速度相关初制导拐弯规律设计

防空导弹初制导的任务是实现向目标射向拐弯,使得初制导段结束时刻导弹姿态、速度达到要求。针对助推发动机推重比小,导致初制导段时间长且参数散布大的问题,提出了速度相关初制导拐弯规律,并在姿态指令中加入重力补偿项,用于解决助推飞行段初制导精度差的问题。仿真结果表明,这种拐弯规律可以有效适应不同推力状态下初制导精度要求,且初制导结束时刻攻角小,有利于初、中制导交班。     

仅值班供油时斜流驻涡燃烧室出口温度分布特性研究

为深入了解和掌握仅值班供油时斜流驻涡燃烧室出口温度分布特性,开展了不同进气速度和油气比下燃烧室出口温度径向分布、不均匀性及出口温度分布系数(OTDF)和出口径向温度分布系数(RTDF)的研究,并结合凹腔内火焰形态分析了出口温度分布特性的变化原因.结果表明,不同进气速度和油气比下出口温度径向分布都呈现为中间高、两端低,温...     

飞机侧向波束导引控制系统结构方案及仿真

侧向波束导引控制系统是飞机在自动着陆时所采用的一种重要无线电波束导引系统。分析了侧向波束导引控制系统原理,基于飞机协调控制,构建一种侧向波束导引控制系统结构方案,在 MATLAB平台下,对所设计的侧向波束导引控制系统进行大量仿真研究。仿真结果显示,所设计的侧向波束导引控制系统结构是合理的,当其侧向耦合器结构参数设置准确时,可很好地改善导引控制系统的稳定性及动态品质。     

碟形锥柱型药柱的燃烧规律

装药设计方法影响发动机内弹道性能，为提高装药利用率，分别采用UG NX和MATLAB软件进行了建模和编程计算，得到了药柱燃烧过程中燃烧面积推移规律和残药率与设计参数的函数关系图，进行了算例分析。计算结果表明：以药柱外径D为基准，当环向槽圆弧半径r∈(0, 0.05D)，圆柱段内孔半径R₂∈(0.1D,0.4D)，环向槽圆弧圆心旋转半径R₃∈(R2,0.42D)，圆柱段长L₂∈(0.4D,1.53D)时，药柱燃烧呈现先增面性后减面性。残药率与r和R₂的变化趋势同为单调递减，残药率与L₂∈的变化趋势为单调递增，残药率与R₃的变化趋势为先增大后减小。从减轻质量，提高强度和提高产品加工制造的工艺性等方面综合考虑，建议优先选择碟形封头。计算结果与实际数据的最大相对误差为0.078%。     

涡轮电推进系统建模及控制规律设计

为了研究涡轮电推进系统的工作特性及控制规律设计方法，建立了涡轮电推进系统总体性能仿真模型。基于部件法建立了涵道风扇性能计算模型；基于电机效率图建立了发电机及电动机性能计算模型；基于面向对象的建模方法建立了电推进模块计算模型。将建立的电推进模块计算模型加入涡扇发动机部件级仿真模型中，构建了涡轮电推进系统的共同工作方程组，即其性能仿真模型。采用逆算法研究了不同几何参数控制规律下，涵道风扇推力调节时推进系统的工作特性。通过在性能仿真模型中添加推力平衡方程，并结合差分进化算法构建涡轮电推进系统优化模型，形成了涡轮电推进系统控制规律优化设计方法，应用此方法计算了推进系统节流过程控制规律和性能参数。计算结果表明：本模型设计点性能计算结果与国外发动机性能计算软件计算结果最大偏差仅为0.22%，验证了建模方法的有效性；当涵道风扇推力改变时，可能导致涡扇发动机出现超温、超转和喘振等问题，通过联合调节尾喷管喉部面积和涵道引射器面积，可以有效改善这些问题；设计出的节流过程控制规律可以保证不超温、不超转，具有足够的喘振裕度，且在节流过程中还能进一步降低耗油率；该控制规律还具有连续、单调的特点，利于工程实现。     

一种飞机侧向增稳系统设计方案及仿真验证

具有三角翼、大后掠角等气动布局特点的现代超音速飞机虽然解决了飞行速度问题,但同时极易出现高空飞行的荷兰滚阻尼、航/横侧向静稳定性减小、滚摆比变大等问题。为改善飞机航/横侧运动的飞行品质,基于飞机滚转和偏航两通道的相互交联,将滚转通道舵偏信号引入偏航通道,以增强偏航角速度反馈信号,增加飞机转弯的协调性,进而设计了一种高速飞机航/横侧向增稳控制系统。通过进行大量仿真,验证了所设计的飞机航/横侧向增稳控制系统结构简单合理,在其控制规律传动比等参数选择合理时,飞机航/横侧向飞行品质良好。     

某型燃气轮机燃油及叶片角控制系统方案与仿真

提出了某型燃气轮机燃油及叶片角控制系统方案,阐述了其工作原理,建立了其仿真模型,并进行了对其动态特性的仿真研究。仿真结果表明,该系统方案设计合理,可以满足某型燃气轮机台架试车使用要求。     

马赫数0至8范围RBCC发动机特性

为获得飞行马赫数Ma0=0～8 RBCC发动机特性及结构调节规律，基于试验数据，建立了采用控制体法，考虑热完全气体效应、化学平衡流动效应、黏性损失及热损失等影响的发动机特性分析模型，并通过发动机自由射流试验获得的推力、比冲数据对所建立的发动机特性分析模型进行确认。完成二元中心火箭布局变结构模型RBCC发动机火箭引射模态、火箭冲压模态及冲压模态特性仿真，定量获得了飞行动压、马赫数、攻角、当量比、火箭流量等因素变化对发动机性能影响；并针对给定模拟飞行弹道，完成Ma0=0～8 RBCC发动机特性计算，给出了进气道收缩比、燃烧室扩张比、尾喷管扩张比、发动机总面积比随飞行马赫数及工作模态变化规律。研究表明：1）火箭引射模态，马赫数每增加1，推力、比冲增加约18.2%，火箭推力增益增加约15%;2）火箭冲压模态，火箭流量越大，火箭推力增益越小，且获得正的火箭推力增益范围越窄；3)Ma0=2模态转换点，发动机性能及结构参数均存在间断，确保推力及结构参数的连续调节、匹配应是模态转换规律制定的关注点；4）模拟弹道下，进气道收缩比、燃烧室扩张比、尾喷管扩张比、发动机总面积比在Ma0=0～8范围内分别变化6...     

新研民用涡轴发动机起飞状态喘振试验

为了深入研究大功率、高风险状态下喘振对发动机安全工作的影响，以某新研民用涡轴发动机为平台，采用从外部向压气机出口快速引入高压空气的逼喘方法，完成了起飞状态整机喘振试验研究，综合分析了喘振过程非定常流、固、热、声耦合现象。试验结果表明，起飞状态喘振时，发动机出现多次明显的放炮、喷火、冒烟等现象，气流参数大幅波动；受燃气温度较高的影响，起飞状态喘振一旦发生可短时引发数次喘振；发动机控制系统采用合理的燃油控制规律和导叶角度偏离诊断策略，可有效缓解喘振时燃气超温现象，帮助压气机导叶角度快速恢复和发动机退出喘振；喘振时发动机转子基频幅值没有明显变化，机匣径向振动总量未超过限制值。试验验证了发动机具备承受起飞状态喘振的工作能力。