圆板型多孔质止推轴承中几种分析模型的比较

利用多孔质内部的气体流动模型如:无滑移流动模型,全滑移模型,修正后的滑移模型,Ishi-azwa-Hori模型以及Brinkman模型,进行多孔质止推轴承的静态性能分析,并把理论和实验的结果进行对比,并给出了各种模型的特点。     

自适应模糊-滑模控制在重构飞行控制中的应用

 论述了综合运用非线性动态逆、自适应模糊系统和滑模控制的优点进行飞行控制律设计的方法。运用非线性动态逆理论对非线性系统进行近似线性化 ,用模糊自适应系统来抵消近似非线性逆带来的误差 ,最终的残差由滑模控制项补偿。根据李亚普诺夫稳定性理论推导了自适应系统权值的调整规律 ,从而保证了闭环系统的稳定性。将此方法应用于带推力矢量飞机重构飞行控制 ,对两类故障的仿真结果表明 :即使系统未检测到故障 ,在较大的舵面损伤情况下 ,飞控系统性能仍能得到很好的保持。     

推力矢量空空导弹的变结构自适应控制

提出了一种适用于带推力矢量空空导弹的变结构自适应控制器设计方法 ,推力矢量的采用是为了使导弹获得超机动能力以对付强机动目标。所设计的变结构控制律包括两部分,即线性控制部分和非线性切换控制部分,其作用力由气动舵面和非线性反作用喷气装置提供。在设计控制律时引入了对系统参数变化的自适应算法,简化了控制器的设计。数字仿真表明其有效。     

一种高性能的变推力液体火箭发动机微机控制系统

本文提出了一种在变推力液体火箭发动机中采用微型机控制系统的方案,设计了相应的硬件电路组成了所提出的控制系统,并最终通过发动机的热点火试验,获得了大量的试验数据.试验结果证明,利用微机控制系统可方便地实现非线性控制及采用自适应技术,可以大幅度地提高发动机系统的动态响应性能和控制精度.此外,在热试中,还可以利用微机实现试验数据的采集和处理,并迅速提供有关的发动机的性能参数.     

可调叶片推力矢量转向对气动特性影响的研究

为了研究可调叶片推力转向对大攻角纵横向气动特性的影响，利用某战斗机的1∶11模型对可调叶片的偏角、长宽比及纵向位置的影响进行了风洞试验研究。试验是在中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所的Φ3．2m低速风洞中进行的。试验风速为60m／s，相应的Re数为2．1×106，喷流落压比为2．11，攻角范围为－4°～48°。本文给出了主要试验结果并对结果进行了简要的讨论。     

固体火箭发动机比冲预示经验法

本文简要地评述了国内外固体火箭发动机比冲预示方法.在Landsbaum法的基础上,根据国内外44种不同类型的发动机地面和高空模拟热试车试验统计,利用多维回归分析方法,得出了适合于国内发动机的经验比冲效率参数相关法.这种方法的优点是比冲预示结果比较准确,方法简单,利用袖珍式计算器可快速计算,对固体发动机总体方案论证及性能最优化设计是很有用的.     

带有可调喷注器与文氏管的变推力液体火箭发动机响应特性分析

本文利用数值方法和解析方法对带有可调喷注器和可调文氏管的变推力液体火箭发动机的响应特性进行了分析,讨论了影响此类发动机动态性能的主要因素.最后给出发动机参数的优化结果,并进行了实验验证.     

逆流推力矢量喷管的非定常内流性能研究

基于数值模拟方法,研究了逆流矢量喷管非定常内流性能.结果表明,在一个非定常周期内,前半个周期内附体和非附体的不同情况下,内流性能参数几乎一致,但后半个周期出现一定的差异.这是流动滞后性的表现,滞后性导致了附体不容易脱离.其起因与剪切层有关,逆流剪切层和同向流剪切层的演化过程显著不同,并且可能两者对附体的脱离起了共同的作用.最后,非定常流的结果进一步表明,逆流喷管是一种较高效率的射流式矢量喷管.      

喉部结构对微喷管性能的影响

以FLUENT6.1为工具,利用数值计算求解二维稳态可压缩N-S方程,模拟了喉部有无圆弧过渡以及不同的喉部曲率半径对扩张比为5.4的收缩-扩张微喷管x方向质量流速和总压力影响,进而研究了对微喷管的流量系数和推力效率影响.数值计算结果表明:喉部有无圆弧过渡以及不同的喉部曲率半径,将会影响微喷管出口处x方向的质量流速和总压力分布,随着微喷管喉部特征雷诺数的增大,相对应微喷管最大流量和推力的微喷管喉部曲率半径也相应增加.      

基于输出预测的姿控发动机控制律优化设计

针对带有侧向喷流姿控发动机和尾部气动舵的导弹,建立了系统动力学模型和运动学模型,并对模型进行了分析和简化;考虑到侧向过载输出响应快速性的要求,采用侧向喷流发动机提供姿态控制力矩快速建立过载。基于侧向喷流发动机的工作特点,采用Fliess展式得到侧向过载输出的预测和侧向喷流发动机推力放大因子的估计,并以此为基础,提出了以侧向喷流发动机为执行机构的姿态控制律优化设计方法,实现了对侧向过载的快速跟踪。仿真结果说明了所提出方法的有效性。