分级燃烧循环发动机启动过程的变结构控制

针对分级燃烧循环液体火箭发动机启动过程的特点，提出了一种变结构控制系统。将启动过程的控制量分解为期望控制输入和随机反馈控制输入，后者由变结构控制来确定。选择发动机涡轮泵转速，预燃室和燃烧室压力作为跟踪状态变量构造线性切换函数，采用分段的等速趋近率实现滑动模态控制。这种变结构控制结构简单且具有较强的鲁棒性，使发动机启动过程的稳定性增强，仿真研究验证了变结构控制系统的有效性。     

固体火箭发动机药柱翼槽内的火焰传播过程

翼槽区内的火焰传播过程对固体火箭发动机整个点火升压过程有潜在的影响。文中采用高速摄影技术测定了点火瞬态模拟实验发动机后翼槽区内的火焰传播过程，研究了不同设计参数对火焰传播过程的影响，发现翼槽内的火焰传播过程首先是燃气充填过程，其次是火焰传播过程。翼槽内的火焰传播速度与升压梯度和翼槽的宽度有关，升压梯度越高、翼槽越宽则火焰传播速度越高。     

硝胺推进剂燃烧性能研究

研究了硝胺推进剂中固体组分含量和粒度对推进剂燃速和压强指数的影响，得出了含量和粒度与硝胺推进剂的燃烧性能有着密切关系的结论。定性分析了它们对推进剂燃烧性能的影响，并从理论上说明了它们对推进剂燃烧性能产生影响的原因。     

硼粉的包覆及含包覆硼推进剂燃烧残渣成分分析

采用多种包覆剂对硼粉颗粒表面进行包覆,利用透射电镜、酸度计研究各种包覆剂对包覆硼粉的影响,采用化学分析法对含包覆硼推进剂的燃烧残渣成分进行了分析。结果表明,经包覆剂包覆后,在硼粉的表面形成了一层包覆层;包覆后硼粉加水悬浊液体系的pH值明显增大,并适合于含硼富燃料推进剂的制药工艺;包覆后硼粉的燃烧效率明显提高。     

无喷管助推器喉部侵蚀燃烧规律研究

将X射线高速实时荧屏分析技术用于无喷管助推器的地面试验中,获得了助推器喉部燃面的退移规律,并由此获得了瞬时燃速和侵蚀比.研究表明,无喷管助推器在工作过程中,喉部燃速呈线性下降趋势,侵蚀比约从1.8降低到0.5.对文中研究的推进荆,在1000 m/s燃气流(喉部)的作用下,当压强大于2.1 MPa时,侵蚀比大于1,并随压强的增大而增加;当压强小于2.1 MPa时,出现负侵蚀现象.文中研究结果为无喷管助推器的性能预示提供了参考.     

《航空动力学报》征稿简则

《航空动力学报》是中国航空学会主办、北京航空航天大学承办的学术性期刊(月刊)。本刊坚持"创新性、实用性、科学性"的编辑方针,主要刊登航空航天发动机的原理与设计、气动热力学、叶轮机械、燃烧学、传热传质、强度与振动、自动控制、机械传动、实验技术以及热动力工程等方面的最新科技成果。本刊国内外公开发行,以促进国内外的学术交流。     

模糊逻辑方法在具有不确定性时滞系统控制中的应用（英文）

时滞是典型的非线性环节,通常存在于流体动力学中例如航空飞行器控制。一个新型的改进史密斯预估器的控制方案被提出,可以解决扰动影响下的积分时滞系统控制中出现的稳态误差问题。首先积分时滞过程被预测为一阶时滞模型。通过使用劳思赫尔维斯稳定判据设计的PID控制策略可以实现系统稳定。该设计方法可以成功消除扰动的影响。但是在跟踪控制的瞬态响应中会产生较大的超调量。因此模糊逻辑方法被用于调节设计的PID控制器,以降低超调量。最终研究设计的控制方法具有很好的鲁棒性同时在应对系统不确定性时表现了很好的控制性能。     

北京航空航天大学燃烧与红外研究课题组介绍

课题组 主要建有可视化贫油熄火实验台、横向射流初始雾化观测实验台、气动制冷／加热模拟实验台、微通道热沉换热性能试验台、本生灯火焰稳定实验台、双涵道波瓣混合性能实验台、雾化性能测试实验台等，主要从事与航空发动机燃烧及红外辐射有关的课题研究，探索其涉及的基础科学问题及应用技术问题。目前与美、法、英、加等国建立了可靠学术联系，在基础科学研究部分已开展广泛合作，已与国外名校联合培养博士生3名。     

吸气式发动机

多年来,工程师们一直致力于设计一种具有超音速,即大于5马赫或5倍于音速的飞机。这种由吸气式喷气发动机推动的高性能超音速飞机甚至可以到达地球轨道——这是40年前对于该可能性的第一次大胆设想。最近,随着科学技术的成熟以及对地空发射要求的提高,科学家已经开始认真考虑通过该设备前往太空的可能性。