某型冲压发动机的可靠性评估（续）

4．常见寿命分布下分系统的可靠性评定与向成败型信息的折合 (1)成败型分系统若分系统进行了n次试验，其中s次成功，f次失败，记为试验(s，f)，则分系统可靠度R在取无信息先验pdfβ(0，0)下的后验pdf为β(s，f)，故其可靠度的后验一、二阶矩为ERER=s／n ER^2=s(s 1)／[n(n 1)]在覆盖概率为r时，R的Bayes可信(Credible)下限Rt由下式确定：     

冲压加工和锻压加工中润滑剂的应用

本文从冲压加工和锻压加工的特点出发,介绍了各种材料在冲压加工、冷模锻和热模锻加工时润滑剂的选用。     

双轴涡轮喷气发动机实时模型研究

发动机的实时模拟是研究发动机数字控制系统必不可少的基础。作者首次采用微型计算机[IBM PC/286]对某型双轴加力涡轮喷气发动机进行实时模拟研究，经过对发动机各部件特性的适当处理，很好地解决了实时模型的计算精度和计算速度之间的矛盾，得到了一个简单而又较为准确的发动机实时模型。经过与实际试车数据和非实时数学模型计算结果相比较，本文提供了数学模型无论是稳态性能还是动态响应都能很好地反映发动机的真实物理过程，具有一定的使用价值。     

固体火箭超燃冲压发动机理论性能分析

基于布雷顿循环,考虑燃烧产物的离解,针对固体火箭超燃冲压发动机工作过程进行了建模研究,开展了发动机理论性能分析,研究了飞行参数、燃料种类对发动机性能的影响,探究了超燃冲压发动机的工作极限。结果表明：固体火箭超燃冲压发动机的性能随着飞行马赫数的增大和飞行高度的升高而下降;当工作当量比增大时,质量比冲和体积比冲均下降,但比推力逐步上升;当工作空燃比增大时,比推力下降,但质量比冲和体积比冲均逐步升高。燃料种类对发动机性能有显著影响,在空燃比5～27的范围内,固体推进剂的体积比冲存在明显优势,但比推力和质量比冲不及氢气和煤油。相比于氢气和煤油,采用硼基固体推进剂作为燃料的超燃冲压发动机可以在更宽的飞行马赫数范围内工作,预示着固体火箭超燃冲压发动机宽包络飞行的潜力。     

考虑进气道反压不起动的冲压级数学建模及再起动路径研究

针对组合发动机冲压进气道不起动特性建模及再起动方法研究不足的问题,根据进发流量匹配关系建立了一套可以定性反映不起动振荡过程的冲压级全工况模型。利用监测算法实现对发动机不起动状态的监测,并获得了模型在不同马赫数下的不起动边界。提出了基于几何关系的快速再起动路径和基于性能参数的等推力再起动路径。比较了两种再起动路径和现有的单变量再起动路径的拉回性能。仿真结果表明,两种再起动路径其再起动效果与路径设计时的预期效果一致,在各不起动工况下均可以保证实现再起动拉回且相较于单变量路径具有显著优势;从再起动时间的角度,采用快速再起动路径的平均拉回速度最快,平均拉回时间1.275s;从再起动推力损失的角度,采用等推力再起动路径在较快拉回的同时可保证再起动推力损失最小,平均不超过0.43%,具有更好的再起动性能。     

基于航迹优化的变几何冲压发动机控制规律设计方法

宽速域的高超声速飞行需求对冲压发动机的变几何控制提出了更高的要求。基于高斯伪谱航迹优化方法,通过耦合变几何冲压发动机的控制变量及飞行器攻角变化率,将宽速域变几何冲压发动机的控制规律设计问题转换为特定飞行器的多变量最优航迹求解问题,建立了变几何亚燃冲压发动机的飞行器/推进系统匹配分析方法,实现了典型变几何冲压发动机的控制规律优化设计。研究结果表明：进排气无级可调冲压发动机最经济爬升轨迹相比最快爬升增加16.3%时间,节省7.8%燃油消耗,两种航迹状态下进气道均接近于临界状态,差异主要来自于油气比控制规律不同;喷管喉道面积两级可调冲压发动机通过动态调整进气道出口正激波位置及燃烧室油气比,亦可实现宽速域内的快速爬升,此时最经济航迹下燃油消耗较无极可调方案多20.8%,时间增加5.6%。     

空射导弹用冲压发动机性能分析

对固体火箭冲压发动机、液体燃料冲压发动机，固液燃料火箭冲压发动机和固体燃料冲压发动机的性能进行了对比分析，探讨了上述冲压发动机在空射导弹方面的适用领域。     

冲压发动机的发展和应用

冲压发动机利用大气中的氧气作为氧化剂,在高速远航程的飞行中具有独特的优越性。图1示出了冲压发动机的工作马赫数和比冲范围。当飞行马赫数大于3.5时,冲压发动机的比冲高于其它喷气发动机,是大气层内高速飞行的理想动力装置。冲压发动机结构简单,内部没有转动部件,质量小,推重比高,成本低,特别适于导弹和高速飞行器使用。 可以认为,冲压发动机的发展经历了4个阶段,即冲压发动机的概念研究阶段;普通型冲压发动机发展阶段;组合型冲压发     

水平起降航天飞机火箭—冲压—火箭方案概念研究

本文提出了水平起降、两级入轨航天飞机的火箭-冲压-火箭方案。着重讨论了实现这个方案的推进系统,对冲压发动机采取了提前点火和高空补氧两项关键技术,使本方案具有可行性。在优化了推进系统的基础上,提出本方案航天飞机总体布局和基本尺寸,并给出飞行轨迹。通过质量计算所得的有效载荷比具有先进性。