超音速飞机

摘要： 基于采用对称翼型的小展弦比三角形机翼模型,对其在亚音速状态和超音速状态时的升力特性、阻力特性、升阻比特性、稳定性特性进行了理论计算分析.并针对该模型进行数值模拟,分析其超音速流场特性,与理论分析结果进行对比,发现相差不大.得出结论:该翼型机翼在飞机巡航速度为Ma=2时气动性能较好.

摘要： 这是美国宇航局第一次抓拍到两架超音速飞机产生的冲击波在空中相遇的照片。当飞机飞行的时候,它会将行进路线上的空气分子撞出,从而产生声波。由于飞机速度很快,它会继续从后面撞击其产生的声波,声波被压缩并最终合并成一个强烈的冲击波。

摘要： 古老的铝合金铝是常见的金属材料，许多人都能轻而易举地说出它的一些具体用途，比如面值为1角的硬币是由铝合金制成的．一架超音速飞机约由70％的铝及其合金构成，由于铝质地坚韧而轻，它还被制成各种日用器皿和食品包装。

摘要： 美国积极推动制定新的超音速飞机全球噪音标准，以允许进行早期的飞行测试。但遭到欧洲国家强烈反对。协和式飞机退役15年，音爆正是导致其滞销、运营受限、并最终于2003年由于经济原因停飞的罪魁祸首。

摘要： 在超音速飞机头部加装合理设计的细长杆可有效降低飞行噪音.基于Fluent准三维数值模拟手段对多组细长杆设计方案进行模拟分析,对比其对远场压力的影响,以比较各类细长杆的降噪效果,根据气动理论对数值结果作出解释,揭示细长杆的降噪效果与其外形的内在联系;从远场压力最大值、远场压力曲线形状等不同方面分析细长杆对音爆的影响.结果表明:6 m长的12.5°半锥角单级锥形细长杆有明显的降噪效果;合理设计的多级细长杆可明显降低初始过压值,并能延迟远场压力达到最大值的时间;凹凹面、凹锥面、凸凹面和凸锥面的细长杆能够降低远场压力峰值,改善压力曲线的形状,具有较好的降噪作用;细长杆产生的强膨胀波能在激波传播过程中大幅削弱机头激波,从而削弱音爆水平.

摘要： 英国伦敦帝国学院官网日前发布公告称，该校研究人员发现两种能耐受近4000°C极端高温的材料碳化钽（TaC）和碳化铪（HfC），其中碳化铪的熔点创造最高纪录，达到3958°C。这两种耐高温材料能用于极端环境，比如新一代超音速飞机或太空飞船的热防护系统或核反应堆超热环境中的燃料涂层。

摘要： 超音速飞机中变循环发动机(VCE)能够通过改变某些可调部件的几何参数(如面积、角度、位置等)，使发动机在多种工作条件下都能够达到最佳的热力循环，从而适应多任务飞行的需求。利用混合优化算法寻找最优的几何控制变量来实现变循环发动机的性能优化.在巡航状态最大推力到50％最大推力的节流优化过程中,采用了低压转速保持不变、高压转速减小的控制和高低压转速协同控制的两种不同的控制方案.结算结果表明:在保证进口流量不变的条件下,采用第二种方案相比第一种方案,在50％最大推力时发动机的耗油率下降了5.997％.采用的高低压转速协同控制方案对发动机进行了有效的控制,提高了巡航性能.

摘要： 为适应超音速飞机发动机的需要，燃料需要有较高的高温抗沉积性能，而检测燃料在一定温度下生成的沉积物量比较困难。文中对检测燃料高温沉积物的HiReTS试验机原理、性能进行了介绍，运用该仪器对RP-3燃料和RP-3+100燃料在高温条件下形成沉积物的情况进行了研究和对比。

摘要： 由于弹性飞机模型的高阶性，模型降阶在弹性飞机控制研究中是必不可少的。本文以某弹性飞机40阶模型为研究对象，利用可处理不稳定线性系统的平衡截断法进行模型降阶，获得6阶低阶近似模型。然后，基于降阶模型分别设计了H∞和μ综合纵向姿态保持控制律，给出频域仿真比较，指出前者对不确定性和扰动的抑制能力优于后者。最后，利用设计所得的μ控制器直接对原40阶弹性飞机模型进行控制。时域仿真结果表明，无论是在标称情况还是存在不确定性因素情况下，闭环系统都具有良好的动态响应和鲁棒性能，飞机的结构弹性变形模态的振荡得到快速抑制。

摘要： 由于弹性飞机模型的高阶性，模型降阶在弹性飞机控制研究中是必不可少的。本文以某弹性飞机40阶模型为研究对象，利用可处理不稳定线性系统的平衡截断法进行模型降阶，获得6阶低阶近似模型。然后，基于降阶模型分别设计了H∞和μ综合纵向姿态保持控制律，给出频域仿真比较，指出前者对不确定性和扰动的抑制能力优于后者。最后，利用设计所得的μ控制器直接对原40阶弹性飞机模型进行控制。时域仿真结果表明，无论是在标称情况还是存在不确定性因素情况下，闭环系统都具有良好的动态响应和鲁棒性能，飞机的结构弹性变形模态的振荡得到快速抑制。

摘要： 由于弹性飞机模型的高阶性，模型降阶在弹性飞机控制研究中是必不可少的。本文以某弹性飞机40阶模型为研究对象，利用可处理不稳定线性系统的平衡截断法进行模型降阶，获得6阶低阶近似模型。然后，基于降阶模型分别设计了H∞和μ综合纵向姿态保持控制律，给出频域仿真比较，指出前者对不确定性和扰动的抑制能力优于后者。最后，利用设计所得的μ控制器直接对原40阶弹性飞机模型进行控制。时域仿真结果表明，无论是在标称情况还是存在不确定性因素情况下，闭环系统都具有良好的动态响应和鲁棒性能，飞机的结构弹性变形模态的振荡得到快速抑制。

摘要： 由于弹性飞机模型的高阶性，模型降阶在弹性飞机控制研究中是必不可少的。本文以某弹性飞机40阶模型为研究对象，利用可处理不稳定线性系统的平衡截断法进行模型降阶，获得6阶低阶近似模型。然后，基于降阶模型分别设计了H∞和μ综合纵向姿态保持控制律，给出频域仿真比较，指出前者对不确定性和扰动的抑制能力优于后者。最后，利用设计所得的μ控制器直接对原40阶弹性飞机模型进行控制。时域仿真结果表明，无论是在标称情况还是存在不确定性因素情况下，闭环系统都具有良好的动态响应和鲁棒性能，飞机的结构弹性变形模态的振荡得到快速抑制。

摘要： 高超声速飞行器飞行的速度和高度跨度大、变化快，飞行动力学特性复杂；模型具有非线性，强耦合及不确定性，对于控制器的设计提出了很高的要求。本文针对高超声速飞行器特点，建立了考虑推进及弹性影响的纵向模型，并提出了基于扰动观测器控制的设计方法。在典型高超声速飞行器几何结构基础上，针对机体/发动机一体化设计布局，结合高超声速气动力学和气动弹性有关理论，建立非线性纵向模型方程；通过分析模型的不确定性来源，建立非线性不确定模型，最后基于理论推导，采用基于扰动观测器的控制方法。仿真结果表明，本方法所设计的控制器在给定的不确定性范围内具有良好的鲁棒性。

摘要： 高超声速飞行器飞行的速度和高度跨度大、变化快，飞行动力学特性复杂；模型具有非线性，强耦合及不确定性，对于控制器的设计提出了很高的要求。本文针对高超声速飞行器特点，建立了考虑推进及弹性影响的纵向模型，并提出了基于扰动观测器控制的设计方法。在典型高超声速飞行器几何结构基础上，针对机体/发动机一体化设计布局，结合高超声速气动力学和气动弹性有关理论，建立非线性纵向模型方程；通过分析模型的不确定性来源，建立非线性不确定模型，最后基于理论推导，采用基于扰动观测器的控制方法。仿真结果表明，本方法所设计的控制器在给定的不确定性范围内具有良好的鲁棒性。

摘要： 高超声速飞行器飞行的速度和高度跨度大、变化快，飞行动力学特性复杂；模型具有非线性，强耦合及不确定性，对于控制器的设计提出了很高的要求。本文针对高超声速飞行器特点，建立了考虑推进及弹性影响的纵向模型，并提出了基于扰动观测器控制的设计方法。在典型高超声速飞行器几何结构基础上，针对机体/发动机一体化设计布局，结合高超声速气动力学和气动弹性有关理论，建立非线性纵向模型方程；通过分析模型的不确定性来源，建立非线性不确定模型，最后基于理论推导，采用基于扰动观测器的控制方法。仿真结果表明，本方法所设计的控制器在给定的不确定性范围内具有良好的鲁棒性。

摘要： 高超声速飞行器飞行的速度和高度跨度大、变化快，飞行动力学特性复杂；模型具有非线性，强耦合及不确定性，对于控制器的设计提出了很高的要求。本文针对高超声速飞行器特点，建立了考虑推进及弹性影响的纵向模型，并提出了基于扰动观测器控制的设计方法。在典型高超声速飞行器几何结构基础上，针对机体/发动机一体化设计布局，结合高超声速气动力学和气动弹性有关理论，建立非线性纵向模型方程；通过分析模型的不确定性来源，建立非线性不确定模型，最后基于理论推导，采用基于扰动观测器的控制方法。仿真结果表明，本方法所设计的控制器在给定的不确定性范围内具有良好的鲁棒性。

摘要： 一种超音速飞机布局的飞机，涉及飞机气动布局设计技术领域，机身两侧对称设置有机翼，机身的尾部对称设置有尾翼，尾翼上设置有方向舵，机身上设置有发动机，机身的头部为尖状；机翼为双自由度机翼，机翼通过球形铰链与机身连接，机翼上设置有机翼舵面；机翼舵面通过作动轴与所述机翼轴动连接；发动机为涡喷发动机，设置于所述机身的后部。本发明提供的超音速飞机布局的飞机采用双自由度机翼，实现了全机翼的可变后掠，可良好地兼顾低速、亚音速、超音速飞行。可根据飞机不同的飞行状态的需要，通过对机翼的双自由度控制，实现飞机的高效，安全控制，稳定性高、安全可靠。

摘要： 本发明涉及飞机总体设计领域，特别涉及一种变体超音速飞机。包括：机身、两个机翼(1)以及起落架。本发明的变体超音速飞机，通过变前掠机构(2)可实现低音速飞行状态到超音速飞行状态的模态转换，在低音速飞行和起降状态时，采用前缘大展弦比机翼，降低诱导阻力，增加低音速航程；超音速飞行状态时，采用尖前缘小展弦比机翼，降低波阻，提高机动性。飞机能很好地兼顾高速和低速的使用要求，客舱、货舱、油箱以及起落架舱均设置在两个机翼(1)中，没有明显的机身，一定程度上减轻了飞机的重量。

摘要： 用于超音速飞机的推进系统包括：发动机；设置于发动机上游侧的压缩表面；护罩，其包围发动机且配置成将通过压缩表面的空气流朝向所述发动机引导；以及定位在发动机上游侧的多个涡流发生器。涡流发生器具有一定的高度，使得当超音速飞机以预定速度飞行时，所述多个涡流发生器产生多个涡流，所述涡流至少部分地在邻近超音速入口表面形成的边界层之外传播。在空气流达到发动机的面之前，涡流导致空气流的高速部分朝向对于停滞压力的变化具有更高灵敏度的发动机部分移动，以及导致空气流的低速部分远离对于停滞压力的变化具有更高灵敏度的发动机部分移动。

摘要： 一种超音速飞机布局的飞机，涉及飞机气动布局设计技术领域，机身两侧对称设置有机翼，机身的尾部对称设置有尾翼，尾翼上设置有方向舵，机身上设置有发动机，机身的头部为尖状；机翼为双自由度机翼，机翼通过球形铰链与机身连接，机翼上设置有机翼舵面；机翼舵面通过作动轴与所述机翼轴动连接；发动机为涡喷发动机，设置于所述机身的后部。本发明提供的超音速飞机布局的飞机采用双自由度机翼，实现了全机翼的可变后掠，可良好地兼顾低速、亚音速、超音速飞行。可根据飞机不同的飞行状态的需要，通过对机翼的双自由度控制，实现飞机的高效，安全控制，稳定性高、安全可靠。

摘要： 本发明公开一种超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化方法，包括：利用目标翼型的原始表面点坐标矩阵，计算目标翼型的厚度线和弯度线，利用扰动系数，对弯度线和厚度线的控制点进行优化，获得新的弯度线和新的厚度线；利用新的厚度线和新的弯度线获得新的翼型的目标气动力数据；在目标气动力数据与原始气动力数据的比对结果满足第一预设条件，且厚度线与新的厚度线的比对结果满足第二预设条件时，若目标气动力数据满足第三预设条件，则将新的翼型确定为最终翼型。本发明还公开一种超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化装置、终端设备以及计算机可读存储介质。利用本发明的方法，提高了具有最终翼型的飞机的性能。

摘要： 本申请属于超音速飞机气动外形设计技术领域，具体涉及一种超音速飞机，包括：中央体；两个内翼段，前缘具有大后掠角，其中，一个内翼段设置在中央体的一侧，另一内翼段设置在中央体的另一侧；两个外翼段，前缘具有中等后掠角，其中，一个外翼段设置在一个内翼段上，另一个外翼段设置在另一个内翼段上。

摘要： 用于超音速飞机的推进系统包括：发动机；设置于发动机上游侧的压缩表面；护罩，其包围发动机且配置成将通过压缩表面的空气流朝向所述发动机引导；以及定位在发动机上游侧的多个涡流发生器。涡流发生器具有一定的高度，使得当超音速飞机以预定速度飞行时，所述多个涡流发生器产生多个涡流，所述涡流至少部分地在邻近超音速入口表面形成的边界层之外传播。在空气流达到发动机的面之前，涡流导致空气流的高速部分朝向对于停滞压力的变化具有更高灵敏度的发动机部分移动，以及导致空气流的低速部分远离对于停滞压力的变化具有更高灵敏度的发动机部分移动。

摘要： 本发明涉及飞机总体设计领域，特别涉及一种变体超音速飞机。包括：机身、两个机翼(1)以及起落架。本发明的变体超音速飞机，通过变前掠机构(2)可实现低音速飞行状态到超音速飞行状态的模态转换，在低音速飞行和起降状态时，采用前缘大展弦比机翼，降低诱导阻力，增加低音速航程；超音速飞行状态时，采用尖前缘小展弦比机翼，降低波阻，提高机动性。飞机能很好地兼顾高速和低速的使用要求，客舱、货舱、油箱以及起落架舱均设置在两个机翼(1)中，没有明显的机身，一定程度上减轻了飞机的重量。

摘要： 本申请属于超音速飞机的气动布局设计技术领域，具体涉及一种具有折叠机翼的超音速飞机，包括：中央机体；两个内翼，具有大后掠角；每个内翼对应设置在中央机体的一侧；两个外翼，具有中等后掠角；每个外翼对应设置在一个内翼的外侧，且能够相对于该内翼向上转动，从而与该内翼具有不同的角度。

摘要： 本实用新型公开了一种水平转动菱形机翼超音速飞机，飞机的机翼平面形状为菱形，具有单独的机身和尾翼，菱形的机翼能相对机身水平转动，使本水平转动菱形机翼超音速飞机能够在起降时获得大的升力系数，在超音速飞行时能够获得较小的阻力，能够兼顾低速起降和超音速巡航；无论在起降状态还是超音速巡航状态，飞机都能实现横向平衡；无论在起降状态还是超音速巡航状态，机翼的焦点前后移动距离小，尾翼配平阻力小；机翼的转轴较轻，并且只有一个，这减小了飞机的自重；飞机有尾翼，能实现纵向和航向上的稳定性和操纵性。