超音速飞行

摘要： 飞机在超音速飞行前,必须突破音障。音障是指飞机高速飞行接近声音速度时,由于前方的空气来不及散开而受到压缩,致使空气密度、温度增加,阻力增大,飞行速度不能再提高的现象。自1901年莱特兄弟的"飞行者一号"诞生以来,人们就不断探索、尝试,研制更高速的飞行器,试图跨越音障,突破音速。

摘要： 机翼太长行动不便。机翼太长阻力太大。飞机是靠机翼产生升力来把飞机托上天空的,机翼越大,升力就越大。但是,从另一方面看,机翼在飞行中也会产生阻力,机翼越大,阻力也越大。在飞行速度比较低的时候,为了产生足够的升力,就要把机翼做得长一些,例如滑翔机的机翼就特别长;当速度提高以后,特别是在超音速飞行的时候,如果机翼长,所产生的阻力就特别大。

摘要： 从莱特兄弟到民航定期航班出现，人类的旅行速度在半个世纪内提升了十倍，人类生活产生了根本性的变革，然而此后进步戛然而止，迄今只有14架最高速度马赫数2的“协和”客机曾经服役，虽然在安全性、效率方面有了重大进步，如今的民航班机速度甚至低于1958年问世的波音707。这一停滞的根源之一是美国1973年出台的禁止在该国本土陆地上空超音速飞行的法案．它使业界不敢投资超音速飞行技术．也使民航客机始终停留在马赫数0．85。

摘要： 前不久，在亚特兰大举办的美国航空航天学会会议上，波音公司描绘了一架超音速飞行的概念喷气式客机的设计。这架客机的飞行速度将超过5倍音速，可以把纽约飞到伦敦目前所需的7个小时航程减少到2个小时。虽然是概念飞机，但波音还是给出了一些设计上的细节。

摘要： 当美国空军的F-15型战斗机和美国海军的F-14型战斗机在20世纪70年代早期被研制出来时,它们的性能——尤其是它们的速度和雷达探测距离——可以说是前所未有的,但是它们的价格也高得惊人。美国国会对利用这两种昂贵的机器作为空军和海军两大军种的主力战斗机的想法深感不满,并指示美国空军研制成本更低的飞机以补充F-15型战斗机,后来又指示美国海军也这样做,以补充F-14型战斗机.

摘要： 1.“1794计划”2012年末，美空军解密了一批文件，包括秘密计划打造一款旨在击落苏联轰炸机的飞碟型飞机的档案。这项雄心勃勃的计划称为“1794计划”，开始于20世纪50年代，一个工程师团队负责打造一款能够在高空以超音速飞行的圆盘形飞机。

摘要： 我一直都不喜欢对新晋科技突破使用夸大其词的形容，比如便宜的融合、廉价的超音速飞行，以及将其他星球“地球化”之类的。但是我很喜欢那些在现代文明的基础工作中扮演重要角色的简单设备，尤其是那些低调甚至是未曾进入我们视线的设备。·要说配得上这种说法的设备，没有比变压器更合适的了。工程师之外的人群或许模糊地意识到有这种设备的存在，但他们并不了解变压器是如何工作的，也不知道变压器对日常生活来说有多么不可或缺。

摘要： 本文为研究温度环境对高超音速飞行器气动弹性特征的影响，以典型翼面为分析模型，施加瞬态温度载荷，对热载荷下翼面的固有频率、振型和和颤振临界速度进行分析，比较温度梯度产生的热应力及温度升高导致的材料性能下降对翼面振动和颤振特征的影响，并探讨不同温度分布载荷下翼面振动的敏感性.

摘要： 飞行器在超音速飞行时受到的气动加热效应给结构强度及热防护设计带来极大影响,且真实状态下的气动热环境需要考虑外流场与结构的耦合及内壁面边界条件的影响.采用S-A湍流模型求解Navier-Stokes方程,通过流场与固体壁面交界处的信息传递,实现了外流场与结构场的耦合数值分析.针对三种不同翼型的超音速绕流气动加热进行了耦合数值研究,对比了翼型内壁面在不同热边界条件下的气动热效应,结果表明:不同翼型具有与气动力相似的的气动热效应;内壁面考虑对流换热的边界条件最接近真实;考虑机翼燃油箱满油时,三位机翼前缘驻点处热流密度最高可达42002W/m.

摘要： 本文针对吸气式高超声速飞行器提出了一种具有极点约束的非脆弱最优H2/LQR控制方法。首先根据吸气式高超声速飞行器的非线性纵向运动方程推出了一种新的飞行器线性不确定模型，然后为吸气式高超声速飞行器设计了一种多目标非脆弱控制器。在控制器的设计中，不但考虑了系统的极点配置、最优H2性能和鲁棒保性能控制3种指标，而且兼顾了因飞行条件的不确定性和建模误差引起的控制器增益的变化，通过线性矩阵不等式方法推导出多目标非脆弱控制器的存在条件。最后将高超声速飞行器的多目标非脆弱控制方法与常规控制器控制方法进行仿真比较，说明了非脆弱控制器在高超声速飞行器控制中的优越性和有效性。

摘要： 本文针对吸气式高超声速飞行器提出了一种具有极点约束的非脆弱最优H2/LQR控制方法。首先根据吸气式高超声速飞行器的非线性纵向运动方程推出了一种新的飞行器线性不确定模型，然后为吸气式高超声速飞行器设计了一种多目标非脆弱控制器。在控制器的设计中，不但考虑了系统的极点配置、最优H2性能和鲁棒保性能控制3种指标，而且兼顾了因飞行条件的不确定性和建模误差引起的控制器增益的变化，通过线性矩阵不等式方法推导出多目标非脆弱控制器的存在条件。最后将高超声速飞行器的多目标非脆弱控制方法与常规控制器控制方法进行仿真比较，说明了非脆弱控制器在高超声速飞行器控制中的优越性和有效性。

摘要： 本文针对吸气式高超声速飞行器提出了一种具有极点约束的非脆弱最优H2/LQR控制方法。首先根据吸气式高超声速飞行器的非线性纵向运动方程推出了一种新的飞行器线性不确定模型，然后为吸气式高超声速飞行器设计了一种多目标非脆弱控制器。在控制器的设计中，不但考虑了系统的极点配置、最优H2性能和鲁棒保性能控制3种指标，而且兼顾了因飞行条件的不确定性和建模误差引起的控制器增益的变化，通过线性矩阵不等式方法推导出多目标非脆弱控制器的存在条件。最后将高超声速飞行器的多目标非脆弱控制方法与常规控制器控制方法进行仿真比较，说明了非脆弱控制器在高超声速飞行器控制中的优越性和有效性。

摘要： 本文针对吸气式高超声速飞行器提出了一种具有极点约束的非脆弱最优H2/LQR控制方法。首先根据吸气式高超声速飞行器的非线性纵向运动方程推出了一种新的飞行器线性不确定模型，然后为吸气式高超声速飞行器设计了一种多目标非脆弱控制器。在控制器的设计中，不但考虑了系统的极点配置、最优H2性能和鲁棒保性能控制3种指标，而且兼顾了因飞行条件的不确定性和建模误差引起的控制器增益的变化，通过线性矩阵不等式方法推导出多目标非脆弱控制器的存在条件。最后将高超声速飞行器的多目标非脆弱控制方法与常规控制器控制方法进行仿真比较，说明了非脆弱控制器在高超声速飞行器控制中的优越性和有效性。

摘要： 随着太空开发和新的军事战略发展要求的提出，高超声速飞行已经成为当前备受各国关注的技术领域。本文在对美国HyTech、NAI、HyFly、Hyper-X和X-51A等吸气式高超声速飞行器计划的进展进行阐述的基础上，分析了研制吸气式高超声速飞行器必须解决的技术难题，并提出了我国开展该领域研究的技术策略。

摘要： 随着太空开发和新的军事战略发展要求的提出，高超声速飞行已经成为当前备受各国关注的技术领域。本文在对美国HyTech、NAI、HyFly、Hyper-X和X-51A等吸气式高超声速飞行器计划的进展进行阐述的基础上，分析了研制吸气式高超声速飞行器必须解决的技术难题，并提出了我国开展该领域研究的技术策略。

摘要： 随着太空开发和新的军事战略发展要求的提出，高超声速飞行已经成为当前备受各国关注的技术领域。本文在对美国HyTech、NAI、HyFly、Hyper-X和X-51A等吸气式高超声速飞行器计划的进展进行阐述的基础上，分析了研制吸气式高超声速飞行器必须解决的技术难题，并提出了我国开展该领域研究的技术策略。

摘要： 随着太空开发和新的军事战略发展要求的提出，高超声速飞行已经成为当前备受各国关注的技术领域。本文在对美国HyTech、NAI、HyFly、Hyper-X和X-51A等吸气式高超声速飞行器计划的进展进行阐述的基础上，分析了研制吸气式高超声速飞行器必须解决的技术难题，并提出了我国开展该领域研究的技术策略。

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： 本发明公开了一种超音速飞行器头部可变形结构的偏转控制机构，属于飞行器设计领域，本发明提出一种飞行器头部可偏转变形的结构概念，并提供一种对应的偏转控制机构方案，在飞行器头部弯曲、偏转、的位置，采用双球铰结构，环向均布四个距离调整装置，每个距离调整装置均可进行伸缩调节，通过四个距离调整装置的伸缩来控制双球铰结构的转动，从而来调节飞行器头部的偏转方向，在距离调整装置的协调作用下，飞行器头部在航向任一角度上都可以实现偏转，在气流的作用下产生偏置力矩，改变飞行方向，从而提高飞行器高速飞行时的航向机动效能。

摘要： 本发明公开了一种超音速飞行器头部可偏转变形机构的控制方法，属于飞行器结构控制领域，本发明在飞行器偏转的位置采用双球铰结构，环向均布四个距离调整装置，每个距离调整装置均可进行伸缩调节，通过距离调整装置的伸缩来控制双球铰结构的转动，从而来调节飞行器头部的偏转方向，在距离调整装置的协调作用下，飞行器头部在航向任一角度上都可以实现偏转，在气流的作用下产生偏置力矩，改变飞行方向。将控制方法固化成模块，嵌入飞控系统。在飞控系统中，点击按钮，就可以在屏幕上显示航向和飞行器头部偏转方向；输入方向指令，飞控系统就会分析并驱动伺服电机，自动调整飞行器头部偏转方向，提高飞行器高速飞行时的航向机动效能。

摘要： 本发明涉及一种超音速飞行器音爆预测方法，采用CFD数值模拟与远场外插相结合的方法实现超音速飞行器的音爆预测，包括绘制满足要求的结构或非结构网格，确定CFD求解器以及求解方法；进行超音速飞行器的CFD求解；提取飞行器近场静态压力特征；通过任意数量的线性线段来近似表示初始波形的形状；周期性求解描述波形参数变化的一阶耦合微分方程组，得到下一时刻波形的信息；重复执行直至得到指定高度处的过压值的步骤。本方法系统地模拟了飞行器外形、激波、膨胀波等因素的影响，计算精度大大高于传统线性方法，同时更加逼真地模拟了压力波在大气中的传播情况。

摘要： 本发明公开一种火箭在大气中作音速及超音速飞行的发动机喷管设计法，涉及火箭发动机喷管，原火箭发动机推力方程用于火箭在大气中音速及超音速飞行阶段的发动机喷管设计，造成浪费了大量燃气热能，本发明根据“禁信原理”，推演出大气静压p

摘要： 本专利专注于如何进行更为安静的超音速飞行。有多种技术和方法被研制出来专门用于解决超音速飞行的噪音问题。超音速飞行的噪音是从飞机传播到地面的，所以在两者之间增加干涉媒介(202)可以有效地阻止噪音向地面传播。使用特别设计的飞机机翼同样可以减少噪音水平。这种特别设计的机翼部分灵感是源自鸟群的飞行。使用主动发射的冲击气流把飞机迎风面的前缘的气流吹开，或者利用在飞机机身底部设置的小洞(901)把机身底部的气流导走同样可以减少从飞机传播到地面的噪音。

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： 本发明公开了一种超音速飞行器头部可偏转变形机构的控制方法，属于飞行器结构控制领域，本发明在飞行器偏转的位置采用双球铰结构，环向均布四个距离调整装置，每个距离调整装置均可进行伸缩调节，通过距离调整装置的伸缩来控制双球铰结构的转动，从而来调节飞行器头部的偏转方向，在距离调整装置的协调作用下，飞行器头部在航向任一角度上都可以实现偏转，在气流的作用下产生偏置力矩，改变飞行方向。将控制方法固化成模块，嵌入飞控系统。在飞控系统中，点击按钮，就可以在屏幕上显示航向和飞行器头部偏转方向；输入方向指令，飞控系统就会分析并驱动伺服电机，自动调整飞行器头部偏转方向，提高飞行器高速飞行时的航向机动效能。

摘要： 本申请公开了高超音速飞行器用气动控制电磁阀，包括：主阀体，其内部中空形成第一阀腔；主阀体上开设有与第一阀腔连通的入口与出口；主阀体上开设有安装口，且安装口通过导气通道与第一阀腔连通；阀芯组件，设置在第一阀腔内；阀芯组件具有压紧部；第一排气件，设置在主阀体一端，先导阀组件包括：先导阀体，其安装在安装口处；先导阀体内部中空形成第二阀腔，且第二阀腔与导气通道连通；第二阀腔内设有电磁组件和阀座；阀座开设有第一气道，其与入口连通；先导阀体靠近电磁组件的一端设有第二排气件。利用先导阀组件控制不同气路导通，实现多通道气体流通方式，以及控制气路的接通、关闭与排气功能，实现小流量控制大流量。

摘要： 本发明公开了一种超音速飞行器头部可变形结构的偏转控制机构，属于飞行器设计领域，本发明提出一种飞行器头部可偏转变形的结构概念，并提供一种对应的偏转控制机构方案，在飞行器头部弯曲、偏转、的位置，采用双球铰结构，环向均布四个距离调整装置，每个距离调整装置均可进行伸缩调节，通过四个距离调整装置的伸缩来控制双球铰结构的转动，从而来调节飞行器头部的偏转方向，在距离调整装置的协调作用下，飞行器头部在航向任一角度上都可以实现偏转，在气流的作用下产生偏置力矩，改变飞行方向，从而提高飞行器高速飞行时的航向机动效能。