战争模式的变革催生新的威胁目标出现,近年来随着技术的发展,空天高超声速飞行技术不断成熟且形成装备,需要针对性地发展导弹武器装备对其进行拦截打击。空空导弹飞行速度快、机动能力强,使用其进行空天高超声速攻防对抗有着弹道设计自由、探测背景干净等优势,本文阐述了国外空天攻防对抗的发展现状,分析了使用空空导弹进行空天攻防对抗的发射方式、热防护等难点,提出了需要重点研究的七项关键技术,为发展新型空天攻防对抗手段提供参考。

针对吸气式宽包线高超声速飞行器的气动优化问题,基于任务要求建立了基于多点权重分配的气动外形优化模型,并采用“CFD+准一维流”方法开展了气动性能分析。为兼顾气动外形优化的效率与精度,通过改进现有的并行加点策略,发展了一套基于代理模型与梯度算法的分层优化框架,并采用函数算例对改进后的加点策略进行了验证。对吸气式高超声速飞行器的气动外形进行了分层优化,在满足各学科约束的情况下使飞行器在各个优化评估点处的气动性能均有所提升。

吸气式推进能够为高超声速飞行提供显著效益,并能极大地改进其飞行性能。对于在大气层中做持续巡航飞行的全球到达高超声速飞行器,吸气式发动机是其重要的组成部分。将高超声速推进发动机与机体完全结合成一体可大幅改善飞行器性能,但这种一体化气动布局构型对高超声速飞行器设计是重大挑战。传统地面风洞试验、理论分析、计算和飞行试验等飞行系统开发工具都存在局限性。基于此,为提供一种可靠设计方法,从吸气式高超声速飞行器设计、机体/发动机一体化系统与机体气动力干扰、吸气式高超声速飞行器试验要求与地面设备能力及增量方法论等方面对国内外吸气式高超声速飞行器研制进行分析评述,以期为吸气式高超声速飞行器的具体工程实施提供技术参考。

基于TIMED/SABER 2002—2018年大气密度观测数据,统计分析了20~80 km大气密度扰动对高超声速飞行器飞行热环境的影响。根据驻点热流估算方法给出的大气密度变化量与热流变化量之间的关系,定性和定量分析了不同月份大气密度相对变化量引起的热流变化量在垂直和水平方向的分布特征。研究表明SABER大气密度月年均值计算的热流相对USSA76在夏季半球中高纬度地区偏高,在冬季半球偏低。在夏季半球高纬度地区约80 km附近存在热流增量的极大值,南半球夏季的极大值高于北半球夏季,尤其在南半球1月份,热流偏高可达32.2%。在经度方向,热流分布在夏季半球差异较小,冬季半球差异较大;考虑真实大气中存在的扰动时,在南半球和北半球夏季80 km附近,SABER大气密度预测的热流分别比USSA76偏高可达40.7%和36.6%。在经度方向,大气扰动引起的热流经向分布差异显著。在飞行...

宽速域气动设计是水平起降高超声速飞行器研制的瓶颈问题之一。水平起降高超声速飞行器在飞行过程中需要经历亚、跨、超和高超声速多个速域,而适应不同速域的最佳气动外形相互矛盾,使得实现良好的宽速域气动设计面临极大挑战。首先,针对高超声速飞行器宽速域翼型气动设计问题,发展了基于代理模型的高效全局气动优化设计方法,并设计出一种相对厚度为4%、有一定弯度、下表面具有双“S”形特征的宽速域翼型。将新翼型与常规四边形和双弧形翼型进行了气动特性对比,并进行了流动机理分析,结果表明新翼型的宽速域综合气动特性显著优于常规翼型,从而证明发展兼顾亚、跨、超和高超声速气动性能的宽速域翼型是可行的。其次,开展了宽速域翼型的多目标优化设计,通过分析Pareto解集中翼型的宽速域气动性能随几何外形变化的演化规律,进一步...

针对不同气体模型对高超声速飞行器喷流反作用控制系统(RCS)热喷干扰流场模拟的计算效率和准确性问题,基于喷流燃气物理化学模型,通过数值求解含化学反应源项的三维N-S方程,建立了飞行器RCS热喷干扰流场数值模拟方法,分别采用化学反应流、反应冻结流、二元异质流以及空气喷流四种气体模型开展了典型外形热喷干扰流场的数值模拟,研究了不同气体模型对热喷干扰流场结构、飞行器气动力热特性的影响,分析了不同马赫数、飞行高度下的变化规律.研究表明化学反应流模型计算精度较高,计算与风洞试验数据的吻合程度优于其他三种简化模型;在本文的低空条件下,采用简化模型进行热喷干扰流场数值模拟,会低估分离区大小,使飞行器气动力特性预测出现偏差,同时也会低估表面热环境,对防热系统设计不利,随着马赫数增加,简化模型对气动力热特性预...

高超声速技术是当前航天技术领域研究的战略制高点,而升力体布局的飞行器,由于具有有效的内部空间,良好的防热特性,飞行速度快和高超声速气动特性,逐渐受到各国的高度重视,本文利用CFD方法求解了某升力体布局的飞行器基本流场,并分析了攻角对气动力、气动热的影响。

为解决高超声速飞行器姿态运动之间存在的强耦合问题,针对飞行器的气动耦合进行分析,并在此基础上设计了削弱气动耦合的姿态协调控制器。在分析高超声速飞行器状态三通道气动力矩之间的关系基础上,运用动态方程的耦合分析方法得到三通道之间气动耦合关系,求解出耦合度矩阵,引入耦合熵的概念,根据耦合熵判断耦合是否可忽略,并对飞行器姿态协调滑模控制器进行了设计。仿真结果表明,所设计的控制器可有效削弱飞行器三通道之间的气动耦合,在保证姿态稳定的前提下提高系统的动态响应能力。

通过分析与试验表明，技术风险小，性能可靠，近期能够实现的，以煤油为燃料的弹用冲压发动机是一种适宜于飞行Ma=6左右的高超声速导弹的推进装置，采用尾喷管几何喉道可调的方法，有利于提高煤油冲压发动机亚燃工况的性能，满足飞行对低马赫数（Ma=2.5左右）接力与加速状态推力特性的要求，以煤油与氢为燃料的双燃料冲压发动机具有广阔的应用前景。

通过对各种发动机性能的对比分析，认为双模态超燃冲压发动机非常适合作为高超声速飞行器的动力推进装置，国内外的实验研究和数值模拟的结果揭示了如何实现双模态超燃冲压的模态转换。