攻角对临近空间飞行器侧喷射流红外辐射特性影响数值模拟

临近空间飞行器侧喷射流干扰效应对目标红外辐射特性规律影响受到广泛关注。文中以典型锥柱裙飞行器为研究对象,预测飞行器典型飞行工况(20 km@5 Ma)不同攻角下的绕流场、侧喷流和壁面温度,结合窄谱带模型处理高温气体辐射物性参数,采用视在光线法求解辐射传输方程,分析攻角对侧喷流的复燃及目标在不同谱带和不同观测角度下红外辐射特性的影响。结果表明:随着攻角由负转正射流复燃程度降低,α=10°较α=-10°偏低176%;侧喷流在2.7μm和4.3μm两个特征峰值波段辐射显著,其他波段内目标辐射主要来源于本体;目标辐射强度在俯视观测角度下随攻角由负转正而减小,在侧视观测角度下攻角出现引起辐射强度降低,α=±10°较α=0°偏低6.8%。该研究可为临近空间飞行器侧喷射流相关的目标特性识别提供理论参考。

一种临近空间高动态飞行器等离子鞘套自动判别方法

临近空间高动态飞行器在高速飞行过程中与大气强烈作用,形成十分复杂的高温等离子鞘套,改变了目标的散射回波特性,给目标探测带来不确定性,需要及时判别当前目标是否处于等离子鞘套状态。本文提出一种基于波形熵判别和变带宽确认的等离子鞘套自动判别方法,首先提取目标回波波形熵、包络长度等特征信息,利用模糊分类器进行基于波形熵的群目标判别,其次根据鞘套与目标和目标之间的距离与信号带宽的关系差异,通过检测不同带宽回波的包络长度变化,对鞘套和目标进行判别。仿真结果验证了本文所提方法的有效性。

临近空间飞行器发汗冷却研究进展

发汗冷却是一种针对临近空间飞行器的冷却能力极强的主动热防护方式,本文通过对国内外大量相关文献进行调研,阐述了发汗冷却的作用机理及特点,归纳总结了近些年发汗冷却取得的研究进展,主要内容涵盖结构基体材料及冷却工质的选择、研究方法的发展以及相关的结构优化设计等,并展望了未来可能的研究方向。

高超声速平板近空间气动特性的计算分析研究

采用DSMC方法对二维小尺度平板在近连续流至自由分子流区域、攻角为0°-30°下的高超声速气动特性进行计算分析，旨在探索高超声速飞行器在近空间空域内气动特性的变化规律和影响因素。结果表明，升阻比随努森数、马赫数的增加单调下降，相对比来说，马赫数对升阻比的影响不是很明显，而努森数的影响比较明显。特别针对摩阻特性进行了分析，在马赫数10、高度55-110km、0°攻角时摩阻在总阻力中所占比重高达60％以上。随着攻角的增加，由于波阻的急剧增加导致摩阻所占比重下降。在10°攻角下，摩阻在总阻力中所占比重约为45％-70％。30°攻角时摩阻在总阻力中所占比重则下降为12％-50％。同时还发现，在近自由分子流区域中，0°攻角时阻力系数随着马赫数的增加而下降，在有攻角时该马赫数效应呈现减弱趋势。

腔体增压等离子体合成射流激励器工作特性

为改善等离子体合成射流激励器在稀薄空气环境中的控制效果,增强其临近空间环境适应性,开展了腔体增压条件下激励器工作特性的研究。建立了腔体增压效果理论分析模型,计算结果表明:采用高压气源供气可以较好地提升激励器腔体气压,并且腔体气压对高压气源气压具有较好的跟随性,从而为射流强度调节提供了一种新的方式。搭建了腔体增压等离子体合成射流激励器实验系统,开展了腔体增压压力和射流流场特性测量,实验测量结果与计算结果吻合良好,误差小于2.6%。高速纹影观测显示:在腔体增压作用下,激励器控制力得到显著改善,射流锋面峰值速度由256 m/s提升至507 m/s。

临近空间高超声速飞行器跟踪技术

介绍了临近空间及临近空间飞行器的特点,分析了临近空间高超声速飞行器的运动特性,提出了关于临近空间高超声速飞行器跟踪技术的几点思考。从跟踪传感器及跟踪算法两方面考虑,为跟踪技术研究提出几点可行性建议。

一种新型防空反导杀伤增强装置驱动技术研究

临近空间高超声速飞行器在未来战争中扮演着重要角色,综述了美军在打击此类目标所用杀伤增强装置方面的研究进展。为解决火药驱动技术存在的反应时间长、结构复杂等问题,提出了一种以线性挠性炸药作为驱动能源的杀伤增强装置新技术;简要分析了该技术的特点及难点,同时开展试验对此装置可行性进行了验证。结果表明以线性挠性炸药为驱动的杀伤增强装置毁伤元速度一致性较好。最后,对采用活性破片作为杀伤增强装置毁伤元进行了可行性分析与展望。

临近空间高速拦截制导研究

临近空间高超声速飞行器速度快、高度高、机动强,传统防空导弹和空空导弹难以拦截。针对临近空间高超声速飞行器拦截难题,通过制导系统理论分析和蒙特卡罗仿真,研究了末制导对直接力控制和红外成像导引系统的要求。简要论述了从临近空间飞行器平台发射改进型红外成像空空导弹对临近空间高超声速飞行器拦截的方法,通过六自由度制导系统仿真,验证了文中拦截方法的可行性,能够实现对临近空间高超声速飞行器的远距高精度攻击。

临近空间长航时太阳能飞行器动导数特性及机理

为解决现有计算方法无法用于动导数机理分析的问题,通过理论推导得到了一组只需要较少总体气动参数的动导数计算公式。根据此计算公式进行的机理分析表明,临近空间长航时太阳能飞行器的大展弦比气动布局、高巡航升力系数对横航向动导数有直接影响。推导的动导数计算公式可用作此类飞行器动导数计算和分析的简便工具。

拦截临近空间飞行器零控脱靶量计算方法

为精确预测拦截高速飞行的临近空间飞行器时的零控脱靶量,根据拦截临近空间飞行器的特点对拦截弹及目标飞行器动力学模型进行了合理简化,推导了拦截弹与目标飞行器相对运动状态解析表达式,得出了一种具有较高精度的零控脱靶量解析计算方法。为验证该算法精度,建立了尽可能接近真实情况的动力学模型,并采用数值积分方法进行仿真对比,结果表明该算法精度较高。将该算法应用于一个简单的中制导律,证明了其在拦截临近空间飞行器时的可行性。

基于检测前聚焦的临近空间高动态飞行器雷达探测研究

最近涌现的临近空间高动态飞行器存在超高速、高机动、超远程、低RCS、等离子鞘套、电离层污染、宇宙射线干扰等显著区别于常规目标的特性。基于空天地不同平台雷达临近空间高动态飞行器通用信号建模,该文提出了分布式组网、多维度、变模型、多目标、微运动、非参数化等应用的检测前聚焦雷达信号处理新方法,通过多维参数空间相参积累和能量聚焦,克服尺度伸缩、任意运动、孔径渡越、稀疏子带、跨距离、跨多普勒和跨波束等效应,有效抑制电离层污染和有源干扰,显著提高临近空间高动态飞行器的目标检测、参数测量、聚焦成像、机动跟踪、特征提取和属性识别等环节性能。该文方法适用于临近空间高动态目标也适用于探测常规雷达目标,适用于新体制雷达也适用于常规体制雷达,具备重要的学术理论价值和广阔的应用前景。

临近空间UAV路径衰落的自适应Markov模型

在分析临近空间UAV(无人机)飞行特征的基础上,根据临近空间UAV的飞行状态——发射和降落状态、航空飞行状态、飞行盘旋状态,结合临近空间的物理环境,建立了临近空间长航时UAV路径衰落的自适应Markov模型,提出了具体的理论分析过程和实现方法;给出了各个状态下动态信道的路径衰落理论计算式,最后实现了临近空间UAV自适应Markov路径衰落模型的自由空间衰落、双径衰落和多径衰落仿真,从而保证了模型的可靠性。仿真得出:在临近空间UAV的通信中,其路径衰落主要考虑自由空间衰落量和反射分量,但多径分量不容忽视。

反临近空间助推滑翔高超声速目标制导研究

临近空间助推滑翔高超声速飞行器飞行海拔高、速度快、机动强,传统防空导弹和空空导弹难以对其进行拦截。针对拦截具有大机动能力的临近空间高超声速飞行器的精确制导问题,分析了拦截弹弹体过载及其响应时间常数需求并阐明了直接力控制的必要性,确定了红外成像导引头探测体制并分析了截获距离、分辨率与帧频、瞬时视场角、离轴角等指标需求。最后,论述了直接力应用现状并提出了装置布局方案。

临近空间飞行器对地观测调度方法研究

临近空间飞行器对地观测调度是军事应用中的重要问题,对于最大化地满足对地观测任务需求、提高飞行器资源利用率具有重要作用。针对临近空间飞行器观测系统的调度问题,考虑任务需求约束、载荷约束等条件下,为实现快速高效侦察任务,构建了临近空间飞行器对地观测的数学模型。然后分析了观测任务之间存在的可能冲突,利用任务可能冲突概念,这一概念将整个任务集分割为可能冲突任务集。随后给出了任务执行冲突度的计算方法,通过对给定任务序列冲突度的计算,提出了一种基于冲突消解的遗传模拟退火算法。通过仿真实例验证了算法的有效性。

低能耗临近空间飞行器的力学分析与配平

对一种利用高空风的风速差控制飞行轨迹的新型低能耗临近空间飞行器,进行了力学分析与配平计算。分析了这种临近空间飞行器的飞行原理,设定了飞行器参数。针对这种飞行器的各组成部分的力学特性不同和与周围空气相对速度差别大的特性,对各组成部分分别进行了受力分析,建立了力学平衡方程组,其中在三维空间里用分段分析的方法对缆绳进行了分析。利用迭代运算的方法,对各组件方程组的集合进行了联立配平计算,绘出了缆绳的空间分布图。计算结果表明,该飞行器利用平流层风速的差异,可以达到轨迹控制的目的,从而极大地节省了能量。

临近空间大气环境建模及其对飞行器影响

临近空间飞行器在大气层飞行的过程中,其飞行状态和工作性能会受到大气环境的影响。首先对临近空间大气的宏观变化和扰动类型进行了简要介绍,建立了基于国军标的中国地区平稳风模型和基于概率的最恶劣阵风模型,并研究了风场变化特性和阵风幅值变化规律,最后仿真分析了大气风场对飞行器弹道的影响。仿真结果表明:大气风场对飞行器的落点散布有显著影响,并且其影响结果与当地平稳风的长周期变化有关。

一种高超声速飞行器组合导航故障检测方法

飞行器高超声速飞行时,多普勒频移增大,GNSS捕获跟踪易丢失,CNS也会造成光线传播误差,使天体跟踪出现问题。提出了一种高超声速飞行器残差χ2-Fuzzy ARTMAP快速神经网络INS/GNSS/CNS组合导航故障检测方法,给出了高超声速飞行器INS/GNSS/CNS组合导航系统故障诊断原理,推导了残差χ2检验法的检测函数公式和Fuzzy ARTMAP快速神经网络原理算法,研究了残差χ2-Fuzzy ARTMAP快速神经网络组合导航故障检测实现方法。仿真结果表明该检测方法比传统残差χ2检验法更准确及时有效实现故障检测和隔离,并且得到的姿态、位置和速度信息精度更高,提高了临近空间高超声速飞行器INS/GNSS/CNS组合导航体系的精度和可靠性。

临近空间高超声速飞行器测控通信的需求及策略分析

对运行在临近空间的高超声速飞行器,由于其速度快、加速度大、距离跨度大等特点,对其试验及运行过程中的遥测遥控通信问题是一个关键难题。从临近空间的概念、特点出发,结合高超声速飞行器飞行状态、环境,分析了对试验过程中测控通信技术的需求,给出了分析结论及初步应对策略,可对有关高超声速飞行器的测控系统设计提供参考输入。

基于多传感器组网的临空高速飞行器协同检测技术研究

临近空间高速飞行器飞行距离远,速度快,单一传感器对此类目标检测能力有限。为了提高实时检测能力,行之有效的方法是多传感器融合检测。分析了目标在不同俯仰角和方位角时雷达横截面(RCS)随传感器频率的变化情况,分别仿真了X波段、P波段、C波段的探测点迹完整率,并对雷达组网协同检测系统的探测点迹完整率进行仿真。结果表明:采用分布式雷达组网协同检测方法可有效提高检测概率。

临近空间低动态涡扇动力飞行器应用发展研究

针对近年来军事领域对临近空间飞行器加大投入的情况,着重分析了以涡扇发动机为动力的低动态飞行器的能力特点。通过对国外低动态涡扇动力飞行器发展现状的研究分析,对该类型飞行器的军事应用前景进行了分析展望,并对我国应如何发展该类型飞行器提出了建议。