高超音速

摘要： 项目概况本项目采用沈阳空气动力研究所研发的航空并行CFD计算平台,进行标准明星并行评估计算。该软件可广泛应用于飞行器的亚、跨、超和高超音速的气动力学计算和一些特殊气体动力学问题如直升机旋翼、导弹发射、座舱弹射、投弹、机动和气动弹性等。

摘要： 通过正交实验,分析低-高马赫数两级串联吻切锥乘波体在6马赫速度下容积率、升阻比与设计参数之间的关系,并建立二元的非线性回归模型得到升阻比和容积率关于参变量的半经验公式。经过多目标引力算法的优化得到一组关于升阻比和容积率的Pareto最优解集,参照解集选择两级串联吻切锥乘波体的设计参数。优化后两级乘波体能够在超声速到高超声速过程中保持良好的气动特性,尤其是在设定巡航速度,具有高升阻比且下表面气流封闭性较好。

摘要： 2021年2月20日,俄主流媒体《消息报》称,2023年俄将试验“小精灵”新型高超音速战术导弹。这是继成功研制和装备3M22“锆石”和Kh-47 M2“匕首”高超音速战术导弹之后,俄研制的第三种新型高超音速战术导弹,再度引起了世界各国的关注。

摘要： 高超音速,指物体的速度超过5倍音速(约合每小时移动6000千米)以上。高超音速飞行器主要包括3类:高超音速巡航导弹、高超音速飞机以及空天飞机。20世纪90年代末,美国五角大楼出台了一项"全球敏捷打击"计划。这项计划的核心内容就是要研制一种新型的武器,从而使美军具备在一小时内打击全球任何一个目标的能力。于是,高超音速武器便应运而生。各军事大国对它趋之若鹜,纷纷制定了研制计划。一毫无疑问,高超音速武器的出现将从根本上改变未来战争的模式。

摘要： 为什么世界各国的军队都想要能在低空沿着不规则路径以5倍音速飞行的导弹?原因很明显一一为了避开一切探测或拦截。美国马里兰州约翰斯霍普金斯大学应用物理实验室(APL)的高超音速专家布拉德利•惠顿(Bradley Wheaton)说:“可以把它想象成送披萨,只不过它送的不是披萨而已。在美国,导弹只要15分钟就能覆盖东海岸;一枚真正快速的导弹20分钟就能到达西海岸。在这样的速度下,每单位时间所覆盖的面积系数会增加50。”

摘要： 2018年年末,俄罗斯的一款高超音速导弹“锆石”成功完成了最后一次测试,预计将于2021年投入生产并开始服役。锆石能以8倍的音速飞行(即每秒2.7公里),可以攻击海上和陆地目标,现在的防空很可能无法阻挡。总统普京全程观看了测试,并称之为送给俄罗斯的“绝妙的新年礼物”。

摘要： 本文提出了一种实用的分步式热颤振工程分析方法。通过非线性热应力分析，获取高超音速飞行器在气动热环境下的热结构振动模态，应用ZONA7U求解高超音速非定常气动力。为了提高了分析精度，在计算气动力时考虑升力面的翼型厚度影响。本文最后通过一个工程算例验证了该分析方法的有效性，并研究了温升对结构各阶固有频率及其颤振速度的影响规律。

摘要： 本文主要针对高超音速飞行器乘波体气动布局,根据总体设计方案给出的技术指标和设计参数,以及CFD计算的气动力结果,采用线性小扰动理论,对其纵向动态特性进行分析,包括静稳定性、弹体频率特性、操纵特性,以及机动性等.从仿真结果可以看出乘波体飞行器具有良好的纵向动态特性,采用气动舵控制可以满足其机动性要求,为控制系统设计提供理论参考.

摘要： 该文针对数值模拟高超音速化学非平衡无粘流的隐式TVD格式提出了一种对角化形式的近似因子分解算法。计算结果表明，该文给出的算法同时保持了对角化近似因子分解算法计算量小的优点和TVD格式的高分辨率特性，是一种有效的方法。

摘要： 采用基于气体配分函数的高温平衡气体理论参数计算模型，考虑了高温情况下分子的离解和粒子的重新组合等带来的不同于理想气体下的因素，研究了高达20马赫极超音速的成型装药射流头部真实气体效应的气动及热力学问题，采用不包含人工粘性的Godunov格式以及高温平衡气体理论参数计算模型编制了求解高超音速问题的FORTRAN程序。计算结果发现，高马赫下真实气体模型已经完全偏离了理想气体状态方程，真实气体效应导致了金属射流头部滞止区的厚度比运用理想气体状态方程得到的结果小的多，温度也低得多。

摘要： 发展了一种高效、高精度的超音速、高超音速非定常气动力计算方法-基于定常CFD技术的当地流活塞理论.运用当地流活塞理论计算非定常气动力,耦合结构运动方程,实现超音速、高超音速气动弹性的时域模拟.运用这种方法计算了一系列非定常气动力算例和颤振算例,并和原始活塞理论、非定常Euler方程结果作了比较.由于局部地使用活塞理论假设,这种方法大大地克服了原始活塞理论对飞行马和数、翼型厚度和飞行迎角的限制.与非定常Euler方程方法相比,当地流活塞理论的效率很高。

摘要： 基于改进的当地流活塞理论,推导了用模态坐标表示的弹性振动翼面的非定常广义气动力表达式,并耦合两自由度结构运动方程,在时域和频域内实现了超音速、高超音速气动弹性的稳定性分析.应用算例计算了一系列二元机翼和三维舵面的气动弹性特性.通过与耦合非定常Euler方法或实验结果的比较,证明该方法在保证精度的同时大大提高了超音速气动弹性的计算效率,在颤振分析中有较高的工程实用价值。

摘要： 本文采用等激波强度设计方法,并考虑变比热、激波与附面层干扰等因素的影响,分别对唇口平直和唇口带有斜楔的超燃冲压发动机二维混压式前体/进气道进行了初步设计,分析并比较了几种方案进气道的设计点和非设计点性能和二维流场,研究表明,在低飞行Ma数下,唇口带有斜楔的前体/进气道起动性能和总压恢复优于唇口平直的,在高飞行Ma数下,唇口平直的前体/进气道冲压比高、外罩阻力小,而唇口带有斜楔的前体/进气道总压恢复系数高,外罩阻力相对较大.针对超音速燃烧冲压发动机燃烧室和进气道间非定常干扰的问题,计算研究了飞行Ma数M0=4,6下,燃烧室压力升高对进气道/隔离段流场和起动性能的影响,结果表明,在低飞行马赫数条件下,燃烧引起的压力扰动容易往上游传播,甚至引起进气道不起动;随着飞行Ma数的增大,隔离段的抗扰动能力是增强的;当进气道进入不起动后,进气道的捕获流量急剧下降,高飞行Ma数时的捕获流量的下降幅度比低飞行M数时要大.

摘要： 简要论述了我国发展可重复使用天地往返飞行器的必然性,从运载器的动力方案、乘波体外形设计和发动机/机体一体化设计等方面介绍了可重复使用高超音速飞行器作为新一代运载器的发展趋势,在此基础上提出了采用RBCC推进系统的优势和特点。

摘要： 在以高超声速飞航导弹为主的进攻方式中，采用多弹编队、协同作战，实现空间上多点介入突破防御体系，不失为一种很好的突防手段。本文首先选取高超声速飞航导弹为被控对象，在导弹的发射坐标系下建立了描述导弹飞行的数学模型。在此基础上，推导出编队导弹之间的相对运动关系。以多弹编队为目标，分别针对数学模型进行了制导律的设计，实现了导弹群平飞段的弹道规划和编队飞行。仿真结果表明，弹道与编队的制导效果较为理想，同时也说明了高超声速导弹编队飞行的可行性。

摘要： 在以高超声速飞航导弹为主的进攻方式中，采用多弹编队、协同作战，实现空间上多点介入突破防御体系，不失为一种很好的突防手段。本文首先选取高超声速飞航导弹为被控对象，在导弹的发射坐标系下建立了描述导弹飞行的数学模型。在此基础上，推导出编队导弹之间的相对运动关系。以多弹编队为目标，分别针对数学模型进行了制导律的设计，实现了导弹群平飞段的弹道规划和编队飞行。仿真结果表明，弹道与编队的制导效果较为理想，同时也说明了高超声速导弹编队飞行的可行性。

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： 本发明公开了一种高超音速弹用承载、烧蚀防热一体化复合材料弹翼、舵及其制备方法，包括以下步骤：1)根据高超音速导弹型号不同，其对弹翼、舵承受气流温度、烧蚀时间、气动载荷下翼尖位移要求也不同，将弹翼、舵的整体铺层结构设计分为两部分，即弹翼、舵承载层和弹翼、舵耐烧蚀层；2)弹翼、舵承载层选择编织碳/高温环氧预浸布、编织碳/聚酰亚胺预浸布、编织碳/双马来酰亚胺预浸布中的一种，弹翼、舵耐烧蚀层碳/酚醛预浸布、碳/苯并噁嗪预浸布、碳/芳炔树脂预浸布中的一种，纤维质量含量控制在65‑75％，采用碳纤维预浸布铺层一次模压工艺，避免结构/功能层基体树脂因树脂含量过高及加压时机早、压力过大导致相互渗透、弹翼、舵耐烧蚀层胶液溢出过多造成的性能缺陷。

摘要： 本发明提出了一种基于高超音速场景的频域序列相关信道测量方法，用于解决现有时域序列相关信道测量方法在高超音速场景中因信道测量带宽受限造成的信道参数测量精度低的技术问题，实施步骤为：选择信道测量参数，生成频域测量序列；对频域测量序列进行逆傅里叶变换，生成时域测量序列；选择高超音速信道频偏并经过傅里叶变换，得到高超音速信道频域参数，时域测量序列经过高超音速信道衰落和噪声污染，得到时域信道测量数据；对时域信道测量数据进行傅里叶变换，得到信道测量频域数据，将信道测量频域数据与频域测量序列滑动相关处理，得到信道频域冲激响应；将信道频域冲击响应与高超音速信道频域参数进行对比，得到信道测量归一化均方误差。

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： 本发明公开了一种高超音速火箭车的速度和温度欠驱控制方法，该控制方法包括如下步骤：首先，构建一个包含PDE温度子系统和ODE速度子系统的一体化模型，然后，构建一个改进的动态事件触发机制，之后设计只作用于ODE速度子系统的欠驱控制器，其次，确定高超音速火箭车双时标速度温度系统稳定的充要条件，并求解欠驱控制器增益矩阵，将求解的控制器增益矩阵带入所设计的欠驱控制器中，即实现欠驱控制器的设计；通过设计的欠驱控制器能够控制高超音速火箭车的运行速度，进而控制火箭车的温度。该控制方法采用一种节省成本的量测方法并构建一种只作用于ODE速度子系统的低成本的欠驱控制器以保证带有双时标现象的高超音速火箭车速度温度系统的稳定性。

摘要： 本发明涉及一种用于高超音速运行的电力系统。一种动力系统具有电力系统，电力系统带有具有多个极的定子和转子，各极具有传导性绕组，传导性绕组可围绕对应的极并且可构造成产生磁场，转子可构造成响应于由定子产生的磁场而转。传导性绕组中的至少一个可利用绝缘材料来绝缘，绝缘材料构造成在高于600°C的温度运行时从该至少一个传导性绕组传导热量。

摘要： 本发明一种梭镖型垂直发射可返回高超音速导弹飞机，它是用二台电磁型垂直起降喷气发动机和一台发电型超高速推力矢量喷气发动机来推动导弹飞机垂直起降、发射或飞行。现在飞机用的是涡轮喷气发动机，结构复杂、技术难度高，因涡轮制造需要大量的高性能的耐高温材料，这些材料贵如金，所以造成了加工难、制造难、维修难，是个世界性的难题，而本发明的飞机和喷气发动机，它体积小、重量轻、易加工、易制造、易维修，解决了这个世界性的难题，它比现在的喷气发动机结构更简单，去掉了涡轮和轴，去掉了阻力、降低了噪音，又有发电功能，它能控制燃烧室内的燃气温度和压气机的增压比，提高了热效率和推进效率，它能实现低油耗、高效率、高可靠性、运转性能良好的梭镖型垂直发射高超音速导弹飞机。

摘要： 本发明一种电磁型高超音速推力矢量喷气发动机，它包括壳体、可调进气口、电磁涡扇、承力框架、外函道、内函道、压气机、供氧与供油管、加力喷嘴、燃烧室、发电机、双涡轮发动机、矢量喷管、可调节喷口、主轴、轴承、变频器、变速器、火花塞、喷油器、锂电池、充电器、电脑、电缆线、仪器仪表和电子开关，它比现在的涡轮喷气发动机更先进，它结构简单、易加工、易制造、易维修、成本低，它能控制进气口和排气口的气流平衡，可调控燃烧室内的燃气温度和压气机的增压比，使燃气达到亚燃或超燃，提高了喷气发动机的热效率和推进效率，利用自身燃气发电供电磁涡扇、锂电池和电脑用，它能实现低噪音、低油耗、高效率、高可靠性、运转性能良好的电磁型高超音速推力矢量喷气发动机。

摘要： 本实用新型公开了一种高超音速乘波体飞行器卫星导航天线，其特征在于：包括隔热垫板和防热罩，以及隔热垫板和防热罩之间的腔体内从下至上依次层叠设置的金属安装板、接地印制板、馈电印制板、下层辐射板、上层辐射板，还包括堵头、螺钉一、螺钉二、螺钉三、馈电内导体、输出内导体、连接器；本实用新型解决高超音速乘波体飞行器对GPS/BD2卫星导航天线共形耐高温、高增益、宽驻波宽度与波束宽度的需求问题。