地位重要·责任重大·使命光荣——试论中国空军发展战略

记者(以下简称记):前不久空军指挥学院举办了新世纪空军建设国际研讨班。徐洸将军在研讨班作了中国空军发展战略的专题发言,颇受研讨班学员的欢迎。回顾世界空军史,空军的作用和地位越来越重要,从早期的辅助力量,到陆海空三足鼎立,再到空军当主角,特别是经历了近年来的几次局部战争后,空军在现代乃至未来战争中的关键性和决定性作用日益凸显。随着科学技术的飞速发展和新军事变革的不断升温,各国对空军建设和     

我也没看见他曾翻动那条鱼

Which is the principle〈原则〉!你知道什么叫原则吗?人人都会讲原则,可是原则却往往在他的行为中忘记了,丢失了。在某一个王国里,有一项很特别的习俗,任何人在国王的宴席上,都不可以翻动菜肴,而只能吃上面的那一部分。有一次,一位外国使臣来到这个国家,拜见国王后,     

用于单级人轨的塞式发动机动力循环选择

寿命周期费用分析再次表明:单级入轨可显著降低有效载荷入轨费用.因为没有分级的优势,那么单级入轨火箭就需要非常高的性能和轻的质量。在对可重复使用火箭进行结构分析的过程中,所进行的一项主要研究是动力循环的选择。在普通钟形喷管发动机中,采用的是高室压的补充加注循环如分级燃烧循环或混合式预燃室全流量循环。与燃气发生器循环相比,选择这些循环方式使质量增加,但是可接受的,且性能优于燃气发生嚣循环.在塞式结构中,必须把普通燃烧室的单一圆形喉部分割为许多小的喉部摆放在发动机的周边上.这种结构与普通的钟形喷管相比,需要从中心的涡轮机伸出较长的高压推进剂导管.在分级燃烧循环中,大部分推进剂进行不完全燃烧而且低密度高温燃气需要直径较大的导管.该导管增加的质量抵捎掉了补充加注循环增加比冲所带来的好处,这就促使选择燃气发生器循环.在此将作详细比较研究.     

大涵道比间冷回热涡扇发动机总体方案研究

在分析间冷回热涡扇发动机工作机理的基础上,进行了大涵道比间冷回热涡扇发动机循环参数分析。以波音767-200ER量级飞机为装机对象,开展了间冷回热发动机方案研究。对比分析了间冷回热涡扇发动机与多种类型涡扇发动机的总体性能方案,并从发动机总体性能及特性的角度,比较分析了大涵道比涡扇发动机引入间冷回热技术所带来的收益。最后,提出了研制间冷回热涡扇发动机需突破的主要关键技术。     

3 外涵变循环发动机循环参数匹配模拟

3外涵技术能使发动机涵道比调节范围更宽,使其在所有推力范围和全包线下性能最优。分析了带核心机驱动风扇级（CDFS）的3外涵变循环发动机工作机理,利用稳态性能数值仿真程序,开展了3外涵变循环发动机循环参数匹配模拟研究,得到发动机循环参数取值范围。研究结果表明：3外涵变循环发动机工作范围更广,重点是通过改变其涵道比来实现压比的变化和发动机模态的转变,最终实现3外涵变循环发动机的优越性能。     

间接起爆对脉冲爆震发动机热效率影响

建立了基于整个燃烧室内经历不同燃烧方式下所有工质来评估脉冲爆发动机平均循环热效率的方法,通过二维数值方法对两种采用不同数目障碍物的爆震管模型的起爆特性及循环热效率进行了研究,并分析了燃烧波传播的距离与DDT距离之比（定义为ξ）对模型热效率的影响.结果表明:①间接起爆方式及不同DDT强化装置都会影响系统的循环热效率;②就计算模型,当ξ接近1时,其系统平均循环热效率仅为理想爆震循环热效率的60%左右;③随着ξ的增加,间接起爆方式的影响迅速减弱;④当ξ为1.5时,系统平均循环热效率可达爆震燃烧热效率的93%.      

薄膜蒸发稳定器在超级燃烧室内贫油点熄火特性

为了实现涡轮基组合循环发动机燃烧室工作条件下的火焰稳定性与点火要求,首先在超级燃烧室工作条件下定性地分析了两相混气中薄膜蒸发稳定器的稳定机理和燃油蒸发过程。其次,在二元试验段内对Ma=0.1~0.4,T=450~600K的来流条件下对薄膜蒸发稳定器的贫油点火和贫油熄火性能进行试验研究。研究结果表明:相同Ma下,贫油点火当量比与贫油熄火当量比随温度的升高而降低;温度相同时,两相混气中的贫油点火当量比受燃油蒸发的影响较大。通过顺喷和逆喷两种供油方式的试验对比研究发现,雾化槽供油在较高Ma数和较高温度下具有优越的点熄火性能,能够满足涡扇冲压组合发动机燃烧室的使用要求。     

串联式TBCC发动机模态转换模拟

为开展涡轮基组合循环(TBCC)发动机模态转换过程研究,基于某小型涡喷发动机,应用串联式TBCC发动机总体性能数值计算程序进行性能计算。根据沿飞行轨道TBCC发动机冲压涵道与涡轮发动机涵道气流混合过程中的参数变化规律,开展模态转换过程模拟。分析了不同等动压头、加力/冲压燃烧室进口马赫数、出口温度等主要参数对发动机性能的影响。根据小型串联式TBCC发动机模态转换过程和沿飞行轨道的发动机稳态特性模拟,确定了较为合理的模态转换区间,并得到了推力、耗油率等发动机性能参数。研究表明:不同动压头对应不同的模态转换马赫数,加力/冲压燃烧室进口马赫数和出口总温对模态转换马赫数并无影响。     

运输类飞机疲劳寿命分析的一种新方法

为了使DFR法能够适用于一般运输类飞机的疲劳分析,对DFR法进行了改进。从飞机各典型飞行任务剖面的使用比例(飞行次数比例)导出其在整个寿命期内所占的损伤比例,进而获得了当量剖面的损伤;然后再以当量剖面的损伤为基准,计算地-空-地(G-A-G)损伤比,再导出当量地-空-地循环数,最后确定出地-空-地循环许用应力和疲劳裕度。改进后的DFR法已应用于实际的工程设计。     

核心机驱动风扇级气动参数径向分布对变循环发动机性能的影响

为了考虑部件流动细节对发动机性能的影响,采用迭代耦合方法建立了变循环发动机(Variable cycle engine,VCE)多维仿真模型。在VCE多维仿真模型中,核心机驱动风扇级(Core driven fan stage,CDFS)三维仿真模型的结果以流量修正因子、压比修正因子和等熵效率修正因子的形式反馈给VCE零维仿真模型,对CDFS的特性图进行修正。在考虑CDFS气动参数径向分布的影响时,根据CDFS涵道比及三维仿真结果,计算CDFS内、外涵的流量、压比及等熵效率,同时在VCE零维仿真模型中以CDFS外涵特性图的辅助变量β值取代CDFS涵道比作为迭代变量。结果表明:在VIGV角度为15°时,外涵区域的压比低于内涵区域的压比;而在VIGV角度为40°时,叶尖区域的流动分离更为严重,导致转子进口的攻角增大,转子叶尖区域的负荷加重,外涵区域的压比高于内涵区域的压比;CDFS气动参数径向分布对VCE性能有较为明显的影响,CDFS较高的内涵压比及较低的外涵压比可使发动机核心流流量增大及总增压比升高,进而引起发动机推力的增大,推力最大变化为1.75%。