三模态热管式喷气发动机—新型的航空飞机主发动机

三模态热管式喷气发动机是在同一热管（燃烧室）中，按照航空飞机在起飞，加速爬升到高空高速和进入稀薄大气层飞行阶段，依次进入脉动式，冲压式和火箭三种工作模态。计算表明：用液氢燃料的三模态热管式喷气发动机，完全满足单级入轨，水平起降航天飞机从起飞到入轨全航程的推力要求。     

轨道参数和入轨点地理纬度对航天飞机入轨速度和有效载荷的影响

推导了航天飞机轨道器在地心为原点的惯性坐标系中的入轨绝对速度与其相对速度以及与轨道参数、入轨点地理纬度的关系，并从飞行动力学的观战建立了轨道器入轨相对速度与轨道 参数和入轨点地理纬度的关系。     

激光等离子体航天推进

 本文综述了用脉冲激光等离子体发生器为航天推进动力的可能方案。由外燃式推力器起飞,磁流体风扇升空,等离子体火箭加速。发射同样的有效载荷入轨,起飞重量只及目前航天飞机的1/20,携带燃料只需目前的1/40。先进的航天飞机将加速太阳能站和整个国民经济的发展。     

航天飞机系统两体分离问题的探讨

本文简要地叙述了美国研究轨道器与外挂贮油箱,轨道器与载机分离问题的概况。对垂直起飞两级入轨的并联两机的分离问题,提出了研究模型并作了具体分析,着重提出了实现两机安全分离需要解决的技术难点。 二级航天飞机的两机分离问题,是未来航天高技术领域的关键技术之一,本文阐述了解决两体并联分离问题我国现有的技术水平,并提出了解决该问题的技术方案。     

空中发射航天飞机

当今航天飞机垂直发射,必须克服极其沉重的自身重量才能飞起来,所以要求其火箭发动机的推力十分巨大,但相应的能量损失率也非常大,导致其效率极低。使用平台式飞机驮载航天飞机水平起飞,在空中投放发射,不但将初始的发射高度提升了10千米,更重要的是,为其提供了一个非常宝贵的水平初始动量,从而大大降低了航天飞机对总推力的需求,也就意     

美国制定高超音速航天飞机的目标

美国政府要求美国航天工业制定飞行M8的高超音速军用和民用航天飞机计划,到本世纪末研制出单级入轨跨大气层的飞行器.     

关于未来火箭发动机高度补偿喷管的性质估价

根据美国空军签定的合同,普拉特·惠特尼公司将要对未来火箭发动机高度补偿喷管的性能进行估价.现有助推器发动机,包括航天飞机的发动机,都具有固定的几何尺寸的喷管.此种喷管设计必须综合考虑发射和入轨的理想环境变化.根据新的设计,喷管几何尺寸是可     

航天和导弹用吸气式发动机的发展

本文介绍了美国第24届联合推进会议关于航天和导弹用吸气式发动机方面的情况,主要内容有航天飞机用吸气式发动机及其组合,其中包括反物质推进和激光-电子冲压发动机;超声速飞机发动机;吸气式发动机在高速战术导弹上的应用等,说明了吸气式发动机的发展前景.     

航天飞机动力系统方案探讨

本文简要介绍以美国为代表的第一代航天飞机动力装置情况,还介绍了英国霍托尔、西德桑格尔航天飞机动力装置的性能和方案特点,最后提到了发展高性能、低成本运载火箭是一次性使用运载火箭的发展方向.     

空天飞机最优轨迹／推进性能研究

基于Ｓａｎｇｅｒ的气动外形，推进系统模型，质量模型等，采用飞行力学，最优控制理论及其数值计算等方法，研究了二级入轨水平起飞载机最小起飞质量的上升轨迹，得到了给定任务需求条件下吸气式组合发动机总体性能要求。合理分析了载机最优上升轨迹，任务需求对吸气式组合发动机总体性能的要求。得到了一些明确而重要的结论。     

聚氧在喷气发动机上的应用探索

本文试图说明在喷气发动机上或燃气轮机的进气道内建立聚氧滞氮的流场,增加燃烧室氧的浓度,组织富氧燃烧.提高涡轮前的温度和整机热效率.加大喷气发动机的推力,降低航空煤油耗量,减少喷气尾气对大气的污染.对各种可能的聚氧滞氮的方案进行了初步探索.     

超燃冲压发动机性能初步研究

介绍了北京动力机械研究所进行的超燃冲压发动机初步研究。该方面研究包括超声速燃烧初步试验研究、双模态超燃冲压发动机燃烧室计算模拟和试验研究、高超声速进气道研究、超燃冲压发动机模型自由射流试验研究,获得了良好的高超声速进气道和超燃冲压发动机的工作性能。     

航空发动机控制系统的发展趋势

本文介绍了航空发动机控制系统的发展概况，详细讨论了全权限数字式控制系统的特点及主要功能，指出了航空发动机控制系统的研究方向，并综述了高新技术在航空发动机控制系统的应用情况。     

航空发动机高温部件系统模拟技术

对航空发动机高温部件系统模拟技术进行研究,在涡轮等高温部件及其冷却系统组成的流固系统研究中采用整体域划分思路,并对两部分组成的整体域统一求解.将该方法在某模型中进行分析验证,应用到某涡轮系统及周围冷却空气模拟中,并对强弱耦合两种耦合模拟方法的结果进行了比较分析.     

中心支板式RBCC发动机引射模态流动与燃烧研究

为了深入认识引射模态工作机理,针对中心支板式RBCC发动机,在飞行马赫数2、不同内置火箭流量时的工作情况进行了全流道一体化的数值模拟,并对其内流场特征、火箭射流/引射空气掺混发展特征以及复合型释热规律和火焰结构等开展了详细分析。研究发现:RBCC发动机引射模态下的流动掺混燃烧过程是一个复杂且高度耦合的过程。在即时预混燃烧(SMC)模式下,燃烧过程主要在内置火箭射流与来流空气之间形成的剪切层内进行;流道上游剪切层厚度较薄,温度和组分浓度梯度较大,掺混速率快;高释热区集中分布在流道上游,可分为超声速释热区和亚声速释热区;流道内的燃烧反应以扩散燃烧为主,随着掺混过程的进行逐渐向预混燃烧过渡。提高火箭流量,流道内温度升高,反应持续距离增加,但掺混效率降低。     

空气系统对核心机性能敏感性的影响

为了确定空气系统不同位置引气量对核心机性能的影响，给总体性能和空气系统设计提供依据，以某型核心机设计过 程为例，将空气系统设计迭代到总体性能设计中，研究了空气系统对核心机性能和部件特性的影响，并开展了空气系统对核心机 性能的敏感性分析。结果表明：每个引气位置引气量的增加均会导致燃烧室出口温度的升高，其中用于涡轮转子冷却的引气对燃 烧室出口温度的影响最大，其次为第5级压气机引气，再次为用于涡轮导向器冷却的引气，影响最小的为用于涡轮后机匣冷却的 引气。将空气系统设计结果迭代到核心机性能模型中，迭代后的压气机和涡轮工作特性发生了变化，压气机共同工作线受引气量 增加的影响稍微下移，涡轮落压比由于燃烧室出口温度的升高而减小。     

涡扇发动机放气起动分析与试验研究

为进行涡扇发动机放气起动特性的研究,建立了发动机放气起动模型,并进行了仿真计算;为进一步验证放气对发动机起动的影响,进行了发动机放气起动试验,获得了发动机放气起动的特点,定性验证了仿真计算结果;通过多次调整起动供油规律的试验,得到了发动机起动供油边界。计算和试验结果表明:在发动机起动过程中放气可提高发动机的起动稳定性,同时发动机排气温度也有所提高,发动机放气起动供油边界高于不放气起动供油边界,放气起动提高了发动机起动稳定裕度。     

一种桨尖暖喷微型动力系统的设计与实现

桨尖喷气直升机具有结构简单、空机重量轻的特点。桨尖喷气可分为冷喷,暖喷和热喷三种循环形式。针对用于驱动桨尖喷气旋翼机的微型暖喷混合排气发动机的设计与改造的研究工作,将原微型涡喷发动机作为燃气发生器,在其之后增加混排改造部件。按照原微型涡喷发动机和新构型的混合暖喷发动机的构型分别进行简化假设,并进行热力计算。根据混排发动机各截面参数及约束条件进行各部件设计,完成了混排发动机全部设计和制造后,初步测试表明：发动机可以很好满足桨尖喷气旋翼系统对于材料温度的要求,同时在相同耗油率的情况下,流量明显增加,达到了提高桨尖喷气热效率的目的。     

航空发动机持续适航安全风险评估方法研究

民航运输业正处在蓬勃发展阶段,保证飞行安全是民航的首要任务,飞机发动机作为飞机的心脏,其性能的好坏直接影响到飞行安全,采用合理的方法对发动机持续适航阶段的故障风险进行评估,对于提高飞行安全水平,保障航空运输业正常发展有着重要的作用。本文根据广义线性回归的相关理论,将广义线性回归模型引入发动机持续适航风险管理分析中,通过对发动机的故障风险水平进行实例评估验证,证明了该模型是一种准确的、有效的、可行的安全风险评价方法。     

金属橡胶减振器用于发动机安装减振的研究

 为减小发动机传递至飞机机身结构的振动,设计了金属橡胶减振器用于航空发动机安装。对该金属橡胶减振器进行了动力学建模研究,采用有限元技术对安装减振器前后的飞机全机结构进行了仿真分析,初步表明了该设计对结构频率影响较小,但能引入较大阻尼,降低响应水平。在理论分析基础上,进一步将设计制造的金属橡胶减振器安装于某型飞机,进行地面开车,实测了应用减振安装前后飞机的动力学响应。结果证明了发动机减振安装的可行性与有效性。