“长空一号”无人机系列的研制与发展

本文分为三个部分:一、介绍“长空一号”无人机系列的设计特点和技术性能;二、论述研制过程中几个主要技术关键,诸如飞行轨迹设计、供油系统设计、爬高平飞后振荡问题、发动机中小转速下工作的试验和分析、高机动飞行的控制系统设计和供油系统设计等:三、评估该无人机系列的技术水平。     

CK-1C靶机风洞模型实验数据的修正和使用

本文叙述了CK-1C靶机带堵锥风洞模型的实验数据到真实飞行情况下使用的气动力数据的计算和分析方法。主要包括Re数(含高度)修正、弹性影响、进气效应、喷流效应和模型尾支架干扰五个方面内容。在零升阻力修正中,本文把喷流效应与尾支架干扰结合起来考虑。从而,提出一个在M<1时,喷流效应对零升阻力系数受M数影响的经验修正公式. 风洞实验数据经用本文方法修正后,供给轨道计算,得出的结果与试飞结果吻合较好。一般误差在5～10％范围内,其平飞速度误差可以达到2％。     

TWR—1拖靶目标的雷达散射特性的研究

研究了ＴＷＲ－１拖靶目标的雷达散射特性，提出了相应的参数设计，研究了拖靶目标的雷达散射截面积以及空间的散射特性，并且通过对ＴＷＲ－１拖靶的全尺寸静态ＲＣＳ实验测量，来验证设计方案的正确性，测量结果表明，ＴＷＲ－１拖靶目标散射特性好，且稳定，满足目前我国靶场靶试对靶标的目标特性要求。     

炮弹固冲增程发动机进气道的风洞实验研究

进气道是冲压发动机的重要部件,它的性能关系着炮弹冲压增程发动机性能的好坏.文章阐述衡量炮弹固体燃料冲压增程发动机进气道性能的指标,介绍冲压发动机进气道的分类,着重给出了某炮弹固冲增程发动机混压式双锥进气道在马赫数2.0096时的风洞实验结果,并进行了详细的分析.研究表明,实验马赫数2.0096时,在进气道有效流通面积范围内,随着进气道有效流通面积的减小,总压恢复系数增加;随着弹体迎角的增加,总压恢复系数降低.     

基于响应面法的超燃冲压发动机进气道多目标优化

基于响应面法进行了二维混合压缩超燃冲压发动机进气道的多目标优化研究.采用均匀试验设计确定试验方案,运用计算流体动力学求解进气道的性能.根据分析结果构造了响应面近似模型,该模型采用了完全二阶多项式模型.通过响应面近似模型的优化,实现了超燃冲压发动机进气道优化,得到了Pareto最优集.结果表明,采用均匀试验设计和响应面法可以大大减小数值模拟的计算量,提高优化效率.     

长空发动机转速状态的调整规律

“长空发动机的控制是通过设计几个转速状态来实现的。但转速状态的调整一直比较困难。本文从理论上对此作了深入的分析,提出了简便的调整方法,给出了由实验得到的调整数据。     

发动机进气道天然气/空气混合流场的纹影显示

研究天然气/空气在发动机进气道中的混合特征以及喷射压力、流速和喷嘴布置对混合效果的影响.采用抽吸式风洞进行实验研究.进气流量由矩形通道中的喉道(声速面)控制.采用纹影对天然气/空气流场进行光学显示,得到了不同喷射压力、喉道高度和喷嘴布置(单列6喷嘴和3列18喷嘴)条件下的流场纹影照片.结果表明对指定喷射压力、喷嘴布置压力工况,当喉道高度为7.1mm,节流阀角度小于64.87°,天然气/空气混合流场与节流阀开度无关;当喉道高度为16.4mm,节流阀角度小于51.38°,天然气/空气混合流场也与节流阀开度无关.喷射压力和喷孔数决定着天然气的流量.尽管支架会引起流动阻力,影响进气效率,但支架喷射的混合效果要比壁面喷射的效果好.天然气流量由喷射压力和喷孔数决定,未观察到天然气向支板上游的气流中扩散.     

飞机发动机使用管理综合决策研究

科学合理地调配好参训飞机,确保作战、训练任务的顺利进行是机务大队质控室的中心任务,本文应用层次分析法对飞机发动机的使用管理进行了研究.     

TWR－1拖靶目标的雷达散射特性的研究

研究了ＴＷＲ－１拖靶目标的雷达散射特性，提出了相应的参数设计，研究了拖靶目标的雷达散射截面积以及空间的散射特性。并且通过对ＴＷＲ－１拖靶的全尺寸静态ＲＣＳ实验测量，来验证设计方案的正确性。测量结果表明，ＴＭＲ－１拖靶目标散射特性好，且稳定，满足目前我国靶场靶试对靶标的目标特性要求。     

一种二元高超声速进气道起动特性的尺度效应研究

对一种二元混压式进气道三维流场进行了数值和实验考察,研究了不同尺度进气道模型自起动性能的变化。结果表明,在相同来流单位雷诺数条件下,随着模型尺度的减小,进气道自起动马赫数有所提高,起动性能有所降低。同时对不同尺度模型进行雷诺数匹配,发现在相同雷诺数下,不同尺度模型的起动性能相近,表明雷诺数是影响不同缩尺模型起动性能不同的主要原因。在可获得的实验结果范围内,数值模拟所得到的自起动结果基本与之相符。此外,对实验中发现在低雷诺数下进气道反而呈现出自起动特征的异常现象进行了初步分析,通过数值模拟比较指出了低雷诺数下来流偏向层流流态,可能会导致进气道呈现一种“起动”状态。     

计算整机雷达散射截面的部件组合方法

本文应用部件组合方法结合相对相位综合技术计算丁某型战斗机的雷达散射截面(RCS)。部件组合方法是估算复杂形体目标RCS的一种有效方法,但同时也存在精度较差的不足。为解决这一问题,在分析计算中本文将真实目标等效为较多个部分典型几何体(如部分椭球,部分椭圆平板等)的组合,并首次应用准三维凹曲面作为典型散射体来替代战斗机的翼身融合过渡部分,从而使简单散射体的组合体较好地保持了原目标的散射特性。计算及其与测试结果的比较表明,本文采取的措施使部件组合法的计算精度有了很大改善,使之成为一种简便、省时、具有较高精度的估算整机RCS的有效方法。在全方位角范围内,计算与测试值的均方误差小于3dB,最大误差小于6dB。在IBM—4341机上用本文程序计算某型机在某一姿态角下的RCS(垂直和水平两种极化)分布曲线,只需约4分钟CPU时间。     

一种翼身融合体飞行器外形的RCS计算与实验

飞行器隐身技术是当代军事技术中的一项重大突破,低雷达散射截面（RCS）的飞行器外形是专业人员努力追寻的研究目标。本文采用Toplitz变换和混合迭代的算法,对新设计的一种鸭式布局翼身融合体飞行器外形进行了RCS计算,并在微波暗室内对模型进行了测试。实验结果与理论值基本吻合,误差在1dB之内,证明此算法行之有效,优化设计的翼身融合体飞行器具有良好的隐身性能。