論文關(guān)于超聲速飛機(jī)

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1、超聲速飛機(jī)測(cè)控系統(tǒng)姓?名：王志勇班?級(jí)：12208-6班?學(xué)?號(hào)：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(lèi)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(guó)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(lái),各軍事大國(guó)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(duì)超聲速飛機(jī)未來(lái)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(guó)家空間技術(shù)先進(jìn)程度的標(biāo)志,被稱(chēng)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(guó)防需求是各國(guó)競(jìng)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(lái),以火箭為動(dòng)力、應(yīng)用于各類(lèi)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(ài)國(guó)者等導(dǎo)彈,飛行速度均在6馬赫以上。在國(guó)內(nèi),超聲速技術(shù)的重大國(guó)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(guó)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?duì)飛行器進(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(wèn)題超聲速飛行條件下飛行器對(duì)控制的響應(yīng)速度要求更高。（2）控制模式問(wèn)題在超聲飛行過(guò)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(wèn)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(chǎng)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(zhǎng)；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(duì)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(lái)看,1946年,錢(qián)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(guò)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(wèn)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(xiàn)處的氣流不再等熵;測(cè)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(lái)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(wú)法全面模擬飛行器的工作環(huán)境,檢測(cè)設(shè)備不能完全監(jiān)

7、測(cè)試驗(yàn)過(guò)程,仿真手段有待發(fā)展,限制了飛行試驗(yàn)的開(kāi)展。2）過(guò)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(guò)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(guò)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(xiàn)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,