某飞机机身框段缩比模型坠撞分析

运用MSC．Dytran的显式算法对某飞机机身框段的1／5缩比模型进行了瞬态有限元数值仿真分析,并与NASA技术报告中的分析结果和试验值进行了比对,证明了建模方法的可靠性。     

压制性干扰条件下的双基地雷达探测能力研究

从双基地雷达方程出发,提出了双基地雷达探测目标的判定式。在雷达干扰方程的基础上,建立了双基地雷达在自卫式压制性干扰和远距离支援式压制性干扰条件下的干扰方程,并确立了干扰暴露区应满足的条件。根据双基地雷达探测目标判定式和干扰方程,在基于网格剖分算法的基础上,对双基地雷达探测区和干扰暴露区进行了仿真,得出了相应的探测区和暴露区面积。仿真结果表明：基于网格剖分算法的双基地雷达探测能力仿真更贴近实际,有效可行。     

吸气式脉冲爆震发动机原理性试验研究

设计了内径分别为60、70mm的两组吸气式两相脉冲爆震发动机,在略高于常压状态下成功进行了以汽油为燃料、以空气为氧化剂的吸气式两相脉冲爆震发动机原理性试验.进气道内采用无阀的进气结构,试验中在爆震管内部安装Shchelkin螺旋来促进爆震波的生成,所测量的爆震波接近充分发展的C-J爆震波.内径60、70mm的发动机最高工作频率分别为15、20Hz.进气道内压强变化幅度在0.1MPa左右,说明所设计的进气道与爆震管匹配良好,这将为脉冲爆震发动机用于工程实际提供技术储备.     

自适应粒子滤波在紫外导航中的应用

基于紫外敏感器的自主导航系统是典型的非线性系统,针对一般粒子滤波缺乏在线自适应调整能力等问题,文章提出了将基于正交性原理的自适应强跟踪滤波器(STF)和UKF相融合产生重要密度函数,应用于基于紫外敏感器自主导航粒子滤波器新方法,该方法通过UKF构造粒子群,对粒子群中的每一个粒子的每一个sigma点用STF进行更新,使得算法自适应。为了说明算法的有效性,结合模拟的轨道数据和测量数据进行了仿真,并与其他滤波方法的仿真结果进行了对比,结果说明了所提算法的有效性。     

振荡水柱波能发电装置冲击式透平的三维数值模拟研究

目前波能发电装置中应用最为广泛的是振荡水柱式,具有导流叶片的冲击式透平因其峰值效率高,启动性能好等优点而受到越来越多的重视.采用计算流体力学软件Fluent 6.2的三维数值模拟技术对该种透平装置进行了研究.控制方程为雷诺平均方程,并利用重整化群RNG湍流模型闭合方程组.数值计算结果与试验值较为吻合,说明该方法有效可靠.考察了网格类型及网格数对计算结果的影响,研究了在不同径间比条件下,动叶片表面的压力分布情况,计算了径间比在不同流量系数范围内对输入系数、扭矩系数及透平效率的影响.对动叶片表面空气流动迹线分布进行了考察.根据以上研究结果,对不同流量系数下透平径间比的设计取值提出了建议.     

前掠翼融合体无尾布局流动控制技术

通过风洞试验研究了前掠翼融合体无尾气动布局（FBB布局）的流动控制技术。研究结果表明,FBB布局设计使前掠翼的前缘涡与融合于机体的大后掠侧缘的侧缘涡的发展过程达到了较为理想的匹配,有效控制布局的流动是FBB布局获得突出纵向气动性能的主要物理根源。针对大迎角状态提出的两段可动式侧板流动控制技术,通过可动段与固定段前缘之间形成收缩型缝道,将机身下表面的高能气流引入上表面增强了机体侧缘涡,加强了对机翼根部和后体流动的控制、减缓机翼根部分离、控制机头分离区,既可提供俯仰控制力矩,又不损失升力,改善了失速特性,有利于FBB布局的纵向配平和俯仰控制。FBB布局的流动控制设计思想和两段可动式侧板控制技术为无尾布局飞机设计提供了一条崭新的思路。     

固体燃料冲压发动机旋流燃烧特性试验

为研究固体燃料冲压发动机旋流燃烧特性,进行了直流与旋流对比直连式试验。固体装药内径40mm,长180 mm,成分为HTPB中加入65%的金属粉末。试验发动机采用火炬式点火器点火,空气由燃烧补氧式空气加热器加热至690 K,热空气流量300 g/s。试验测量了压力、推力等参数,使用监控录像对发动机尾焰进行拍摄,通过测量试验前后装药质量差获得固体燃料平均燃速。旋流试验未将旋流器伸入燃烧室即实现了火焰稳定,且旋流燃烧比直流燃烧表现出更好的稳定性,平均燃速较直流提高近50%。旋流燃烧尾焰存在明显的径向扩张,表明尾焰仍有切向动量,损失了部分推力。     

塞式喷管二次喷射推力矢量控制研究

采用流体二次喷射方案,对塞式喷管发动机进行了不同工况的推力矢量控制冷流试验研究。在试验中,主要对影响推力矢量控制性能的参数:二次流流量、位置、喷射角度、二次流喷射孔的数量以及喷射孔出口面积大小等进行了研究。试验数据表明:二次流的工作参数和环境压力对侧向力的影响比较大。在高空环境下,推力矢量控制效果比较好,但在地面条件下,产生的侧向力比较小。二次流喷射产生侧向力的同时,对轴向力也有一定的增加。     

《推进技术》投稿须知

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吸气式激光推力器概念设计

以发射10kg级微小卫星为航天任务背景,基于地面推力1000N的设计指标,分析了吸气式激光推进的主要性能参数,依据所建立的激光推进能量相似律理论和数值计算研究结果,对激光参数、聚焦系统和喷管子系统进行设计,完成了封闭的吸气式激光推力器概念设计循环。所提出的二次反射聚焦系统与抛物形喷管组合的吸气式激光推力器概念模型经数值计算程序验证,可以获得地面500N/MW的冲量耦合系数。所提出的设计理论和方法对激光推力器概念设计有一定的参考价值,是研制激光推力器模型的重要基础。