国外水平起降临近空间高速飞机动力的发展

临近空间高速飞机的飞行包线宽广,常规动力不能满足需求,必须采用组合动力。涡轮基组合循环(TBCC)发动机能实现高超声速飞行器水平起降,是临近空间高超声速飞机的最佳动力。首先从TBCC技术研发路线入手,总结出TBCC主要技术研发领域,如高速涡轮基技术、冲压/超燃冲压发动机技术、飞发一体化技术和热防护技术;其次结合TBCC典型研究计划(RTA、FaCET、TriJet、LAPCAT和SR-72),归纳出每个计划的关键技术及进展,并对各方案的未来发展应用进行阐述;最后对TBCC的发展趋势和技术特点进行了总结。     

三外涵变循环发动机性能数值模拟

与双外涵模式相比,三外涵变循环技术将使发动机工作范围更广,更易满足未来发动机的自适应要求,及更大提升飞机综合性能。在带核心机驱动风扇级(CDFS)双外涵变循环发动机性能仿真方法基础上,构建了前调节阀门、后调节阀门、第三外涵等的数学模型,开展了三外涵变循环发动机性能模拟方法研究,重点分析了三外涵变循环发动机的稳态性能。结果表明:相比单外涵和双外涵模式,三外涵模式总涵道比调节程度更大,发动机最大状态与亚声速巡航状态间的燃油经济性更明显。     

超临界翼型设计中的多响应代理模型

为考虑超临界翼型设计中代理模型多响应之间的相关性,研究了基于多输出高斯过程回归的代理模型。通过实验数据验证了升力系数、阻力系数及力矩系数之间显著的相关性,建立了超临界翼型设计中的基于多输出高斯过程的多响应代理模型,并与kriging模型、BP和RBF两种人工神经网络模型进行了对比。结果表明,当超临界翼型设计中多输出端口之间存在显著的相关性时,多输出高斯过程相比kriging、BP和RBF能有效显著提高预测精度,并获得更加稳定的预测性能。     

补燃循环发动机发展史

60年代初是液体火箭发动机研制和发展的重要时期。为增加发动机比冲而作的一些研究使人们逐渐对高室压工况感兴趣;同时,补燃循环作为一种能从化学反应中获得最多能量的方法也开始进行探索。由空军支持的一个重要研究计划是研究使用可贮存液体、推进剂,推力在4452.2kN 到8894.6kN 的发动机的可能性。这些方案提出了使用超临界 N_2O_4作再生冷却液的实验鉴定技术和在喷注器与推力室壳体的制造中采用光刻技术。NASA 开始的先进发动机设计研究为高压补燃发动机指明了方向,随后在17.5MPa 压力下完成的次高压补燃燃烧试验,证明了燃烧系统的可靠性。空军也致力于高扬程氧泵和高室压 O_2/H_2补燃发动机(XLP—129)的研究,这些研究为 SSME 的涡轮和循环系统奠定了基础。     

雷达液压系统中的污染控制

分析了造成液压系统污染的原因，总结了控制污染的经验，选用元件时避免使用型砂铸造的产品，对新元件严格清洗，新的液压工作液必须过滤等；选用合适的油滤，采用循环过滤的方法，有效地控制了液压系统的污染。     

战术导弹环境应力筛选有关问题的探讨

战术导弹所承受的环境应力是影响其可靠性的主要因素之一，本文从环境应力筛选对战术导弹可靠性的重要性出发，探讨方案的选择及提高环境应力筛选有效性的技术途径。     

固体推进剂药柱的可靠性—力学模拟发动机的设计和试验

评价固体推进剂药柱的可靠性,主要是依据对其力学性能的评估。用全尺寸药柱进行试验,通常是很困难的,并且费用昂贵。本文介绍了一种能反映全尺寸发动机的特型小尺寸、低成本模拟发动机的研究和试验。这种发动机可模拟全尺寸发动机药柱(88%固体含量的CTPB推进剂)的条件进行力学性能试验。进行了大量的、承受多种载荷条件(温度循环和/或加压)的模拟发动机试验。给出了试验结果,并首次给出了与尚在发展中的理论计算有关的分析。