蛇形进气道的电磁散射特性

 对一种进口与机身保形设计的蛇形进气道在Ku波段选择入射频率15 GHz情况下进行了电磁散射特性的实验和仿真研究，取得了蛇形进气道雷达散射截面(RCS)随方位角、迎角和终端的变化规律。研究结果表明: (1)该蛇形进气道在水平极化终端为风扇时±60° RCS均值为-24.33 dB·m²，垂直极化为-19.15 dB·m²，是一种低RCS进气道；(2)运用时域有限差分法计算所得的RCS随方位角变化曲线与实验曲线趋势基本一致，±60°均值误差在4 dB以内；(3)从进气道对称面电场(Ex)分布图可以看出入射波射入进气道并在内壁面产生多次反射，从而验证了蛇形进气道的设计思想并为在内通道关键反射点涂敷吸波材料实现蛇形进气道的高隐身提供了一个可行的研究平台。     

电控旋翼气弹动力学建模研究

研究了电控旋翼的气弹动力学建模方法.以有限元旋翼气弹分析程序LORA01为基础,首先给出了一种能计及襟翼移轴补偿影响的时域综合非定常气动力模型,并将伺服襟翼作为额外引入的质量体计入结构动力学模型;之后结合有限元法,根据Hamilton原理导出由广义力表示的带襟翼桨叶非线性运动方程,采用基于Newmark方法的隐式数值积分法对桨叶运动方程进行求解.最后,利用主动控制襟翼旋翼的试验数据对模型进行了比较验证,证明了所建模型的正确性.     

冷却剂不同流动方式对膨胀循环推力室再生冷却换热的影响

为了解液体火箭发动机膨胀循环推力室再生冷却换热特性,对某一参考发动机推力室和另外两种面积比的膨胀循环推力室建立三维计算模型,采用数值模拟的方法,考察冷却剂的温升、冷却通道压降以及推力室内壁面温度和热流密度的分布情况.重点比较了不同燃烧室圆柱段长度、冷却剂不同流动方式以及不同面积比对以上结果的影响.计算过程中采用二阶迎风格式离散控制方程.计算结果表明:采用逆流冷却时,通过加长推力室圆柱段长度使推力室受热面积增加70%后,冷却剂温升提高了一倍左右;对膨胀循环推力室进行再生冷却时,采用顺流冷却要比逆流冷却的冷却通道压降低,但同时冷却剂温升也较低,并且对喉部壁面的冷却效果较差.     

激光微推进器用于微小卫星的姿轨控仿真

为研究激光微推进器用于微小卫星在轨空间飞行任务的可行性,利用已建立的激光推进微小卫星仿真平台,对微小卫星在轨姿态调整、轨道维持和轨道转移等飞行任务进行了仿真和分析。仿真结果表明,星载激光微推进器可满足在轨微小卫星的高控制精度姿态调整、近地观测轨道维持以及较长时间要求的轨道转移等空间任务对推进系统的要求。     

含能工质激光烧蚀推进效率分析

为了分析在高能脉冲激光作用下,含能工质化学能对推进性能的影响,在实验的基础上,对固体含能工质激光烧蚀推进过程中的能量效率进行了初步分析。结果表明:含能工质自身化学能在激光推进中具有重要的作用;与火箭推进方式相比,固体含能材料激光烧蚀推进方式的能量利用效率更高。     

综合控制系统研究及其仿真

研究了综合火力/飞行/推进控制系统原理及其各个子系统的控制律设计方法,研究通过飞行、推进、火控等系统的综合实现自动飞行、自动攻击的原理,并利用VC 和Open GL联合开发了综合控制仿真、设计平台,结合有效的任务管理及控制律剪裁,实现了灵活的系统运行配置,将设计平台和仿真平台集为一体,并将多个系统的综合、测试、仿真在一个平台上实现。最后通过数字仿真表明,综合控制系统明显地提高了飞机综合化、自动化水平,也验证仿真平台达到了设计要求。     

综合飞行/推进控制系统的鲁棒设计方法

基于凸多面体线性系统族镇定方法和航迹准稳态运动概念，研究了现代攻击机的综合飞行／推进控制系统的鲁棒设计方法。该方法根据航迹准稳态运动的条件。生成航迹准稳态运动的期望控制量和状态量，以航迹准稳态运动为基准运动建立综合系统的线性系统族模型，采用凸多面体线性系统族鲁棒镇定方法设计了综合控制系统的反馈调节控制器。数学仿真表明，所设计的综合控制系统对攻击机推进系统输出推力的变化具有大范围的鲁棒性，在推力开环控制下能够获得良好的系统动态性能和战术性能。     

火箭型单级入轨（SSTO）的初步分析

火箭型单级入轨（ＳＳＴＯ）是今后的发展方向之一，从多方面分析了火箭型单级入轨（ＳＳＴＯ）方案的可能性，简要回顾了ＳＳＴＯ的发展历史，特别对三角快帆（ＤＣ－Ｃｌｉｐｐｅｒ）作了分析，认为采取多项先进技术后是完全可以实现的。明确了单级入轨的两个基本方向：提高比冲和降低结构重量。分析了采用不同形式发动机的影响，列出了主要关键技术，最后提出了几个有参考价值的观点。     

高温升火焰筒壁面及头部复合冷却设计分析

某燃烧室火焰筒壁面采用冲击＋逆向对流＋气膜冷却技术，火焰筒头部采用冲击＋对流冷却技术。本文通过计算并与试验结果对比分析表明：该火焰筒的冷却设计基本合理、可行，经进一步的改进和完善后。可作为高温升燃烧室火焰筒的优选设计方案之一。     

脉冲爆震燃烧效率的探索性试验研究

为了对脉冲爆震燃烧过程的燃烧效率有一个初步了解,在分析脉冲爆震发动机工作原理的基础上,设计了一套带有压力可调单向阀结构的取样系统,并进行了试验验证.试验针对爆震频率为5Hz、当量比为1的汽油和空气混气,测试了爆震波充分发展前后不同位置处爆震燃烧过程的燃烧效率,结果表明可以利用设计的取样系统进行脉冲爆震发动机燃烧效率的测量,试验还发现在脉冲爆震室后爆震发展比较充分的位置,测取的燃烧效率比较高,最高可达99.6%.