航空发动机推力直接测量飞行试验

建立了基于推力直接测量原理的发动机总推力计算模型,合理忽略了某些次要力简化了计算模型。在推力销上加装剪力应变桥路,建立载荷标定方程和温度修正方程获取发动机安装节推力;利用进气道测量耙测试参数,计算飞行中进气道冲压阻力和压差阻力。在某型飞机上开展了推力直接测量飞行试验,获得了某小涵道比涡扇发动机飞行总推力,并分析了空中平飞加速过程总推力和各推(阻)变化规律。结果表明:飞行马赫数处在约0.98~1.02时,总推力随飞行马赫数增大而急剧增大;高度为8km、飞行马赫数为1.42时发动机最大状态总推力相对值为123.78%,高度为11km、飞行马赫数为1.69时总推力相对值为119.70%,均高于相同状态地面台架推力值。通过分析进气道压差阻力百分比,验证了发动机空中总推力测量结果具有较高的准确性以及推力直接测量技术的可行性。     

音频信号联合编码的通用码书研究

为了减小音频信号编码算法的运算量,提出了在线性预测编码、SOM神经网络矢量编码以及Huffman编码相结合的声音信号联合编码算法(以下简称联合编码)的基础上,将算法中原有的专用码书改为通用码书的算法。利用Matlab软件编程进行了专用码书和通用码书条件下的声音信号编解码实验。实验结果表明,在码率相等的条件下,使用通用码书和专用码书的联合编码方法可以得到相近的译码声音质量。使用通用码书的联合编码的最低码率在音频编码格式Opus码率的范围内,且接近Opus码率的下限,而且算法较Opus编码简单,因而实时性较好。文章提出的编码算法可为音频压缩编码的进一步研究提供参考。     

固体火箭发动机后效推力计算

为提高导弹的精度,对固体火箭发动机后效推力进行了理论分析和计算。首先用一维两层模型计算绝热层内部温度场,建立了绝热层表面能量和质量守恒方程,得到后效段绝热层各时刻的热解气体质量和烧蚀质量,再采用经典流体力学理论对后效段发动机内弹道进行了一维计算,而后计算发动机的后效推力。计算结果表明,发动机工作结束后的后效推力迅速减小。     

固体发动机水下工作性能试验

本文着重研究固体发动机在10米至40米水深处工作的情况,包括点火的可靠性、发动机推力的计算与实验的比较。文章还介绍了实验设备和测试手段。     

H_2/Air连续旋转爆震发动机推力测试(Ⅱ)-双波模态下的推力

在环缝-喷孔对撞式喷射的H2/Air连续旋转爆震模型发动机上实现双波自持。详细分析了连续旋转爆震波以双波模态自持传播的典型波形特征和时域、频域特征。测量了模型发动机工作在双波形模态下所产生的一维推力,讨论了比冲等推力性能。时频特性和推力积分表明:出口背压为大气压时,在空气流量786.6g·s-1,氢气流量20g·s-1,当量比为0.8733的工况下,模型发动机以平均传播频率10.5809k Hz,平均传播速度1578.9m·s-1的双波模态稳定工作超过650ms。产生可靠的有效推力约808.5N。以火箭模式计算,有效排气速度为1002.3m·s-1,总比冲为102.3s;以冲压模式计算,有效排气速度(氢气消耗率)为40425m·s-1,燃料比冲为4125s,所消耗氢气的单位面积质量流率为13404g·m-2·s-1,单位推力为1027.8m·s-1。相比于单波模态,双波模态使得燃烧室内压力更为均匀,高频推力曲线振荡幅值小。爆震波头个数增多有利于推力稳定。     

飞机起飞性能计算中发动机推力确定方法的改进

为准确计算飞机起飞滑跑距离和起飞航迹,应用数值插值方法,对起飞性能计算中发动机推力的确定方法进行了改进,提出以发动机推力曲线图所给推力为基础,利用分片双二次插值函数法确定发动机推力。基于改进算法对某型飞机发动机推力和起飞航迹进行了实际计算,计算结果表明,改进后的方法比原有方法更准确。     

基于阵列天线的雷达导引头目标角位置模拟器

针对目前雷达导引头目标角位置模拟装备现状和发展趋势,分析利用阵列天线实现目标角度位置的原理,提出了一种基于阵列天线的雷达导引头目标角位置模拟器的设计方案,分析了工程实现所需要的关键技术,并提出了实现方案,包括天线阵设计、目标控制算法和误差特性、矢量调制技术和阵列校准技术。