发动机推力测量校准中加载模糊控制

针对火箭发动机推力测量原位校准中计量精度要求高,加载过程中工作系统存在着复杂的变速扰动与大滞后等现象,在论述了模糊控制模型建立方法和加载模糊控制原理的基础上,运用叠加方法建立了四维变量模糊控制模型,实现了加载精确自动控制,并分析了该模型的控制效果。结果表明,所建立的模型及加载模糊控制方法是正确有效的,满足了原位校准精确快速加载的要求。     

推力室喉部层板发汗冷却段的结构设计分析

根据层板单元的热分析结果和层板发汗冷却推力室固有的结构特点,提出这种先进发动机冷却方案的设计原理和结构参数的计算公式,结合一台50kN发动机推力室喉部改再生冷却为发汗冷却的改形设计,分析其层板发汗冷却段喉部的设计方法和主要结构尺寸的计算结果。还比较了全再生冷却和发汗冷却两种冷却方式下发动机推力室的温度、热流密度和重量。对先进层板发汗冷却推力室的结构设计提供了参考。     

液体火箭发动机推力室发汗冷却传热过程的数值模拟 (Ⅰ)数理模型

针对液体火箭发动机推力室的发汗冷却传热过程建立了数理模型。模型中考虑了冷却剂与结构材料之间存在温差、并进行对流换热,即采用了局部非热平衡模型。同时,模型中还计及了冷却剂（氢）的热物性参数随温度和压力的剧烈变化及固体壁沿轴向的导热过程。     

推力矢量控制与飞机过失速机动仿真研究

非线性动态逆为非线性系统控制律的设计提供了一种重要手段。针对过失速机动飞机探讨了非线性动态逆方法在飞行控制系统设计中的应用。根据非线性动态逆的特点将飞机的动态特性分为快慢不同的状态变量。对快变量应用非线性动态逆进行控制律设计是将飞机气动控制面和推力矢量控制作为输入；慢状态变量控制律的设计是利用快状态变量作为输入。并采用伪逆的优化计算方法对各控制面的操纵权限分配进行了探讨。“Cobra”和“Herbst”两个过失速机动的实现证明该设计方法和仿真方法是成功的。     

固体火箭发动机脉冲推力补偿技术的研究

用动态补偿原理对脉冲推力衰减振荡曲线进行补偿,以测量火箭发动机脉冲推力。首先对测力传感器进行动态标定,建立测试系统的动态数学模型,然后根据数学模型设计补偿滤波器,并进行计算机补偿仿真验证。最后对实测推力数据进行分析处理,即数据平滑、ＦＦＴ频域分析和补偿滤波。所有以上工作全部采用Ｃ语言,以汉字下拉式菜单的形式,形成一个很实用的动态测试系统标定及数据处理软件包。     

推力矢量控制与推力矢量喷管

叙述了推力矢量控制的分类、发展过程，说明了推力矢量控制的重要性，推力矢量控制是未来战斗机提高敏捷性和获得过失速机动的重要手段。介绍了目前世界上航空发达的国家推力矢量控制和推力矢量喷管的发展现状和趋势，采用推力矢量控制和推力矢量喷管后使飞机所获得的效益和面临的问题。     

斜切反喷管粘性流场数值模

为了在级间分离期间提供反推力，许多固体火箭发动机前端都装有一组斜切反喷管，由于反喷管气动型面具有尖点，并在超音速区有台阶，喷管内存在一系列激波，并伴有流动分离现象。从雷诺平均的非定常Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程出发，利用时间相关法，采用ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ两步显格式，结合Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ代数湍流模型，数值模拟了斜切反喷管流场。计算得到的壁面压强分布与风洞吹风实验测得的压强分市相当一致。     

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。     

SMC燃烧模式下引射火箭性能影响因素的实验研究

1引言为了降低航天发射费用,迫切需要提高有效载荷在航天器起飞质量中所占的比重。使用吸气式发动机,提高推进剂比冲成为一条有效的途径。为了使吸气式发动机适应航天发射所要经历的宽马赫数区间,使用组合循环推进(CCP)成为必然的选择。引射火箭是组合循环推进在低速起飞阶段的     

基于机载自适应模型的航空发动机控制

航空发动机的性能蜕化会导致其性能变差，传统的控制方法使其不能满足飞机的推力需求。机载的发动机自适应模型利用卡尔曼滤波器，能准确估计发动机的性能蜕化，对机载模型进行修正使其输出与真实发动机保持一致。建立了发动机机载自适应模型，并将其加入控制回路，形成推力闭环控制，消除发动机性能蜕化对飞机性能的影响。仿真结果表明，机载模型能准确估计发动机额定特性情况以及性能蜕化情况下的推力，对发动机推力的直接控制克服了性能蜕化带来的影响。