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2005年8月26日,波音公司与国防高级研究计划局(DAR-PA)和海军研究局(ONR)合作,成功进行了HyFly(高超声速飞行)高超声速打击导弹的助推段性能演示试验。 相似文献
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详述了各国高超声速低成本飞行试验的进展情况,并研究了美国高超声速飞行计划的试验技术方案、飞行试验环境及飞行试验过程,总结了试验方案的特点及弹道设计思想,对3次飞行试验的初始条件、试验手段进行了分析,对试验弹道结果进行了处理,此外还分析了澳大利亚的高速射击飞行试验计划项目及其他国家的试验进展情况.对这些飞行试验的详细研究可为我国开展高超声速飞行试验提供重要的技术支持. 相似文献
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波音公司拟进行高超声速导弹飞行试验 总被引:1,自引:0,他引:1
波音公司准备在2007年初开始进行HyFly(高超声速飞行)高超声速导弹验证机的飞行试验, 这意味着, 波音公司朝着实现美国国防部拟定的远距离快速打击瞬间目标的设想又迈进了一大步.为了最终部署高超声速导弹, 在今后10~12年内必须持续研究高超声速技术. 相似文献
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为解决某高超声速飞行器助推段纵向控制的问题,以火箭助推垂直发射式飞行为对象,对其高超声速飞
行器助推段纵向控制策略进行研究。根据飞行器的飞行环境和自身结构,给出特性分析并剖析了控制难点,建立运
动参数时变模型,提出纵向姿态控制、增稳控制和迎角保护策略。分析结果表明:从稳定性和操纵性两方面与迎角
相比,俯仰角控制器具有更好操稳性,俯仰角速率指令内回路在助推段相比于阻尼内回路具有更好的鲁棒性。 相似文献
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针对高超声速飞行器巡航飞行控制问题,提出一种基于H∞的鲁棒控制方法。建立基于平衡点的线性不确定模型,将轨迹跟踪问题转换为一类H∞控制问题。在状态和控制输入不确定项满足匹配条件下,基于鲁棒稳定理论和线性矩阵不等式技术,推导出满足闭环系统内部稳定且满足一定控制性能的反馈增益选取条件。通过对非线性多变量高超声速飞行器纵向模型的轨迹跟踪仿真表明,所研究的控制方法可以确保对速度和高度指令的响应效果,并对模型中存在的参数摄动具有鲁棒性。 相似文献
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高超声速飞行器翼面气动加热、辐射换热与瞬态热传导的耦合分析 总被引:2,自引:0,他引:2
为准确预测高超声速飞行器翼面的热环境以利于飞行器的设计。通过数值算例验证了基于参考焓法的气动加热工程算法的可行性;提出了一种高超声速飞行器三维翼面的气动加热、辐射换热、瞬态热传导的准定常耦合求解方法,通过与非耦合的气动加热、辐射换热及瞬态热传导方法相比,指出考虑耦合求解的必要性。在飞行器典型弹道飞行条件下,该耦合求解方法考虑气动加热、辐射换热、结构热传导耦合效应,实现了高超声速三维翼面温度的准确预测,该方法可用于高超声速飞行器气动热分析及热防护设计。 相似文献
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基于试验设计和响应面近似的高超声速巡航飞行器多学科设计优化 总被引:7,自引:0,他引:7
建立了基于试验设计理论和响应面近似的超燃冲压发动机推进的高超声速巡航飞行器多学科设计优化方法。首先建立外形尺寸、质量估算、气动力性能、气动热性能和推进性能学科的分析模型。模型考虑了学科间的耦合效应,结合弹道方程,形成了飞行器的总体性能模型。然后分别采用D—Optimal设计、Taguchi设计和均匀设计选择设计点,通过多机并行计算完成高超声速巡航飞行器性能分析。根据分析结果,构造响应面近似模型。通过响应面近似模型的优化,完成了高超声速巡航飞行器的多学科设计优化。计算表明,基于试验设计的多学科设计优化方法可以用于高超声速巡航飞行器的优化设计。 相似文献
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临近空间高超声速飞行器具有非惯性轨迹形式和大范围、强机动的突防能力,对目标飞行轨迹的准确预测能够为反导拦截系统有效拦截提供有力技术支持。针对高超声速飞行器的滑翔式和跳跃式飞行轨迹预测问题,提出一种基于注意力机制的Seq2Seq轨迹预测模型,利用LSTM网络设计编码器和解码器,同时利用注意力机制提取的信息进行解码预测。该网络以目标轨迹的位置、速度、弹道倾角和攻角六维特征序列作为输入网络,网络输出为未来一段时间内的连续轨迹序列,利用弹道仿真模型获得的目标飞行器轨迹数据作为训练集对网络进行训练与优化。实验结果表明,该网络能够对高超声速飞行器的多种飞行轨迹进行有效的轨迹预测,预测误差小,能够为反导拦截系统提供有利参考。 相似文献