【摘 要】
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对某吸气式高超声速导弹的爬升和巡航段航程进行了优化设计。该导弹为面对称构形,采用火箭基组合循环（RBCC）动力系统。利用非均匀有理B样条（NURBS）对设计变量进行参数化描述,得到
【机 构】
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北京理工大学宇航学院,西安航天动力研究所,中国空气动力学研究中心
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对某吸气式高超声速导弹的爬升和巡航段航程进行了优化设计。该导弹为面对称构形,采用火箭基组合循环（RBCC）动力系统。利用非均匀有理B样条（NURBS）对设计变量进行参数化描述,得到非线性参数优化问题,并采用遗传算法求解。对马赫数为5、6、7的3种不同巡航速度下的计算结果进行了分析。结果表明,对于燃油经济性而言,该高超声速导弹的巡航速度不宜太高,在相同燃油消耗总量条件下,马赫数为5巡航时的航程最远。
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