飞机大迎角飞行品质研究的进展

叙述了战斗机大迎角飞行品质研究的进展情况。说明了当代战斗机的作战环境和作战方式以及由此提出的大迎角机动飞行的背景。着重介绍了国外过失速区大迎角飞行品质研究的主要方面,飞行动力学机理,操纵效能,推力矢量及其控制律,飞行品质要求及其验证和评价方法,由此得出相应的结论。     

31所成功试验了大推力比单室双推力固体发动机

200 0年 8月 11日 ,31所研制的推力比 18∶1的单室双推力固体火箭发动机成功地进行了地面点火试验。结果内弹道曲线正常 ,发动机全程工作 ,转级顺利 ,结构完整 ,各项测试数据与设计值相符。一级平均推力13 4ｋＮ ,工作时间 2 2 81ｓ;二级平均推力 0 72 3ｋＮ ,工作时间 2 7 6ｓ ,完全满足设计要求。由于此发动机两级推力比很高 ,燃烧室、喷管和装药的结构、力学性能和燃烧特性都有特殊的要求 ,设计难度很大。在充分利用多年固体型号研制经验和成果的基础上 ,进行了多次单级地面试验和多项技术攻关 ,最终突破了大推力比单室双推力的技术关…     

小推力登月飞行器轨道初步研究

进行了基于二体模型和平面三体 登月飞行器轨道控制方法的初步研究。首先研究了在二体模型下,基于逃逸条件和“远地点可达”条件下不同推力作用下的飞行器运动仿真。接着将“远地点可达”要领应用于平面三体模型下的向月飞行的轨道研究;完成了从近地低轨道到月球影响球附近的轨道飞行控制方法的研究。仿真结果证明了使用“远地点可达”概念完成地球逃逸段发动机推力终点选择的可行性。     

次流喷射控制推力矢量喷管的流场数值模拟

为了探讨次流喷射控制二维推力矢量喷管的性能,用时间推进求解Ｎ－Ｓ方程的方法数值模拟了喷管的流场,数值格式用中心有限体积格式,借助于当地时间步长和隐式残差光顺技术加速收敛,得到了在不同二次喷流压力下推力矢量喷管内流场的变化特征。计算结果与实验结果比较有满意的一致性。研究表明,应用次流喷射控制主流流动可以实现较大的推力矢量转折,但是,二次喷流必须具有足够的压力值。     

主流倾斜的两级引射器模型试验研究

研究了一种主流倾斜的两级等直径排气引射器,并进行了缩比模型吹风试验。模型前后级之间的间距可调,分别在5种主气流偏角α和4种排气反压下,完成了三种模型间距的冷流试验。试验表明,三种模型的引射系数随排气反应的增大而减小,最大排气反压约为3432Pa(35cm水柱）,在零反压时,最大引射系数接近10。在主流有偏角的情况下,两级引射器中的间隙有气体排出,这将不利于排气引射器的正常工作。     

鸭翼展向吹气对发动机推力损失影响的评估

风洞实验结果表明鸭翼展向吹气能提高飞机大迎角升力,延缓机翼涡破裂,增大飞机失速迎角.但由于鸭翼展向吹气需从发动机引气,这势必对发动机推力和飞机的各项性能产生影响.采用动量定理和耗油率公式对从发动机引气造成的气流质量流量损失、发动机推力损失和对飞机总升力(引气造成的升力损失和鸭翼吹气获得的升力增量之和)的影响等方面进行了评估,并比较了机翼展向吹气与鸭翼展向吹气两种方式.结果表明,鸭翼展向吹气引气量少、推力损失小,对飞机大迎角机动性能有利,是一种可取的间接涡控制技术.      

战斗机过失速机动特征指标的量化评估

战斗机采用过失速机动动作能够有效地提高空战效能和生存能力.利用四元数法建立了带推力矢量的飞机大迎角全量运动方程,依据过失速机动的主要目的"改变机头指向",结合战斗机的机动性和敏捷性,分析了在过失速机动过程中主要运动参数的变化规律,提出了分析评估飞机过失速机动性能优劣的4个指标,即最大配平迎角、从平飞状态拉起到机动迎角和从机动迎角恢复至初始平飞状态的时间、在机动迎角下绕速度矢量滚转并截获90°倾斜角的时间和过失速空战周期,并针对这4个指标开展了相应的全量仿真和量化评估研究,结果表明提出的指标可对过失速机动动作做出有效评估.      

基于伪光谱方法的有限推力轨道转移优化设计

研究了伪光谱方法在空间飞行器有限推力轨道转移最优化问题中的应用。首先给出了空间飞行器轨道转移最优化控制问题模型,其中运动方程为三自由度模型,性能指标选为轨道转移过程中燃料消耗最小,控制变量为推力攻角。终端状态受到航迹角、高度和速度的约束。然后,应用伪光谱方法将最优控制问题离散化为非线性规划问题,即将动态优化问题转化为静态参数最优化问题。选取各配点上的状态量和控制量作为优化参数。最后应用基于Matlab语言的SNOPT软件包对参数最优化问题进行求解,该软件包对于求解大型非线性规划问题具有很好的收敛性。仿真结果表明伪光谱方法对于空间飞行器转移轨道初始参数取值不敏感,具有一定的鲁棒性,生成的轨道能够较好地满足各种约束条件。因此,伪光谱方法对于空间飞行器有限推力轨道转移问题的求解是可行的。     

飞机推力矢量技术发展综述

本文介绍了飞机推力矢量技术的定义和分类及国外研究和发展状况,分析了推力矢量技术的作用和效益,提出了在推进、气动、控制和飞机总体设计领域的关键技术。最后提出了我国开展此项技术研究的建议。     

超声速对流推力矢量喷管的数值模拟

利用二次流对流剪切激励主射流方式来产生射流对流推力矢量方法是一种效率很高的矢量化喷流新方法,又称为对流推力矢量法。本文运用三阶精度MUSCL TVD有限体积格式求解二维非定常、可压缩、雷诺平均N-S方程和Spalart-Allmaras湍流模型,计算了对流推力矢量喷管的超声速射流问题,获得几种不同二次流吸气压强下对狭缝和喷管肩部壁面压强分布、剪切层诱导旋涡的结构特征和主射流矢量角等结果,计算结果与实验数据对比取得良好的一致性,并对计算结果进行了详细分析和讨论。