乘波体高超声速导弹的天基红外可探测性分析

以轨道高度1500 km的近地轨道红外探测平台为例,对天基红外在临界探测模式下乘波体高超声速导弹探测性能进行了模型量化分析.首先分析了乘波体高超声速导弹的气动特性和红外辐射特性;然后结合大气传输模型和探测器模型,分析了天基红外临界观测模式下不同极限探测距离和极限信噪比的天基红外乘波体高超声速导弹预警探测能力;最后以美国STSS LEO星座参数为例,对临界探测模式下的模拟成像进行分析,给出在最接近其真实极限信噪比条件下的探测盲区分布.分析结果表明:在临界观测模式下,当探测器的极限信噪比为5时,速度为10Ma、高度为40km的乘波体高超声速导弹逃脱近地轨道天基红外探测的概率高达67%.

一种面向宽域条件的高机动目标性能评估方法

考虑工程应用的宽域飞行条件是当前高机动目标开展总体设计和性能评估的挑战和难题。本研究选取当前研究热度较高的高超声速乘波体作为典型评估目标,建立涵盖5个学科共计16个关键指标的评估指标体系,并描述理论定义和判断准则。以此为基础,本研究考虑多个马赫数、多个攻角,以及多个舵偏角下的宽域条件,针对典型评估目标,建立性能评估流程,依据指标判据得出各性能的评估结果,并对总体性能形成分析结论。结果表明,本研究中提出的评估指标及流程方法能够有效地实现典型高机动目标的总体性能评估,得出具体性能的优缺点,满足宽域条件的分析需求,可为相关研究提供参考。

密切内锥乘波前体进气道一体化设计和性能分析

采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场。基于密切内锥(Osculating Inward turning Cone,OIC)乘波体设计方法,发展了密切内锥乘波前体进气道(Os-culating Inward turning Cone Waverider Inlet,OICWI)一体化设计技术。基于基准内锥流场和前体进气道一体化设计技术,设计了密切内锥乘波前体进气道。采用数值方法对设计的密切内锥乘波前体进气道进行了计算分析,结果表明无粘流场结构和基准内锥流场吻合,无粘模拟结果和理论设计结果吻合。粘性数值模拟结果显示一体化进气道具有较高的流量捕获率及总压恢复特性,进气道出口流场分布均匀。

近空间高超飞行器气动热红外特性数值仿真

研究飞行器提高自身生存和突防能力,提高红外探测精度,针对近空间高超声速飞行器的气动热红外辐射特性开展了数值仿真研究。利用Jameson中心差分格式,并引入了类TVD变量修正,数值求解三维Navier-Stokes方程获得较为精确的流场参量。以已知流场参量为基础,采用精细的逐线计算模型计算气体的辐射吸收系数,考虑了光谱线的压力增宽和多普勒增宽混合效应;通过有限体积法求解辐射传输方程,空间离散采用与流场相同的计算网格,避免了插值的麻烦,采用了一种较为精确的离散格式。以典型的锥导乘波构型为例,应用所建方法和计算程序数值仿真了其在3~5μm波段的红外辐射空间分布。仿真结果分析表明,模型和方法是合理可行的,可以为红外隐身设计提供一定的参考依据。

密切弯曲激波乘波体技术的应用及有效性分析

将密切技术设计乘波体的应用推广至弯曲激波外锥流场中。针对不同激波形状(ICC)约束条件,在凸、凹激波曲外锥流场中,生成了四种构型的密切弯曲激波乘波体,采用数值模拟及理论分析的手段开展了密切弯曲激波乘波体技术应用的可行性验证及有效性分析。研究结果表明:(1)基于密切凸、凹激波外锥流场的乘波体乘波压缩面、出口截面压力分布、激波形状(ICC曲线)均与设计吻合,最大偏差小于5%,说明密切凸、凹激波外锥流场的方法设计乘波体是可适用的;(2)利用宽高比为0.5的超椭圆方程作为ICC控制曲线生成的乘波体,流场压力的理论解与数值解偏差可控制在1.6%以内,而宽高比为2的超椭圆方程作为ICC控制曲线生成的乘波体,流场压力偏差可控制在4%以内。

密切曲面锥导乘波体的设计与理论分析

将密切锥导乘波体技术应用于一般曲面锥流场,以期获得升阻比、容积率更高的密切曲面锥导乘波体。首先,设定不同乘波体后缘激波型线,在两种代表性曲面锥流场内,生成了四种乘波体构型,利用数值方法验证乘波体设计方法可行性;然后构造了三类典型单一控制变量的曲面锥流场,对比分析了对应密切曲面锥导乘波体性能变化规律。研究表明:(1)密切曲面锥导乘波体流面压力分布、后缘激波型线与理论设计吻合,关键位置压力与理论值相对偏差约1%,说明利用密切技术在曲面锥流场中“截取”乘波体的方法是可行的。(2)曲面锥流场控制参数不同,可获得升阻系数、容积率、压缩量增加,升阻比降低的乘波体,也可获得升阻比、容积率增加,升阻系数降低的乘波体。

高超声速远程滑翔飞行器外形设计方法

结合高超声速远程滑翔飞行器在升阻比、容积率和容积等方面的性能需求,对锥导乘波构型底部基线方程的确定方法、构型顶点至基本流场顶点的距离等问题进行研究;采用面元法计算分析了各外形控制变量对飞行器性能的影响规律;总结得出高超声速远程滑翔飞行器各外形设计变量确定的先后顺序及准则。

无动力跳跃式跨大气层飞行的可行性研究

针对跳跃式跨大气层飞行弹道的特殊性,建立了其飞行动力学模型,在此基础上,利用弹道仿真的方法分析了跳跃飞行的可行性,而后用能量解析的方法进一步分析了其可行性,最后研究了跳跃飞行所需求的大升阻比的可实现性问题,得出无动力跳跃式飞行是可行的。所得结论对跳跃飞行成为又一重要机动突防手段提供了一定的参考依据。

高超音速技术发展概述

简述了美国高超音速飞行器计划的研制背景,介绍了乘波者飞行器的构型特点与热应力松弛设计考虑,初步探讨了高超音速验证飞行器的典型代表X-51A和HTV-2验证飞行失败的原因与遇到的技术困难。

Morse-3型S波段测波雷达比对试验结果分析

为了评价Morse-3型S波段测波雷达试验数据的有效性和实际观测效果,在遮浪岛附近以MKIII型波浪骑士浮标作为比对仪器进行试验。比对结果显示,所有参数的测量结果均略高于比对仪器的测量结果,且两者的相关性较好,平均波高和对应波周期测量结果最好。波高数据相关系数为0.936,误差介于（-0.1～0.1）m和（-0.2～0.2）m的概率分别为58.59%和99.38%;波周期误差介于（-1.5～1.5）s的概率为64.18%,误差标准偏差为0.50 s。

高超声速摩擦阻力直接测量实验研究

介绍了在中国航天空气动力技术研究院(CAAA)的高超声速风洞FD-03和FD-07中进行的摩擦阻力直接测量实验。实验目的是测量高超声速流场中模型表面的摩擦阻力。研制了应变型两分量和单分量天平,分别应用这2种天平进行了压缩拐角运动实验和乘波体模型变迎角实验。实验中的总压1MPa,总温360K,马赫数5。每个模型各布置2个天平。在压缩拐角实验中,测量了平板区的摩擦阻力,观察到压缩拐角运动对流场的干扰,并测得了压缩拐角运动干扰区的摩擦阻力。在乘波体实验中测量了模型表面摩擦阻力及其与模型迎角的关系。实验的数据中处理引入温度修正。整体实验测量不确定度良好,优于12%。

乘波体设计方法及设计参数分析

乘波体是一类典型的高超声速飞行器外形,它具有较高的升力及升阻比特性。建立了一套基于激波装配法的乘波体设计方法,该方法采用激波装配法获得精确激波位置,同时引入导波体的概念,通过设计导波体的构型来决定激波面的形状,引入导波体构型参数。通过改变导波体俯视外形前后锥角度、前后体长度比、侧视外形表面后锥角度等参数,比较其对最终乘波体气动特性的影响,并分析了这些参数改变对乘波体气动特性影响的内在机制,为工程化乘波体设计提供理论指导。

乘波体飞行器气动布局优化设计

由于具有高升阻比,乘波体是高超声速巡航飞行器气动布局的首选方案。文章在求解圆锥激波流场精确解的基础上,应用流线追踪方法,建立了乘波体飞行器气动布局的参数化模型。在此基础上,对飞行器的气动力特性进行了估算。最后,以气动布局参数为设计变量,升阻比最大化为设计目标,对乘波体飞行器进行气动布局优化设计,应用改进的粒子群优化算法(Particle Swarm Optimization,PSO),对优化模型进行求解,得到了优化的气动布局设计方案。

6马赫锥导乘波体速度范围与气动特性研究

乘波体在飞行中马赫数变化会对乘波体产生很大影响,不同马赫数对应不同乘波体外形,获得稳定飞行马赫数范围,对于乘波体气动特性研究将具有重要的指导意义。利用数值模拟方法对无粘锥体流场乘波体进行设计并分析其基本气动特性,得出基于Ma=6,α=0°流场乘波体在满足稳定性飞行的马赫数范围。并在此范围内对乘波体进行分段数值模拟得到升力系数、阻力系数及升阻比变化特性。研究结果为提高乘波体升阻比和控制飞行速度提供了理论基础。

三亚海棠湾X波段雷达海浪比测试验研究

对安装于我国三亚海棠湾的X波段雷达设备及布放在该区域的"波浪骑士"浮标和波高仪进行了海浪比测试验,并且对所获得的现场海浪观测数据进行了分析。通过试验结果表明:X波段雷达观测海浪的方式基本可靠,能够有效捕捉到海浪的变化过程。

面向控制的可变形乘波体概念设计与分析

针对高超声速乘波飞行器强耦合、非线性和大包线飞行等特点,在概念设计阶段将智能变形技术引入到乘波体设计中来,根据不同飞行状态调整乘波体外形,实现飞行性能的最优化。利用高超声速空气动力学和具有热增加的准一维流估算乘波体表面气动力和发动机推力,建立可变形乘波体的参数化数学模型。仿真分析可高燃冲压发动机性能和乘波体气动特性随结构变化的关系,针对发动机性能提出了变形的依据。通过经典的内外环分布式控制器控制可变形乘波体的姿态稳定的同时具有一定的指令跟踪能力,并且验证了形变对飞行和控制性能的影响。

多平面升力体外形设计与气动/隐身性能研究

基于乘波体(Waverider Vehicle,WRV)外形利用多平面设计方法生成了一种多平面升力体(Multi-planar Lift-body Vehicle,MLV),针对乘波体和多平面升力体利用仿真方法开展了气动/隐身性能研究。基于层流方程的数值计算发现与乘波体相比,多平面升力体最大升阻比减小10%,最大升阻比减小量较小;纵向焦心和航向压心相对前移,质心系数取0.55时,纵向静稳定裕度较小,小攻角时需进行静不稳定控制,航向静稳定裕度较大,侧滑角未对升阻比和纵/航向静稳定特性产生明显影响。基于物理光学法(Physical Optics,PO)的雷达散射截面(Radar Cross Section,RCS)仿真计算发现多平面升力体可以实现RCS的整体减缩,在俯仰角60~120°,偏航角-10~10°范围内RCS较大,飞行过程中可通过姿态控制避开此区域。研究结果表明:多平面方法生成的多平面升力体具有较好的气动和隐身性能。

基于网格面元法的高超声速飞行器性能分析

在高超声速飞行器预先研究和概念设计阶段,目前缺乏足够的飞行试验数据和地面实验数据,根据实际飞行性能指标进行气动布局和总体性能优化设计是困难的。基于网格面元法的工程估算方法,是一种计算性能指标的方法,采用参数化建模建立其几何模型,基于几何模型分解法建立网格面元模型,采用工程估算方法计算气动力和雷达散射截面两个有代表性的性能指标。通过对仿真结果的分析表明,基于网格面元法的性能指标计算方法有效且速度快,满足了气动布局和总体性能优化设计中对性能指标计算速度和计算精度的双重需求。

一种正向乘波前体设计方法初步研究

以定楔角乘波体设计方法为基础,研究了影响高超/超声速乘波体"乘波"的主要因素,给出了前体前缘实际气流压缩角的确定方法及影响因素,可知在相同的来流马赫数和压缩角δ下,随着前缘角θ和气流与前缘夹角α的增加,实际气流偏转角γ减小。据此,基于幂函数进气道前体构形,给出了前缘激波不脱体的限制条件及具体的判定方法,分析了乘波体典型几何特征参数对前缘激波不脱体的影响规律,结果显示在相同的来流马赫数和压缩角度下,增大前缘形状因子n,减小前体的长宽比L/W及增大前缘角均有利于激波不脱体。根据给出的前体几何参数对前缘激波脱体的影响规律曲线,对一种"前体几何外形构造+前缘激波附体条件限制"的正向前体乘波器工程设计方法进行了研究,给出了具体设计流程,并进行了初步的数值仿真验证,表明通过该方法设计的乘波前体流动特征与预期的结果吻合,说明文中所给出的激波附体条件及影响规律是可信的,乘波前体设计方法是可行的。

空天飞行器及动力技术发展研究

空天飞行器是航空航天领域重要的研究发展方向,主要有飞行器与发动机气动外形一体化设计、气动热防护、推进和制导控制四个系统性关键技术,本文仅对飞发一体化和推进技术进行研究与分析。首先从高超声速的定义入手,分析了空天飞行气动热和气动力的特点;然后比较了四种不同飞行器气动外形在性能、结构、制造、经济性和使用操纵方面的优劣,研究了不同类型空天组合动力技术的特点;最后从步骤、方法与措施等方面给出了空天飞行器及动力的发展建议。