多循环脉冲爆震发动机净推力估算

为了研究试车台上脉冲爆震发动机(PDE)净推力的估算方法，在常温常压条件下，进行了大量的多循环爆震试验，在内径为150mm，长度为1800mm的爆震管中，成功地产生充分发展的爆震波。采用了动态和稳态推力计分别测量试车台上PDE的净推力及气动阀开和关时PDE的阻力，建立了试车台上PDE净推力的近似计算模型，同时研究了PDE净推力的主要影响因素。试验结果表明，PDE阻力与模拟飞行速度(或爆震室充填速度)有关；直接测量到的发动机推力与利用模型计算的净推力基本一致。研究结果对工程应用的PDE的优化设计，深入研究具有重要的参考价值。     

瓦状特征型面塞式喷管三维计算与实验

为了进一步了解瓦状塞式喷管的性能,采用NND差分格式求解三维N S方程和空气冷流对6单元瓦状特征型面塞式喷管进行了数值模拟和实验研究。研究模型的内喷管面积比为4,总面积比为40,设计压强比为1047。计算得到了流场马赫数和塞锥表面压强分布、喷管推力系数效率,以及不同压强比下中心平面、过渡平面和边缘平面的塞锥表面压强变化规律。计算结果与实验数据吻合得较好,效率数值最大相差1%。实验塞式喷管最大的推力系数效率为0 995,同钟型喷管相比,具有很好的高度补偿能力:从地面到高空,效率在0 93～0 995之间变化。和以前简化型面的4单元瓦状塞式喷管相比,实验和数值模拟均说明塞锥特征型面的优化设计提高了喷管性能,更充分体现了塞式喷管的高度补偿特性,可以成为未来工程应用的选择方案。     

液体火箭发动机推力室冷却通道流动与传热数值研究

采用气固耦合算法对液体火箭发动机推力室再生冷却通道的流动与传热过程进行了三维湍流流动与传热数值模拟，冷却工质为氢气，其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化。应用大涡模拟及标准k-ε双方程模型两种湍流模型分别进行数值模拟，详细揭示了再生冷却通道固体区和流体区内的速度场和温度场，并在不同的计算网格数目下对两种湍流模型的计算结果进行了对比。结果表明，在相同的网格条件下，标准k-ε双方程模型与实验数据的吻合精度比大涡模拟模型更好，且满足工程计算精度。随着网格数的增加，大涡模拟的计算精度逐渐得到改善。     

小推力姿/轨控液体火箭发动机材料的研究进展

概述了国内外小推力姿／轨控液体火箭发动机新材料的研究和应用进展。姿／轨控液体火箭发动机推力室已从高性能铌／硅化物材料体系向复合材料推力室技术发展，研制出耐高温性能更好的新型材料体系和高温抗氧化涂层，以及将它们应用于发动机推力室的制造是提高姿／轨控发动机技术水平的有效途径。     

推力矢量飞机控制律设计及过失速机动仿真研究

利用四元数法建立了带推力矢量的战斗机全量运动方程,依据逆系统理论对推力矢量飞机进行了适用于过失速机动和超敏捷性研究的控制系统设计。根据非线性动态逆的特点将飞机的动态特性分成快慢不同的两组状态变量分别进行设计,并采用伪逆法解决了舵面分配问题。利用该控制系统对"眼镜蛇"飞机机动进行了仿真计算,结果表明该设计方法是可行的。     

氢-氮电弧加热推力器运行参数与性能

采用氢气和氮气的摩尔比r在1.0~2.0范围的混合气体作为推进剂,实时检测电弧加热推力器运行中的弧电流、弧电压、入口压力、真空室压力、质量流量和喷口温度等工作参数,研究了比功率、r和质量流量对推力器产生的推力、比冲和推力效率的影响。实验结果表明,同时增加混合气体的质量流量和r能有效提高推力器的推力;较高的r能获得高的比冲和效率,尤其是比冲随着r的提高明显地单调上升。     

解密发动机的矢量喷管

就如同矢量发动机不能与矢量喷管划等号一样,二维喷管、三维喷管也不可以和矢量喷管混为一谈。无论是二维喷管,还是三维喷管,只有设置了专门的喷口偏转装置才能实现喷流(推力)的换向,也才可以被称之为矢量喷管,即演变成二维矢量喷管和三维矢量喷管。三维矢量喷管的类型和特点从主要的使用功能上分,三维矢量喷管大致可划分为两大类:     

问与答

yaysyby-m 问请问苏-47金雕属于什么布局,这样的布局有什么好处?答:从气动布局看,飞机采用串列三翼面结构。与常规布局的战斗机相比,它能在亚声速飞行时保持最好的气动性能;与推力矢量控制系统综合使用,能使飞机在空战中保持绝对优势。该机在试飞中能以90度迎角飞行,完成各种高难度机动动作。机身扁平,表面缝隙较少,还采用了雷达吸波材料。采用前掠机翼布局,布置有机翼翼根     

燃气二次喷射推力矢量控制系统启动过程非定常效应研究

采用数值模拟方法对燃气二次喷射推力矢量控制系统启动过程中非定常效应进行了研究.给出了详细的喷流瞬态干扰流场结构, 以及喷流瞬态干扰区随时间改变的流场细节特性,分析了流动参数和发动机内弹道性能的动态变化过程.研究表明,主/次流干扰流场内流动参数的分布及变化呈现复杂的多样性,启动过程中所呈现出的动态特性与系统稳定工作时有着明显的差异,侧向控制力、燃烧室平衡压强和发动机推力均有显著变化.在飞行器设计中,必须从安全控制的角度出发,考虑这一非定常效应的影响.     

扩展分支分析方法在飞行动力学中的应用

将分支分析和突变理论方法扩展后,应用于飞机全包线范围内平衡特性的连续计算和稳定性分析,提出了以扩展分支分析方法为基础的反馈参数连续调参的控制律设计方法。研究结果表明,扩展分支分析方法不仅能获得飞行性能指标,而且可确定非线性飞行动力学系统的稳定特性,是综合进行性能计算、品质分析及控制律设计的一种有效方法。