面积比、波瓣张角对多级波瓣喷管性能的影响研究

在11 km高空环境下,对喷管出口马赫数为0.75的2级波瓣喷管内外流场进行数值模拟。通过改变第1级波瓣喷管的引射面积比及第2级波瓣的下张角,分析了2级波瓣喷管的性能变化。结果表明,第1级波瓣的引射效率在第1级引射面积比为1.50时达到峰值;在总引射面积比为3.50时,上张角为15°、下张角为0°的2级波瓣喷管性能较好,其引射系数比单级波瓣喷管的高30%,推力大4%。     

捷联惯性导航传统比力积分算法与对偶四元数算法的比较研究

捷联惯性导航速度更新算法中,将载体坐标系中的比力积分增量变换到导航参考坐标系中,载体姿态变化的影响通常采用一阶近似模型进行计算。本文分析了包括角振动和加速运动的动态运动下一阶近似模型的局限,在典型角振动及加速运动条件下对忽略姿态变化二阶项造成的速度更新误差进行了理论分析。通过比较,揭示了对偶四元数比力积分算法精度高于传统比力积分算法的原因,即和传统比力积分算法相比,对偶四元数比力积分算法等价于考虑了载体姿态变化影响的二阶项。通过典型角振动及加速运动条件下传统捷联惯性导航算法和对偶四元数导航算法的仿真比较,对理论分析结果进行了验证。     

Ti对Nb基合金高温抗氧化性能的影响

氧化物的体积与形成该氧化物消耗的金属的体积之比(PBR,Pilliing-Bed-worth Ratio),是判断氧化膜完整性的一个重要判据,是氧化膜内产生生长应力的主要因素之一.基于合金氧化行为建立了一个简化的氧化模型,给出计算合金单一氧化膜PBR的计算式,估算了Nb2O5,Ti2Nb10O29,TiNb2O7,TiO2的PBR.研究表明:在Nb基合金中加入合金化元素Ti,合金的高温抗氧化性能得到改善.实验表明:随着Ti含量的增加,合金氧化膜中氧化产物的种类和含量发生变化,致使氧化膜的PBR发生改变.随着Ti含量的增加,氧化膜的PBR值逐渐减小,致使氧化膜的完整性提高.     

均匀设计在弹上部件加速寿命试验中的应用

温度和湿度是影响导弹贮存寿命的两个典型应力,用加速寿命试验的方法预测导弹贮存可靠性将成为一种新趋势.为优化试验设计并应用与之相适应的参数估计方法,将改进的"均匀设计"引入到导弹的加速试验中去,根据加速试验的组合应力大小提出了优化试验顺序的方法,将完全修复的产品继续投入试验中去,从而节约了试验样本量;应用了双应力条件下的"应力-寿命"的数学模型,应用极大似然估计和"稳健回归"相结合的方法来估计参数值,因为单纯的极大似然估计对初值要求较高,往往导致不收敛.通过案例证明了所提的试验方案和评估模型方法理论的正确性和工程的可执行性.     

逆向涡流发生器减小涡轮叶尖泄漏流的数值研究

逆向涡流发生器可以有效减小涡轮叶尖泄漏流,提高叶片周向载荷.对影响逆向涡流器减小泄漏流的几个关键因素进行了数值研究,结果表明:入流和出流孔径比增大,涡流器流量增加,对叶尖泄漏流的减小效果越好,孔径比2∶1时比孔径比1∶1时涡流器流量增加了24%,叶尖泄漏流量降低了0.8%,叶片周向载荷提高了1%;与叶片前缘布置涡流器相比,在叶片中后部布置时涡流器流量增大,叶片周向载荷提高;涡流器布置越密,涡流器总流量增加,布置33个涡流器比布置9个涡流器叶尖泄漏流量降低了1.6%,叶片周向载荷提高了2.7%;出流角越小,叶尖泄漏流量越小,叶片周向载荷越大,出流角30°时泄漏流量比60°时降低了1.2%,叶片周向载荷提高了约2%.     

航空发动机高压转子转速摆动故障分析与排除

针对某型发动机高压转子转速摆动故障,详细分析了油门杆稳定时地面和空中多次出现高压转子转速无规则摆动、其 他参数随动的故障现象,阐述了高压转子转速受综合电子调节器、燃油系统、转速调节系统等控制的控制原理,剖析故障机理,制 定了故障树。结合故障树,列举了进口温度感受附件、综合电子调节器、燃油系统、转速调节系统等4种故障。采用故障树分析法 找出故障原因,分析薄弱环节。经对4种故障原因逐条分析,排除了进口温度感受附件、综合电子调节器、燃油系统等因素,确定 转速调节系统中加速控制器未完全退出工作是转速摆动的原因。针对波动量较大的发动机,调整加速性至合理范围,进行地面试 车和飞行等外场排故验证。结果表明：发动机工作参数正常,高压转子转速摆动现象消失,发动机推力稳定。故障得以排除。     

某型喷口加力调节器减压比特性改进设计

为解决某型喷口加力调节器在配装发动机使用过程中存在的涡轮落压比偏离设计值问题,对一维定常可压缩拉瓦尔喷管的气体流动状态进行了理论分析计算,从涡轮落压比的连续性工作要求分析了拉瓦尔喷管正常工作的使用条件,提出了空气减压器二级减压拉瓦尔喷管扩张段流道形状的改进设计方法,并通过了发动机试验验证,结果表明:空气减压器只有在超临界状态工作,并且激波位置在测压点位置后面时,才能保证减压比仅与针塞位置有关,与进气压力大小无关;进气压力较低时,激波位置离测压点较近,会造成减压比相对稳定状态存在偏差;增大喉道面积,可使得相同进气条件下,激波位置后移,远离测压点,有利于提高减压比的稳定性,增大后端角度会导致激波位置前移,不利于减压比的稳定。      

宽带认知雷达低峰均比波形快速设计算法

发射波形设计是宽带认知雷达系统的关键技术。为了提高宽带认知雷达系统对距离扩展目标的检测性能,建立了目标检测模型,分析了系统的检测性能,在此基础之上研究了基于最大输出信干噪比(SINR)的低峰均比(PAR)波形设计算法。通过将原波形优化问题等效为接收权值与低峰均比波形的联合优化问题,同时利用循环优化的思想,提出了一种低峰均比波形快速设计算法。相比于现有的梯度法以及凸优化算法,该算法所设计的恒模波形信干噪比与二者相当,但算法实现难度明显变小,计算复杂度明显降低。仿真结果证实了算法的有效性。     

一种雷达模拟器天线系统设计

该系统采用角锥喇叭天线组成比幅测角系统,介绍了一种用于雷达模拟器的天线系统设计,解决了方位波束宽度大和天线增益高之间的矛盾,具有结构简单、易于实现、天线增益和测角精度高等特点。经测角误差分析和电磁仿真,证明天线系统的增益系数、测角范围和测角精度等主要技术指标满足雷达模拟器设计要求,具有推广应用价值。     

分腔流量比对涡轮曲端壁表面冷却特性实验

利用高速风洞及压敏漆（PSP）技术,研究了端壁表面不同分腔流量比对端壁表面的气膜冷却效率的影响。对比各个分腔在不同流量比下端壁表面的气膜冷却效率的详细分布发现：端壁表面的气膜冷却效率随着槽缝流（分腔1）流量比的增加而增大,随着槽缝喷射冷气流量的增加,冷气在端壁表面的覆盖范围变广,同时冷却效果也有所提升;随着端壁前部分腔（分腔2）冷气流量比的增加,叶栅通道喉部上游区域的冷却流体会出现明显的吹离壁面的情况,端壁表面的气膜冷却效率也会随之减小;端壁后部分腔（分腔3）冷气流量比对端壁表面的冷却效率的影响与分腔2类似。