超燃冲压发动机性能的初步分析

超燃冲压发动机是发展高超声速技术的关键,以其为动力装置的高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机对于国防安全、未来空间作战和航天运输都有重要意义.用热力循环的方法对超燃冲压发动机的性能作了初步的分析,建立了超燃冲压发动机准一维性能计算分析模型,并分析了一些影响参数对发动机效率的影响.准一维的性能计算方法可作为多层次高超声速动力推进系统性能计算模型的第一层次的计算模型,具有简单、快捷的特点.影响参数的分析可应用于高超声速飞行器概念设计阶段飞行器主要的设计参数和飞行参数的计算和确定.     

超高强度钢薄壁件车削变形控制

结合固体火箭发动机超高强度钢薄壁壳体的特点,分析了其在切削加工过程中产生变形的影响因素;重点分析了工件的装夹、切削力、切削温度对加工精度的影响;介绍了应用有限元分析软件研究超高强度薄壁零件变形的基本方法;提出了控制薄壁零件加工变形的方法,即合理选择夹具及装夹方式、刀具的正确选择、减小切削热的影响、合理选择切削用量以及减小切削力等措施。     

模糊自整定PID控制及其在航天产品真空热试验中的应用分析

文章首先分析了航天产品热试验时被控对象的特点,并进行了建模分析,接着介绍了如何通过参数自整定技术获得PID的3个初始参数,并进行了模糊自校正PID控制器设计。为了检验该控制方法的控制效果,文章选取了3次有代表性的试验数据进行了仿真分析。结果表明,模糊自校正PID控制方法具有适应性强、控制精度高、抑制试验系统温度滞后明显的优点,该方法较原控制方法超调量有所减小,过渡过程有所加快,抗干扰能力显著增强,较好地解决了控制系统快速性和小超调量之间的矛盾。     

高超声速武器是美军摆的迷魂阵吗？

发展高超声速武器是2010年的一个热点2010年,世界武器装备发展的一个热点是所谓的高超声速武器。高超声速飞行是指飞行器的飞行马赫数大于5的飞行。美国发展以超声速燃烧冲压发动机为核心的高超声速技术,自上世纪50年代末开始,已经50多年了。在这过程中,它的发展态势一直是时高时低,不大顺利。其困难之处,就在于超燃冲压发动机的工作,就像要在12级飓风中点燃一支蜡烛一样困难。2010年5月26日,美国空军研制的高超声速巡航导弹的验证飞行器X-51A进行了飞行试验。     

固体火箭发动机壳体/绝热层界面缺陷的声-超声检测

为了对固体火箭发动机钢壳体/绝热层界面缺陷进行有效检测,基于HSD4超声波发射/接收卡,构建了声-超声实验系统.对具有圆底孔和脱粘缺陷的钢壳体/绝热层试件进行了检测,检测信号分别采用了权振铃应力波因子方法和驻波共振模型进行分析.实验实现了对缺陷的有效检出,并可对圆底孔缺陷大小作定性评估和脱粘缺陷的定位.实验结果表明,声-超声实验系统对界面缺陷的检测是有效的.     

EPDM包覆层热解状态下的力学行为及本构模型

为了准确描述固体火箭发动机三元乙丙(EPDM)包覆层在不同热解状态下的力学特性,通过热重分析的方法得到EPDM的热解温度范围,并采用准静态单轴拉伸实验的方法获得EPDM在不同热解温度下的应力-应变曲线。以Ogden(n=2)模型为基础,分别对不同热解状态下的力学曲线进行建模,并通过对实验数据的拟合获得模型参数。结果表明,在初始热解状态下,材料只发生了少量的失水和气体的逃逸,其力学行为可通过粘超弹本构模型进行描述;随着材料热解程度增加,基体材料和填充纤维均遭到破坏,其力学行为表现为超弹脆性材料特性。     

一种基于双模态燃烧二元高超声速进气道研究

设计并研究了一种基于双模态燃烧的二元高超声速进气道.通过在进气道内设计一个隔板,将流道分为超声速通道和亚燃通道.采用数值模拟方法,研究了内压段肩部型面,隔板进口高度及水平位置,过渡段起始点及扩张角、下通道出口高度、隔板头部型面等几何设计参数对进气道性能的影响规律,并给出了参数选择建议.结果表明:在研究范围内,内压段肩部型面、隔板进口高度及水平位置和过渡段起始点对总压恢复系数影响较大;而隔板进口高度及头部型面、过渡段扩张角和下通道出口高度对抗反压能力有较大影响.      

高超声速飞行器-进气道一体化热流数值计算

采用CFD(计算流体动力学)技术, 开展了飞行器前体/发动机一体化气动热环境分析.对层流区、转捩区和湍流区分别采用计算模型, 在湍流区利用压缩性修正的SSGZ-Jk-ε湍流模型, 在转捩区引入代数型转捩因子模型描述边界层由层流逐渐过渡为完全湍流的流动过程.计算了前体和内通道的表面热流, 并与实验结果进行了对比.结果表明所采用的计算方法可以较好地预测前体及发动机内通道热流率, 流动状态、几何结构及激波入射对热流值影响较大.      

乘波体与二元高超声速进气道一体化设计研究

基于二元混压式高超声速进气道和密切锥乘波体,设计了一腹部并列进气的高超声速乘波前体/进气道一体化前体模型,并数值模拟研究了该模型在不同飞行马赫数和攻角下的气动特性。计算结果表明:设计的一体化前体模型很好地结合了二元高超声速进气道和乘波体流场结构特点,乘波前体结构可为进气道提供均匀的进口流场,且进气道性能基本保持不变;一体化前体模型在低于设计点马赫数和正攻角飞行状态下仍具有良好的飞行性能,但在负攻角飞行姿态时,随着攻角角度的增大一体化前体模型的升阻特性和进气特性均快速恶化。     

超精密平面磨床设计中的关键技术

介绍了超精密平面磨床设计中的主要关键技术．主轴及Ｘ．Ｙ．Ｚ轴导轨均采用了气体静压成液体静压轴承，采用误差补偿技术对Ｘ．Ｙ轴导轨误差进行补偿，三轴均由ＣＮＣ系统控制．设计了分辨率为０．０１μｍ的砂轮特殊微量进给装置，并应用了砂轮电解在线修整（ＥＬＩＤ）技术．