某机进气道中心锥断电型控制系统的设计与分析

本文描述了某机进气道中心锥继电型控制系统的结构，进行了稳态和动态分析，最后给出承飞机上的试验结果。     

某机进气道中心锥继电型控制系统的设计与分析

本文描述了某机进气道中心锥继电型控制系统的结构,进行了稳态和动态分析,最后给出在飞机上的试验结果。     

某机进气道控制系统的大扰动非线性模型

为保证飞机在发射导弹时进气道、发动机稳定工作，首先需要在数字机上进行仿真研究。为此，本文建立了进气道控制系统的数学模型，在发射导弹时，发动机防喘系统工作，执行脉冲切油，使进气道控制系统在大扰动条件下工作，因此该数学模型是非线性的。     

某机进气道可变几何形状控制系统的动态设计

本文描述了某机进气道可变形状控制系统的动态设计的基本方法，给出了一些动态试验结果，并与苏制米格－23飞机同类系统作了比较。     

某型飞机进气道控制系统改进问题的研究

某型飞机进气道控制系统随飞机已定型多年,是一个比较成熟的系统。但在部队长期使用过程中,发现系统的某些方面仍需进行必要的改进。本文从部队使用需求和系统设计两方面相结合的角度,论述了对该系统进行改进的必要性和可行性,并提出初步的改进方案。     

考虑控制系统稳态误差的导弹航向平面导引律

根据导弹与目标之间的相对运动方程,在考虑控制系统稳态误差的情况下,应用李雅普诺夫稳定性理论设计一种新的导弹航向平面导引律.     

某型机进气道前段装配协调控制方法改进

针对某型机进气道前段外形、交点协调要求高等特点,以及试制阶段出现的工艺、制造问题,本文进行了详细的工艺性分析,提出了设计、工艺改进及补偿措施,制定了改进后小批产状态产品的装配协调方案,经工程验证,极大地提高了产品的铆接质量,满足了设计技术要求。     

某型机进气道蒙皮爆炸胀形工艺研究

介绍了某型机进气道蒙皮爆炸胀形工艺的制定过程,主要阐述了爆炸胀形工艺方法的确定、爆炸胀形模的设计及爆炸工艺参数的选择,最后还介绍了爆炸胀形工艺方案的实施.     

某飞机进气道的建模研究

某飞机进气道外形设计较复杂，为满足三维建模的需要，利用了B样条方法，NURBS方法和自行编制的DTD程序，对该机进气道的外形建模开展了应用研究。研究结果较真实地反映了进气道外形的设计特点，较成功地解决了全机三维建模难点，并可作为有关专业应用的外形平台。     

某型飞机进气道测量耙研制

由于某型飞机设计定型试飞的需要,需在进气道流场中设计一个装有压力或温度传感器的参数测量装置（以下简称测量耙）。由于安装环境的特殊性,其结构设计的难度和要求是空前的。本文对该测量耙的设计条件和创新结构作了详细的叙述。该测量耙通过强度计算和振动试验考核后,最终获许装机使用,并顺利完成某型飞机设计定型试飞的测试任务。在其它型号飞机的试飞中,该进气道测量耙的结构设计也得到了广泛使用。     

歼击机进气道的数字式控制系统研制

为使歼击机的进气道与发动机工作稳定并高效率地运行,需要采用控制系统按照飞机、发动机的主要工作参数来改变进气道可变部分的几何形状。系统按发动机压气机增压比控制进气道入口斜板转角,并受平尾偏度修正。系统第一次采用了数字计算机控制系统,它与模拟式系统相比,精度高,响应快,体积小,重量轻,具有更多的自动报警功能。目前,该系统已在飞机上投入运行,飞行员反映良好。     

某型战斗机进气道／发动机相容性研究

简述了在某型战斗机设计过程中,对进气道／发动机相容性问题所作的研究。该研究主要是建立在3项基本试验的基础上,即通过进气道缩比模型吹风试验获得不同飞行状态下进气道出口的畸变参数和图谱;通过发动机低压压气机部件畸变试验获得畸变对低压压气机特性的影响;在上述3项试验的基础上,经过分析和评估,获得偏离进气道调节规律的上边界－发动机喘振限制边界和下边界－进气道喘振限制边界,最后选择了3个飞行状态下进气道出口流场图谱和平均紊流度,研制成模拟板,在高空台上进行了全台发动机进口畸变模拟鉴定试验,通过上述试验研究和评估,为某型战斗机试飞提高了必要的安全保证,并为进气道／发动机相容性设计定型提供了依据。     

某型飞机进气道结构声疲劳研究

飞机结构声疲劳问题是飞机型号研制中的一项技术关键，本文结合飞机进气道蒙皮鼓动、掉卿钉头等危及飞机安全的问题，系统地研制了飞机构声疲劳评估技术，包括习行噪声载荷实测、声疲劳载荷谱编制、结构件声Ｓ－Ｎ曲线测定、典型结构件声疲劳寿命试验，以及声疲疲劳寿命工程估算方法，形成了一种完整的分析与试验引结合的声疲劳寿命工程研究方法。     

某型飞机进气道对发动机性能和台架点的影响

对某双转子涡喷发动机装与不装飞机进气道进行了台架对比实验，测量了发动机的状态参数和进口压力场。根据实验结果，分析了飞机进气道引起发动机的进气畸变和对发动机台架性能及台架点的影响，并讨论了造成变化的原因。实验结果对于正确使用该类型双转子涡喷发动机具有重要的现实意义。     

飞机进气道控制系统综述

为使飞机在各种飞行状态下进气道与发动机匹配工作,稳定而高效率地运行,需要采用控制系统按飞机、发动机的主要工作参数来改变进气道可变部分的几何形状。本文综述了某系列飞机所采用的各种进气道控制系统,并对它们的设计、结构、性能等做了分析比较,也提出了进一步发展的方向问题。     

某 Bump 进气道流动控制计算研究

以某 Bump(凸包)进气道为研究对象,采用 CFD 数值模拟技术对其内、外流场进行计算,重点研究超声速来流马赫数 M∞=1.60下进气道气动、流场特性;根据进气道内、外流场特点,分别设计机身棱线涡扰流片、进气道抽吸及射流流动控制装置,目的在于提高飞机 M∞=1.60来流、进/发匹配点条件下进气道总压恢复、降低出口流场畸变;采用 CFD 技术对各流动控制装置效能进行计算,基于计算结果,对各流动控制装置效能及典型装置流动控制机理进行了分析。研究表明,M∞=1.60来流、负迎角下,扰流片作用不明显;采用进气道抽吸或射流控制措施,对提高进气道总压恢复有效。研究结果可为类似 F-35那样的隐身战机 Bump 进气道流动控制或工程发展提供一定的技术参考。