高超声速巡航飞行器防御方案探讨

近年来,高超声速技术获得快速发展,高超声速巡航飞行器即将浮出水面。针对采用吸气式冲压发动机、大飞行高度的高超声速巡航飞行器,提出三个防御方案并进行了初步分析,探讨了空基拦截器方案的关键技术,为发展临近空间高超声速飞行器防御体系或高超声速攻防对抗技术提供参考和借鉴。     

反临近空间高超声速飞行器导引头及关键技术分析

对国外典型临近空间高超声速飞行器进行了分类论述,说明了不同飞行器的军事特点.针对临近空间高超声速飞行器的防御作战问题,依据目标特性分析,提出了反临近空间高超声速飞行器导弹导引头所面临的难点,重点分析了发展这类导引头所涉及的关键技术.     

高超声速发动机-机身一体化技术述评

对与高超声速吸气式发动机-机身一体化相关的一些问题作了述评.与其它飞行器比较,高超声速吸气式飞行器更需要被视为一个完整的一体推进系统进行分析.对于这种布局,通常很难弄清机身组件和推进系统元件的区别.高超声速发动机的工作直接和空气动力学、可控性以及最佳航迹的选择有关.对一些可发展的有效一体化技术和概念,其中包括逆向设计以及优化的前机身布局进行了论述.     

高超声速飞行器发展困境分析

介绍了高超声速技术的一些基本概念。在此基础上,说明了不同高超声速飞行器经历的不同飞行环境,以及不同的热防护系统需求。阐述了高超声速技术的发展历程,对推动高超声速技术发展的不同飞机和导弹技术进行了概括。根据当前高超声速飞行器发展现状,分析了高超声速飞行器的发展瓶颈。     

高超声速飞行器若干问题研究进展

介绍了国外高超声速飞行器的发展现状,并总结了未来一段时期高超声速飞行器的发展方向和趋势.分析了高超声速飞行器的外形选择及其气动问题,发动机的选取与机体一体化问题和气动加热及防热问题.最后提出了未来高超声速飞行技术发展的几个方向.     

二维高超声速吸气式飞行器一体化流场数值模拟

高超声速吸气式飞行器多采用机体／发动机一体化设计，使用CFD方法，对二维高超声速吸气式飞行器机体／发动机一体化流场进行了数值模拟，在来流马赫数6条件下．分别研究了发动机关闭，发动机通流与发动机点火三种状态下飞行器受到的气动力系数的变化，以评估该飞行器的纵向气动性能，并同时对三种工作状态下飞行器机体／发动机一体化流场的流动特征进行了分析。     

吸气式高超声速飞行器控制研究综述

吸气式高超声速飞行器控制系统的任务是在飞行包线内通过发动机提供的推力改变飞行速度并利用气动舵面偏转调整飞行姿态,控制飞行器精确跟踪制导指令。通过探讨高超声速飞行器的动力学特性,从系统建模和控制策略研究两个方面对高超声速飞行器的控制系统设计研究现状进行了分析和阐述,所得结论可为相关研究提供借鉴与参考。     

RBCC高超声速飞行器粘性效应分析研究

针对高超声速飞行器飞行过程中粘性对气动特性的干扰效应,探讨了高超声速粘性效应的相关理论,应用CFD数值模拟方法对RBCC高超声速飞行器巡航阶段的粘性效应进行了研究,在此基础上考察了粘性对高超声速飞行器轴向力系数和升阻比的影响.计算获得了飞行器巡航阶段下的气动特性曲线.将其应用于高超声速飞行器概念设计中,数值模拟结果作为高超声速飞行器结构和气动分析的初步准备工作是必须及合理的.     

均匀试验设计法在高超声速飞行器外形设计中的应用

阐述了在进行高超声速飞行器外形设计中,应用试验设计方法的必要性.简要介绍了均匀试验设计原理和高超声速飞行器设计要求,应用均匀试验设计法对高超声速飞行器外形参数进行试验,建立一组回归方程,并给出优化设计值,达到提高飞行器气动性能的目的.     

基于飞行性能估算的高超声速飞行器总体参数优化研究

为了获得起飞质量最轻的飞行器概念方案,以3种不同动力组合的高超声速飞行器为比较对象,设定统一的优化约束条件。根据功能原理,建立基于飞行性能评估的高超声速飞行器总体参数优化方法,并开发专门软件进行优化计算。最后,通过分析计算结果,给出了3种高超声速飞行器方案的对比结论。     

高超声速助推飞行试验技术方案研究

以高超声速飞行器为有效载荷，进行了高超声速助推飞行试验技术方案研究，并通过分析气动力参数、设计变量参数的范围及约束条件，进行了助推弹道设计，确定了二级助推发动机设计要求，并利用调整发射俯仰角、滑行时间和配重物质量来调整助推弹道参数，将高超声速飞行器送入试验弹道．最后将计算结果与美国HyFly计划陆基发射试验的弹道实测数据进行对比分析．结果表明，设计结果与HyFly试验数据较吻合，验证了助推飞行试验技术方案的可行性与正确性．     

带推力高超声速飞行器非连续点火再入轨迹研究

带推力高超声速飞行器非连续点火助推可有效提高再入飞行器灵活性和机动性。为分析点火时刻和助推时长对飞行器再入轨迹的影响，根据发动机开关机状态，改进高斯伪谱法将非连续点火助推再入轨迹进行分段优化处理，实现不同点火时刻和助推时长的再入轨迹优化。发动机关机时，利用高斯伪谱法生成满足多约束条件的最优再入轨迹；发动机点火后，按照给定控制输入，由数值积分计算生成再入轨迹。在分段点处附加约束条件，保证飞行器状态在分段点处连续衔接。选取再入过程中A、B、C、D 4个典型时刻进行发动机一次点火和二次点火，以横向航程最大为目标，设计仿真算例。研究结果表明：改进的高斯伪谱法可有效求解带推力飞行器非连续点火再入轨迹优化；在助推发动机总冲一定时，点火时刻对飞行器再入轨迹影响明显。     

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

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。     

高超声速飞行器尾迹转捩及其对雷达散射截面的影响

当飞行器在大气层中以高超声速飞行时,在下游形成的等离子体尾迹有可能引起雷达散射截面（RCS）突增现象,影响飞行器的探测、跟踪和识别。在自由飞弹道靶上开展高超声速模型流场特性试验研究,测量不同马赫数和靶室压力下模型尾迹的流场结构和转捩位置,利用转捩准则对试验结果进行分析,讨论了转捩位置变化对高超声速飞行器RCS特性产生的影响。结果表明：模型特征尺寸、飞行马赫数和压力等是影响转捩位置的主要参数;尾迹对高超声速飞行器RCS的影响非常复杂,将改变RCS大小,使雷达成像变模糊甚至产生假目标。     

高超声速飞行器巡航段拦截作战需求分析

运用高超声速动力学和系统分析等理论和方法,分析了高超声速飞行器的主要性能特点、航路特点和拦截特点,指出其巡航段飞行时间长、航迹最平稳,巡航段拦截是最有效、最理想的拦截方式。提出巡航段拦截方法,并依此分析了传统防御系统存在的不足。最后,概括总结出高超声速飞行器巡航段拦截预警探测、指挥控制、拦截打击方面的能力需求。     

临近空间高超声速飞行器发展现状及其防御问题分析

临近空间高超声速武器对未来空天安全构成重大威胁,因此其防御武器的研究是当前防空技术研究领域的热点。介绍了当前军事强国在临近空间高超声速飞行器研究领域的发展状况,重点分析了美军的临近空间高超声速飞行器的发展思路和正在进行的项目。在系统归纳当前临近空间高超声速武器的发展现状和作战特点的基础上,提出了对防空系统的顶层能力需求,可为未来防空体系需求研究提供参考。     

弹性高超声速飞行器预设性能精细姿态控制

将反演控制技术、预设性能控制和神经网络相结合,研究设计巡航飞行的高超声速飞行器精细姿态控制器。研究中考虑了高超声速飞行器弹性形变对飞行攻角的影响,引入诱发攻角的概念来刻画气动弹性对飞行器的影响;在考虑弹性的情况下,利用预设性能的设计来满足精细姿态控制的指标要求,同时可以兼顾系统的瞬态性能;利用全局调节动态神经网络在线逼近诱发攻角方程中的未知项,利用Lyapunov稳定性理论得到神经网络权值、中心点和影响范围的自适应调节律,引入鲁棒项来处理神经网络逼近误差的影响,最终设计出考虑气动弹性情况下的高超声速飞行器预设性能精细姿态控制器。通过Lyapunov稳定性理论证明了系统的稳定性以及闭环系统所有信号均有界,仿真分析验证了所设计的控制器能够使系统跟踪误差满足预设性能的要求,以此实现姿态精细控制。     

高超声速飞行器与弹道导弹综合性能分析

以潘兴Ⅱ导弹、X-51A高超声速飞行器为例,对高超声速飞行器与弹道导弹的综合性能进行了对比分析。首先从武器作战效果方面,分别对作战距离、有效载荷、突防能力、打击精度进行了详细对比,并对发射平台、技术成熟度、使用成本三方面进行了综合比较,明确了高超声速飞行器存在的优缺点,为高超声速飞行器的研究提供了参考。     

基于工程快速计算方法的高超声速高升阻比飞行器气动特性研究

基于工程快速计算方法研究了高超声速高升阻比飞行器过渡流区气动特性.首先应用一与所研究飞行器相近气动布局作为验证外形,对连续流区牛顿类高超声速工程快速计算方法在高超声速高升阻比飞行器上的计算精度进行了评估.研究表明,高超声速工程快速计算方法在其应用范围内,对高超声速高升阻飞行器的气动特性具有较高的预测精度,可以满足工程设计需要.最后,在连续流区使用同样的计算方法,同时考虑高空稀薄气体效应,通过所建立的桥函数给出了所研究高超声速高升阻比飞行器过渡流区的气动特性.