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。

吸气式超声速导弹弹道优化设计与分析

为充分发挥吸气式超声速导弹巡航性能高的优势,对其巡航段的飞行方案进行了研究。考虑吸气式冲压发动机与飞行轨迹强耦合的特性,建立了以飞行攻角和燃料质量流量为双优化变量的多阶段多约束的弹道优化模型,提出了一种飞行轨迹与推力规律一体化优化设计方法。以射程最大为性能指标,对吸气式超声速导弹的爬升段和巡航段进行了综合优化设计,并着重对不同巡航方案下的弹道性能进行了分析。仿真结果表明,该方法能有效解决吸气式超声速导弹多阶段多约束轨迹优化问题,对于该吸气式超声速导弹而言,巡航的速度不宜太大,高空飞行更有利于增加射程;不等高不等速巡航方案与等高等速巡航方案相比,最大射程提高了12.3%。研究成果可为吸气式超声速导弹总体设计提供参考。

空射导弹用冲压发动机性能分析

对固体火箭冲压发动机、液体燃料冲压发动机、固液燃料火箭冲压发动机和固体燃料冲压发动机的性能进行了对比分析,探讨了上述冲压发动机在空射导弹方面的适用领域。

吸气式超声速导弹爬升段轨迹在线规划与跟踪设计

为解决吸气式超声速导弹如何最优地爬升到巡航状态的问题,提出了一种吸气式超声速导弹的爬升轨迹在线规划与跟踪控制设计方法。将爬升段弹道分解为2个相切的圆弧,利用数学几何方法,推导了两相切圆的相关参数及代数方程,建立了爬升段的参考轨迹,并通过动虚拟目标追踪法设计了参考轨迹的跟踪制导律,从而实现了基于两圆相切理论的爬升段轨迹在线规划与跟踪控制,最后以典型工况为例,进行了数字仿真验证,并与hp自适应伪谱法的优化结果进行了对比分析。仿真结果表明,参考轨迹与优化结果差别不大,能够准确跟踪参考轨迹,同时算法简单,便于工程实现。研究成果可为吸气式超声速导弹爬升段轨迹设计提供参考。

导弹用吸气式两相脉冲爆震发动机可行性研究

设计了内径为60 mm的吸气式两相脉冲爆震发动机,并在冷流条件下测试了进气道的流阻系数。在接近大气压条件下,成功地进行了以汽油为燃料、以空气为氧化剂的吸气式两相脉冲爆震发动机原理性试验。试验中在爆震管内部安装Shchelk in螺旋来促进爆震波的生成,所测量的爆震波压强接近充分发展的爆震波,发动机最高工作频率达到15 H z;进气道内压强变化幅度小于0.1 M Pa,说明所设计的进气道与爆震管匹配良好,这为将脉冲爆震发动机用于工程实际提供了技术储备。

吸气式导弹气动力预计方法研究

有攻角条件下在二元进气道壳体的尖锐棱角上会产生脱体涡,使壳体升力增长,导致进气道壳体的升力大于将壳体压扁后形成的小展弦比薄翼的升力。二元进气道阻力对全弹阻力有很大贡献,通气状态下则存在复杂的内外流干扰导致难于计算。本文基于风洞实验数据库和CFD数值计算解,发展了一种可计算带二元进气道吸气式导弹气动力的计算方法,获得了与实验数据吻合很好的计算结果,该方法可用于此类导弹的选型设计。

吸气式导弹尾部喷流对底部阻力影响数值研究

通过数值模拟方法研究了吸气式导弹尾部喷流对底部阻力的影响。采用内通道截断方法进行热喷状态下流场数值计算,获得了热喷状态下底部干扰流场结构和底部阻力系数,同时研究了燃气属性对热喷效应的影响。最后与冷通气状态流场计算结果进行比较,进一步分析了热喷效应的影响机理。计算结果表明,热喷效应和燃气属性都会对导弹底部阻力产生极大影响。

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 。

吸气式空空导弹FADS系统标定研究

针对自主研发的吸气式空空导弹FADS系统,利用FD-12风洞对其进行了标定研究。分析了风洞标定试验的技术特点,提出一种采用变支杆长度方法避开风洞试验台阶波的标定方案,包括支杆设计、模型加工、安装以及测压管路气密性检测等,在风洞中完成标定试验。试验结果表明:在Ma2.0～3.5范围内,FADS系统的测量误差精度全部达到设计目标,其中静压误差≤490Pa(≤3%)、马赫数误差≤0.1、迎角和侧滑角误差≤0.5°;与首次标定相比,各来流参数测量误差均减小,特别是Ma2状态下,静压最大相对误差由11.5%降低到3.0%,马赫数最大误差由0.15下降到0.10,迎角最大误差由2.5°降低到0.5°,侧滑角最大误差由1.2°降低到0.5°。研究结果可为FADS系统设计提供技术参考。

2000年巡航弹用小涡轮发动机

本文简要评述了国外当前弹用小发动机的设计特点,描述了2000年弹用小涡轮发动机的发展概貌,还介绍了未来弹用小发动机发展的材料、空气动力学和结构技术三方面的关键技术.

腹部进气布局导弹气动计算方法研究

由于腹部进气布局导弹进气道和弹体内外流相互干扰,使得此类导弹的气动性能难以计算。为解决初步设计阶段此类导弹的气动计算问题,文中以DATCOM程序为基础,以CFD数值模拟为依据,采用部件组拆方法,发展了一种腹部进气布局导弹的气动力快速估算方法。结果显示,该方法计算速度快、适应性好、精度高,在吸气式导弹初步设计中具有较高的应用价值。

神经网络在吸气式高超声速导弹突防弹道设计上的应用

针对吸气式高超声速导弹在纵向平面内以极限过载进行的机动,考虑导弹的工作动压窗口、攻角窗口,基于大量二分法仿真得到的数据,用导弹机动初始高度、马赫数以及质量作为神经网络的输入,用导弹以极限过载进行机动的机动时间的最大值作为神经网络的输出,对神经网络进行训练。训练好的神经网络即可以通过机动初始条件来预测导弹以极限过载进行机动的机动时间的最大值。在此基础上,把以极限过载进行机动的机动时间的最大值作为上界,随机选取以极限过载进行机动的机动时间,设计了动压约束的纵向机动突防方法,并通过仿真验证了该方法的可行性。

美国高超声速武器发展路线简析

美国政府和军方开展了大量高超声速武器发展战略和技术研究,以期实现高超声速武器系统的成果转化和快速部署。从高超声速助推滑翔武器、吸气式高超声速武器和跨大气层空天飞行武器三个方面回顾了美军高超声速武器发展历程及近期项目开展情况,深入分析了美军高超声速武器发展战略、路线演变及其技术脉络,提出了近期美国高超声速武器发展的一些趋势性、方向性的观点,并对高超声速武器的未来发展提出了一些启示和建议。

吸气式空空导弹FADS系统设计

分析了吸气式空空导弹FADS系统设计面临的关键技术难点及设计流程.针对吸气式空空导弹大长细比布局、高机动、大攻角和低成本控制等特点,提出了一种高精度、多点故障诊断、容错和可抗大过载的FADS系统设计方法.主要包括基于压力模型、分层诊断和多模型重构容错策略的求解算法设计、系统误差模型设计、高精度和抗大过载压力测量模块设计、以及解算机模块设计等.针对某典型吸气式空空导弹外形设计了9个测压点布局、飞行马赫数2.0-4.5的FADS系统原理样机,在1.2 m×1.2 m超声速风洞完成原理样机的实时解算试验,试验结果表明：静压测量相对误差≤6.9%,马赫数测量误差〈0.1,攻角和侧滑角的测量误差均〈1°.重构模型的测量误差接近基准模型的误差;算法诊断故障点数≤3,故障诊断的范围是P1点的偏差≤-20%或≥40%,P2-P9点的偏差≤-30%或≥30%,算法具有≤2故障点的容错能力.系统的测量误差水平、故障诊断和容错能力均能满足工程要求.