高马赫数涡轮发动机性能模拟

对马赫数4.0一级的高马赫数涡轮发动机进行了研究,分析了高马赫数涡轮发动机的结构形式和工作原理,建立了性能计算模型。利用泵理论拓展了发动机的低转速部件特性,对某高马赫数涡轮发动机方案进行了性能计算,并分析了其风车冲压模态的性能变化趋势。计算结果表明,该发动机在马赫数3.7时进入风车冲压模态;由于主燃烧室熄火,其推力在模态转换阶段将出现暂时震荡,比冲将在模态转换点达到最低值。     

煤油超燃冲压发动机性能分析

对近期有应用前景的碳氢燃料（煤油）超燃冲压发动机性能进行了计算。探讨了固定几何尺寸（不可调）的超燃冲压发动机有效推力系数、有效比冲和有效单位推力等主要性能参数变化的定量范围。计算表明,几何尺寸不可调的煤油超燃冲压发动机将可能成为巡航马赫数６左右的导弹动力装置。     

基于等效热力过程的宽域冲压全流道性能设计方法

为了开展宽域冲压发动机的全流道设计工作,将双模态冲压发动机等效热力过程分析方法拓展到全流道设计,建立了基于等效热力过程的宽域冲压全流道性能设计方法。将该方法应用于带几何可调进气道的宽域冲压发动机全流道方案设计,分析了进气道调节、燃烧室尺寸对发动机性能潜力的影响。研究结果表明：马赫数2.0～3.5范围,在比冲和流量2个因素之间,流量对发动机推力性能影响更大,所以在低速段应尽力增大进气道流量;与第2级转折角相比,第2级折转角对比冲和推力的影响权重更大,采用较小的2级折转角有利于提高性能;获得最优推力和比冲性能需要不同的进气道方案。在所研究的马赫数范围,燃烧室需用面积相差很大,飞行马赫数越低、需用面积越大。若以低马赫数的高推力要求为设计依据,需要付出横向尺寸的代价,意味着阻力和重量的增大;若以高马赫数的高推力要求为选择依据,需要在低马赫数时付出推力性能的代价,意味着加速时间和耗油量的增大。本文发展的方法可以快速筛选获得最优推力性能或比冲性能的全流道方案,为宽域高性能冲压发动机的全流道性能初步设计提供有力支撑。     

桨扇发动机性能预测

在飞机的方案论证阶段以及尔后飞机与发动机的性能匹配过程中都需要知道桨扇发动机的性能。本文主要讨论桨扇发动机性能的预测方法,并给出计算得到的飞行特性和转速特性。 一、设计点的选取 1.桨扇发动机设计点 起飞和巡航是运输机的主要飞行任务。发动机的尺寸主要也是根据这两个飞行任务选取。以往,涡扇发动机是将海平面上的起飞条件作为设计点,只要起飞推力够了,巡航推力一定满足。但桨扇发动机由于函道比较大(>50),推力随马赫数下降很快,一般选10000米高度上的巡航马赫数作为设计点。      

变循环发动机双涵道模式下变几何控制探索

为了实现变循环发动机的性能优化,利用混合优化算法寻找最优的几何控制变量来实现变循环发动机的性能提升。在节流优化过程中,采用了单独减小高压转子转速和协同调节高低压转子转速两种控制方案,并计算了巡航状态时在这两种控制方案下发动机由最大推力到50%最大推力的节流过程中,发动机性能参数和工作参数的变化。计算结果表明:在高度为11km、马赫数为0.9条件下,保持进口流量不变,在50%最大推力时协同调节方案相比单一调节方案,发动机的耗油率下降了5.997%,另一个巡航状态(高度为9km,马赫数为0.8)下也有相似的结果。这表明采用高低压转速协同控制能对发动机进行更有效的控制,进一步改善了发动机的巡航性能。     

基于亚燃的高超声速冲压发动机内流道研究

为了研究亚燃冲压发动机在高超声速条件下工作的性能,采用总体性能计算方法和流体力学仿真对基于突扩燃烧的高马赫数亚燃冲压发动机内流通道进行匹配设计研究,得到了其速度特性和调节特性。结果表明,设计出的亚燃冲压发动机在高超声速范围内性能良好,能够正常工作。在接力点处,马赫数Ma=3.5,高度H=12km,得到最大推力系数为0.649,此时比冲为13 801.2N·s/kg;在巡航点处,Ma=5.0,H=21km,发动机余气系数α=1.8时,得到推力系数为0.370,此时最大比冲为12 574.0N·s/kg。研究认为,最大飞行马赫数为5~6的高超声速冲压发动机采用亚燃是可行的。     

液氢突扩燃烧冲压发动机性能

对航天飞机用液氢突扩燃烧冲压发动机性能进行了比较详细的计算及分析。研究的工作范围为Ma=1.50～6.50、高度变化范围为H=0～40km。并把计算结果与等截面液氢冲压发动机性能进行了比较。计算结果表明,在低空低马赫数时突扩燃烧冲压发动机性能较为优越,而在高空高马赫数时性能基本没有变化。航天飞机使用突扩燃烧室冲压发动机在低空低马赫数时可以部分解决流量匹配问题,还可提高发动机推力、减少溢流阻力。燃烧室结构也较简单。     

高马赫数飞机全剖面航程性能估算方法

文中将典型巡航型高马赫数飞机分为起飞滑跑阶段、加速爬升阶段、巡航飞行阶段、俯冲飞行阶段和滑翔返回阶段、降落滑跑阶段等若干阶段,在对不同阶段进行受力分析基础上,对各个阶段的航程性能估算方法和各阶段的质量变化处理方法进行了理论推导,形成了适用于高马赫数巡航飞机概念设计阶段的全剖面航程性能估算和质量处理方法.最后,通过具体算...     

可重复使用宽域高速飞行器低速段动力方案分析与选型

为快速评估不同类型的发动机方案在可重复使用宽域高速飞行器上的适用性,对飞行器动力方案中至为关键的低速段动力方案进行了综述分析。系统研究了不同动力方案在解决宽域工作问题方面基本原理的差异,给出了各方案的工作过程及宽域工作性能,并概括分析了典型方案所适配的目标飞行器的基本情况,为飞行器总体动力方案的设计提供参考。研究结果表明：宽域高速飞行器任务需求差异对低速段动力方案的选择具有重要影响;宽域加速型任务与高速巡航型任务差异较大,但随着飞行器马赫数上限的增加,两种任务模式下低速段动力方案选择的差异开始变小;对于某一确定飞行任务的宽域高速飞行器,满足其加速需求的低速段动力方案也不唯一;基于涡扇的变循环发动机方案、燃料直接预冷发动机方案及火箭冲压RBCC与现货涡轮发动机组合的方案在加速型任务与高马赫数巡航型任务中均可适用;基于现货发动机改造及组合的低速段动力方案,在低成本、高敏捷的两级入轨飞行器第一级中应用前景较好。     

间冷回热技术

<正>间冷回热循环发动机通过在传统涡扇发动机中增加间冷器和回热器,具有降低耗油率和污染物排放、增加比推力、提高高空巡航马赫数等优点,是未来低污染、低能耗的绿色发动机,是高空、高速巡航发动机的可选方案。中国航发四川燃气涡轮研究院于国内首次开展了大涵道比涡扇发动机用轻质、低损、高效的间冷器及回热器设计、加工工艺及性能试验研究,为间冷回热循环发动     

高校图书馆期刊管理服务创新举措

高校图书馆期刊管理工作需立足本校实际情况,提高期刊信息服务意识及采购质量,建立合理的馆藏期刊结构,创新期刊管理服务措施,拓展期刊服务内涵。高效发挥期刊信息的作用,提高期刊资源利用率,更好地为读者服务。     

方波幅度的测量不确定度

介绍了用众数法评价方波幅度时的不确定度分析和评价过程；讨论了主要的不确定度来源，包括众数判别区间的影响、波形测量系统幅度测量误差的影响等等；给出了减小不确定度的主要措施，并结合一个实例，给出了方波幅度的不确定度评价结果。     

逻辑分析仪部分参数测量结果的不确定度评定

介绍了逻辑分析仪部分参数测量结果的不确定度分析评定方法，评定过程及结论，可应用在对于计量标准进行相应指标的不确定度评定分析上。     

秒表检定的测量不确定度评定

介绍了用标准时间间隔发生器检定秒表时，测量结果不确定度分析和评定过程；讨论了测量不确定度的几个主要来源；通过一组实例，给出了秒表检定不确定度的分析和评定结果，该过程和结论可应用在对于计量标准进行相应指标的不确定度分析上，也可用于估计秒表检定本身的不确定度。     

高校廉洁文化教育的载体构建

作为构建反腐倡廉体系的基础性工作之一,高校廉洁文化教育是从源头上防治腐败的根本之策,关系到整个社会廉洁文化的建设。从打造廉洁文化教育教师主体团队,发挥党团组织的战斗堡垒作用,弘扬廉洁校园文化节、占据网络文化教育阵地等方面,对高校廉洁文化教育载体进行研究,旨在为高校廉洁文化教育提供些许参考意见。     

导弹电动舵机伺服控制器的设计

在分析导弹电动舵机系统工作原理的基础上,采用了高性能数字信号处理器(DSP)和集PWM的功率驱动芯片SA60来实现四台他励直流有刷电机的集中控制.并运用位置环、转速环和电流环的三环控制算法,实现了新型全数字导弹电动舵机位置伺服功能.     

电磁辐射干扰试验的测量不确定度评定

详细地分析了利用吉赫兹横电磁波室进行小体积受试设备(EUT)电磁场抗扰度测试的不确定度。     

非线性方程迭代算法收敛性分析

从几何上分析了迭代格式xn+ 1=φ(xn)所产生的序列收敛于方程根的收敛条件 ,导出了不依赖函数可导性判断迭代序列收敛的收敛定理 ,给出了产生收敛的迭代序列的技巧。     

基于正交设计的某型飞机翼尖小翼优化设计方法研究

飞机翼尖小翼设计是一个多因素设计,在机翼设计中比较复杂,影响参数较多。采用基于正交设计的方法,利用CFD技术,可较快的优选出小翼的倾斜角、高度、前缘后掠角、安装角等参数。以设计状态为例,对优选出的每个因素取三种水平进行了具体的计算,并给出了具体的结果,通过各因素在各水平下的平均升阻比,可以得到最优的参数值。结论说明给出的方法是合理的。实验也证明了该方法可以节约时间和经费。     

应答机测距转发性能分析

分析了采用视频AGC（自动增益控制）、射频AGC和限幅器等3种测距转发模式的应答机性能,分析结果表明：视频AGC模式下,应答机测距通道的输出功率恒定,测距转发性能不随上行信号强度变化而变化;射频AGC模式下,应答机测距通道的输出功率不恒定,测距转发性能随着上行信号强度变化而变化;而限幅器模式可看作射频AGC的一种特殊情况。仿真分析了我国研制的限幅器和射频AGC两种模式应答机的性能,结果表明理论计算的性能与实测结果一致,理论分析正确且理论分析结果可作为链路计算的依据。