，研究了测控系统克服“黑障”的相关技术方法、测控设备如何布站、以及安全控制等问题。

摘要： 超音速气膜冷却作为一种主动冷却方式在高超音速飞行器表面及其推进装置上具有巨大技术应用潜力.为评估激波对超音速气膜冷却流动换热的影响,本文利用数值模拟方法在不同冷气射流马赫数下(Ma=1.2,1.5,1.8)改变激波入射角度(θ=0°,4°,8°),研究激波对绝热冷效与壁面换热系数的影响.结果表明:由于激波入射强度增强引起边界层分离区域范围增大及厚度增加,连同波后温升提高共同导致绝热冷效与壁面换热系数的恶化;冷气射流马赫数的提高使得射流动量增大,射流核心区向壁面下游发展与边界层分离区相互作用导致边界层分离区域减小,掺混强度下降,对绝热冷效与壁面换热系数恶化起一定补偿作用.综合来看,绝热冷效主要反映激波对主射流掺混特性的影响,壁面换热系数主要反映激波引起的分离涡对对流换热过程的影响,引入净热流密度降可综合评估激波对超音速气膜冷却效果的影响.

摘要： "黑障"问题是指高超音速飞行器(包括再入大气层的航天器）在高度为20千米～100千米的临近空间以6-30马赫高速飞行时,微波通讯中断的问题.介绍了通过天线优化设计解决此问题的方法。

摘要： 目前，高超音速飞行器作为世界各国的研究热点，由于气动产热和燃烧放热造成飞行器表面和燃烧室壁面的超温而造成金属材料失效的现象，是设计超音速飞行器和燃烧室过程中必须解决的问题。在充分考虑相变吸热和裂解吸热作用的基础上,利用CFD软件Fluent对煤油在高热流条件下的管内流动换热进行了数值模拟研究,并与相同工况实验下的试验结果进行了比对和理论分析,本文的计算值与实验值吻合良好.利用汽化空间及拟沸腾分析了煤油在不同热流密度下的传热特性,同时分析了管内煤油压力、流速、进口温度等因素对煤油管内换热的影响.本文研究结果可为紧凑型高热流换热器的结构设计和燃烧室热防护提供参考。

摘要： 本文基于气动热、气动弹性双向耦合的颤振分析方法,建立了高超音速气流中带热防护层的二维平板气动-热-弹性方程.采用三阶活塞理论计算气动力,使用参考焓法进行气动热分析,既考虑气动热对结构刚度的影响,又考虑气动弹性对气动热的影响.研究了弦向和厚度方向非均匀温度分布的影响,温度对材料的影响,以及不同的时域耦合程度对计算精度和计算效率的影响.与传统的给定温度场或仅考虑气动热-气动弹性单向耦合的热颤振方法进行了对比.结果表明,在双向耦合情况下,温度分布和材料属性变化都是非均匀的,温度梯度与热应力更大,因而更容易发生颤振.采用气动热,气动弹性模块分别取不同时间步长的算法,可以极大地提高计算效率.

摘要： 本文基于气动热、气动弹性双向耦合的颤振分析方法,建立了高超音速气流中带热防护层的二维平板气动-热-弹性方程.采用三阶活塞理论计算气动力,使用参考焓法进行气动热分析,既考虑气动热对结构刚度的影响,又考虑气动弹性对气动热的影响.研究了弦向和厚度方向非均匀温度分布的影响,温度对材料的影响,以及不同的时域耦合程度对计算精度和计算效率的影响.与传统的给定温度场或仅考虑气动热-气动弹性单向耦合的热颤振方法进行了对比.结果表明,在双向耦合情况下,温度分布和材料属性变化都是非均匀的,温度梯度与热应力更大,因而更容易发生颤振.采用气动热,气动弹性模块分别取不同时间步长的算法,可以极大地提高计算效率.

摘要： 本文基于气动热、气动弹性双向耦合的颤振分析方法,建立了高超音速气流中带热防护层的二维平板气动-热-弹性方程.采用三阶活塞理论计算气动力,使用参考焓法进行气动热分析,既考虑气动热对结构刚度的影响,又考虑气动弹性对气动热的影响.研究了弦向和厚度方向非均匀温度分布的影响,温度对材料的影响,以及不同的时域耦合程度对计算精度和计算效率的影响.与传统的给定温度场或仅考虑气动热-气动弹性单向耦合的热颤振方法进行了对比.结果表明,在双向耦合情况下,温度分布和材料属性变化都是非均匀的,温度梯度与热应力更大,因而更容易发生颤振.采用气动热,气动弹性模块分别取不同时间步长的算法,可以极大地提高计算效率.

摘要： 本文基于气动热、气动弹性双向耦合的颤振分析方法,建立了高超音速气流中带热防护层的二维平板气动-热-弹性方程.采用三阶活塞理论计算气动力,使用参考焓法进行气动热分析,既考虑气动热对结构刚度的影响,又考虑气动弹性对气动热的影响.研究了弦向和厚度方向非均匀温度分布的影响,温度对材料的影响,以及不同的时域耦合程度对计算精度和计算效率的影响.与传统的给定温度场或仅考虑气动热-气动弹性单向耦合的热颤振方法进行了对比.结果表明,在双向耦合情况下,温度分布和材料属性变化都是非均匀的,温度梯度与热应力更大,因而更容易发生颤振.采用气动热,气动弹性模块分别取不同时间步长的算法,可以极大地提高计算效率.

摘要： 本文基于气动热、气动弹性双向耦合的颤振分析方法,建立了高超音速气流中带热防护层的二维平板气动-热-弹性方程.采用三阶活塞理论计算气动力,使用参考焓法进行气动热分析,既考虑气动热对结构刚度的影响,又考虑气动弹性对气动热的影响.研究了弦向和厚度方向非均匀温度分布的影响,温度对材料的影响,以及不同的时域耦合程度对计算精度和计算效率的影响.与传统的给定温度场或仅考虑气动热-气动弹性单向耦合的热颤振方法进行了对比.结果表明,在双向耦合情况下,温度分布和材料属性变化都是非均匀的,温度梯度与热应力更大,因而更容易发生颤振.采用气动热,气动弹性模块分别取不同时间步长的算法,可以极大地提高计算效率.

摘要： 本发明公布一种用于高超音速飞行器的自适应容错控制方法，具体为：对高超音速飞行器系统进行建模，同时考虑外界干扰等建模不确定性对于系统的动态影响。考虑H∞性能指标，建立鲁棒自适应观测器，通过Lyapunov稳定性分析得出设计条件，保证在干扰存在的条件下估计误差收敛。构造了一个主动容错控制器，使故障系统稳定，满足一定的H∞性能要求。搭建高超音速飞行器的半物理仿真平台，在半物理仿真平台上验证所提出的故障估计和容错控制方案的有效性。本发明提高了观测器的精度，更好的抑制了外界干扰。

摘要： 本发明公开的高超音速飞行器地面模拟试验用激波隧道主要由设置在激波隧道内的气体动力活塞形成段（1）、驱动段（2）、被驱动段（3）和设置在激波隧道外的过渡段（4）、喷管段（5）和试验段（6），所述驱动段的内径截面为等截面段；被驱动段、过渡段的内径截面均为由大到小的变截面段；气体动力活塞形成段位于激波隧道尾部，其内均布有多个气体动力活塞（13）；驱动段位于气体动力活塞形成段和被驱动段之间；过渡段连接在被驱动段和喷管段之间，在过渡段与喷管段的连接法兰之间连接有密封膜片；试验段位于喷管段的前面。本发明通过采用爆轰和充压共同驱动的激波隧道，实现对高超音速飞行器气动性能及发动机可靠性的检验，提高了能量利用率，降低了试验成本，缩短了试验周期。

摘要： 本发明公开了一种基于三维正交机织复合材料的高超音速飞行器前缘热防护设计方法，属于工程热物理技术领域，可以在不增加冷却措施的情况下有效降低前缘温度。本发明首先建立多变量线性回归模型，寻找前缘的理论优化导热配置，使得前缘部件温度得到有效降低；其次建立了适用于三维正交机织陶瓷基复合材料不同机织结构各向异性导热系数计算的通用计算公式，用于指导三维正交机织陶瓷基复合材料的介观机织结构；最后将多变量线性回归模型得到的优化结果与通用公式直接结合，设计出不同区域所需的介观机织结构，实现了前缘宏观温度优化与三维正交机织陶瓷基复合材料介观机织结构的协同设计。

摘要： 考虑攻角约束的高超音速飞行器的自适应控制方法，涉及航空航天控制领域。本发明是为了解决现有的高超音速飞行器的执行器常常处于故障情况且高超音速飞行器的攻角受限情况下，高超音速飞行器瞬态性能差、超燃冲压发动机燃烧不充分的问题。步骤一、根据高超音速飞行器的飞行状态量，建立高超音速飞行器的动力学方程；步骤二、根据高超音速飞行器的动态方程中的状态量和设定的参考值，建立高超音速飞行器跟踪误差系统；步骤三、根据高超音速飞行器跟踪误差系统、设计的燃料当量比控制律、设计的鸭翼偏转角控制律和设计的升降舵偏转角控制律对高超音速飞行器的动态方程中的速度和高度进行控制，从而实现对高超音速飞行器的控制。它用于控制飞行器。

摘要： 一种基于区间II型模糊神经网络的高超音速飞行器指定性能量化跟踪控制方法，涉及领域。本发明是为了设计高超音速飞行器的高度和速度的跟踪控制律、使高超音速飞行器的飞行速度和高度的跟踪误差满足指定性能要求的目的。本发明利用高超音速飞行器动态系统当前时刻的状态变量和参考输入变量构造当前时刻的跟踪误差变量，利用区间II型模糊神经网络估计高超音速飞行器动态系统的复杂不确定项的估计值，设计未知参数的估计值，分别设计燃料当量比的控制律、鸭翼偏转角的控制律和升降舵偏转角的控制律，根据设计后的燃料当量比的控制律、鸭翼偏转角的控制律和升降舵偏转角的控制律完成对高超音速飞行器的跟踪控制。

摘要： 本发明公开了高超音速飞行器，包括结构系统、动力系统和飞行控制系统，所述结构系统包括机头、机舱、机翼、机身、起落架；所述机翼转动设置在所述机身两侧并与所述机身组成一个圆柱体，所述飞行控制系统包括主控芯片、雷达系统和摄像头；所述机身的尾部固定设置有呈上下分布的两组共四台主推进器，所述机翼的尾部均设置有呈弧形分布的三台侧推进器，所述机头内还设置有电源系统。本发明通过电源系统启动尾部四台主发动机和两侧的六台发动机作上升和下降运动，从而实现高速自动飞行和垂直起降，能快速提供救援物品补给、给受困群众提供快速救援，也就作为快速物流的载体，在军事领域能够给敌人精准致命打击。

摘要： 本发明公布一种用于高超音速飞行器的自适应容错控制方法，具体为：对高超音速飞行器系统进行建模，同时考虑外界干扰等建模不确定性对于系统的动态影响。考虑H∞性能指标，建立鲁棒自适应观测器，通过Lyapunov稳定性分析得出设计条件，保证在干扰存在的条件下估计误差收敛。构造了一个主动容错控制器，使故障系统稳定，满足一定的H∞性能要求。搭建高超音速飞行器的半物理仿真平台，在半物理仿真平台上验证所提出的故障估计和容错控制方案的有效性。本发明提高了观测器的精度，更好的抑制了外界干扰。

摘要： 本发明公开的是一种能在空天从静止加速到超高音速并可返回重复使用的飞行器。要实现这种高超音速飞行器，至关重要的是发动机：提供了一款能在低马赫速度下启动的冲压/火箭发动机与弹射器或现有的涡扇或涡喷发动机配合使用；将现有加力式涡扇发动机升级为涡扇/火箭发动机；将国外已研究的涡轮/冲压发动机改造为涡轮/冲压/火箭发动机。同时将飞行器设计成面积和角度可变的机翼以适应它在不同马赫数等条件下飞行，将飞行器、风洞与空气高速摩擦的表面设计成摩擦力和气动加热都小的凸凹不平鲨鱼皮状。

摘要： 本发明公开的高超音速飞行器地面模拟试验用激波隧道主要由设置在激波隧道内的气体动力活塞形成段（1）、驱动段（2）、被驱动段（3）和设置在激波隧道外的过渡段（4）、喷管段（5）和试验段（6），所述驱动段的内径截面为等截面段；被驱动段、过渡段的内径截面均为由大到小的变截面段；气体动力活塞形成段位于激波隧道尾部，其内均布有多个气体动力活塞（13）；驱动段位于气体动力活塞形成段和被驱动段之间；过渡段连接在被驱动段和喷管段之间，在过渡段与喷管段的连接法兰之间连接有密封膜片；试验段位于喷管段的前面。本发明通过采用爆轰和充压共同驱动的激波隧道，实现对高超音速飞行器气动性能及发动机可靠性的检验，提高了能量利用率，降低了试验成本，缩短了试验周期。

摘要： 本实用新型公开的是一种能在天空从静止加速到超高音速并可返回重复使用的高超音速飞行器。要实现这种高超音速飞行器，至关重要的是发动机：提供了一款能在低马赫速度下启动的冲压/火箭发动机与现有的涡扇或涡喷发动机配合使用；将国外已研究的涡轮/超燃冲压发动机改造为涡轮/超燃冲压/火箭发动机；将现有加力式涡扇发动机升级为涡扇/超燃冲压/火箭发动机。同时将飞行器设计成面积和角度可变的机翼以适应它在不同马赫数等条件下飞行，将飞行器与空气高速摩擦的表面设计成摩擦力和气动加热都小的凸凹不平鲨鱼皮状。