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高超声速飞行器常规螺线管磁控热防护系统可行性分析
磁流体控制 高超声速飞行器 热防护 螺线管磁铁
2015/9/25
针对高超声速飞行器鼻锥热防护，构造常规圆柱螺线管磁控热防护系统的物理模型。采用低磁雷诺数磁流体数学模型，对外加磁场作用下的高超声速鼻锥流场进行数值模拟；分析常规螺线管磁控热防护系统的有效磁感应强度范围；给出满足导线电流密度工作极限的螺线管几何参数的要求。研究表明，由于磁控“饱和现象”及导线电流密度的限制，系统可行工作范围为驻点磁感应强度B0∈［0.05 T,0.20 T］；B0=0.20 T时...
高超声速飞行器的热电技术热管理系统参数
再生冷却 热电转换 热管理系统 燃料
2015/9/1
提出了集成热电发电装置的超燃冲压发动机热管理系统，将热电发电器与发动机壁面结构相结合。集成的热电发电热管理系统可以将传入发动机壁面的热量部分转换为电能，同时减少了冷却用燃料流量，“间接”提高了燃料的吸热能力。燃料在冷却过程中提高了自身温度和焓值，具有一定的做功能力。高温高压的燃料经过涡轮机膨胀做功，输出可以被高超声速飞行器利用的能量。采用热力学的分析方法对集成热电发电热管理系统的相关参数进行研究，...
为在高超声速飞行器设计初期快速地获得推力和推力矩,以满足控制相关分析和建模需要.提出一种推进系统建模方法,基于激波/膨胀波相交理论来建模与机身耦合的进气道模型;用有摩擦变截面加热管来描述双模态燃烧室;将内喷管建模成一维变截面摩擦管,采用动量定理估算推力,并通过曲线拟合得到推力的解析表达式.与CFD计算结果相比,该模型计算得到双模态冲压发动机入口气流马赫数和温度误差小于5%,压强误差小于10%;计算...
为满足反作用控制系统(reaction control system，RCS)姿态控制需求，对高超声速飞行器再入段的姿态控 制进行研究。以X-34 的RCS 系统为对象，建立了RCS 的数字模型，设计了RCS 姿态控制率与PWPE 脉冲调制器， 利用非线性描述函数法分析姿态控制系统的稳定性，并通过Matlab 仿真验证了所设计的RCS 姿态控制系统性能。 仿真结果表明：该PWPF 脉冲调制可以满足...
首次系统地对升力体外形临近空间飞行器雷达散射截面（RCS）特性开展了研究，主要研究内容包括本体及绕流RCS特性研究，亚密湍流尾迹RCS特性研究和层流尾迹的RCS特性研究等。结果显示：等离子体绕流将降低飞行器后向RCS；亚密湍流尾迹对低频段RCS影响明显，对高频段影响不明显。另外，双站雷达对临近空间高超声速飞行器也会有较好的探测效果。