X—31A飞机的设计特点和试飞情况

综述了为验证增强战斗机机动性(EFM)计划、衡量过失速机动飞行的可行性及其在近距空战中的战术价值,X-31A飞机在气动布局、大迎角抗偏离设施、推力矢量系统以及飞控系统方面的特点;介绍了X-31A飞机的有关飞行试验情况,特别是循序渐近的四种过失速机动动作以及空战效能评估结果。结果表明,X-31A飞机气动布局合理,能完成过失速机动飞行。且过失速机动技术和推力矢量组合,可以大大地提高飞机近距空战的作战效能。     

可调喷注器变推力液体火箭发动机响应特性和稳定性分析

本文主要针对一种带有可调喷注器的双组元变推力液体火箭发动机(BYF-03)在研制过程中曾出现过的低频振荡现象,分析其响应特性和稳定性,在分析过程中,建立了发动机系统的数学模型,并用Gear法进行了大量的数值计算.分析结果表明,这类变推力发动机,电磁阀工作周期T是发动机系统稳定性的决定性因素;弹簧预压量δH,O对系统的稳定性也有很大影响;而控制电路增益K_B则对系统的响应性能影响很大.经过计算找到了一组参数可使该发动机系统不发生低频振荡.这些结果得到了发动机热试车证实.     

脉冲爆震发动机尾喷管的实验

选取3类10种有代表性的脉冲爆震发动机尾喷管进行了试验.研究结果表明, 各种喷管对性能均有提高;对每类喷管均存在一最佳面积比, 使推力增益最大;在受试的尾喷管中, 收敛-扩张喷管增益最大, 达24%;填充系数对喷管性能增益影响甚微.      

气体二次喷射推力矢量控制的响应面优化设计

采用基于部分正交多项式的响应面法结合数值模拟试验对某实验发动机气体二次喷射推力矢量控制系统进行优化设计, 结果表明:这种优化方法可以减少为得到近似函数式而对主/次流干扰流场进行计算的次数, 节省计算时间, 能方便地对气体二次喷射系统各个参数进行优化与分析.      

PDE在模拟冲压进气条件下的台架推力修正

研究射流模拟冲压进气条件下,气源喷口尺寸和气源压头对脉冲爆震发动机(PDE)地面台架测量推力的影响及消除外阻对测量推力的影响的措施.研究结果表明,由于PDE外阻存在使PDE地面台架测量推力偏小,采用PDE进气道前装承力锥的方法,可以消除PDE外阻对PDE地面台架试验推力测量的影响,获得PDE实际内流推力.在试验结果基础上,提出一个PDE地面台架试验内流推力修正公式并在试验中得到验证.      

星际小推力转移轨道快速设计方法

 针对星际探测任务中燃料最省小推力转移轨道问题,提出一种基于标称轨道的快速设计方法。首先以具有相同端点时刻的无摄动标称轨道为参考,对传统的非线性轨道优化模型进行合理变换,将复杂的优化问题简化为可解的两点边值问题;然后基于标称轨道3个独立积分推导出解析的状态转移矩阵,并以此为基础导出了两点边值问题的最优解析解。该方法无需数值迭代,有效地克服了数值优化方法收敛性差、计算效率低的缺点。最后,以探测火星的小推力转移轨道为例对该方法进行了验证,与精确的数值结果相比,该方法计算的燃料消耗误差小于1%。     

1种新型增推喷管的数值研究

针对轴对称喷管,利用数值方法研究了其出口形成的气动喉道的控制射流参数对喷管推力系数的影响。计算结果表明:射流控制能在喷管出口处形成气动喉道,即所研究喷管成为新型的固-气双喉道喷管,减小了喷管的有效出口面积,使其膨胀更完全,从而能够有效增大过膨胀喷管的推力系数。同时,射流角度对喷管出口实际面积和流场有一定的影响,顺向射流能获得更好的增推效果。     

行星际小推力轨道Lambert解及应用

 为提高行星际小推力转移轨道初始设计精度,提出了基于N次逆多项式逼近的半解析Lambert算法,并基于该算法发展了一种转移轨道初始设计方法。首先,采用N次逆多项式近似小推力轨道形状,应用推力方向假设和位置速度边界条件推导出部分系数及推力大小解析式。接着,分析了飞行时间约束和轨道动力学约束下解的存在性,并给出了关键系数的可行域。然后,利用探测器质量消耗方程建立了Lambert问题求解模型并加以解决。最后,基于所提Lambert算法,通过对连续推力约束进行降维,提出一种求解多圈非固定时间的行星际小推力转移轨道初始设计方法。分别以固定和非固定时间转移任务为例对所提Lambert算法和初始轨道设计方法进行了数学仿真,数值结果表明：相比传统6阶方法,所提Lambert算法在目标轨道半长轴为5 AU时可减少速度增量需求36.63%;所提初始设计方法与最优化方法设计结果接近,可为转移轨道的精确设计提供可行的设计初值。     

一种矢量增强型双喉道射流推力矢量喷管的数值模拟

为克服双喉道射流矢量喷管矢量角偏小的缺点,提出了一种矢量增强型双喉道矢量喷管的设计概念:在喷管尾部增加一扩张段,利用流体的附壁效应使主流在扩张段中进一步偏转,从而获取更大的矢量角.首先对设计概念的可行性进行了仿真分析,而后对扩张段的设计规律进行了研究.结果表明,在喷管尾部附加扩张段可显著强化其推力矢量性能,使矢量角达到20°以上,但也导致了一定的推力损失.在研究范围内,扩张段扩张角、扩张段长度、扩张段型线等设计参数对喷管的矢量效率、推力系数以及内部流态均有着显著影响,而在扩张段开缝则可以作为一种抑制尾喷流过膨胀的有效措施.若将内凹型扩张段与开缝方案相结合,仅需消耗2.8%的次流便可获得24.12°的推力矢量角和0.929的推力系数.