动能拦截器姿轨控发动机开关机控制规律设计

研究了动能拦截器轨控发动机的变推力实现方案,重点设计了姿轨控发动机的开关机控制规律,并通过拦截过程仿真,对所设计的控制规律进行了验证。仿真结果表明,姿控系统可以达到很高的角度控制精度,轨控系统可以控制拦截器与目标直接相撞。这说明所设计的姿轨控发动机开关机控制规律是有效的。     

针板结构冷却特性实验

在已研究放大型针板内表面换热特性的基础上,在大尺寸低速回流风洞内,实验研究了5套真实尺寸针板实验件的整体冷却效果.研究结果表明:针板具有很好的冷却效果,孔间距与气膜孔径对冷却效果有很大影响,孔间距越小,气膜孔径越大冷却效果越好;扰流柱直径的变化对针板冷却效果影响较小;当吹风比一定时,主流速度的变化对针板冷却效果影响亦比...     

基于参数优化的截尾序贯检验法

截尾序贯概率比检验法和序贯网图检验法（SMT）是在序贯概率比检验法（SPRT）的基础上发展起来的2种方法,可进一步控制试验次数。但是这些截尾序贯方法的停止边界仍有待优化,本文以最常见的截尾SPRT为例,说明决定停止边界的参数的取值直接影响了最大试验样本量,且存在最佳取值。并以此为基础,对SMT和传统的SPRT进行了综合比较,发现截尾SMT并不优于传统的截尾SPRT,它不过是一种广义形式的截尾序贯检验法,SPRT的研究重点应该是截尾形式的构造。最后本文提供了一种曲线形式的截尾序贯检验法.     

固体火箭发动机塞式喷管数值模拟和热态试验

为了考察固体火箭发动机塞式喷管的性能,设计了一套单元内喷管数为16、面积比为25的环簇式固体塞式喷管和一对比用钟型喷管,采用数值模拟方法预估了其推力性能.对塞式喷管进行了地面热态试验,测定了其推力性能.结果表明,环簇式塞式喷管地面燃气流动现象和推力性能的数值模拟结果与试验结果吻合.塞式喷管在地面上的推力效率达92.6%,比同面积比和长度的钟型喷管高9.1%,具有明显的高度补偿效应;但高空效率比用钟型喷管效率降低5.8%.      

吹风比对旋转涡轮叶片气膜冷却的影响

对1.5级涡轮叶片在旋转状态下不同吹风比时的气膜冷却特性进行了实验研究.实验中基于动叶弦长的涡轮进口主流雷诺数为1.6451×105,冷却工质采用二氧化碳,对应主流射流密度比为1.57,实验涡轮转速为475 r/min,对应旋转数为1.901,吹风比为0.5~2.0.采用稳态液晶方法测温.结果表明:①压力面上,随吹风比的增大,气膜冷却效率升高,气膜覆盖区域增大,气膜轨迹的偏转程度减弱;②吸力面上,随吹风比的增大,气膜冷却效率先上升后下降,气膜覆盖区域亦先增加后减少,气膜轨迹的偏转程度不明显;③射流流动的曲率半径影响气膜对壁面的附着.      

超跨音压气机研究的发展

本文就近20年来超跨音压气机级研究的发展,进行了一定范围内的调研,对设计与性能作出一些分析与讨论,并提出进一步研究的建议,以供设计参考。     

300M钢在门坎值附近疲劳裂纹扩展行为的研究

在实验室空气环境中研究了300M钢等温和油淬状态,五种载荷比下裂纹扩展速率为10~(-7)～10(-3)mm/Cycle的疲劳裂纹扩展行为。着重分析了载荷比和显微结构对门坎值附近裂纹扩展行为的影响。基于在门坎值附近断口表面上所观察到的氧化喾物和沿晶断裂机制,用裂纹闭合和环境效应合理地解释了300M钢在门坎值附近的裂纹扩展特性。     

掺混段收敛对出口温度场影响的试验与模型计算

在二元试验燃烧室上，就不同掺混段收敛比对出口径向，周向温度分布及出口温度分布系数的影响作了试验研究。试验时燃烧室进口为常温。出口为常压，温升范围380-560℃。掺混通道面积收敛比分别为1.23,1.67,2.57。本同时发展了掺混段收敛时，预估燃烧室出口径向温度分布的计算方法。模型计算结果和二元燃烧室试验结果相吻合。     

飞机总能量控制系统的研究Ⅱ─—非线性控制律综合与仿真

在已设计出的飞机总能量控制系统核心环节的基础上,研究了各种高度和速度控制模态下系统的构成和工作原理;研究了各种非线性安全保护功能在系统中的设置与实现;分析了极限推力状态下,飞机质点能量运动的特点;研究了对轨迹和速度的控制优先级的设置与实现技术;最后对此非线性多变量控制系统进行了综合与仿真,得到了满意的设计与仿真结果。     

固体火箭发动机推力大小调节技术的发展

对固体火箭发动机推力大小调节技术研究的必要性，发展的现状以及在型号上应用的情况作了综述与分析。指出了发展的趋势与方向。