吸气式高超声速飞行器气动耦合干扰效应研究
高超声速进气道的设计、计算与实验研究
2、计算机模拟作为一种重要的研究手段，可以有效地预测和优化高超声速 进气道的性能。通过流体力学软件和商业软件的二次开发，可以实现进气道的参 数化设计、结构优化和性能预测等功能。
3、实验研究是高超声速进气道设计的重要环节，可以验证设计的有效性和 可靠性。通过实验设备的搭建、实验流程的制定和实验数据的采集与分析，可以 全面评估进气道的性能表现、稳定性和适应能力等方面的指标。
实验设备搭建需要依据进气道的实际工作场景，通常包括风洞、传感器、数 据采集系统和实验模型等。风洞主要用于模拟飞行过程中的气流环境，传感器用 于监测进气道的工作状态，数据采集系统用于记录实验数据，实验模型则用于展 示进气道的设计效果。
实验流程的制定需要遵循一定的规范和标准，以确保实验结果的准确性和可 靠性。通常包括实验前的准备、实验过程的控制以及实验数据的处理等。
然而，高超声速进气道的设计、计算与实验研究仍然存在一些问题和挑战。 例如，如何进一步提高进气道的效率、降低成本并缩短研发周期仍需进一步探讨 和研究。此外，实验设备和实验方法也需要不断更新和完善，以适应更高速度和 更复杂环境下的研究需求。
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高超声速进气道的设计、计算 与实验研究
目录
01 高超声速进气道设计 的基本原理和方法
03
高超声速进气道的实 验研究
02高超声速进气道的计 源自机模拟随着航空航天技术的快速发展，高超声速飞行器成为当今研究的热点之一。 高超声速进气道作为飞行器的重要部件，对其设计、计算与实验研究显得尤为重 要。本次演示将围绕高超声速进气道的设计、计算与实验进行研究，旨在为相关 领域提供参考和借鉴。
基于商业软件的二次开发则主要是为了提高进气道的适应性、降低成本以及 缩短研发周期。常用的商业软件包括ANSYS、SolidWorks和CATIA等，这些软件 可以通过二次开发，实现进气道的参数化设计、结构优化和性能预测等功能。
高超声速飞行器气动布局与操稳特性研究
航空科学技术Aeronautical Science &TechnologyNov.252020Vol.31No.1147-53高超声速飞行器气动布局与操稳特性研究左林玄*，尤明航空工业沈阳飞机设计研究所，辽宁沈阳110035摘要：本文介绍了高超声速飞行器气动布局分类,对钟形体布局、升力体布局、乘波体布局、翼身融合布局进行了分析说明，总结了高超声速飞行器气动布局的发展方向。
从稳定性和操纵性的维度对高超声速飞行器的操稳特性进行了分析，重点分析了在纵向静稳定性、航向静稳定性、副翼操纵效率、方向舵操纵效率等方面，高超声速飞行器区别于传统飞机的特点。
基于高超声速飞行器的操稳特性，给出了高超声速飞行器可行的升降舵、副翼、方向舵的使用策略。
关键词：高超声速飞行器；气动布局；操稳特性；乘波体布局；翼身融合布局中图分类号：V221.3文献标识码：A DOI ：10.19452/j.issn1007-5453.2020.11.006高超声速飞行器是指飞行高度在20~100km 之间，速度超过马赫数5的快速新型飞行器[1]，高超声速飞行技术是继发明飞机实现飞行、突破声障实现超声速飞行后，航空航天史上又一项具有划时代意义的新技术。
高超声速飞行器既包含以吸气式发动机为动力的飞行器，也包含无动力或采用其他推进方式的可重复使用运载器、再入飞行器等。
高超声速技术涉及总体、气动、推进、结构、材料、热防护、控制等众多学科，对科技和工业的发展具有极大的带动作用。
因此，世界各军事强国积极探索高超声速技术，按照近期目标为高超声速巡航导弹、中期目标为高超声速飞机、远期目标为空天飞机持续开展相关技术研究，包括美国的Hyper -X 计划、HyFly 计划、HyTech 计划等，俄罗斯的“冷”计划、“鹰”计划等，法国的组合吸气式发动机计划（JAPHAR ），英国的“云霄塔”等[2-6]。
本文从高超声速飞行器气动布局与操稳特性角度出发，对典型的高超声速飞行器气动布局进行分析，并分别从稳定性、操纵性、机动性等方面对高超声速飞行器的操稳特性进行分析与评估。
高超声速一体化飞行器冷流状态气动特性研究
高超声速一体化飞行器冷流状态气动特性研究金亮;柳军;罗世彬;王振国【摘要】采用数值模拟和风洞实验方法.对高超声速一体化飞行器缩比模型在发动机关闭以及发动机通流状态下的气动特性进行研究.实验中采用彩色纹影系统对缩比模型飞行器的超声速流场进行显示,并通过六分量应力天平测得了全机的升力、阻力和俯仰力矩,数值模拟气动力系数以及流场特征与实验结果吻合较好,同时分析了飞行器保持静稳定状态下的质心选择范围.结果表明进气道开启之后飞行器升力阻力以及抬头力矩显著下降,但此飞行器配平迎角仍较大.该实验结果验证了数值方法的可靠性并为飞行器构型设计提供了参考数据.【期刊名称】《实验流体力学》【年(卷),期】2010(024)001【总页数】4页(P42-45)【关键词】高超声速;气动性能;实验数据;数值分析【作者】金亮;柳军;罗世彬;王振国【作者单位】国防科技大学航天与材料工程学院,湖南长沙410073;国防科技大学航天与材料工程学院,湖南长沙410073;国防科技大学航天与材料工程学院,湖南长沙410073;国防科技大学航天与材料工程学院,湖南长沙410073【正文语种】中文【中图分类】V435.120 引言高超声速吸气式飞行器只能在高马赫数下工作,因此需要依靠助推火箭加速到工作马赫数。
在助推火箭工作过程中,往往需要将进气道入口关闭。
当达到工作马赫数后,助推火箭与飞行器分离,飞行器进气道开启,发动机内部流场开始建立。
当发动机流场稳定之后,发动机喷燃料、点火,飞行器开始自主飞行。
从助推火箭分离到发动机点火的短时间内,飞行器经历三种工作状态：发动机关闭、发动机通流和发动机点火。
在三种工作状态转变过程中,飞行器所受的合力与合力矩变化较大,并且由于在高超声速飞行条件下气动控制面效率较低,需要飞行器具有较好的飞行稳定性,因此研究发动机工作状态转变过程中的飞行可控性能对于高超声速飞行器一体化构型设计具有重要意义。
随着超燃冲压发动机技术的发展,国内[1-4]对高超声速一体化飞行器构型设计开展了较多的研究工作。
高超声速飞行器气动热环境与防护研究
高超声速飞行器气动热环境与防护研究高超声速飞行器是一种飞行速度超过5马赫（约6147 km/h）的飞行器，其在大气层中会面临极端的气动热环境。
由于高速飞行时会产生大量热能，高超声速飞行器需要在高温、高速飞行环境下保持稳定性以及飞行器结构的完整性。
高超声速飞行器的气动热环境主要包括两个方面：气动力和热环境。
在高速飞行过程中，气体会因空气动力学效应产生巨大的气动力，而高速飞行所产生的气动力会给飞行器结构带来巨大的振动和应力。
同时，由于高超声速飞行器在高速飞行过程中会面临高温环境，飞行器表面温度会升高，导致飞行器结构的热胀冷缩问题，从而对飞行器的结构完整性和飞行性能产生不利影响。
为了研究高超声速飞行器的气动热环境和制定相应的防护措施，科学家们进行了大量的实验和数值模拟。
通过实验方法，可以测量飞行器模型在高超声速飞行时所受到的气动力和热负荷，了解其荷载特征和分布情况。
同时，实验还可以通过测量飞行器表面的温度分布，了解其热胀冷缩情况，验证数值模拟结果的准确性。
在数值模拟方面，研究人员通常使用计算流体力学（CFD）方法来模拟高超声速飞行器的气动热环境。
CFD方法可以通过数值计算飞行器周围流场中的气动力和热传输过程，得到飞行器表面的温度分布和流场压力分布等关键参数。
通过数值模拟可以快速获得大量的数据，加深对高超声速飞行器气动热环境特性的理解，并为制定相应的防护措施提供支持。
基于对高超声速飞行器气动热环境的研究，科学家们提出了一系列的防护措施，以确保飞行器在高速飞行过程中的安全性和稳定性。
其中包括以下几个方面：首先，飞行器的结构设计必须能够承受高速飞行带来的巨大气动力。
科学家们通过优化飞行器的外形和减小飞行器的质量，降低飞行器受到的气动力，从而减小飞行器的振动和应力。
此外，还可以采用结构材料的高温耐受性更高的材料，提高飞行器的整体热稳定性。
其次，通过对飞行器进行热防护，降低其表面温度。
研究人员提出了多种热防护材料，例如陶瓷材料、热隔离涂层等，可以有效地减少表面温度的升高，减轻飞行器的热胀冷缩问题。
吸气式高超声速飞行器机体推进控制一体化建模方法研究
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基于自抗扰控制技术的高超声速飞行器控制研究
基于自抗扰控制技术的高超声速飞行器控制研究基于自抗扰控制技术的高超声速飞行器控制研究近年来，高超声速飞行器在航空航天领域引起了广泛的关注。
高超声速飞行器的出现不仅极大地推动了航空技术的发展，也对飞行器控制技术提出了更高的要求。
由于高超声速飞行器的特殊工况，传统的控制方法已经无法满足需求，因此，研究基于自抗扰控制技术的高超声速飞行器控制成为了一个重要课题。
高超声速飞行器控制涉及到多个方面的问题，如姿态控制、飞行路径跟踪和飞行稳定性等。
其中，姿态控制是高超声速飞行器控制中最为关键的一环。
由于高超声速飞行器的高速飞行特性，其姿态变化剧烈，传统的姿态控制方法已经无法满足需求。
因此，基于自抗扰控制技术的姿态控制成为了高超声速飞行器控制的研究热点。
基于自抗扰控制技术的姿态控制，主要通过引入扰动观测器和控制器来实现。
扰动观测器可以对外部扰动进行估计和补偿，从而使系统具备更好的抗干扰能力。
控制器通过根据扰动观测器的估计结果进行修正，实现对飞行器姿态的精确控制。
通过引入自抗扰控制技术，可以提高姿态控制系统的鲁棒性和稳定性。
在高超声速飞行器的控制研究中，利用自抗扰控制技术能够解决多种问题。
首先，由于高超声速飞行器飞行速度较快，飞行器表面会受到强烈的气动力和热载荷的影响，这些扰动会对姿态控制系统产生较大的影响。
利用自抗扰控制技术，可以精确估计和补偿这些扰动，使飞行器姿态控制系统具备更好的鲁棒性。
其次，高超声速飞行器由于飞行速度较快，对操纵输入的敏感性较高。
传统的姿态控制方法很难应对高超声速飞行器在不同工况下对操纵输入的高要求。
利用自抗扰控制技术，可以通过引入控制器来修正操纵输入，以实现高超声速飞行器在不同工况下的精确控制。
最后，高超声速飞行器的飞行特性非常复杂，例如激波和边界层的相互作用以及失稳现象等。
传统的控制方法很难满足高超声速飞行器对飞行稳定性的要求。
利用自抗扰控制技术，可以实现对飞行器飞行稳定性的优化。
综上所述，基于自抗扰控制技术的高超声速飞行器控制研究具有重要的实际意义。
吸气式高超声速飞行器多学科优化设计研究
中 图分 类号 ：Ｊ６ ． ＋ Ｔ７ ５４ ３ 文 献 标 识 码 ： Ａ
Ｍ ｕｌｉ ｉｃｐｌ ｒ ｓｇ ｔｍ ｉａ ｉ ｎ Ｓｔ ｙ ｏ ｒ ｒ ａ ｈ ｎ ｔｄ ｓ ｉ ｉ ｙ Ｄｅ ｉ ｎ Ｏｐ ｉ ｚ ｔｏ ｕｄ ｆＡｉ －ｂ ｅ ｔ ｉ ｇ ｎａ Ｈ ｙ ｅ ｓ ｎ ｃ Ｖｅ ｃ ｅ Ｃｏ ｅ ｔＤｅ ｉ ｎ ｐ ｒ ｏ ｉ ｈｉｌ ｎｃ ｐ ｓｇ
的 协 同机 制 来 设 计 复 杂 系 统 和 子 系 统 的方 法 ， 调 设 计 中多 强
２ Ｍ ＤＯ 方 法
在高超声速 飞行 器 的概 念设 计 过程 中， 涉及 多个 学 会 科， 需要综合考虑 、 分析多种 学科设计 需求 。ＭＤ Ｏ方 法正是
一
收稿 日期 ：０ ９ １ — ７ 修 回 日期 ：０ ０ ０ — ３ ２０ — ２ １ ２ １ — ２ １
空气 动 力 学模 型 、 行器 推进 系统模 型 、 行器 质 量模 型 。 飞 飞
摘 要 ： 冲压 发 动 机 推 进 特 性 问 题 的研 究 中 ， 在 高超 声 速 飞 行 器 是 一 种 多 学 科 强耦 合 的先 进 飞 行 器 ， 统 的 设 计 方 法一 般 只 考 传 虑 某 一 个性 能 和学 科 ， 成 设 计 性 能 不 理 想 ， 多学 科 优 化 设 计 （ Ｏ） 够 探 索 和 充 分 利 用 工 程 系 统 中 的协 同 机制 来 实 现 造 而 ＭＤ 能 复 杂 飞行 器 的设 计 。为 优 化 推 进 技 术 ， 善设 计 ， 高航 程 ， 多 学 科 优 化设 计 方 法 对 高 超 声 速 飞 行 器 进 行 了优 化设 计 。 建 完 提 用
吸气式高超声速飞行器空气动力学
吸气式高超声速飞行器空气动力学
吸气式高超声速飞行器是一种最新的空气动力学技术，能够在高超声速速度下飞行，并具有出色的机动性能和抗干扰能力。
该飞行器的设计原理是利用前冲波将空气集中到引擎前端，然后通过进气道将空气引入发动机中，使燃烧更加充分，从而提高飞行器的速度和效率。
在飞行过程中，吸气式高超声速飞行器会面临严峻的空气动力学挑战，如飞行中的气动加热、气动力失稳和气动噪声等问题。
因此，设计师们需要采用多种空气动力学策略来解决这些问题，如采用热防护材料、优化机翼形状和增加控制表面等。
此外，吸气式高超声速飞行器的研究还面临着技术上的挑战，如发动机设计、材料选择和控制系统开发等方面。
因此，需要进行更深入的研究和开发，以推动这一领域的发展和应用。
- 1 -。
高超声速飞行器的气动特性研究
高超声速飞行器的气动特性研究一、前言高超声速飞行器是目前国际上研究的热点之一，具有非常重要的军事和民用价值。
然而，由于其飞行速度远远超过常规飞行器，因此其气动特性也非常独特，需要进行深入的研究和探索。
本文将讨论高超声速飞行器的气动特性研究。
二、高超声速飞行器的气动特性1.高超声速飞行器的定义及特点高超声速飞行器（Hypersonic vehicle，简称HSV）是指飞行速度超过5马赫（即五倍音速）的飞行器。
在实际应用中，通常把马赫数大于10的飞行器称为“高超声速飞行器”，而把马赫数大于5但小于10的飞行器称为“超音速飞行器”。
高超声速飞行器具有极高的速度和机动性，具有很强的反制敌军能力，同时还能大幅度提高远程打击能力，具有重大的军事价值。
另外，在民用领域，高超声速飞行器也有着广泛的应用前景，比如在航天领域中，可以大幅度提高飞行器的载荷能力和进出轨道的速度等。
2.高超声速飞行器的气动特性高超声速飞行器的气动特性十分独特，主要表现在以下几个方面：(1)大气力学特性复杂。
高超声速飞行器飞行时，其周围的气体会发生各种各样的流动现象，如激波、边界层、湍流等，这些现象极大地影响着飞行器的飞行特性。
(2)气动热力学效应显著。
由于高超声速飞行器的速度非常快，其周围的气体会发生显著的热化现象，这种现象会大幅度影响着飞行器的空气动力学特性。
(3)滑翔比低。
高超声速飞行器一般采用滑翔的方式飞行，而且由于其速度过快，其滑翔比通常较低，需要采取一些特殊的设计措施来确保飞行器的安全和稳定性。
(4)控制性差。
由于高超声速飞行器的速度非常快，其机动性较差，同时控制难度也比较大，需要采用一些特殊的控制手段和技术来保证飞行器的安全和稳定性。
三、高超声速飞行器的气动特性研究1.高超声速飞行器的气动特性研究意义高超声速飞行器的气动特性研究对于掌握高超声速飞行器的飞行性能和工作原理、设计性能和结构优化等方面具有非常重要的意义。
其主要意义可以总结为以下几点：(1)为高超声速飞行器的设计、制造和飞行提供理论依据和技术支撑；(2)为高超声速飞行器的性能评估和优化提供基础数据和方法；(3)为高超声速飞行器的控制和导航提供参考和支撑；(4)为高超声速飞行器的应用和发展提供技术保障和支撑。
高超声速飞行器的设计与气动热力学分析
高超声速飞行器的设计与气动热力学分析第一章：概述随着科技的发展，高超声速飞行器越来越多地引起人们的关注。
高超声速飞行器是指能够在大气层飞行时达到5倍音速以上的飞行器，具有高速、远程、高度机动性等优点。
高超声速飞行器的设计与气动热力学分析是高超声速飞行器研制的关键技术之一，本文将对高超声速飞行器的设计与气动热力学分析进行探讨。
第二章：高超声速飞行器的设计高超声速飞行器的设计需要考虑多个因素，包括外形、材料、发动机、控制系统等。
2.1 外形设计高超声速飞行器的外形设计首先需要考虑的是实现高速和高度机动性。
一般来说，高超声速飞行器外形主要分为平板、发酵、钻石、球体、飞艇等几种类型。
不同外形对于高超声速飞行器的飞行性能和热力学调控策略也有差异。
2.2 材料选择高超声速飞行器需要使用稳定性高、强度大、抗氧化能力好的材料。
一般来说，常用的高超声速飞行器材料包括高温合金、碳纤维增强复合材料、高温陶瓷等。
2.3 发动机设计高超声速飞行器需要使用高功率、高效率的发动机，常用的发动机包括超燃进气发动机、等离子体发动机、波雷特发动机等。
2.4 控制系统设计高超声速飞行器需要使用高灵敏度的控制系统，使之能够进行准确的飞行姿态调整和高度机动性操作。
第三章：气动热力学分析高超声速飞行器在飞行过程中，会出现多种气动热力学效应，包括升力、阻力、温度升高、动压增大等。
因此，要实现高超声速飞行器的稳定、安全飞行，需要进行气动热力学分析。
3.1 升力和阻力的分析高超声速飞行器在飞行过程中需要产生升力以便保持高度，同时还需要克服阻力，使之前进。
为此，需要进行升力和阻力的研究，确定合适的气动设计参数。
在进行研究时，需要考虑不同形状、尺寸、速度、攻角和阻塞等因素的影响。
3.2 温度升高的分析高超声速飞行器在飞行过程中，由于大气阻力和空气流动等原因，会产生大量的热量。
因此，需要进行温度升高的分析，以便确定高超声速飞行器在高温环境下的稳定性和耐久性。
高超声速变体飞行器宽速域气动特性研究
高超声速变体飞行器宽速域气动特性研究罗世彬;岳航;刘俊;宋佳文;曹文斌【期刊名称】《Transactions of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics》【年(卷),期】2024(41)2【摘要】宽速域飞行是高超声速飞行器的重要设计目标和发展方向。
然而,复杂的环境变化给固定外形飞行器在不同飞行条件下的气动布局设计带来了矛盾。
高超声速变体飞行器可以通过呈现不同的构型来适应各种飞行条件并满足性能要求。
本文通过数值模拟的方法来研究折叠翼高超声速飞行器的气动性能。
研究重点是在不同飞行高度和马赫数下,探究不同机翼折叠状态对应气动布局的升阻比、纵向静稳定性和航向静稳定性。
比较了不同机翼折叠角度(0°、45°、90°)对气动性能的影响。
结果表明,在所研究的整个速度范围内(Ma=0~5),较小的机翼折叠角会导致较高的升力系数、阻力系数和升阻比。
机翼折叠角为0°时,升阻比最高。
在纵向稳定性方面,折叠角度较小的布局具有更好的纵向稳定性。
随着马赫数的增加,不同折叠角度之间的纵向稳定性差异最初减小,然后增大。
静态稳定裕度从1∶0.95∶0.84变为1∶0.98∶0.88,后变为1∶0.89∶0.79。
此外,具有较大机翼折叠角的构型表现出更好的航向稳定性。
所有3种机翼折叠布局状态在低速飞行阶段都是航向静稳定的。
随着马赫数的增加,0°和45°折叠角逐渐变得航向静不稳定。
【总页数】18页(P184-201)【作者】罗世彬;岳航;刘俊;宋佳文;曹文斌【作者单位】中南大学航天技术研究院【正文语种】中文【中图分类】TN925【相关文献】1.新型宽速域高超声速飞行器气动特性研究2.宽速域变构型高超声速飞行器气动特性研究3.高超声速飞行器宽速域翼型高效多目标优化设计方法研究4.航空科学技术“高超声速飞行器宽速域气动特性研究”专刊征稿通知因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
高超声速飞行器多物理场耦合问题建模与分析
考虑流体力学效应，如流体粘性、湍流等对飞行器气动性能的 影响。
结构分析
根据电磁、流体分析结果，对飞行器结构进行优化设计，确保 飞行器在复杂环境中的稳定性。
04
高超声速飞行器多物理场 耦合问题分析
飞行力学性能分析
飞行力学性能分析
研究高超声速飞行器在空中的 运动状态和性能表现，包括飞 行速度、高度、航迹等，以及 与飞行条件相关的因素，如大
随着计算技术和数值方法的不断发展，多物理场耦合问题的研究将更加深入，为 高超声速飞行器的设计提供更加有效的手段。
02
高超声速飞行器多物理场 耦合模型
建模方法与原理
耦合模型分类
根据耦合程度和物理场类型，可将高超声速飞行器多物理场耦合 模型分为强耦合模型、弱耦合模型和混合耦合模型。
建模原理
利用物理和数学方法，建立能够描述各物理场之间相互作用和影 响的数学模型，并进行数值模拟和实验验证。
高超声速飞行器多物理场耦 合问题建模与分析
2023-11-06
目录
• 引言 • 高超声速飞行器多物理场耦合模型 • 高超声速飞行器多物理场耦合数值模拟 • 高超声速飞行器多物理场耦合问题分析 • 高超声速飞行器多物理场耦合问题优化设计 • 结论与展望
01
引言
研究背景与意义
01
高超声速飞行器在国防、科技 和商业领域具有重要应用价值 ，如高超声速巡航导弹、高超 声速飞机等。
通过对不同飞行条件下的耦合效应进行研究， 揭示了高超声速飞行器多物理场之间的相互影 响机制。
针对高超声速飞行器热防护问题，提出了基于 多物理场耦合的优化设计方案，为飞行器性能 提升提供了重要参考。
研究不足与展望
现有的高超声速飞行器多物理场耦合模型仍存在一 定简化，未来需要更加精细的模型来提升预测精度
高超音速飞行器高空飞行气动特性研究
高超音速飞行器高空飞行气动特性研究1近空间飞行器气动特性研究1,21,23 蒋勤学叶友达卢笙(1 国家计算流体力学实验室, 北京 100083;2中国空气动力研究与发展中心，绵阳 621000;3北京航空航天大学宇航学院，北京 100083)高升阻比外形飞行器在高空巡航时，空气密度随高度变化，当飞行到一定高度时摘要必须考虑高空低密度效应。
在壁面区域，无滑移条件不再成立，采用滑移条件才能较好的描述，而在流动的其它区域，连续介质模型仍然成立，控制方程采用N-S方程。
本文通过在壁面考虑有滑移的壁面条件对高超声速飞行器在不同高度飞行状态进行数值模拟，并对气动力特性进行了分析。
关键词高超声速滑移条件数值模拟1、引言飞行器处于高超声速飞行时，高空的密度和压力随高度增加而降低，高马赫数，低雷诺数是周围绕流流场的主要特征。
周围流场仍然使用连续介质模型，飞行器壁面采用无滑移壁面。
但当飞行高度进一步升高，伴随着雷诺数的减小，在固壁附近连续介质假设不再成立，Kn数表现出高空低密度效应。
在此区域，分子的平均自由程变大，连续介质模型不再适用。
,的定义为分子平均自由程与流动的特征尺度L之比:,,KnL (1)KnKn,0.01Kn,0.01可以按照数的大小进行流动分区，当时，可将气体视为连续介质，当时为稀薄流区。
[2]若以雷诺数和马赫数判断时，流动分区为: ReM,,连续流区M,,0.01Re, (2) 滑流区M,0.01,,1Re, (3) 过渡流区MM,,,10,,1ReRe,, (4) 自由分子流区, 基金项目:国家自然科学基金资助项目(90505016，10321002)M,,10Re, (5) 该效应使无滑移的壁面边界条件不再成立，壁面上将出现速度滑移和温度跳跃。
由于高空飞行雷诺数较低，流动为层流。
本文采用高超音速的升力体外形的三维绕流流场进行了数值模拟，求解了完全气体的N-S方程，对壁面采用无滑移条件和滑移条件。
吸气式高超声速机动飞行样式及其关键技术分析
吸气式高超声速机动飞行样式及其关键技术分析
段鹏飞;高书亮;王恩亮;王瀚
【期刊名称】《航空兵器》
【年(卷),期】2024(31)2
【摘要】机动飞行性能是确保吸气式高超声速飞行器实现多种应用的关键能力之一,本文重点对吸气式高超声速飞行器机动能力特点进行研究。
首先分析了国外吸气式高超声速飞行器的发展趋势,就其典型机动能力水平和机动样式进行了初步分析,以美国当前典型高超声速导弹项目为例,梳理了吸气式高超声速飞行器的典型机动应用样式。
在此基础上,从总体设计、气动外形、飞发一体、制导控制、多场耦合等方面,梳理分析了确保和提升吸气式高超声速飞行器机动能力的关键支撑性技术。
【总页数】7页(P99-105)
【作者】段鹏飞;高书亮;王恩亮;王瀚
【作者单位】航空工业未来机载武器技术协同创新中心;中国航空研究院;中国空空导弹研究院;北京航空航天大学
【正文语种】中文
【中图分类】TJ760;V249
【相关文献】
1.吸气式高超声速飞行器纵向机动飞行的鲁棒线性变参数控制
2.吸气式高超声速飞行器爬升段关键任务点的鲁棒优化
3.吸气式高超声速巡航飞行器飞行攻角的模型
参考自适应滑模控制4.模拟飞行条件下的吸气式高超声速飞行器后体尾喷流干扰问题实验方案研究5.吸气式高超声速导弹巡航段侧向机动能力分析与仿真
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吸气式高超声速飞行器空气动力学
吸气式高超声速飞行器空气动力学
吸气式高超声速飞行器是一种利用高超声速流动物理学现象进
行飞行的飞行器。
其主要特点是利用飞行器前部的进气道吸入周围空气，将气流加热至高温高速状态，然后将气流加速至超声速，以产生升力和推力进行飞行。
该飞行器的空气动力学特性较为复杂，主要涉及到高超声速流动、气动加热、边界层控制等方面。
其中，高超声速流动是影响吸气式高超声速飞行器空气动力学的核心因素。
在高超声速流动条件下，气体的物理性质会发生显著变化，如气体的压缩性、粘性和热传导性等，这些变化对飞行器的气动力学性能产生了极大影响。
为了充分利用高超声速流动的优势，吸气式高超声速飞行器需要采用一系列空气动力学技术进行优化设计，如进气道设计、气动加热控制、边界层控制等。
同时，还需要对飞行器进行全面的气动力学试验和数值模拟，以验证其设计方案的可行性和稳定性，为实现高超声速飞行提供理论和技术支持。
未来，吸气式高超声速飞行器有望成为一种重要的高速空中交通工具，为人类探索太空、开发高速交通等领域带来划时代的变革。
- 1 -。
进气道工作状态对吸气式高超声速飞行器气动力特性影响的实验研究
第28卷第6期2007年11月 宇 航 学 报Journal of As tronauticsV ol.28N ov ember No.62007进气道工作状态对吸气式高超声速飞行器气动力特性影响的实验研究张红英,孙 姝,程克明,伍贻兆(南京航空航天大学,高超气动研究中心(H AR C),南京210016) 摘 要:对一种吸气式高超声速飞行器Π内流道一体化构形进行了马赫数7一级的风洞实验研究。
结合测力、测压以及纹影照片等结果,分析了进气道处于关闭状态、通气起动状态及通气不起动状态时,飞行器的内外流特征和全机气动力特性。
研究结果表明:(1)进气道的工作状态对飞行器的气动力特性有着显著影响。
进气道处于通气起动状态时的升阻力系数最小,升阻比最大,进气道处于通气不起动状态时的升阻力系数随时间显著波动,但大小与进气道关闭状态接近。
(2)升阻力系数骤增、进口附近及内流道收缩段时均静压突升、外压缩波系往复振荡等是高超声进气道不起动时的主要特征,可作为实验上判别内流道起动Π不起动状态的依据。
关键词:吸气式高超声速飞行器;机体Π推进系统一体化;进气道;内流道;起动Π不起动;风洞试验中图分类号:V235.21 文献标识码:A 文章编号:100021328(2007)0621488206收稿日期6226; 修回日期2325基金项目国家自然科学基金(566)0 引言以超燃冲压发动机为动力的高超声速飞行器由于其诱人的军事和商业价值而受到了广泛的关注。
然而,目前基于超燃冲压发动机的高超声速推进系统所能提供的用以推动飞行器的净推力并不乐观,因而对高超声速推进系统各分系统的设计及匹配提出了严峻的挑战,并从根本上要求飞行器与推进系统进行一体化设计。
作为推进系统与飞行器的连接“桥梁”,进气道在飞Π推一体化中扮演着重要角色,它不仅影响着推进系统的工作效率和工作稳定性等,还对飞行器的气动力特性有着显著影响。
目前,前体Π进气道的匹配及优化[1-5]设计被作为高超声速飞行器Π推进系统一体化的重要内容,并受到了足够的重视。
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第２卷 第７ ８ 期
文章编号 ：０ ６ ９ ４ （０ １０ — １２ ０ １０ ～ ３ ８ ２ １ ）７ ０ １ — ３
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真
２１年７ ０１ 月
吸气 式 高超 声 速 飞 行器 气 动耦 合 干扰效 应 研 究
欧岳峰 ， 方 群， 王 乐
（ 西北工业大学航天学 院， 陕西 西安 ７０ ７ ） １０ ２ 摘要 ： 究飞行器 与冲压发动机耦合干扰效 率优化 问题 ， 研 由于吸气式高超声速飞行器机身与冲压发动机之间存在高度耦合 ， 针对耦合效应 不可避免对飞行器稳定性产生影 响 ， 为提高控制系统性 能 ， 提出飞行器机身 与发动机之间 的耦合 干扰效应 问 题展开深入研究 。在 高超声速飞行器各部件无粘气动特性的基础上 ， 采用尾气羽 流分析模型研究机身与冲压发动机耦合 干 扰效应 ， 并基于飞行器几何参数化模型进行仿真。结果表 明分析模型能较精确地快 速反应机身与冲压发动机之 间耦合 干扰
效应 ， 为吸气式高超声速 飞行器机身／ 发动机一体化设计 和控制系统优化设计及其动力学特性研究分析提供依据 。
关键词 ： 吸气式高超声速 飞行器 ； 气动力计算 ； 机身／ 发动机组合 ； 干扰效应
中图 分 类 号 ： ４７ ． Ｖ ｏ ｉ ｈ ｃｅ Ａｅ ｏ ｙ ａ ｉ ｒ Ｂｒ ａ ｈ ｎｇ Ｈｙ ｅ ｓ ｎ ｃ Ｖｅ ｉｌ ｒ ｄ ｎ ｍ ｃ
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