論文關(guān)于超聲速飛機(jī)

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1、超聲速飛機(jī)測控系統(tǒng)姓?名：王志勇班?級：12208-6班?學(xué)?號：2012261367指導(dǎo)教師：李立新???完成時(shí)間：2013年1、171引言超聲速飛機(jī)是人類飛機(jī)探索的最新領(lǐng)域。超聲速飛機(jī)潛在的巨大軍事和經(jīng)濟(jì)價(jià)值使得當(dāng)前世界各軍事大國紛紛投巨資到該領(lǐng)域,成為21世紀(jì)世界航空航天事業(yè)發(fā)展的一個(gè)主要方向。近年來,各軍事大國在推進(jìn)技術(shù)、結(jié)構(gòu)材料、空氣動(dòng)力和飛行控制等關(guān)鍵技術(shù)研究方面積累了豐富經(jīng)驗(yàn),對超聲速飛機(jī)未來的發(fā)展奠定了基礎(chǔ)。今天,超聲速飛行技術(shù)已成為衡量一個(gè)國家空間技術(shù)先進(jìn)程度的標(biāo)志,被稱為航空史上繼飛機(jī)發(fā)明、突破聲障飛行后第三個(gè)劃時(shí)代的里程碑。2超聲速飛機(jī)飛行技

2、術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀及難點(diǎn)、特點(diǎn)國防需求是各國競相研發(fā)超聲速技術(shù)的源動(dòng)力。理論計(jì)算表明,飛行器的速度從0.9馬赫提高到5馬赫,突防概率可提高100倍以上。超聲速武器縮短了突防時(shí)間,提高了突防概率。另一方面,反導(dǎo)導(dǎo)彈飛行速度越快,其攔截成功的概率就越高。因此,自20世紀(jì)60年代以來,以火箭為動(dòng)力、應(yīng)用于各類導(dǎo)彈的超聲速技術(shù)獲得了快速發(fā)展,并取得了部分成功,如愛國者等導(dǎo)彈,飛行速度均在6馬赫以上。在國內(nèi),超聲速技術(shù)的重大國防、民用價(jià)值受到了政府及學(xué)術(shù)界的高度重視,中科院力學(xué)研究所、航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院、南京航空航天大學(xué)、西北工業(yè)大學(xué)等科研院所,在國家載人航天工程、“863計(jì)劃

3、”等資金資助下,在地面高超聲速試驗(yàn)設(shè)備、計(jì)算機(jī)流體數(shù)字模擬等方面取得了一定的研究成果。噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)通常由進(jìn)氣道、壓氣機(jī)、燃燒室、渦輪和尾噴管組成。部分軍用發(fā)動(dòng)機(jī)的渦輪和尾噴管間還有加力燃燒室。噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)屬于熱機(jī)，做功原則同樣為：高壓下輸入能量，低壓下釋放能量。制造出優(yōu)良的發(fā)動(dòng)機(jī)是一大難點(diǎn)。同時(shí)為克服熱障，科研人員首先精心設(shè)計(jì)飛行器的飛行軌道和氣動(dòng)外形，使其在不影響或較少影響飛行器性能的情況下，盡可能降低進(jìn)入飛行器的氣動(dòng)加熱率，即熱流?？朔嵴细饕氖侄问菍︼w行器進(jìn)行熱防護(hù)，希望以較小的代價(jià)保證飛行器及其有效載荷（戰(zhàn)斗部或乘員）的安全。超聲速飛機(jī)具有的特點(diǎn)如下：（

4、1）控制系統(tǒng)的實(shí)時(shí)性問題超聲速飛行條件下飛行器對控制的響應(yīng)速度要求更高。（2）控制模式問題在超聲飛行過程中控制面的控制效率與亞聲速飛行狀態(tài)相比有了較大的降低控制面較大的偏轉(zhuǎn)又將引起不希望的氣動(dòng)熱，因而在超聲速飛行器控制中往往采用控制面和反作用控制系統(tǒng)相結(jié)合的控制手段。（3）變參數(shù)問題由于工作條件大范圍變化超聲速飛行器高低空的氣動(dòng)力特性的巨大差異和質(zhì)量分布的快速變化導(dǎo)致飛行器的動(dòng)力學(xué)特征和模型參數(shù)在飛行中變化非常顯著增大。超聲速飛行器在大氣層內(nèi)飛行時(shí),由于超聲速氣流引起的局部流場中激波與邊界層的干擾導(dǎo)致飛行器表面上的局部壓力及熱流率的變化，這些變化直接影響飛行器的氣

5、動(dòng)力特性。3超聲速飛機(jī)姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型考慮超聲速飛行器巡航飛行狀態(tài)下，其速度、高度和發(fā)動(dòng)機(jī)推力應(yīng)為常值，但是受到攻角的變化影響，影響發(fā)動(dòng)機(jī)性能，使得速度和高度也具有不確定性。給出高超聲速俯仰通道姿動(dòng)力學(xué)方程為：式中：Q為俯仰角速率；為飛行器攻角；V為飛行速度；lyy為飛行器縱向轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；為地心引力常數(shù)；r=R+h為飛行器距地心距離；0為俯仰角；L，，分別為飛行器升力、推力和俯仰力矩，其計(jì)算公式為：式中：q為動(dòng)壓；5為飛行器特征面積；C為升力系數(shù)；C為推力系數(shù)，在巡航條件下為常值；c為平均氣動(dòng)弦長；C。，C，C。分別是和攻角0c、升降舵偏8和俯仰速率Q相關(guān)的力矩系數(shù)。

6、各系數(shù)公式給出如下：控制對象可以表示為：4　超聲速飛機(jī)飛行狀態(tài)控制較常規(guī)飛行器,超音速飛機(jī)飛行狀態(tài)控制更具有挑戰(zhàn)性,這表現(xiàn)在如下方面。研究條件　從理論上來看,1946年,錢學(xué)森提出了超聲速流的相似律,并被加以普遍證明。經(jīng)過60多年的發(fā)展,今天,在超聲速空氣動(dòng)力學(xué)方面仍有許多待解決的問題,如機(jī)體表熱輻射使駐點(diǎn)激波層發(fā)生分解、電離,出現(xiàn)強(qiáng)弱理想氣體效應(yīng);離駐點(diǎn)較遠(yuǎn)處,不同流線處的氣流不再等熵;測試手段難以準(zhǔn)確確定附面層轉(zhuǎn)捩點(diǎn)位置等。從試驗(yàn)條件來看,超聲速風(fēng)洞、先進(jìn)的仿真手段是驗(yàn)證、優(yōu)化飛行器、控制器的必要條件?，F(xiàn)有的風(fēng)洞無法全面模擬飛行器的工作環(huán)境,檢測設(shè)備不能完全監(jiān)

7、測試驗(yàn)過程,仿真手段有待發(fā)展,限制了飛行試驗(yàn)的開展。2）過程特性　吸氣式超音速飛機(jī)飛行時(shí),空間上經(jīng)歷了一個(gè)從地面到近地空間,多個(gè)近地空間與大氣層間的往返,再到地面的過程,環(huán)境參數(shù)跳動(dòng)大;速度上經(jīng)歷了一個(gè)從亞音速、跨聲速至超聲速、多個(gè)超聲速至超聲速、再至跨聲速、亞聲速的過程,空氣動(dòng)力學(xué)特性在不同速率區(qū)間差異很大,飛行狀態(tài)難以用統(tǒng)一的飛行包絡(luò)線描述。超聲速飛行階段,機(jī)體與氣流間的強(qiáng)摩擦使機(jī)體表面溫度急劇升高,仰面氣體壓縮效應(yīng)使機(jī)體仰面溫度可高達(dá)1800℃以上[8],而后部氣流的負(fù)壓效應(yīng)削弱了機(jī)體與氣流間的熱摩擦,這就要求飛行器表面冷卻系統(tǒng)能夠隨著飛行環(huán)境及飛行狀態(tài)及時(shí)

8、做出調(diào)整,