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高超声速巡航飞行器乘波布局气动设计综述 预览
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作者 王江峰 王旭东 +3 位作者 李佳伟 杨天鹏 李龙飞 程克明 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2018年第5期705-728,共24页
吸气式高超声速乘波飞行器作为可以高效飞行于临近空间空域的运载器,自概念提出以来一直受到世界各国的高度关注,并吸引着众多学者与机构对此开展研究。本文主要从高超声速飞行器发展动态及乘波式气动布局设计技术两个方面展开分析,前... 吸气式高超声速乘波飞行器作为可以高效飞行于临近空间空域的运载器,自概念提出以来一直受到世界各国的高度关注,并吸引着众多学者与机构对此开展研究。本文主要从高超声速飞行器发展动态及乘波式气动布局设计技术两个方面展开分析,前者主要包括超燃冲压发动机的发展历程和主要工业国高超声速项目发展动态;后者主要针对受到世界各国高度重视的乘波式气动布局设计技术,较全面地概述了乘波飞行器气动布局设计方法的最新研究进展,在乘波体设计流程、基准流场构建方法、基准流场求解方法、沿展向乘波布局设计方法和乘波体在高超声速气动布局上的应用等方面进行了详细讨论。根据本文综合分析,乘波式气动布局高超声速飞行器由于在高超声速飞行条件下具有优异的气动性能,仍然是高超声速飞行器一体化布局的重要候选布局形式,而且随着材料、推进、导航与控制等技术的飞速发展,面向工程应用的乘波式高超声速飞行器将会很快出现,并将会在航空航天领域发挥重要作用。 展开更多
关键词 高超声速 吸气式飞行器 基准流场 乘波体 气动布局
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星光导航成像的气动光学效应影响研究 预览
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作者 孔雪 宁国栋(导师) +5 位作者 杨明(导师) 彭志勇 赵欣 王松艳 徐骋 刘垒 《红外与激光工程》 CSCD 北大核心 2018年第10期360-365,共6页
给出了针对吸气式高超声速飞行器(ABHV)的飞推一体化参考轨迹,分析了其对星光导航成像影响。基于吸气式高超声速飞行器强耦合特性,结合星光成像导航技术特点,以飞推耦合度最小为优化指标,考虑ABHV的攻角、燃油当量比、攻角变化率和... 给出了针对吸气式高超声速飞行器(ABHV)的飞推一体化参考轨迹,分析了其对星光导航成像影响。基于吸气式高超声速飞行器强耦合特性,结合星光成像导航技术特点,以飞推耦合度最小为优化指标,考虑ABHV的攻角、燃油当量比、攻角变化率和隔离段激波串位置等多约束特性,采用一种多约束最优化方法,得到了适合星光导航应用的参考轨迹,并分析了该轨迹下星光成像性能退化情况,进一步挖掘了发动机稳定工作和飞行器高精度打击等具有核心竞争力的总体性能指标的潜力。以某型ABHV为例,在精确的仿真模型基础上,进行了仿真分析,仿真结果表明,该方法有效、可靠。 展开更多
关键词 星光导航 吸气式高超声速飞行器 飞推一体化 参考轨迹
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升力体飞行器尾喷流模拟气动力试验方法研究 预览 被引量:1
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作者 许晓斌 舒海峰 +2 位作者 徐筠 谢飞 孙鹏 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2016年第1期86-90,共5页
尾喷流对升力体高超声速飞行器的气动特性影响显著,风洞喷流模拟测力试验是研究升力体飞行器尾喷流干扰效应的重要手段。在尾喷流模拟气动力试验中,选取恰当的喷流模拟参数,以及克服喷流供气管路对天平测力的干扰以提高测量精准度,是需... 尾喷流对升力体高超声速飞行器的气动特性影响显著,风洞喷流模拟测力试验是研究升力体飞行器尾喷流干扰效应的重要手段。在尾喷流模拟气动力试验中,选取恰当的喷流模拟参数,以及克服喷流供气管路对天平测力的干扰以提高测量精准度,是需要解决的关键技术。在CARDC的Ф1米高超声速风洞中,研究了采用冷喷流模拟、飞行器整体模型测力的升力体飞行器尾喷流模拟测力试验方法。通过优化模型结构设计、选用小干扰的喷管分断缝隙密封措施,解决了带尾喷流模拟条件下的升力体飞行器气动力精确测量问题,提高了带喷流气动力试验数据精度,接近常规气动力试验的水平。 展开更多
关键词 吸气式飞行器 升力体 喷流模拟 气动力 风洞试验技术
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超燃冲压发动机前体边界层转捩风洞试验方法 预览 被引量:1
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作者 战培国 《航空科学技术》 2012年第6期22-26,共5页
吸气式高超声速飞行器前体边界层强迫转捩研究是各国高超声速研究计划的重要内容之一。本文归纳总结了美国开展Hyper-X前体边界层强迫转捩研究风洞设备的选则依据和选用的主要风洞;归纳了各风洞在超燃冲压发动机前体边界层强迫转捩试验... 吸气式高超声速飞行器前体边界层强迫转捩研究是各国高超声速研究计划的重要内容之一。本文归纳总结了美国开展Hyper-X前体边界层强迫转捩研究风洞设备的选则依据和选用的主要风洞;归纳了各风洞在超燃冲压发动机前体边界层强迫转捩试验中采用的主要测量和显示技术;分析了强迫转捩扰流装置设计过程中,风洞试验研究采用的方法。 展开更多
关键词 吸气式高超声速飞行器 边界层转捩 超燃冲压技术
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考虑动压限制的高超声速飞行器控制系统设计 预览
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作者 许红羊 凡永华 +1 位作者 仝希 闫杰 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第1期41-47,共7页
针对高超声速飞行器超燃冲压发动机的进气道对飞行动压有比较苛刻的要求,提出一种直接进行动压反馈的高超声速飞行器控制系统设计方法。首先,建立了高超声速飞行器动压反馈控制的动力学模型,并推导了动压控制的状态方程。然后,利用线性... 针对高超声速飞行器超燃冲压发动机的进气道对飞行动压有比较苛刻的要求,提出一种直接进行动压反馈的高超声速飞行器控制系统设计方法。首先,建立了高超声速飞行器动压反馈控制的动力学模型,并推导了动压控制的状态方程。然后,利用线性二次型最优控制方法,通过引入动压误差进行控制对象增广,从而在动压控制回路中引入积分控制,以消除动压跟踪误差,给出了高超声速飞行器动压控制的控制系统结构。最后,通过仿真验证了动压控制器具有很好的跟踪性能,考虑存在气动、推力不确定性因素,飞行器速度出现偏差时,动压控制系统可以自适应地调整飞行高度以保证对动压指令的跟踪,控制系统具有很好的鲁棒性。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 超燃冲压发动机 动压反馈 最优控制
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Unsteady supercritical/critical dual flowpath inlet flow and its control methods
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作者 Jun LIU Huacheng YUAN +1 位作者 Yunfei WANG Ning GE 《中国航空学报:英文版》 SCIE EI CAS CSCD 2017年第6期1877-1884,共8页
在一个 dual-flowpath 入口的不稳定的流动的特征,它为基于的一台汽轮机被设计联合了周期(TBCC ) 推进系统,和不稳定的流动的控制方法试验性地并且数字地被调查。它被大振幅的压力摆动和旅行冲击波描绘。当入口处于 supercritical 状... 在一个 dual-flowpath 入口的不稳定的流动的特征,它为基于的一台汽轮机被设计联合了周期(TBCC ) 推进系统,和不稳定的流动的控制方法试验性地并且数字地被调查。它被大振幅的压力摆动和旅行冲击波描绘。当入口处于 supercritical 状况操作了,也就是,终端吃惊在喉咙定位了,吃惊震荡了,并且摆动的时期关于 50ms,当振幅是 6mm 时。吃惊摆动被分离引起在更弥漫。这吃惊摆动能被扩大长度控制更弥漫它还原剂沿着 flowpath 迫使坡度。当入口处于批评状况操作了,也就是,终端吃惊在第三个压缩斜面的肩膀定位了,吃惊震荡了,并且摆动的时期关于 7.5ms,当振幅是 12mm 时。以这个条件,吃惊摆动被不兼容的 backpressure 在 bleed 区域引起。它能被增加 bleed 区域的 backpressure 控制。 展开更多
关键词 Airbreathing 极超音速的车辆 flowpath 入口 终端吃惊摆动 汽轮机基于联合周期 不稳定的流动
高超声速飞行器前体/进气道参数重要性测度 预览
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作者 田宪科 唐硕 田宪长 《航空计算技术》 2014年第3期76-80,共5页
针对机体推进高度一体化的吸气式高超声速飞行器前体/进气道相关参数对其性能指标的独立和交互作用问题,基于回归模型和二阶混合中心矩理论,以总压恢复系数为性能指标,提出了参数重要性测度新方法。设计了二维混压楔形前体/进气道... 针对机体推进高度一体化的吸气式高超声速飞行器前体/进气道相关参数对其性能指标的独立和交互作用问题,基于回归模型和二阶混合中心矩理论,以总压恢复系数为性能指标,提出了参数重要性测度新方法。设计了二维混压楔形前体/进气道变几何构型方案并给出重要性测度模型,定量和定性地对参数重要性进行了对比和分析。研究结果表明:前体/进气道相关参数间具有强的非线性作用,交互作用非常显著,独立作用可以忽略不计,且重要性测度模型易于扩展。 展开更多
关键词 吸气式高超声速飞行器 二阶混合中心矩 前体进气道 重要性测度 回归模型
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Adaptive fault-tolerant controller design for airbreathing hypersonic vehicle with input saturation 预览 被引量:3
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作者 Haibin Sun Shihua Li Changyin Sun 《系统工程与电子技术:英文版》 SCIE EI CSCD 2013年第3期488-499,共12页
The problem of fault-tolerant control is discussed for the longitudinal model of an airbreathing hypersonic vehicle(AHV) with actuator faults and external disturbances.Firstly,a fault-tolerant control strategy is pres... The problem of fault-tolerant control is discussed for the longitudinal model of an airbreathing hypersonic vehicle(AHV) with actuator faults and external disturbances.Firstly,a fault-tolerant control strategy is presented for the longitudinal model of an AHV,which guarantees that velocity and altitude track their reference trajectories at an exponential convergence rate.However,this method needs to know the minimum value of the actuator efficiency factor and the upper bound of the external disturbances,which makes it not easy to implement.Then an improved adaptive fault-tolerant control scheme is proposed,where two adaptive laws are employed to estimate the upper bound of the external disturbances and the minimum value of the actuator efficiency factor,respectively.Secondly,the problem of designing a control scheme with control constraints is further considered,and a new adaptive fault-tolerant control strategy with input saturation is designed to guarantee that velocity and altitude track their reference trajectories.Finally,simulation results are given to show the effectiveness of the proposed methods. 展开更多
关键词 高超声速飞行器 容错控制器 自适应律 饱和输入 吸气式 设计 指数收敛速度 执行器故障
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基于类咽式进气道的高超声速飞行器一体化设计 预览 被引量:5
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作者 向先宏 王成鹏 程克明 《宇航学报》 EI CSCD 北大核心 2012年第1期 19-26,共8页
针对吸气式高超声速飞行器高空巡航飞行时净推力和升力不足的难题,探索了一种基于类咽式进气道的高超声速飞行器一体化设计方法。该方法耦合了具有高升阻比特性的乘波机体和气流压缩性能优异的三维内收缩进气道,获得了一种气动性能较... 针对吸气式高超声速飞行器高空巡航飞行时净推力和升力不足的难题,探索了一种基于类咽式进气道的高超声速飞行器一体化设计方法。该方法耦合了具有高升阻比特性的乘波机体和气流压缩性能优异的三维内收缩进气道,获得了一种气动性能较优的高超声速飞行器一体化构型。在设计过程中,对一种咽式进气道的几何外形和激波系结构进行了适当改变,得到了能与楔形乘波前体进行一体化设计的类咽式进气道构型,并采用遗传算法对进气道参数进行了优化;以所得到的进气道和乘波体为基础对飞行器整体构型进行了飞行器内外流一体化设计。无黏计算所得流场与理论设计吻合良好,有黏计算结果表明该飞行器在马赫数7时最大升阻比达到3.4,具有良好的气动性能。 展开更多
关键词 吸气式高超声速飞行器 乘波体 内收缩进气道 一体化设计
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考虑激波串的超声速燃烧流场分析模型 预览
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作者 王成鹏 杨永阳 程克明 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2012年第2期 169-175,共7页
发展了一种考虑激波串结构的超声速燃烧流场分析模型,以应用于吸气式高超声速飞行器的设计优化过程。模型通过求解耦合有限速率化学反应的刚性常微分控制方程组来描述燃烧室内点火、燃烧等气动热力现象,采用Billig激波串模型模拟燃烧... 发展了一种考虑激波串结构的超声速燃烧流场分析模型,以应用于吸气式高超声速飞行器的设计优化过程。模型通过求解耦合有限速率化学反应的刚性常微分控制方程组来描述燃烧室内点火、燃烧等气动热力现象,采用Billig激波串模型模拟燃烧高压前传过程。采用该模型对“等直段+扩张段”、“后向台阶”和“支板喷射”三种典型构型燃烧室流场进行了计算。结果表明:所建模型正确地反映了超声速燃烧室流动中的物理化学过程;与实验数据比较,模型计算出的壁面压力分布比没有考虑激波串结构的模型符合的更好。 展开更多
关键词 超声速燃烧 激波串 吸气式高超声速飞行器 流场分析模型
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高超声速弹性飞行器前体压缩性能分析
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作者 祝强军 唐硕 谭艺明 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2011年第5期 57-61,共5页
针对全尺寸的吸气式高超声速飞行器的低阶弹性弯曲模态极易被控制和扰动输入激发的特点,提出了一种基于准定常激波膨胀波理论进行前体处于振动条件下的气流参数计算方法,然后用该方法分析了一个具有二维可调进气道的全尺寸吸气式高超声... 针对全尺寸的吸气式高超声速飞行器的低阶弹性弯曲模态极易被控制和扰动输入激发的特点,提出了一种基于准定常激波膨胀波理论进行前体处于振动条件下的气流参数计算方法,然后用该方法分析了一个具有二维可调进气道的全尺寸吸气式高超声速飞行器机体弹性弯曲振动对前体压缩性能的影响。分析表明:对于实际飞行中可能发生的小振幅的低频弯曲振动,其最主要的影响是引起头部激波的改变;机体弯曲振动幅值或频率增大都会对超燃冲压发动机进气道调节范围和前体压缩性能产生不利影响。 展开更多
关键词 吸气式高超声速飞行器 超燃冲压发动机 准定常激波膨胀波理论 压缩性能
高超声速飞行器动力系统研究进展 预览 被引量:23
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作者 王振国 梁剑寒 +3 位作者 丁猛 范晓樯 吴继平 林志勇 《力学进展》 EI CSCD 北大核心 2009年第6期716-739,共24页
简要介绍了高超声速飞行器动力系统的概况.第2部分介绍了超燃冲压发动机、爆震发动机和组合循环发动机等典型高超声速吸气式发动机的基本工作原理与系统组成,描述了各自的特点.第3部分阐述了高超声速飞行器动力系统存在的难点问题,... 简要介绍了高超声速飞行器动力系统的概况.第2部分介绍了超燃冲压发动机、爆震发动机和组合循环发动机等典型高超声速吸气式发动机的基本工作原理与系统组成,描述了各自的特点.第3部分阐述了高超声速飞行器动力系统存在的难点问题,并列出了在总体设计、进气道、燃烧室、尾喷管、热防护、轻质结构、燃油供应与控制等方面的关键技术.第4部分回顾了上述几种典型发动机的发展历程,比较全面地介绍了世界主要航空、航天大国在动力系统关键技术攻关与系统研制方面的主要研究计划和取得的主要进展,总结了经验教训,指出了发展趋势.第5部分阐述了高超声速飞行器动力系统中的燃烧过程及其燃烧基本问题,介绍了主要研究进展. 展开更多
关键词 高超声速飞行器 超燃冲压发动机 爆震发动机 组合循环发动机 超声速燃烧 爆震燃烧
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二维带动力吸气式高超声速飞行器绕流的PNS-NS混合求解 被引量:2
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作者 贺旭照 乐嘉陵 宋文艳 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第12期共7页
为了提高吸气式高超声速飞行器绕流的求解效率,采用空间推进求解抛物化PNS(parabolizedNavier-Stokes)方程和时间迭代求解Navier-Stokes(N-S)方程的混合计算流体动力学(CFD)方法来求解高超声速飞行器整机绕流.在超声速占主导的流动区域... 为了提高吸气式高超声速飞行器绕流的求解效率,采用空间推进求解抛物化PNS(parabolizedNavier-Stokes)方程和时间迭代求解Navier-Stokes(N-S)方程的混合计算流体动力学(CFD)方法来求解高超声速飞行器整机绕流.在超声速占主导的流动区域采用空间推进求解抛物化N-S方程的方法,在亚声速和分离区采用时间迭代求解N-S方程的方法.对于求解二维带化学反应的吸气式高超声速飞行器绕流,混合CFD方法和完全时间迭代方法相比,可得到同等准确的数值模拟结果,并且求解效率提高了数倍. 展开更多
关键词 吸气式高超声速飞行器 化学反应流动 抛物化Navier-Stokes方程 空间推进方法 混合计算流体动力学方法
“咽”式高超进气道流动特性及性能分析 被引量:3
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作者 董昊 王成鹏 程克明 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第11期共7页
采用数值模拟的方法比较分析了一种矩形型面的内收缩进气道和一种椭圆型面的"咽"式进气道的流动特性和性能.这两种内收缩进气道都是以四道平面斜激波三维流场为基本流场,利用流线追踪技术得到的.研究结果表明,该"咽"... 采用数值模拟的方法比较分析了一种矩形型面的内收缩进气道和一种椭圆型面的"咽"式进气道的流动特性和性能.这两种内收缩进气道都是以四道平面斜激波三维流场为基本流场,利用流线追踪技术得到的.研究结果表明,该"咽"式进气道对设计状态下的攻角变化不太敏感;在非设计状态下具有较高的流量捕获和压缩能力;另外,由于其浸湿面积小,进气道内附面层增长缓慢,激波与附面层干扰较弱.因此,这种"咽"式流道可作为吸气式高超声速飞行器进气道的一个有利选择方案. 展开更多
关键词 内收缩 流线追踪 吸气式高超声速飞行器 高超进气道
一种高超声速二元混压式进气道的研究 被引量:2
15
作者 谢旅荣 郭荣伟 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第12期2288-2294,共7页
针对飞行马赫数为6.00的二元进气道模型开展了高焓脉冲风洞试验研究,分析了进气道在不设置反压和设置反压两种情况下的激波结构、内通道皮托压分布及隔离段出口的性能,并结合数值仿真分析了通道内的流场特性。研究结果表明:在无反... 针对飞行马赫数为6.00的二元进气道模型开展了高焓脉冲风洞试验研究,分析了进气道在不设置反压和设置反压两种情况下的激波结构、内通道皮托压分布及隔离段出口的性能,并结合数值仿真分析了通道内的流场特性。研究结果表明:在无反压情况下,进气道内通道激波反射明显,靠近下壁面的皮托压值均低于其他测点,在隔离段出口截面,靠近侧壁皮托压有所降低;在一定反压条件下,结尾激波系上传至隔离段内,结尾激波位置不对称;堵塞度为62%的反压条件下,结尾激波系位于喉道位置,隔离段出口截面下半部分已经是亚声速流动;在来流马赫数Ma=6.07,迎角α=4.5°无反压情况下,隔离段出口总压恢复系数为0.477,平均马赫数为2.72,增压比为44,流量系数为0.81,表明进气道性能良好。 展开更多
关键词 航空航天推进系统 吸气式高超声速飞行器 二元进气道 风洞试验 数值模拟
高超进气道临界起动特征 预览 被引量:11
16
作者 王成鹏 程克明 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第6期 997-1002,共6页
通过对一种吸气式高超飞行器模型的Ma-7风洞吹风试验结果的分析,获得了高超进气道不起动、临界起动和起动状态的流动特征,包括流动图谱、压力分布和气动力分布;并将进气道内收缩比值与等熵理论最大起动收缩比限、自起动最大起动收缩... 通过对一种吸气式高超飞行器模型的Ma-7风洞吹风试验结果的分析,获得了高超进气道不起动、临界起动和起动状态的流动特征,包括流动图谱、压力分布和气动力分布;并将进气道内收缩比值与等熵理论最大起动收缩比限、自起动最大起动收缩比限和经验最大起动收缩比限做了对比分析,分析结果有助于高超进气道的设计和起动性能的评估。 展开更多
关键词 航空 航天推进系统 吸气式高超飞行器 进气道 起动 风洞试验
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高超音速飞行器及其关键技术简论 预览 被引量:30
17
作者 杨亚政 李松年 杨嘉陵 《力学进展》 EI CSCD 北大核心 2007年第4期 537-550,共14页
简要评述了高超音速飞行器及其关键技术,包括:高超音速飞行的定义、高超音速流动的特征、高超飞行覆盖范围、高超飞行器蒙皮温度、以及高超飞行设计特点;高超飞行器的背景;高超飞行器研制的发展简史,及经验与思考;吸气式高超飞行... 简要评述了高超音速飞行器及其关键技术,包括:高超音速飞行的定义、高超音速流动的特征、高超飞行覆盖范围、高超飞行器蒙皮温度、以及高超飞行设计特点;高超飞行器的背景;高超飞行器研制的发展简史,及经验与思考;吸气式高超飞行器典型设计过程、发展战略、技术规划、和关键技术领域. 展开更多
关键词 高超音速流动 吸气式高超飞行器 涡轮发动机冲压喷气发动机 涡轮基组合循环 火箭基组合循环 热防护系统
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高超飞行器进气道/内流道流动特性试验 预览 被引量:3
18
作者 王成鹏 张红英 +2 位作者 孙姝 王江峰 程克明 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第10期 1704-1709,共6页
用Ma∞=7风洞试验的方法研究了一种吸气式高超声速飞行器二维进气道/内流道的流场特征与起动特性.试验结果表明:在来流总压0.5~1.9 MPa、单位雷诺数2.48×10^6~7.95×10^6范围内,进气道起动的前提下,进气道/内流道沿程压力... 用Ma∞=7风洞试验的方法研究了一种吸气式高超声速飞行器二维进气道/内流道的流场特征与起动特性.试验结果表明:在来流总压0.5~1.9 MPa、单位雷诺数2.48×10^6~7.95×10^6范围内,进气道起动的前提下,进气道/内流道沿程压力分布受来流总压、雷诺数的影响变化很小;在进气道外压缩段流动未受干扰前进气道隔离段最大可承受反压约为250倍自由来流压力;未加侧板时该进气道具有自起动能力,加侧板后隔离段出口压力有所增加;在设计点工况,该进气道增压比42.9,总压恢复0.27,出口马赫数2.76. 展开更多
关键词 航空、航天推进系统 吸气式高超声速飞行器 高超进气道 内流道 起动 风洞试验
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机身/推进系统一体化高超声速飞行器冷却性能分析 预览 被引量:1
19
作者 罗世彬 吴先宇 +1 位作者 罗文彩 王振国 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2004年第1期 56-62,共7页
建立了机身/推进系统一体化高超声速飞行器冷却性能分析模型,分别计算了等高度飞行和等动压飞行条件下的机身/推进系统一体化高超声速飞行器的冷却流量需求,对飞行马赫数、巡航高度和飞行动压对冷却流量的影响进行了分析,得到了满足冷... 建立了机身/推进系统一体化高超声速飞行器冷却性能分析模型,分别计算了等高度飞行和等动压飞行条件下的机身/推进系统一体化高超声速飞行器的冷却流量需求,对飞行马赫数、巡航高度和飞行动压对冷却流量的影响进行了分析,得到了满足冷却需求的最大飞行马赫数.结果表明在马赫数6~12的范围内,气动加热部件冷却需要总冷流量的约6%~13%,适当配置燃料喷射方案和提高冷却通道出口冷却剂的温度,再生冷却能够满足机身/推进系统一体化高超声速飞行器的冷却流量需求. 展开更多
关键词 高超声速飞行器 冷却 超燃冲压发动机 气动加热
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吸气式高超声速飞行器动力学建模研究进展 预览 被引量:22
20
作者 唐硕 祝强军 《力学进展》 EI CSCD 北大核心 2011年第2期187-200,共14页
高超声速飞行以及飞行器机身/超燃冲压发动机一体化设计的典型特点导致吸气式高超声速飞行器具有不同于常规飞行器的飞行动力学特性,而飞行器总体设计和控制系统设计都必须考虑这些新动力学特性的影响,因此为吸气式高超声速飞行器建立... 高超声速飞行以及飞行器机身/超燃冲压发动机一体化设计的典型特点导致吸气式高超声速飞行器具有不同于常规飞行器的飞行动力学特性,而飞行器总体设计和控制系统设计都必须考虑这些新动力学特性的影响,因此为吸气式高超声速飞行器建立能够包含这些新特性的飞行动力学模型非常重要.本文对吸气式高超声速飞行器动力学建模的相关研究进行了总结:首先,简略地回顾了从超燃冲压发动机研究到飞行器系统研究发展历程;其次,详细阐述了宽飞行包线、高超声速效应、超燃冲压发动机约束、气动/推进耦合和气动弹性效应等吸气式高超声速飞行器的新动力学特性;然后,讨论了在选择坐标系、抽象飞行器外形、建立弹性机身模型、建立空气动力模型、建立超燃冲压发动机系统模型以及推导运动方程等每个具体步骤中需要考虑的问题和可用的方法;最后,评述了现有吸气式高超声速飞行器动力学模型,并指明了未来发展方向. 展开更多
关键词 飞行动力学 建模 吸气式高超声速飞行器 超燃冲压发动机
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