吸气式高超声速机动飞行样式及其关键技术分析

机动飞行性能是确保吸气式高超声速飞行器实现多种应用的关键能力之一,本文重点对吸气式高超声速飞行器机动能力特点进行研究。首先分析了国外吸气式高超声速飞行器的发展趋势,就其典型机动能力水平和机动样式进行了初步分析,以美国当前典型高超声速导弹项目为例,梳理了吸气式高超声速飞行器的典型机动应用样式。在此基础上,从总体设计、气动外形、飞发一体、制导控制、多场耦合等方面,梳理分析了确保和提升吸气式高超声速飞行器机动能力的关键支撑性技术。

基于数值模拟的吸气式感烟探测器结构优化

以典型吸气式感烟探测器为研究对象,聚焦于吸气式感烟探测器的性能提升,通过内部结构的精细调整与设计优化,以克服气流紊乱和涡旋对烟雾探测精度的不利影响。为了精确评估结构的改进效果,对仿真模型进行了对比分析。结果显示:风扇在入口和出口时,都会引发气流的涡旋现象;移除过滤海绵区域,则会加剧气流的不稳定性;对上壁面进行圆弧形设计,可显著改善气流状态。同时对其流动均匀性进行分析,利用面积加权和质量加权的均匀度指数,对探测器内部流场的均匀性进行了定量评价。结果表明,通过对内部结构的改进设计和壁面优化,有效解决了探测器内部的气流紊乱和涡旋问题,从而显著提升了探测器的探测效果和工作稳定性。

吸气式高超声速飞行器气动外流场环境仿真及分析

针对吸气式高超声速飞行器在飞行过程经历的气动环境预示研究不足的问题,基于地面风洞数据执行仿真参数与数值精度的相关性分析,提出了一种采用优化参数的气动环境仿真方案.环境预示数据表明,飞行器在飞行期间所面临的气动声振热条件极为严苛,其数值分别达到147dB、182g和2130K.结构设计时,翼型前端会直面更为剧烈的气动加热,应选用具备出色耐热性能的材料,抗振设计则需着重关注翼型后缘位置;采用如铬镍铁合金等新型高性能材料可显著提升结构可靠性和耐久性.环境测试时,测试范围必须全面覆盖上述极端气动环境的极限值且热测试的温升速度需达到83℃/s的快速升温,以模拟飞行器在极端环境下的热应力情况.此外,随着流速的增加,气动热对飞行器结构振动的影响也愈发显著,进一步验证了热振联合测试的重要性.

超低轨吸气式电推进飞行器维轨关键问题探讨与展望

气动阻力过大导致的轨道快速衰减问题是超低轨飞行器面临的主要挑战,需采用发动机推力进行阻力补偿,而能否产生充足的净推力是超低轨飞行器任务成败的关键.介绍了吸气式电推进飞行器的阻力情况和混合工质离子发动机的推力情况及主要影响要素,提出了有关减少阻力及增加推力的几点建议.基于吸气式电推进飞行器长期维轨及可能的轨道调整需求,建议采取最大净推力及最大推阻比两种构型设计方案.针对空间环境变化带来推力器性能不足的问题,分析了基于蓄电池调节和储气调节这两种方式的优缺点及各自适用范围.就吸气式电推进长期维轨需要的关键技术及涉及的科学问题进行了讨论,并给出了未来研究方向以供参考.

高大空间自动吸气式探测装置安装与调试

本文以山东省济南市章丘区大型仓储智慧医药物流中心项目为例,在大空间、大跨度的施工现场,场地内采用全自动高空货架的情况下,对自动吸气式探测装置的安装位置、安装要求以及安装的标准进行分析,并对该装置的参数进行有效调试,确保了施工质量的可靠性。

空气深度预冷组合循环发动机吸气式模态建模及性能分析

针对空气深度预冷组合循环发动机——协同吸气式火箭发动机(Synergistic Air-Breathing Rocket Engine,SABRE),采用部件法对其进行建模,匹配计算得到吸气式模态下飞行走廊内其性能参数变化规律,并研究其高度速度特性。计算模型可信度较高,推力误差小于6%,能够较为准确地模拟SABRE吸气式模态的性能参数。结果表明:SABRE兼具火箭发动机大推力和航空发动机高比冲的特点,吸气式模态下比冲介于21 300~27 380 m/s,随着高度速度的增大,其推力比冲先增大后减小;SABRE利用预冷器将入口空气温度降低,可使其空域速域拓宽至25 km、5Ma,满足高超声速飞行的动力需求;发动机速度下限由压气机最大流量决定,速度上限则由氦气回路减压器工作限制条件决定。

高大空间吸气式极早期烟雾探测告警系统施工技术

本文以广交会四期展馆扩建项目展馆区域火灾自动报警系统工程施工为例,详细介绍了高大空间吸气式极早期烟雾探测告警系统施工技术工艺特点、原理、工艺流程及关键操作要点,大大缩短了在高大空间内火灾发生后系统的报警响应时间,同时简化了系统施工工序、提高了施工效率、降低了施工成本,取得了良好的经济效益和社会效益。

吸气式远程超声速防空导弹一体化外形设计的几个重大技术问题

根据国外吸气式超声速战术导弹一体化外形设计取得的最新进展 ,着重分析了这类导弹外形设计的特点和技术关键 ,提出了吸气式远程超声速防空导弹一体化外形设计中应解决好的几个重大技术问题 ,以期引起各方对吸气式防空导弹总体设计中有关问题的关注和讨论 。

固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的建模及特征研究

建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计状态数学模型,提出了燃烧室燃气与空气配比的关系,分析了压气机增压比、涡轮进口燃气总温和涡轮落压比对燃烧室油气比的影响,以及固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计特点。基于涡轮压气机功率平衡条件、静压相等的掺混条件和尾喷管流量匹配条件,建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的非设计状态数学模型。

吸气式高超声速飞行器控制的最新研究进展

随着超燃冲压发动机技术的快速发展,吸气式高超声速飞行器正受到世界范围内的高度关注,而其控制系统的设计则是重中之重.首先简要回顾了吸气式高超声速飞行器建模的发展,表明了对其进行控制器设计的复杂性;然后着重阐述了几种广泛应用于吸气式高超声速飞行器的控制方法:基于线性化模型的控制方法、反向递推法、T-S模糊控制方法、自适应控制和滑模变结构控制;最后指出了在控制器设计环节需要考虑的若干问题,例如:执行机构的非线性、容错控制、多目标控制、切换控制等,同时也是今后吸气式高超声速飞行器控制系统设计的研究方向.

吸气式高超声速飞行器巡航段突防弹道规划

针对吸气式高超声速飞行器巡航段面临的终端碰撞角约束中制导策略,在合理假设的基础上,建立了巡航段攻防对抗数学模型,然后以特定的双方终端弹道角偏差为约束,并出于突防效率考虑以终端横纵向位置偏差最大和控制能量最小为性能指标,基于优化模型预测静态规划算法,在满足控制输入饱和限制情况下得出了飞行器的突防弹道,并且优化算法通过对控制输入和期望终端状态偏差权重矩阵的自适应调整,不仅可以保证在飞行器控制输入饱和限制情况下的收敛速度,而且有效增强了不同初始设置和约束情况下的收敛鲁棒性。

吸气式高超声速飞行器纵向运动反演控制器设计

针对气动/推进/结构耦合的吸气式高超声速飞行器纵向平面飞行控制问题,提出了基于反演的鲁棒控制器设计方法。利用曲线拟合模型将控制系统表示为反馈形式,采用反演方法设计虚拟和实际控制器,并引入鲁棒微分器估计虚拟控制量的导数,解决了虚拟控制量求导运算复杂的问题。为增强控制器应对不确定项的鲁棒性,设计了超扭曲滑模干扰观测器,实现了对系统模型不确定项的估计和补偿。对吸气式高超声速飞行器一体化原理模型的速度和高度指令跟踪仿真表明,该控制器对拟合误差和外加干扰等系统不确定项具有鲁棒性,系统状态量能够在指令跟踪过程中趋于平衡状态,从而验证了所提方案的有效性。

棉垛早期阴燃火灾特性及棉花仓库主动吸气式复合探测研究

以棉花仓库消防安全为背景,在火灾探测标准燃烧室内开展了棉花垛早期阴燃特性试验和吸气式复合探测试验研究。分析棉花垛早期阴燃过程中的质量损失、烟气浓度以及图像特征变化,以棉花垛顶部着火为例,归纳了阴燃过程大致包括水平蔓延及竖直蔓延两个阶段,并分析了各阶段特性。利用吸气式复合烟气诊断,分别记录了吸气管道出口的CO体积分数变化以及吸气式探测器的输出信号。结果表明,CO的响应时间明显快于吸气式探测器且几乎不受采样孔位置的影响。由于阴燃温度低,羽流湍浮力相对较弱,而CO气体密度远小于烟颗粒密度,在吸气管道中表现出更好的迁移性。因此,针对大空间棉储仓库,可以采用吸气式感烟火灾探测器与CO气体探测器相结合的复合探测手段,也可以考虑在传统吸气式探测器内部整合CO探测部件以提高探测报警速度,同时有效降低误报、漏报率。

进气道工作状态对吸气式高超声速飞行器气动力特性影响的实验研究

对一种吸气式高超声速飞行器/内流道一体化构形进行了马赫数7一级的风洞实验研究。结合测力、测压以及纹影照片等结果,分析了进气道处于关闭状态、通气起动状态及通气不起动状态时,飞行器的内外流特征和全机气动力特性。研究结果表明:(1)进气道的工作状态对飞行器的气动力特性有着显著影响。进气道处于通气起动状态时的升阻力系数最小,升阻比最大,进气道处于通气不起动状态时的升阻力系数随时间显著波动,但大小与进气道关闭状态接近。(2)升阻力系数骤增、进口附近及内流道收缩段时均静压突升、外压缩波系往复振荡等是高超声进气道不起动时的主要特征,可作为实验上判别内流道起动/不起动状态的依据。

吸气式高超声速机体/推进一体化飞行器数值和试验研究

发展吸气式高超声速技术是实现可持续高超声速飞行(尤其是在大气层以内)的重要途径。吸气式高超声速飞行器为了获得良好的气动-推进性能,必须采用机体/推进一体化设计。笔者发展了针对一体化飞行器的气动力和推进力的划分体系和计算方法,发展了内外流数值计算软件。研究了机体/推进一体化设计的平头形高超声速飞行器在进气道关闭条件下的气动性能,并进行了试验验证;数值研究了进气道打开和发动机工作条件下一体化飞行器的气动-推进性能;研究了机体和推进系统的不同部件对飞行器气动-推进性能的贡献。

吸气式发动机燃料研究进展及展望

针对航天吸气式发动机的发展趋势,分析了其对燃料能量密度、热沉、点火及燃烧等关键性能的要求。总结评述了国内外燃料性能改善的多种技术途径,如通过合成新型液体燃料和添加含能粒子提高燃料能量,借助添加剂和催化反应提高燃料热沉,通过设计合成高反应性燃料分子和借助高活性添加剂缩短点火延迟和提高燃烧效率的技术途径等。提出了满足吸气式发动机近期及中期发展目标的燃料体系,包括积净热值达到60MJ/L的高能量密度燃料,满足长时间运行马赫5～6,马赫7～8,组合动力预冷发动机及马赫数>9飞行的燃料。

淹没条件下不同结构参数的自激吸气式脉冲射流喷嘴压力变化试验研究

运用自行研制的试验装置对淹没条件下的自激吸气式脉冲射流喷嘴特性进行了大量的试验,研究了吸气对喷嘴内的压力变化和脉冲射流峰值打击力的影响。通过研究淹没条件下10-16-125-75和8-14-85-60结构参数喷嘴在不同吸气根数下的腔套内各测点压力及峰值打击力的变化,得出不同结构喷嘴的压力和峰值打击力随吸气量的增大而逐渐提高,存在最优吸气量使脉冲射流峰值打击力最大。通过研究淹没条件下结构参数分别为8-14-85-60、10-16-105-75、14-28-125-105的喷嘴在不吸气及吸气根数为4情况下的射流峰谷差及峰值打击力,得出三种喷嘴在吸气时的射流峰值打击力分别提高45%-78%、40%-46%、22%-38%。研究表明：对于不同结构参数喷嘴,吸气可提高射流压力波动值和峰值打击力,随上喷嘴直径和振荡腔内容积的增大,该吸气方式对射流打击力的提高程度呈减小趋势。结果对进一步研究淹没条件下自激吸气式脉冲射流喷嘴特性具有指导意义。

复合预冷吸气式火箭发动机热力循环分析

采用热力学第一定律分析法分析了复合预冷吸气式火箭发动机(SABRE)的基本热力过程,得出了吸气模式和火箭模式下的理想循环功和热效率表达式,确定了影响发动机理想热力循环性能的特征参数。结果表明:吸气模式下SABRE核心机采用布雷顿循环,压气机的增压比和循环增温比是影响理想热力循环性能的关键参数;火箭模式下SABRE采用火箭发动机循环,喷管降压比和出口排气速度是影响理想热力循环性能的关键参数。氦气仅仅在发动机内通过换热器换热实现能量在各循环子系统之间的输运,而其本身并无变化,不对发动机的理想循环功和热效率产生影响。

自激吸气式脉冲射流装置压力及流动特性研究

针对自激吸气式脉冲射流装置的脉冲效果及其产生原因,开展装置冲击试验,测量装置腔体上典型测点压力和靶心冲击力时间历程,运用高速摄像技术观测装置内部水气流动过程,分析不同结构参数和运行参数下典型测点压力与冲击力脉冲效果,研究吸气量、典型测点压力和冲击力时间历程与水气流动过程之间的关系。研究结果表明:腔长、下喷嘴直径、工作压力和围压对吸气量有明显的影响;腔长和下喷嘴直径对碰撞体测点压力和冲击力脉冲效果均有较大影响,存在着最佳结构参数使装置吸气量、冲击力时均值最大且脉冲效果最好;工作压力、围压和吸气对冲击力时均值及其脉冲效果影响较大;装置吸气后腔内形成了气水旋转涡团,气水旋转涡团与吸气量、碰撞体测点压力和冲击力时间历程存在着明显的对应关系。

吸气式超声速导弹爬升段多约束轨迹优化

针对吸气式超声速导弹飞行过程多约束及强耦合的特性,研究了超声速导弹爬升段的轨迹优化设计问题。考虑吸气式推进系统与气动力、飞行轨迹的耦合,对超声速导弹冲压发动机的性能进行分析,揭示了吸气式发动机推力、静压裕度以及余气系数随飞行状态的变化规律;在考虑过载、动压、终端弹道参数及发动机参数等约束的条件下,建立多约束条件下的轨迹优化模型,提出一种适用于此类飞行器飞行轨迹与推力规律的优化设计方法,并对最小油耗的爬升弹道进行优化设计分析。仿真结果表明,该方法能有效解决吸气式超声速导弹多约束轨迹优化问题,可为吸气式超声速导弹的弹道规划与制导律设计提供参考。