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涡轮泵排气对超声速飞行器气动性能的影响
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作者 姜夕航 马林静 《气体物理》 2023年第3期70-76,共7页
采用数值计算方法研究了涡轮泵排气位置及排气流量对超声速飞行器气动性能的影响规律,确定了最佳排气位置,在此基础上开展了攻角对排气效果的影响研究。结果表明:1)主流对涡轮泵排出的气体有较强的干扰,飞行器表面的分离区随排气量的增... 采用数值计算方法研究了涡轮泵排气位置及排气流量对超声速飞行器气动性能的影响规律,确定了最佳排气位置,在此基础上开展了攻角对排气效果的影响研究。结果表明:1)主流对涡轮泵排出的气体有较强的干扰,飞行器表面的分离区随排气量的增加而增大,造成阻力增加,升力减小;2)上、下表面排气均可导致阻力的增加,且下表面由迎风导致在相同排气量下阻力较上表面大;3)为减小飞行器正攻角飞行时的阻力,排气位置应设置在上表面;4)当在上表面排气时阻力随攻角的增加逐渐增加,但与基准状态的阻力差量随攻角的增加逐渐降低。 展开更多
关键词 涡轮泵 超声速飞行器 巡航气动性能 阻力 升力
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带落角约束的超声速飞行器制导控制一体化设计 被引量:7
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作者 王建华 刘鲁华 +1 位作者 赵暾 汤国建 《电机与控制学报》 EI CSCD 北大核心 2017年第2期76-86,共11页
针对超声速飞行器末飞行段攻击地面移动目标问题,提出一种带落角约束的制导控制一体化设计方法。联立目标-飞行器三维相对运动方程和飞行器控制系统非线性模型,基于不确定项有界假设建立具有严格反馈形式的制导控制一体化设计模型,将制... 针对超声速飞行器末飞行段攻击地面移动目标问题,提出一种带落角约束的制导控制一体化设计方法。联立目标-飞行器三维相对运动方程和飞行器控制系统非线性模型,基于不确定项有界假设建立具有严格反馈形式的制导控制一体化设计模型,将制导控制一体化设计问题转化为高阶非线性时变系统输出调节问题。构建视线角速率动态面向量并利用高频率反馈鲁棒控制方法得到控制系统的虚拟控制量,进而利用块动态面控制方法得到带落角约束的一体化制导控制律。以动态面和滤波误差为基础构建李雅普诺夫函数并证明各动态面和滤波误差的一致有界性。仿真结果表明,该一体化方法能保证飞行器以期望落角精确命中地面移动目标,且飞行器全部状态变量均有界稳定。 展开更多
关键词 制导控制一体化 块动态面控制 输出调节 落角约束 超声速飞行器
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“X”型布局锯齿唇口进气道的超声速飞行器气动与隐身一体化研究 被引量:12
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作者 郑日升 戚开南 +2 位作者 张庆兵 肖志河 刘恒军 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第11期2471-2478,共8页
针对"X"型布局超声速飞行器气动外形与隐身性能一体化设计研究,采用标准k-ωSST湍流模型和多层快速多极子(MLFMA)数值计算方法,对比分析了有/无锯齿进气道唇口飞行器流动机理和散射机理,获得了有/无进气道唇口的气动性能和飞... 针对"X"型布局超声速飞行器气动外形与隐身性能一体化设计研究,采用标准k-ωSST湍流模型和多层快速多极子(MLFMA)数值计算方法,对比分析了有/无锯齿进气道唇口飞行器流动机理和散射机理,获得了有/无进气道唇口的气动性能和飞行器的雷达散射截面(RCS)。研究结果表明:在入射频率15GHz时,采用锯齿外形进气道唇口的飞行器在垂直极化(VV)和水平极化方式(HH)时能够降低飞行器的RCS;在锯齿区域附近出现大量的小尺度激波和涡流结构,扰乱了进气道正常流动;无锯齿时,进气道流量系数较大,其次是锯齿角度为90°外形,锯齿角度为45°时进气道的流量系数相对最小,主要是因为锯齿角度45°时的进气道进口泄漏量相对较小;得到了无锯齿时进气道的总压损失最小,同时,无锯齿进气道唇口飞行器的阻力系数相对较小。 展开更多
关键词 隐身 雷达散射截面 气动外形 高分辨一维距离像 流量系数 总压恢复系数 阻力系数 超声速飞行器 进气道
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4种布局形式下超声速飞行器进气道气动特性实验对比 被引量:14
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作者 谢文忠 郭荣伟 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第1期13-17,共5页
通过风洞实验数据对比分析了4种布局形式下超声速飞行器进气道的速度特性、迎角特性和侧滑角特性,所研究的进气道布局形式包括轴对称进气道、下颔式进气道、双下侧二元进气道以及"X"型倒置二元进气道,且均为定几何混压式进气... 通过风洞实验数据对比分析了4种布局形式下超声速飞行器进气道的速度特性、迎角特性和侧滑角特性,所研究的进气道布局形式包括轴对称进气道、下颔式进气道、双下侧二元进气道以及"X"型倒置二元进气道,且均为定几何混压式进气道。结果表明:(1)4种布局形式进气道性能随马赫数的变化趋势基本一致,唯有"X"型倒置二元进气道的流量系数在封口马赫数达到1后略有下降;(2)在实验范围内,下颔式进气道和双下侧二元进气道均具有良好的正迎角性能,其中以双下侧二元进气道正迎角性能最好,但是负迎角性能都较差,轴对称进气道和"X"型倒置二元进气道在6°迎角以内随迎角增加性能虽有减小,但总的来说下降不大,然而当迎角大于6°时,性能急剧降低;(3)在小侧滑角4°以内,轴对称进气道、下颔式进气道和"X"型倒置二元进气道性能均下降不大,而双下侧二元进气道则相对较差。 展开更多
关键词 超声速飞行器 轴对称进气道 下颔式进气道 双下侧二元进气道 “X”型倒置二元进气道
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超声速飞行器头罩分离风洞投放模型试验 被引量:5
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作者 宋威 鲁伟 蒋增辉 《实验流体力学》 CSCD 北大核心 2017年第6期45-50,70,共7页
采用风洞投放模型试验方法对稠密大气层内超声速飞行器两瓣罩旋转分离的运动特性进行研究,试验复现了飞行器两瓣罩旋转分离的整个动态运动过程,并得到飞行器头罩分离后两瓣罩运动轨迹和姿态角的变化规律,试验马赫数Ma=1.5。研究表明:飞... 采用风洞投放模型试验方法对稠密大气层内超声速飞行器两瓣罩旋转分离的运动特性进行研究,试验复现了飞行器两瓣罩旋转分离的整个动态运动过程,并得到飞行器头罩分离后两瓣罩运动轨迹和姿态角的变化规律,试验马赫数Ma=1.5。研究表明:飞行器两瓣罩在预置弹簧力作用下张开一定角度,气流进入两瓣罩腔内后压力迅速升高,高动压气流会对两瓣罩在分离过程中的受力情况产生重要影响,当两瓣罩根部与弹体间的铰链在临界解锁角η0分离进入"自由飞行"阶段后,两瓣罩的运动轨迹和姿态角主要由气动力控制;弹体飞行迎角α=0°时,上下两瓣罩的运动轨迹和姿态角基本对称,弹体飞行迎角α=-5°时,上下瓣罩的运动轨迹和姿态角明显不对称性,弹体迎角α对两瓣罩分离特性影响比较显著。 展开更多
关键词 超声速飞行器 头罩分离 风洞投放模型试验 高动压 自由飞行
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超声速飞行器油箱全方程控制模拟气动加热试验研究 被引量:2
6
作者 林立军 汪颖 +1 位作者 李春祥 陈晓辉 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第12期1623-1629,共7页
超声速飞行器油箱受气动加热影响,其外表面不断与来流进行热交换,油箱内部的燃油也会受到气动加热影响而使燃油温度及供油温度不断升高,应用全方程控制加热试验技术,在地面进行超声速气动加热模拟条件下飞行器油箱传热试验,在试验中经... 超声速飞行器油箱受气动加热影响,其外表面不断与来流进行热交换,油箱内部的燃油也会受到气动加热影响而使燃油温度及供油温度不断升高,应用全方程控制加热试验技术,在地面进行超声速气动加热模拟条件下飞行器油箱传热试验,在试验中经参数测量获得了油箱供油特性,结果表明全方程控制加热试验技术准确模拟真实油箱气动加热状态,为油箱供油系统设计及性能分析提供试验验证方法,测量得到的油箱内燃油温度为277℃,供油温度为126℃,满足冲压发动机不能高于150°C的要求。 展开更多
关键词 超声速飞行器 气动加热 全方程控制 油箱 传热试验
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超声速飞行器FADS系统实时解算设计与验证 被引量:2
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作者 陈广强 刘吴月 +3 位作者 豆修鑫 周伟江 杨云军 豆国辉 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2018年第4期561-570,共10页
针对典型超声速飞行器的头部外形,采用CFD数值模拟方法计算获得超声速飞行器头部测压点阵列的压力数据,设计了基于BP神经网络技术的求解算法和基于FPGA+DSP构架数字信号处理的解算机、飞行马赫数2.0~4.5的嵌入式大气数据传感系统实时解... 针对典型超声速飞行器的头部外形,采用CFD数值模拟方法计算获得超声速飞行器头部测压点阵列的压力数据,设计了基于BP神经网络技术的求解算法和基于FPGA+DSP构架数字信号处理的解算机、飞行马赫数2.0~4.5的嵌入式大气数据传感系统实时解算方案。应用蒙特卡罗法分析测量总误差对算法模型的影响,并获得满足嵌入式大气数据传感系统设计目标要求的测量系统总误差。算法在解算机上完成1次计算所需时间<1ms,完全可以满足嵌入式大气数据传感系统算法实时解算设计的要求。在1.2m×1.2m超声速风洞完成求解算法的实时解算试验,试验结果与风洞系统的测量结果基本吻合,系统在实时解算过程中未出现异常、能灵敏反映出来流参数变化、具有很好的鲁棒性和敏捷性。静压测量相对误差≤6.9%,马赫数测量误差<0.1,迎角和侧滑角的测量误差均<1°。最后还分析了试验误差影响因素,提出了试验改进的方法。 展开更多
关键词 超声速飞行器风洞试验 嵌入式大气数据传感系统 神经网络 计算流体力学 数字信号处理
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超声速飞行器主动减阻技术研究进展 被引量:1
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作者 黄龙呈 魏明山 +1 位作者 赵永峰 杜潇 《激光杂志》 CAS CSCD 北大核心 2013年第3期4-6,共3页
随着超声速飞行器的迅猛发展,空气动力学者认为减小阻力是实现超声速飞行器飞得更快更远的目标和提高飞行器气动性能的一种重要手段。目前世界许多军事强国先后开展了超声速飞行器减阻技术的研究和探索。本文介绍了目前主要研究的主动... 随着超声速飞行器的迅猛发展,空气动力学者认为减小阻力是实现超声速飞行器飞得更快更远的目标和提高飞行器气动性能的一种重要手段。目前世界许多军事强国先后开展了超声速飞行器减阻技术的研究和探索。本文介绍了目前主要研究的主动减阻方法及原理,对逆向喷流、边界层控制及能量沉积减阻的研究现状进行了综述和分析,特别是对目前倍受关注能量沉积减阻技术进行重点综述。最后针对各类减阻技术的特点,分析了减阻方法所涉及的关键技术,为超声速飞行器减阻技术的发展提出了几点建议。 展开更多
关键词 减阻 超声速飞行器 主动减阻 被动减阻 能量沉积
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临近空间超声速飞行器短时热强钛合金应用分析 被引量:8
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作者 张伟堂 《航空制造技术》 2018年第1期76-81,共6页
临近空间超声速飞行器严酷的使役特点和要求给机体结构选材带来了严峻的挑战。短时热强钛合金材料以耐高温、低密度、高比强度、高比刚度、制造加工成形工艺优良的优点成为临近空间超声速飞行器的首选材料。根据临近空间超声速飞行器的... 临近空间超声速飞行器严酷的使役特点和要求给机体结构选材带来了严峻的挑战。短时热强钛合金材料以耐高温、低密度、高比强度、高比刚度、制造加工成形工艺优良的优点成为临近空间超声速飞行器的首选材料。根据临近空间超声速飞行器的使役特点与选材要求,从性能、制造加工成形工艺、成本3个方面的实际工程应用需求出发,对短时热强钛合金在飞行器结构上的应用研究思路进行了分析并提出了建议,为临近空间超声速飞行器机体结构的选材、设计和研制提供参考。 展开更多
关键词 临近空间超声速飞行器 短时热强钛合金 热成形 使役特点 力学性能
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某超声速飞行器保护罩用弹射器的高温防护特性
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作者 刘世毅 韩言勋 刘媛媛 《航天返回与遥感》 北大核心 2015年第3期26-32,共7页
某型弹射器应用于超声速飞行器保护罩的连接固定与弹射分离。由于保护罩位于飞行器头部,受到气动阻力的影响,升温迅速。为了保证弹射器能够在飞行过程中正常安全工作,使装药部位的温度满足火药安全使用要求,需要对其采取热防护措施。文... 某型弹射器应用于超声速飞行器保护罩的连接固定与弹射分离。由于保护罩位于飞行器头部,受到气动阻力的影响,升温迅速。为了保证弹射器能够在飞行过程中正常安全工作,使装药部位的温度满足火药安全使用要求,需要对其采取热防护措施。文章围绕弹射器的耐高温性能设计开展了相关理论分析、数值仿真及试验验证工作。通过减小热传导途径,优化产品结构设计,采取隔热、相变吸热等措施降低弹射器内部的环境温度。经过热传导试验验证,在模拟飞行器极端的高温环境条件下,弹射器结构能够有效降低热传导效率,保证主装药部位的温度满足火药安全使用要求。该方法为航天火工装置的高温防护设计与验证提供了有效的技术途径。 展开更多
关键词 火工装置 弹射器 高温防护 超声速飞行器
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某超声速飞行器的数字仿真算法
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作者 张绍宁 戴红缨 《战术导弹技术》 2004年第2期62-65,共4页
针对某超声速飞行器实时仿真的需求 ,介绍了AB法和RTRK法的数值稳定性区域 ,根据实时仿真算法的特性 ,重点分析了Euler(后差 )法和梯形法的数值稳定性 .仿真结果表明 。
关键词 算法 数字仿真 超声速飞行器 实时仿真 数值稳定性
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接触热阻对超声速飞行器结构响应分析的影响 被引量:3
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作者 张仡 成竹 +1 位作者 秦强 陈宏 《科学技术与工程》 北大核心 2020年第12期4985-4991,共7页
在超声速飞行中,界面间接触热阻对结构传热有重要的影响。在超声速飞行器设计与安全评估中,需要准确判断接触热阻对结构响应的影响。为此,形成考虑接触问题的热力直接耦合有限元计算方法,建立了超声速飞行器前缘结构局部模型,通过CMY(Co... 在超声速飞行中,界面间接触热阻对结构传热有重要的影响。在超声速飞行器设计与安全评估中,需要准确判断接触热阻对结构响应的影响。为此,形成考虑接触问题的热力直接耦合有限元计算方法,建立了超声速飞行器前缘结构局部模型,通过CMY(Copper-Mikic-Yovanovich)模型获得了界面间接触热阻,计算了超声速飞行中考虑与不考虑接触热阻时飞行器前缘的结构响应。结果表明:在仿真中考虑接触热阻大幅改变了结构的温度与应力响应,并增强了温度场与应力场间的双向耦合关系。同时,载荷大小决定了接触热阻对结构应力场的影响程度。 展开更多
关键词 超声速飞行器 接触热阻 有限元 热力耦合 螺栓连接
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中心吸气式超声速飞行器动载荷识别 被引量:1
13
作者 王骁峰 段毅 袁锐之 《兵器装备工程学报》 CAS 北大核心 2018年第6期33-35,57,共4页
基于超静定方程组的最小二乘法对飞行器遥测低频振动数据进行了分析,求得振动模态的广义坐标,再根据模态叠加法对中心吸气式飞行器的动载荷工况和动载荷进行识别。在缺乏动载荷实测数据的情况下,将模态矩阵左乘辨识得到的广义加速度复... 基于超静定方程组的最小二乘法对飞行器遥测低频振动数据进行了分析,求得振动模态的广义坐标,再根据模态叠加法对中心吸气式飞行器的动载荷工况和动载荷进行识别。在缺乏动载荷实测数据的情况下,将模态矩阵左乘辨识得到的广义加速度复现物理空间加速度,并与遥测低频振动加速度对比,验证了辨识出的广义坐标的正确性,证明了动载荷识别结果合理,不仅能识别载荷大小,也能识别载荷沿飞行器的空间结构分布,也证明了由亥姆赫兹不稳定现象引起的内外流干扰是引起飞行器动载荷的主要原因。 展开更多
关键词 载荷识别 模态叠加 最小二乘法 中心吸气式 超声速飞行器
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会“出汗”的超声速飞行器
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作者 陈玮玮(图/文) 《知识就是力量》 2024年第4期40-43,共4页
高速飞行的飞行器,在飞行过程中会与空气剧烈摩擦,带来上千摄氏度的高温,这样的温度可以熔化或损坏飞行器。人类通过皮肤出汗,可以带走身体多余热量,来维持体温恒定。那么,能否让飞行器模仿人体“出汗”,来解决高温难题呢?会“出汗”的... 高速飞行的飞行器,在飞行过程中会与空气剧烈摩擦,带来上千摄氏度的高温,这样的温度可以熔化或损坏飞行器。人类通过皮肤出汗,可以带走身体多余热量,来维持体温恒定。那么,能否让飞行器模仿人体“出汗”,来解决高温难题呢?会“出汗”的超声速飞行器,能经受住高温的“烤”验吗? 展开更多
关键词 超声速飞行器 体温恒定 高速飞行 出汗
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超声速无尾飞行器最小阻力增量控制分配方法
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作者 苏茂宇 胡剑波 +3 位作者 王应洋 贺子厚 丛继平 韩霖骁 《火力与指挥控制》 CSCD 北大核心 2023年第2期44-51,共8页
针对超声速无尾飞行器操纵面冗余度高、舵效非线性强、超声速巡航阻力大的问题,提出了一种最小阻力增量控制分配方法。在增量非线性控制分配框架下对超声速无尾飞行器的控制分配问题进行重构,然后在操纵面幅值与速率约束下,构建增量形... 针对超声速无尾飞行器操纵面冗余度高、舵效非线性强、超声速巡航阻力大的问题,提出了一种最小阻力增量控制分配方法。在增量非线性控制分配框架下对超声速无尾飞行器的控制分配问题进行重构,然后在操纵面幅值与速率约束下,构建增量形式“分配精度-阻力”混合优化目标,并使用有效集二次规划求解,形成了一套完整的最小阻力控制分配方法。在超声速巡航条件下进行仿真,结果表明该方法可有效分配虚拟控制指令,减小飞行阻力。 展开更多
关键词 声速无尾飞行器 增量非线性控制分配 最小阻力控制分配 混合优化
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头部形状对超声速飞行器力学性能影响分析 被引量:4
16
作者 封贝贝 陈大融 +1 位作者 汪家道 杨星团 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2012年第6期537-540,共4页
飞行器超声速飞行时,头部会产生强烈激波及激波阻力,对飞行器力学性能产生较大影响,阻碍飞行器提高飞行速度和增大飞行距离,产生额外能源消耗。系统研究头部形状对超声速飞行器力学性能的影响,采用5种不同的头部形状研究了超声速飞行器... 飞行器超声速飞行时,头部会产生强烈激波及激波阻力,对飞行器力学性能产生较大影响,阻碍飞行器提高飞行速度和增大飞行距离,产生额外能源消耗。系统研究头部形状对超声速飞行器力学性能的影响,采用5种不同的头部形状研究了超声速飞行器在Ma=2.0和Ma=4.0飞行时的力学性能,以及激波阻力和特性。试验结果表明:通过头部形状优化设计,可显著降低激波阻力;弹头长宽比是影响飞行器力学性能最显著的因素,母线形状次之。通过风洞纹影系统分析了头部形状对激波角及激波阻力的影响,结果表明,激波角越小,激波阻力越小。 展开更多
关键词 飞行力学 形状优化 减阻 超声速飞行器 风洞试验
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飞机超声速机动飞行条件声爆预测方法 被引量:1
17
作者 冷岩 张劲柏 钱战森 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2023年第6期45-54,I0001,共11页
针对飞机超声速机动飞行条件下的超声爆问题,基于广义Tricomi方程建立了表征焦散线附近压力波强非线性演化过程的空间模型,采用伪时间步推进和算子分裂算法,结合时域和频域方法开发了可求解超声爆问题的计算程序ARI_Superboom。构建的... 针对飞机超声速机动飞行条件下的超声爆问题,基于广义Tricomi方程建立了表征焦散线附近压力波强非线性演化过程的空间模型,采用伪时间步推进和算子分裂算法,结合时域和频域方法开发了可求解超声爆问题的计算程序ARI_Superboom。构建的求解方法可分为3个步骤:首先,应用航空工业气动院自主研制的CFD软件ARI_Overset在三维空间求解N-S方程,得到作为声爆远场传播初始值的近场空间压力分布;其次,基于自主研发的ARI_Boom声爆预测程序开展射线追踪和声爆远场传播计算,获得焦散线及指定高度处声爆信号;最后,通过ARI_Superboom预测程序获得焦聚区的地面超声爆信息。通过飞机超声速匀加速状态下地面产生的超声爆预测算例,验证了基于广义Tricomi方程建立的超声爆预测方法的可行性和准确性。 展开更多
关键词 超声速飞行器 广义Tricomi方程 聚焦声爆 数值预测 机动飞行
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超声速飞行器隐身技术发展趋势分析 被引量:11
18
作者 罗志勇 郝璐 《战术导弹技术》 北大核心 2016年第2期16-22,共7页
介绍了美国超声速飞行器发展现状及趋势,并针对超声速飞行器对突防能力的需求,分析了超声速飞行器对隐身技术的使用需求。根据超声速飞行器的自身特点,以及现代隐身技术的发展趋势,对未来可应用于超声速飞行器的隐身技术及其发展趋势进... 介绍了美国超声速飞行器发展现状及趋势,并针对超声速飞行器对突防能力的需求,分析了超声速飞行器对隐身技术的使用需求。根据超声速飞行器的自身特点,以及现代隐身技术的发展趋势,对未来可应用于超声速飞行器的隐身技术及其发展趋势进行了总结。 展开更多
关键词 超声速飞行器 隐身技术 突防能力
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超声速飞行器环境工程中的力学问题 被引量:1
19
作者 赵保平 张韬 《中国科学:物理学、力学、天文学》 CSCD 北大核心 2019年第2期40-49,共10页
本文说明了以液体冲压发动机为动力的超声速飞行器与其他类型飞行器的差异,详细介绍了国内外的相关标准,分析了目前标准无法满足型号需求的原因,并给出了依据实测数据对标准进行研究的成果.本文对国内外超声速飞行器动力激励源的工作过... 本文说明了以液体冲压发动机为动力的超声速飞行器与其他类型飞行器的差异,详细介绍了国内外的相关标准,分析了目前标准无法满足型号需求的原因,并给出了依据实测数据对标准进行研究的成果.本文对国内外超声速飞行器动力激励源的工作过程和研究情况进行了综述,强调了目前的研究内容、研究方向与实际型号需求存在较大差异,分析了现有的研究成果无法满足型号环境适应性的问题.本文详述了型号工作中动力学分析方法的研究现状,并从地面试验、测量、故障分析等工作中的典型事例说明了型号工作的特点和难点,从另一方面说明型号研制过程中环境工程存在着诸多难题. 展开更多
关键词 超声速飞行器 环境工程 力学
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高超声速飞行器气动性能研究方法探究
20
作者 蒋玉鹏 吴鹏 《江苏航空》 2017年第4期7-9,共3页
高超声速飞行器是一种结合常规飞行器和航天飞行器气动外形的特殊飞行器,因此不管是常规飞行器的设计方法,还是航天飞行器的设计方法在进行高超声速飞行器设计时均有所不足。本文选取的类X-43A飞行器作为设计模型,由于其本身机体与发动... 高超声速飞行器是一种结合常规飞行器和航天飞行器气动外形的特殊飞行器,因此不管是常规飞行器的设计方法,还是航天飞行器的设计方法在进行高超声速飞行器设计时均有所不足。本文选取的类X-43A飞行器作为设计模型,由于其本身机体与发动机之间的强耦合,所以在机身设计过程中要考虑发动机的影响,必须采用涵盖发动机推力的飞推一体化设计方法。在本文的研究中,主要从以下两方面来开展一体化设计:首先, 展开更多
关键词 超声速飞行器 发动机 隔离段 巡航状态 进气道 楔形体 燃烧室 喷管段 气动平衡 气动性能
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