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New Weapon of Tomorrow’s Battlefield Driven by Hypersonic Velocity 预览
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作者 Bahman Zohuri Patrick McDaniel +1 位作者 Jim Lee Casey John Rodgers 《能源与动力工程:英文版》 2019年第5期177-196,共20页
Speed is the new stealth and earlier this week America’s top nuclear commander described a grim scenario for U.S.forces facing off against hypersonic weapons.“We do not have any defense that could deny the employmen... Speed is the new stealth and earlier this week America’s top nuclear commander described a grim scenario for U.S.forces facing off against hypersonic weapons.“We do not have any defense that could deny the employment of such a weapon against us,”Air Force Gen.John Hyten,commander of U.S.Strategic Command,told the Senate Armed Services Committee on Tuesday March 20,2018.Russian and Chinese are aggressively developing new weapons that travel at Mach 5 or higher,which is at least five times faster than speed of sound(hypersonic).These weapons travel in excess of 3,600 miles per hour(1 mile per second)and currently,no military possesses a credible defense.Finding,tracking and intercepting something that fast is unprecedented.Given that Russia and China have invested heavily in advanced defensive technologies that now hold most of our traditional forms of power projection at risk,this is a significant advantage—it is one that would impose major costs upon a defending nation.Recently,according to the director of the Army’s Rapid Capabilities and Critical Technologies Office(ARCCTO),The Army will field a battery of truck-borne hypersonic missiles in 2023,with a contract award in August,the service’s new three-star Program Executive Officer said.The service will also field a battery of 50-kilowatt lasers on Stryker armored vehicles by 2021,he said.A program to put a 100-plus-kilowatt laser on a heavy truck,however,is under review and may be combined with Air Force and/or Navy efforts to reach comparable power levels,Lt.Gen.Neil Thurgood told reporters in his interview.In this white paper we are suggesting a new technology as a counter-measure against such an adversary measure and threat that is aggressively being pursued by these two nations,Russia and China both tactically and strategically.We also briefly discuss possible physics and science of aerodynamics involved with these vehicles traveling between range of 5 Mach and higher,where we discuss current status and future direction driven by phenomena of pl 展开更多
关键词 HYPERSONIC velocity HYPERSONIC FLYING object weak plasma gas high power microwave air BREAKDOWN HYPERSONIC weapons
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Shock-stable flux scheme for predicting aerodynamic heating load of hypersonic airliners
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作者 Feng Qu WeiXuan Kong +1 位作者 Di Sun JunQiang Bai 《中国科学:物理学、力学、天文学英文版》 SCIE EI CAS CSCD 2019年第8期83-92,共10页
In the design of a hypersonic airliner that can considerably shorten the flight time,how to accurately predict the vehicle’s aerodynamic heating loads is of great significance.In this study,a new shock-stable flux sc... In the design of a hypersonic airliner that can considerably shorten the flight time,how to accurately predict the vehicle’s aerodynamic heating loads is of great significance.In this study,a new shock-stable flux scheme called the simple low dissipation advection upwind splitting method(SLAU)-M1 is proposed for the prediction of hypersonic aerodynamic heating load.Based on the construction of the SLAU scheme for low-speed simulations,SLAU-M1 improves the robustness of the mass flux against shock instability.After validating the code employed,several numerical test cases are conducted.The onedimensional(1D) sod shock tube case and the two-dimensional(2D) inviscid NACA0012 airfoil case show that SLAU-M1 features a high level of accuracy at both low and high speeds.To simulate the hypersonic viscous flow over a blunt cone,we adopt different aspect ratios(ARs) of cells near the shock.The results suggest that SLAU-M1 is much less sensitive to the AR of cells near the shock in predicting hypersonic aerodynamic heating loads.Moreover,the findings show that the theoretical value is considerably better than that of the other schemes.The hypersonic viscous flow over a 2D double ellipsoid case and that over the Hypersonic Flight Experiment vehicle case also indicate that SLAU-M1 exhibits a considerably high level of accuracy in hypersonic heating predictions.These properties suggest that SLAU-M1 promises to be widely used in the accurate prediction of the aerodynamic heating loads of hypersonic airliners. 展开更多
关键词 SLAU-M1 cell REYNOLDS number ASPECT ratio HYPERSONIC heating prediction COMPUTATIONAL fluid dynamics
A scaling procedure for measuring thermal structural vibration generated by wall pressure fluctuation
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作者 Xiaojian ZHAO Haibo CHEN +1 位作者 Juanmian LEI Bangcheng AI 《中国航空学报:英文版》 SCIE EI CAS CSCD 2019年第4期815-825,共11页
This paper attempts to develop a scaling procedure to measure structural vibration caused simultaneously by wall pressure fluctuations and the thermal load of hypersonic flow by a wind tunnel test. However, simulating... This paper attempts to develop a scaling procedure to measure structural vibration caused simultaneously by wall pressure fluctuations and the thermal load of hypersonic flow by a wind tunnel test. However, simulating the effect of thermal load is difficult with a scaled model in a wind tunnel due to the nonlinear effect of thermal load on a structure. In this work, the temperature variation of a structure is proposed to indicate the nonlinear effect of the thermal load,which provides a means to simulate both the thermal load and wall pressure fluctuations of a hypersonic Turbulent Boundary Layer(TBL) in a wind tunnel test. To validate the scaling procedure,both numerical computations and measurements are performed in this work. Theoretical results show that the scaling procedure can also be adapted to the buckling temperature of a structure even though the scaling procedure is derived from a reference temperature below the critical temperature of the structure. For the measurement, wall pressure fluctuations and thermal environment are simulated by creating hypersonic flow in a wind tunnel. Some encouraging results demonstrate the effectiveness of the scaling procedure for assessing structural vibration generated by hypersonic flow. The scaling procedure developed in this study will provide theoretical support to develop a new measurement technology to evaluate vibration of aircraft due to hypersonic flow. 展开更多
关键词 Aero-thermal HYPERSONIC SCALING PROCEDURE Structure vibration TURBULENT boundary layer
高超声速飞行器钝舵缝隙流动数值模拟研究 预览
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作者 黄尚坤 肖素梅 +1 位作者 庞宇飞 周佳 《航空工程进展》 CSCD 2019年第2期163-170,186共9页
目前,带缝隙钝舵的缝隙引起的流场结构和气动加热规律变化,还很不明确,需要研究缝隙诱导所形成旋涡的空间分布特征和旋涡运动对物面气动加热的影响规律。通过分析高超声速钝舵缝隙气动加热问题,基于无缝隙钝舵,建立一种带缝隙钝舵简化... 目前,带缝隙钝舵的缝隙引起的流场结构和气动加热规律变化,还很不明确,需要研究缝隙诱导所形成旋涡的空间分布特征和旋涡运动对物面气动加热的影响规律。通过分析高超声速钝舵缝隙气动加热问题,基于无缝隙钝舵,建立一种带缝隙钝舵简化模型。使用有限体积方法求解可压缩Navier-Stokes方程,通量采用vanLeer通量向量分裂方法计算。插值采用MUSCL方法,时间项采用LU-SGS隐式方法。结果表明:无缝隙钝舵流场结构相对简单,带缝隙钝舵流场结构同无缝隙钝舵相比要更为复杂,舵轴上游缝隙内会出现马蹄形涡串结构,相应地在缝隙的上下表面均会出现马蹄形高热流区;受缝隙诱导分离再附流动的影响,在舵轴迎风面以及舵体侧面后部均形成了局部高热流区。 展开更多
关键词 高超声速 钝舵缝隙 数值模拟 气动加热 旋涡
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Infrared radiation characteristics of a hypersonic vehicle under time-varying angles of attack
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作者 Qinglin NIU Zhichao YUAN +1 位作者 Biao CHEN Shikui DONG 《中国航空学报:英文版》 SCIE EI CAS CSCD 2019年第4期861-874,共14页
Hypersonic vehicles emit strong infrared(IR) radiation signatures that can be treated as a detecting source for object identification and routine diagnosis. This paper is aimed at examining the intrinsic radiation cha... Hypersonic vehicles emit strong infrared(IR) radiation signatures that can be treated as a detecting source for object identification and routine diagnosis. This paper is aimed at examining the intrinsic radiation characteristics of a Boost-Glide Vehicle(BGV) under the condition of various Angles of Attack(AOAs). A two-temperature model considering the thermal and chemical nonequilibrium effects is coupled with Navier-Stokes equations solved by the finite volume technique.A gas–solid conjunction heat transfer model is also added into the fluid solver to simulate the surface temperature of the vehicle. The radiative transfer equation is solved with Line of Sight(LOS)algorithm. The computational results for a Hypersonic Technology Vehicle-2(HTV-2) type vehicle show that radiances of the vehicle are strongly dependent on the surface temperature. The presence of AOA results in the significant difference of the surface temperature. Infrared radiation characteristics are also changed in intensity and spectral band due to the AOA. Simulations are performed with two time-varying AOAs. Transient results indicate that the variation of AOA does have a great effect on the infrared radiance and is closely related to observation angle, spectral band, angle size,angular velocity and time history. 展开更多
关键词 ANGLE of ATTACK Fluid-thermal interaction HTV-2 HYPERSONIC vehicle IR radiation Surface temperature
高超声速导弹弹头对流冷却仿真研究 预览
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作者 李剑 《计算机仿真》 北大核心 2019年第4期24-28,共5页
针对高超声速导弹头部剧烈的气动热问题,采用内部铺设管道用气体直接吹拂球头的对流式主动冷却方案,对球头进行降温,并用流固流多场耦合的方法进行数值模拟计算,得到不同冷却气体、不同温度、不同流速下导弹内部温度场分布。结果证明设... 针对高超声速导弹头部剧烈的气动热问题,采用内部铺设管道用气体直接吹拂球头的对流式主动冷却方案,对球头进行降温,并用流固流多场耦合的方法进行数值模拟计算,得到不同冷却气体、不同温度、不同流速下导弹内部温度场分布。结果证明设计方案能有效降低材料表面温度,降低传入导弹内部热流。比较气体性质,提供了可供参考的性能较好的气体。可以为以后高超声速导弹主动式热防护设计方案提供经验和借鉴。 展开更多
关键词 高超声速 对流冷却 建模仿真 耦合计算
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Experimental investigation on aero-heating of rudder shaft within laminar/turbulent hypersonic boundary layers
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作者 Qiang LI Liang NIE +3 位作者 Kouli ZHANG Yu LI Suyu CHEN Guangsheng ZHU 《中国航空学报:英文版》 SCIE EI CAS CSCD 2019年第5期1215-1221,共7页
The aero-heating of the rudder shaft region of a hypersonic vehicle is very harsh, as the peak heat flux in this region can be even higher than that at the stagnation point. Therefore, studying the aero-heating of the... The aero-heating of the rudder shaft region of a hypersonic vehicle is very harsh, as the peak heat flux in this region can be even higher than that at the stagnation point. Therefore, studying the aero-heating of the rudder shaft is of great significance for designing the thermal protection system of the hypersonic vehicle. In the wind tunnel test of the aero-heating effect, we find that with the increase of the angle of attack of the lifting body model, the increasement of the heat flux of the rudder shaft is larger under laminar flow conditions than that under turbulent flow conditions. To understand this, we design a wind tunnel experiment to study the effect of laminar/turbulent hypersonic boundary layers on the heat flux of the rudder shaft under the same wind tunnel freestream conditions. The experiment is carried out in the ?2 m shock tunnel(FD-14 A) affiliated to the China Aerodynamics Research and Development Center(CARDC). The laminar boundary layer on the model is triggered to a turbulent one by using vortex generators, which are 2 mm-high diamonds. The aero-heating of the rudder shaft(with the rudder) and the protuberance(without the rudder) are studied in both hypersonic laminar and turbulent boundary layers under the same freestream condition. The nominal Mach numbers are 10 and 12, and the unit Reynolds numbers are2.4 × 106 m-1 and 2.1 × 106 m-1. The angle of attack of the model is 20°, and the deflection angle of the rudder and the protuberance is 10°. The heat flux on the model surface is measured by thin film heat flux sensors, and the heat flux distribution along the center line of the lifting body model suggests that forced transition is achieved in the upstream of the rudder. The test results of the rudder shaft and the protuberance show that the heat flux of the rudder shaft is lower in the turbulent flow than that in the laminar flow, but the heat flux of the protuberance is the other way around,i.e., lower in the laminar flow than in the turbulent flow. The wind tunnel test results is 展开更多
关键词 Heat flux HYPERSONIC boundary layer RUDDER Shock tunnel Transition Vortex generator
宽速域高超声速飞行器设计与气动特性研究
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作者 罗浩 张登成 +2 位作者 张艳华 郑无计 张久星 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2019年第2期26-30,共5页
为了提升高超声速飞行器在低速和超声速条件下的气动特性,提出了一种新型宽速域类乘波体机身加可变菱形连接翼的气动构型,飞行器通过连接翼的收放变化来实现展弦比和掠角的增减,提高全速域范围的气动性能。采用CFD方法,对低(超声)速和... 为了提升高超声速飞行器在低速和超声速条件下的气动特性,提出了一种新型宽速域类乘波体机身加可变菱形连接翼的气动构型,飞行器通过连接翼的收放变化来实现展弦比和掠角的增减,提高全速域范围的气动性能。采用CFD方法,对低(超声)速和高超声速时的气动特性进行了数值计算。通过分析计算得出结论:在低速和高超声速时,飞行器的气动特性良好。结果表明,该设计方法是可行的,符合水平起降、宽速域飞行的发展趋势。 展开更多
关键词 高超声速 宽速域 升阻比 气动特性
气动热环境试验及测量技术研究进展 预览
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作者 朱广生 聂春生 +1 位作者 曹占伟 袁野 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2019年第2期1-10,共10页
地面风洞试验和飞行试验是研究高超声速飞行器气动加热的主要手段.针对临近空间复杂气动外形高超声速飞行器气动热环境研究的需要,分析探讨了国内气动热试验及测量技术的发展情况.分析了临近空间高超声速飞行器外形特征以及飞行剖面、... 地面风洞试验和飞行试验是研究高超声速飞行器气动加热的主要手段.针对临近空间复杂气动外形高超声速飞行器气动热环境研究的需要,分析探讨了国内气动热试验及测量技术的发展情况.分析了临近空间高超声速飞行器外形特征以及飞行剖面、边界层转捩和气动热环境特性等,进而分析了气动热环境风洞试验模拟理论,介绍了适用于气动热研究的风洞试验设备及其模拟能力,重点讨论了适用于不同类型风洞的热流测量技术发展近况、存在的问题和发展趋势;在以长时间、高热流、高壁温为主要特征的高超声速飞行试验中,无法应用风洞环境下的热流测量技术,因而介绍了目前飞行试验中采用的气动热测量技术,讨论了根据结构温度反辨识表面热流存在的问题,以及热流传感器表面的“冷点效应”、表面催化特性等因素对飞行试验气动热测量的影响,提出了后续工作中应重点研究和解决的临近空间飞行器气动热环境测量技术问题. 展开更多
关键词 临近空间 高超声速 气动热环境 测量技术
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稀薄流区高超声速飞行器表面缝隙流动结构及气动热环境的分子模拟
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作者 靳旭红 黄飞 +1 位作者 程晓丽 王强 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第1期201-209,共9页
针对高空稀薄流区的高超声速飞行器表面缝隙或缺陷结构导致的局部气动加热问题,采用直接模拟Monte Carlo(DSMC)方法研究了70、75、80km和90km等4个飞行高度下稀薄流区高超声速缝隙流动问题,考虑稀薄气体效应和三维效应对缝隙内部流场结... 针对高空稀薄流区的高超声速飞行器表面缝隙或缺陷结构导致的局部气动加热问题,采用直接模拟Monte Carlo(DSMC)方法研究了70、75、80km和90km等4个飞行高度下稀薄流区高超声速缝隙流动问题,考虑稀薄气体效应和三维效应对缝隙内部流场结构和热流的影响。结果表明:上述飞行高度下,外部流动的分离和再附在缝隙内部形成一个充满腔体的单涡结构;稀薄气体效应对缝隙内部流动结构和壁面热流影响明显,随着高度的增加,主涡涡心上移,其形状逐渐变得"扁长",右上角逐渐变尖,热流越来越集中分布于缝隙下游侧面的顶部区域;三维缝隙效应阻碍来流气体分子进入缝隙,导致主涡涡心上移,二维缝隙假设会高估缝隙表面的热流。 展开更多
关键词 稀薄气体 表面缝隙 方腔 高超声速 三维效应 直接模拟Monte Carlo
宽速域变构型高超声速飞行器气动特性研究 预览
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作者 张登成 罗浩 +1 位作者 张艳华 郑无计 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第1期128-134,共7页
为解决高超声速飞行器在低/跨/超声速时气动特性不佳的问题,实现水平起降、跨速域飞行的目标,设计了一种宽速域变构型高超声速飞行器。采用数值计算的方法对飞行器的低速、超声速和高超声速气动特性和典型流场进行了研究分析,得到了升... 为解决高超声速飞行器在低/跨/超声速时气动特性不佳的问题,实现水平起降、跨速域飞行的目标,设计了一种宽速域变构型高超声速飞行器。采用数值计算的方法对飞行器的低速、超声速和高超声速气动特性和典型流场进行了研究分析,得到了升力系数、阻力系数和升阻比随攻角和马赫数的变化规律。结果表明,飞行器在低速和高超声速时的气动特性较好,最大升阻比分别为15.37和4.08,低速时连接翼提供了高升力,高超声速时乘波效果显著;超声速时,阻力系数和升阻比受马赫数影响较大,最大升阻比为4.8。数值计算的结果表明飞行器在全速域范围内气动特性较好,在保证高超声速良好气动特性的前提下,提升了低/跨/超声速性能。 展开更多
关键词 高超声速 变构型飞行器 气动特性 流场分析
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俄罗斯新型高超声速打击武器研究
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作者 林旭斌 张灿 《战术导弹技术》 北大核心 2019年第1期19-24,共6页
针对俄罗斯2018年披露的'匕首'和'先锋'两型高超声速打击武器,在全面梳理其基本信息的基础上,重点对两型武器的外形方案、性能指标(动力推进、制导和射程等)进行了深入的分析,并从技术路线和作战用途两个维度对比分析... 针对俄罗斯2018年披露的'匕首'和'先锋'两型高超声速打击武器,在全面梳理其基本信息的基础上,重点对两型武器的外形方案、性能指标(动力推进、制导和射程等)进行了深入的分析,并从技术路线和作战用途两个维度对比分析了俄罗斯高超声速打击武器发展的特点。俄罗斯利用现有优势,有望研发更符合现代化作战要求的高超声速打击武器,继续保持在国际高超声速武器领域中的优势地位。 展开更多
关键词 高超声速 打击武器 匕首 先锋 精确制导
气动热作用下的充气式减速器性能研究 预览
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作者 王帅 余莉 +1 位作者 张章 曹旭 《航天返回与遥感》 CSCD 2019年第2期33-42,共10页
为了解高超声速再入时气动热载荷对充气式减速器柔性结构的影响,文章基于松散耦合方法开展了极端热载荷工况下的耦合数值研究。文章首先建立了流固耦合和热固耦合两种模型,分别对比研究了气动力和气动热两种气动载荷对蒙皮结构的影响。... 为了解高超声速再入时气动热载荷对充气式减速器柔性结构的影响,文章基于松散耦合方法开展了极端热载荷工况下的耦合数值研究。文章首先建立了流固耦合和热固耦合两种模型,分别对比研究了气动力和气动热两种气动载荷对蒙皮结构的影响。结果表明,气动热对结构的影响远大于气动力,在高超声速再入时应重点考虑。之后研究了气动热载荷下充气式减速器防热层各功能层温度分布,结果表明,绝热层隔热效果最为显著,绝热层导热系数增大一倍,内部最高温度升高21.7%,热变形最大值升高10.7%。上述成果为充气式减速器的设计提供了一定的理论依据。 展开更多
关键词 热固耦合 数值模拟 高超声速 充气式减速器 航天返回
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高超声速导弹多场耦合仿真 预览
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作者 徐世南 吴催生 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第7期768-775,共8页
为准确预测高超声速导弹气动力与气动热环境,采用分区求解方法,实现气动力/热/结构多场耦合计算,并通过与试验值对比确立了耦合仿真方法的有效性。建立大长细比高超声速导弹仿真计算模型,对导弹弹体结构变形、温度场和压力场进行了数值... 为准确预测高超声速导弹气动力与气动热环境,采用分区求解方法,实现气动力/热/结构多场耦合计算,并通过与试验值对比确立了耦合仿真方法的有效性。建立大长细比高超声速导弹仿真计算模型,对导弹弹体结构变形、温度场和压力场进行了数值模拟。仿真结果表明:弹体结构随着攻角增加发生轴向拉伸和横向弯曲;拉伸变形主要由气动热引起,弯曲变形主要由气动力引起;导弹头部气动热与气动力载荷大;耦合效应随着导弹攻角增加更加明显,造成导弹气动热力学环境更加严酷。 展开更多
关键词 导弹 高超声速 耦合 大长细比 数值模拟
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火星再入飞行器风洞试验与真实飞行之间相关性的探讨
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作者 刘方彬 袁军娅 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第4期787-795,共9页
由于风洞试验条件限制,难以完全模拟火星再入飞行器真实飞行环境,因此需要建立火星再入飞行器风洞条件与真实飞行之间的关联关系。基于国外文献公开数据,采用数值方法和对比分析方法探讨了类'探路者号'外形的火星再入飞行器的... 由于风洞试验条件限制,难以完全模拟火星再入飞行器真实飞行环境,因此需要建立火星再入飞行器风洞条件与真实飞行之间的关联关系。基于国外文献公开数据,采用数值方法和对比分析方法探讨了类'探路者号'外形的火星再入飞行器的风洞试验与真实飞行之间的外推方法。结果表明,在高焓空气风洞和常规空气风洞试验条件下,可以将模型驻点附近的无量纲压力和压力系数作为相关性参数,将风洞条件与飞行条件相关联起来,但是不能直接利用风洞试验的热流、无量纲热流和Stanton数作为关联参数;在高焓CO2风洞试验条件下,可以利用模型驻点附近的无量纲压力、压力系数和Stanton数作为外推参数,但是不能直接将风洞试验的热流、无量纲热流作为相关性参数,将风洞条件下的风洞数据通过外推获取飞行条件下飞行器的性能参数。 展开更多
关键词 火星 高超声速 风洞 再入 相关性 气动力 气动热
高超声速双椭球气动热环境预测 预览
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作者 朱志斌 尚庆 +1 位作者 潘宏禄 姜宝森 《兵器装备工程学报》 CAS 北大核心 2019年第1期111-117,共7页
采用不同数值模拟方法,对双椭球外形高超声速绕流的气动热环境进行了模拟预测,对比分析了计算网格、数值格式、湍流模型等对计算结果的影响。数值模拟表明,双椭球超声速绕流在相贯线附近会发生激波与边界层干扰,引起分离旋涡并诱发流动... 采用不同数值模拟方法,对双椭球外形高超声速绕流的气动热环境进行了模拟预测,对比分析了计算网格、数值格式、湍流模型等对计算结果的影响。数值模拟表明,双椭球超声速绕流在相贯线附近会发生激波与边界层干扰,引起分离旋涡并诱发流动转捩,从而改变边界层流动状态,并直接影响热流分布。层流和全湍流计算得到的热流分布与实验数据存在偏差,而转捩模式能够更为准确地预测热流分布;大涡模拟捕捉到了分离诱导转捩的时空发展过程,发现流场涡系结构的发展演化与热流分布具有直接相关性。 展开更多
关键词 高超声速 双椭球 气动热 转捩、湍流 数值模拟
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Adaptive Backstepping Control for Hypersonic Vehicles with Actuator Amplitude and Rate Saturation 预览
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作者 XIANG Kai DU Yanli +1 位作者 ZHANG Peng LIN Haibing 《南京航空航天大学学报:英文版》 EI CSCD 2019年第2期242-252,共11页
This paper presents a constrained control strategy for the hypersonic vehicle with actuator amplitude,rate constraints and aerodynamic uncertainties.First,a vehicle-actuator control model is derived in consideration o... This paper presents a constrained control strategy for the hypersonic vehicle with actuator amplitude,rate constraints and aerodynamic uncertainties.First,a vehicle-actuator control model is derived in consideration of actuator dynamics properties explicitly.Second,a nonlinear disturbance observer is designed to estimate the aerodynamic uncertainties,and then an adaptive backstepping control technique is adopted with a modified first-order-filter to eliminate the“explosion of terms”problem.Next,for handling the actuator amplitude and rate constraints,a novel auxiliary compensation system is constructed to generate quickly compensating signals to ensure tracking performance of command signal.By the Lyapunov stability proof,the proposed control scheme can enssure that the tracking errors converge to an arbitrarily small neighborhood around zero when the actuator constraints and aerodynamic uncertainties exist.Finally,numerical simulations are implemented to illustrate the effectiveness of the proposed control method. 展开更多
关键词 HYPERSONIC vehicle AMPLITUDE and RATE SATURATION adaptive BACKSTEPPING aerodynamic uncertainty
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高超声速伸缩翼变形飞行器轨迹多目标优化 预览
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作者 彭悟宇 杨涛 +2 位作者 王常悦 丰志伟 涂建秋 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第1期41-47,共7页
针对高超声速条件下变形技术的应用模式,对具有伸缩翼的组合式飞行器滑翔弹道进行了多目标优化研究。介绍了伸缩翼的变形模式,给出了不同变形状态下的气动特性;建立了三自由度滑翔轨迹动力学模型和伸缩翼前缘热流计算模型;采用MOEA/D多... 针对高超声速条件下变形技术的应用模式,对具有伸缩翼的组合式飞行器滑翔弹道进行了多目标优化研究。介绍了伸缩翼的变形模式,给出了不同变形状态下的气动特性;建立了三自由度滑翔轨迹动力学模型和伸缩翼前缘热流计算模型;采用MOEA/D多目标优化算法,以变形条件和飞行攻角为设计变量、以最大射程和最小翼前缘总吸热量为目标函数,进行了多目标优化计算。优化结果表明,MOEA/D计算得到了相对均匀分布的Pareto最优解集,将伸缩翼外形与无变形外形相比,飞行器滑翔段射程得到了显著提高,同时伸缩翼前缘总吸热量有明显的降低。 展开更多
关键词 变形飞行器 高超声速 伸缩翼 轨迹优化 多目标优化
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国外并联式涡轮基组合循环发动机技术发展途径浅析 预览
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作者 陈博 桂丰 +1 位作者 李茜 康玉东 《燃气涡轮试验与研究》 北大核心 2019年第1期57-62,共6页
为借鉴国外并联式涡轮基组合循环(TBCC)发动机技术研究经验,从飞行器使用需求出发,分析了并联式TBCC发动机面临的技术挑战,并从高速涡轮基技术、冲压发动机技术和组合技术三个方面,梳理了美国典型并联式TBCC发动机的研发计划。在此基础... 为借鉴国外并联式涡轮基组合循环(TBCC)发动机技术研究经验,从飞行器使用需求出发,分析了并联式TBCC发动机面临的技术挑战,并从高速涡轮基技术、冲压发动机技术和组合技术三个方面,梳理了美国典型并联式TBCC发动机的研发计划。在此基础上,分析并提出了并联式TBCC发动机技术发展途径:拓展涡轮基工作马赫数上限和冲压发动机工作马赫数下限以实现并联式TBCC发动机模态转换,采用射流预冷技术扩展现有涡轮工作包线是短期内实现性较好的技术验证途径,开发高速涡轮发动机技术是未来发展的必然趋势。 展开更多
关键词 航空发动机 高超声速 TBCC 模态转换 高速涡轮发动机 冲压发动机 技术途径
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临近空间飞行器再入滑移区气动热数值模拟 预览
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作者 贾居红 胡丽杰 《兵工自动化》 2019年第2期78-81,共4页
计算流体力学方法(CFD)模拟滑移流区高超声速气动热时误差较大,直接蒙特卡罗模拟方法(DSMC)耗费计算资源。考虑速度滑移和温度跳跃,采用带滑移条件的CFD方法对钝头双锥体绕流进行计算分析。采用添加2阶滑移条件的N-S方程,模拟双锥绕流... 计算流体力学方法(CFD)模拟滑移流区高超声速气动热时误差较大,直接蒙特卡罗模拟方法(DSMC)耗费计算资源。考虑速度滑移和温度跳跃,采用带滑移条件的CFD方法对钝头双锥体绕流进行计算分析。采用添加2阶滑移条件的N-S方程,模拟双锥绕流气动热,并与DSMC结果和文献数据进行对比分析。结果表明:滑移条件使壁面热流分布更接近DSMC模拟值,并且在克努森数不太大的过渡流区仍保持较好适用性;在克努森数较大时,带滑移条件的CFD方法模拟的流场结构存在一定误差。 展开更多
关键词 滑移条件 高超声速 钝头体 气动热 计算流体力学
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