涡轮基组合动力与火箭的耦合特性分析及匹配优化设计

基于高斯伪谱航迹优化方法,建立了"火箭辅助型涡轮基组合动力"的飞行器/推进系统匹配分析方法,针对地面水平起降、以马赫数5巡航的高超声速飞行器,以巡航航程最远为目标,完成了涡轮基组合动力（TBCC）与火箭的耦合特性分析及匹配优化设计。研究结果表明：对于可行的TBCC方案（起飞推重比为1.0）,引入合适推力的火箭有助于提升加速爬升段的总效率并降低质量消耗,且对巡航航程有着一定的提升（4%起飞重量推力火箭可增加航程0.97%）;对于不可行的TBCC方案（起飞推重比为0.8）,引入火箭不仅可实现推进系统方案的收敛,且其巡航航程相比可行的TBCC方案最多可增加7.9%。考虑到TBCC较大的"死重"和较低的单位迎面推力对巡航性能的不利影响,结构质量占比为25%的巡航型飞行器建议采用"13%起飞重量推力火箭辅助起飞推重比为0.7的TBCC "推进系统。相比之下,结构质量占比为55%的加速型飞行器建议采用" 5%起飞重量推力火箭辅助起飞推重比为0.98的TBCC"推进系统。     

固体火箭发动机地面性能换算成真空性能研究

根据固体火箭发动机内弹道计算模型，分析了使用大扩张比喷管地面静止试验性能与真空性能之间的联系，建立了由地面性能换算成真空性能的方法，计算出的真空推力、真空比冲等数据与实际相符。     

矢量喷管控制对发动机性能的影响

建立了带推力矢量的涡扇发动机数学模型。结合某型涡扇发动机研究了矢量喷管偏转对发动机工作和性能的影响,研究结果表明,矢量喷管偏转时,在一定条件下,发动机低压转子共同工作线向喘振边界移动,而高压转子共同工作线不发生变化,发动机总推力是增大的。但当将矢量喷管偏转与喉部面积放大相结合,可使发动机保持原工作状态不变,而发动机总推力却随着几何矢量角的增大而减小。      

弹道修正执行机构综述

二维弹道修正弹是一种低成本、高精度的精确打击弹药,修正机构是弹道修正弹上的重要部件,其性能决定了弹丸的弹道修正能力。针对弹道的二维修正需求,介绍了国内外对二维弹道修正弹修正机构的研究状况;列举了应用在二维弹道修正弹上不同类型的修正机构;阐述了不同类型修正机构的工作原理、特点以及各自的局限性。最后,对不同类型修正机构特性进行了比较,给出了相关技术指标,对比了各自的优缺点。阐述了选择和设计执行机构应注意的问题。     

流量调节器管路系统自激振荡特性研究

流量调节器管路系统在小流量大压降工况下会出现低频自激振荡现象.为了深入认识自激振荡产生机理,结合某稳流型流量调节器及管路系统,基于流量调节器弹簧振子动力学模型开展数值仿真研究.数值仿真得出自激振荡频率为94Hz,与发动机试验结果一致.分析了流量调节器结构参数对系统稳定性的影响作用,三角形滑阀节流口能够抑制管路系统自激振...     

锥柱形药柱环形槽内传热现象的数值研究

采用标准k-ε湍流模型和离散传递热辐射模型对不同来流雷诺数下锥柱形药柱前向环形槽内的流场与传热进行了数值研究。对槽内各表面与热气流之间的换热量进行了比较,并对努塞尔数沿环形槽各表面的变化进行了分析。结果表明来流雷诺数的大小影响环形槽内的旋涡数和旋涡区域的分布,进而影响槽内温度的分布,最终影响槽内装药表面与点火热气流之间的换热量。整个计算结果可为装药设计和分析推进剂的热解燃烧提供参考。     

液体火箭发动机地面试车故障检测的自适应阈值算法

提出一种自适应阈值故障检测算法,其检测阈值由实时估计的参数均值、标准差及由训练算法得到的带宽系数计算。用某发动机22次点火试验的试车数据进行离线故障检测,结果表明其综合性能优于红线系统和SAFD算法。     

航空发动机进气及叶栅通道内砂粒动力学特性分析

为提高发动机的吞砂、防砂能力,需要了解砂粒在发动机中运动规律及对发动机性能的影响.采用欧拉-拉格朗日法对E3发动机整流罩、风扇和增压级进行了砂粒与气流的耦合作用分析计算,加入颗粒碰撞模型和侵蚀模型.仿真分析结果表明:砂粒运动轨迹和侵蚀区域符合发动机使用规律.砂粒进入发动机与风扇叶片压力面发生碰撞,砂粒发生碰撞后大部分进...     

深空探测火箭的发展及应用

阐述了国外深空探测火箭的种类、结构及技术性能，对其、发展现状及趋势进行了论述，并简要介绍了国内探测火箭的发展状况。     

涡轮性能实验研究

对液体火箭发动机主涡轮的性能试验进行了介绍。主要包括涡轮性能吹风试验系统的配置、模拟试验参数的选择、性能换算方法的确定和试验数据的处理方法。同时对热试车后涡轮性能的计算也作了介绍,并将热试结果与模拟试验结果进行了对比,肯定了模拟试验的正确性。最后就实际应用中的一些问题进行了分析。