脉冲爆震火箭发动机的原理性试验

阐述了脉冲爆震火箭发动机(PDRE)性能特点、结构和工作过程。采用航空煤油为燃料,氧气和压缩空气为氧化剂,分别进行了两相脉冲爆震火箭发动机原理性试验,所测得的爆震波压力接近充分发展的理想爆震波压力,说明采用煤油作为脉冲爆震火箭发动机的燃料是可行的。     

含3,4-二硝基呋咱基氧化呋咱(DNTF)的改性双基推进剂

研究了3,4 二硝基呋咱基氧化呋咱(DNTF)逐渐取代硝胺改性双基推进剂中的RDX对推进剂能量、燃烧性能和机械感度的影响。结果表明:用DNTF逐渐取代硝胺改性双基推进剂中的RDX,推进剂的理论比冲、特征速度、火焰温度和产物平均相对分子质量均增加;推进剂撞击感度增大,摩擦感度降低。DNTF代替具有平台燃烧特性的改性双基推进剂中的RDX后,推进剂仍可获得较低的压强指数。     

以目标机场为初始目的地备降场的二次放行

对二次放行飞行计划时能否以最终目标机场做初始目标机场的备降场等问题进行了讨论,通过理论分析和实际计算证明:以最终目标机场做初始目标机场的备降场的二次放行,一般不能增加业载,而且会使业载减少.当以最终目标机场做初始目标机场的备降场时,如果在二次放行点的剩余油量少于正常情况的再次放行所需油量,但满足做无备降场的二次放行的油量和气象条件的要求,可以由二次放行点再次放行到最终目标机场.     

月球着陆器用金属橡胶高低温力学性能试验研究

金属橡胶作为一种有弹性的阻尼元件首次用在月球着陆器原理样机中。采用Э 71型低温万能拉伸实验机对圆环状金属橡胶试件进行了月球温度范围内的准静态刚度实验,得出了力 位移实验曲线。采用最小二乘法对试验曲线进行了数据拟合,用Matlab编程计算得出了金属橡胶试件力 位移回归方程。采用自由衰减法和冲击实验法分别对金属橡胶试件高、低温阻尼比和动力学特性进行了测试,最后得出了金属橡胶适合于用做月球着陆器中缓冲元件的结论。     

多级轴流压气机非设计性能的数值预估

采用LU-SGS隐式解法以及叶排间掺混面模型数值模拟压气机三维粘性流动,研究了多级轴流压气机的设计与非设计状态性能的预估问题。对一台五级高压压气机进行了详细的流场数值计算,包括了设计转速的100%,90%及80%等多个转速及各种工作状态。结果表明,本文所建立的数值方法与计算机程序对多级轴流压气机各种非设计状态的计算都具有收敛容易和快速的优点,计算得到的压气机总性能和各分级性能与设计参数进行了对比,证明该方法和程序的预估结果是比较准确的。根据设计转速下的计算结果,预估了压气机设计点的喘振裕度。此外,还对不同状态下叶片进口气流角的变化进行了分析。      

推进系统优化控制模式研究

在不同的飞行任务段采用不同的优化控制模式,能够充分发挥发动机的性能潜力,提高飞机性能。利用机载自适应模型,使优化控制模式具有自适应能力。优化过程采用线性规划(LP)方法结合发动机的物理响应过程来解决非线性的发动机性能优化问题。文中阐述了优化控制的设计和控制算法,并进行了数字仿真试验,结果表明:在平飞加速工况下,采用最大推力模式,可提高发动机推力约10%;在亚音速巡航时,采用最小油耗模式,可节省单位油耗约2%,验证了推进系统优化控制模式的性能效益。      

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。      

F-16飞机大迎角飞行偏离/尾旋特性分析

通过俯仰力矩系数随迎角的变化对F－16飞机的气动特性进行分析，并对其中大迎角时的偏离特性进行了剖析，通过计算给出了F－16飞机的m^βx,m^βy,m^δy,m^δyx,m^δyy,m^δyxy以及侧滑偏离参数（m^βydyn)和横向操纵偏离参数（LCDP）随迎角的变化曲线，最后通过m^βydyn和LCDP的综合，预测了F－16飞机的偏离特性，同时通过计算对尾旋运动特性和改出特性进行了研究，为分析F－16飞机大迎角飞行特性提供了理论依据。     

超声速巡航发动机设计点参数选择

针对高性能军用发动机实现不加力超声速巡航所需要高推力性能的要求，并兼顾经济性、提出了发动机设计点热力参数的优化选择方案，并利用建立的发动机仿真程序，对某型发动机进行了计算，对提出的方案进行了验证。     

航天领域微纳米技术发展前景

介绍了微纳米技术的基本含义和国内外主要进展，讨论了该技术在航天技术领域的应用情况和发展趋势，提出了我国发展该项技术重视的主要问题。