飞行中最大高度的运用

一架飞机的最大高度受下列三个因素的限制：最大的认证高度、抖振极限的最大高度和推力极限的最大高度。这三个最大极限高度决定了最大运行高度。目前，波音公司生产的飞机的飞行管理计算机能判定这三个最大高度、选择最大极限高度并且能够通过飞行管理计算机的控制显示器向飞行机组提供建议。飞行机组能使用这些信息去接受或要求空中管制改变飞行高度层。最大运行高度不是飞行中燃油利用的最典型、具有效的高度。飞机也不可能飞行在最佳高度或最佳高度附近。尽管如此，飞得高些还是比飞得低些更可取，而是否飞行在最大高度或它的附近，应该…     

弹用小型燃气轮机控制综述

综述了巡航导弹，靶机和无人驾驶飞机典型控制系统及其数字控制装置和燃油供给元件的结构特点、设计方案与设计思路，并对国内中、小型发动机控制系统研究的重点和措施提出了看法。     

非连续增强金属基复合材料的热残余应力

详细地论述了非连续增强金属基复合材料热残余应力的产生、松弛机理以及热残余应力对材料组织和性能的影响，并预测了今后的发展方向。指出增强体与基体的线膨胀系数之差、界面结合和温度变化是产生热残余应力的必要条件，非连续增强金属基复合材料的热残余应力的松弛将使得金属基复合材料基体内的位错密度增加，热残余应力使复合材料的拉伸强度降低。     

发动机喘振诱导技术的研究及应用

在发动机上鉴定压气机的喘振裕度，评审发动机的工作稳定性是近几年提出的一项新的技术要求。本利用发动机的主油泵改装为燃油阶跃系统，对一台双轴发动机进行了喘振的试验研究。内着重讨论了燃油阶跃技术的一系列问题及瞬态诱喘时发动机的喘振特点.此外简要分析了发动机压缩系统与压气部件试验结果不一致的原因。     

推力向量控制方案及计算

本文归纳推力向量控制的主要方案,着重介绍摆动喷管、流体二次喷射方案的计算思路和结果.摆动喷管中的流场计算要考虑导弹偏摆对所产生的惯性力的影响;所得壁面压力畸变图说明,它是一个三维流场.在摆动喷管设计中要将铰链力减至最小,流体二次喷射的侧向力通过“等效实体模型”,用爆炸波的解来计算.     

涡流阀几何参数对固体发动机推力调节特性的影响

为了获得涡流阀参数对发动机推力调节性能的影响规律,针对涡流阀的加注方式以及几何结构,利用建立的基于涡流阀方案的固体火箭发动机推力可调实验系统开展了实验研究。通过实验结果的分析,得到了加注环孔径、涡流室高度和直径以及中心进气面积的不同对涡流阀调节性能的影响规律。结果表明:适当降低涡流室的高度、较大的中心进气面积、较大的涡流室直径有利于提高涡流阀的调节性能。因此,可以通过对涡流阀结构的优化设计来提高发动机的推力调节性能。     

近地小推力转移轨道的加权组合制导策略

 研究了近地小推力转移轨道的制导问题，给出了一种基于局部最优控制律的自主制导算法。推导出了各改进春分点根数对应的局部最优控制律；通过最优推力分配和目标偏差两个策略，对各局部最优控制律进行动态加权组合，从而有效减少了制导律的设计参数。在此基础上，针对燃料最省转移轨道，定义了一种新的发动机开关函数。采用遗传/逐次二次规划混合优化算法计算了最优制导参数。与传统算法相比，该制导算法是一种闭环制导算法，能够实现飞行器的自主制导，并且制导过程中无需对制导参数进行更新。以地球低轨到高轨的小推力转移为例，采用该方法分别求解了时间和燃料最省转移问题，并与传统算法进行了比较分析。数值结果验证了该算法的有效性。     

推力矢量控制与飞机过失速动仿真研究

非线性动态逆为非线性系统控制律的设计提供了一种重要手段，针对过失速机动飞机探讨了非线性动态逆方法飞行控制系统设计中的应用。根据非线性动态逆的特点将飞机的动态特性为为快慢不同的状态变量。对快变量应用非线性动态逆进行控制律设计是将飞机气动控制面和推力矢量控制作为输入；慢状态为量控制律的设计是利用状态变量作为输入。并采用伪逆的优化计算方法对各控制面的以限分配进行了搪塞。“Ｃｏｂｒａ”和“Ｈｅｒｂａｔ”两     

氢燃料双模态冲压模型发动机M6的试验研究

笔者研究了一个有突扩台阶的氢燃料高超声速冲压发动机模型的气体动力学特性和推力特性。氢气从位于燃烧室突扩台阶后的支板逆来流喷注,测量了氢气燃烧状态下模型发动机壁面的压力分布和推力收益数据。实验结果表明,在氢气的当量油气比为0.35～0.8的范围,在本模型流道构型条件下,氢气自燃,并随当量油气比的增加,燃烧室内压力增加,获得的推力收益增大,最大推力收益达到500N。实验在CARDC的脉冲燃烧风洞中进行,实验马赫数为6,总温1850K,总压5.5MPa。     

用推力矢量控制技术改进超声速飞行器空气动力特性

为了提高某超声速飞机的空气动力学效率和机动性能，本文采用低阶的三维板块法和DATCOM半经验公式，在亚声速和超声速条件下，对不同马赫数和迎角情况计算了基本气动外形的飞机空气动力学特性、表面压力分布以及最大升力。此外还开发了一套软件以实现由引进的先进气动操纵面（如鸭翼等）控制的二维推力矢量技术。试验结果表明：气动操纵面结合推力矢量技术能够产生足够的低头力矩，且有能力满足高度机动飞行时的稳定性要求。此外，不论是亚声速还是超声速飞行，气动操纵面均可以提高气动效率5％-6％。