基于DMSJ发动机流道的RBCC发动机设计

首先完成了一种典型DMSJ发动机流道型面和燃烧组织设计,该发动机在M_∞=4.0和6.0时的比冲分别为1 029.6 s和899.9 s。以此DMSJ发动机流道为基础,在隔离段一侧布置火箭发动机,形成RBCC发动机流道。数值模拟研究表明,低马赫数时,火箭台阶及下游流道型面变化对发动机性能影响有限;保持DMSJ发动机燃料喷注方案不变,RBCC发动机在M_∞=4.0时,冲压模态比冲可达到1 052.8 s。高马赫数时,由于燃烧组织位置靠前,必须对DMSJ发动机原有的燃料喷注方案进行调整,才能确保RBCC发动机达到与前者相当的比冲水平,经过调整本文RBCC发动机M_∞=6.0时冲压比冲达到了887.8 s。因此,基于目前较成熟的DMSJ发动机进行高马赫数RBCC发动机设计,是一条快速可行的技术途径。     

精确制导技术发展展望

介绍了精确制导技术的基本类型和基本分类,分析了国外精确制导技术的三项新进展双模寻的制导及其关键技术,光纤制导及其关键技术和近代中制导的INS/GPS制导,对未来精确制导技术的发展提出了四点预测.     

双模态冲压发动机进气道/隔离段流场的数值研究

进气道/隔离段装置是双模态冲压发动机的关键部件,在为发动机提供足够的空气流量的同时,还要有良好的起动特性和良好的出口流场品质。采用有限体积法,隐式的二阶TVD迎风格式和S-A湍流模型,对进气道/隔离段装置进行了数值研究,分析了不同收敛角以及不同外罩长度对进气道/隔离段性能的影响。研究结果表明隔离段进口在马赫数高,畸变小的情况下承受反压能力强,流场出口品质好。      

双模态超燃冲压发动机流量匹配的临界面积法

建立基于控制体法的0-D守恒方程(流量连续方程、动量守恒方程和能量守恒方程)的热力喉道(Ma=1.0)求解集总参数模型,该模型包括了壁面摩擦模型、燃油喷射模型、燃油雾化掺混模型和化学动力学模型.并针对集总参数模型求解热力喉道的特殊性,提出了基于流量平衡的临界面积法,应用于隔离段和燃烧室的1-D流场计算,实现了双模态超燃冲压发动机具有热力喉道时的各种模态的隔离段和燃烧室的流量平衡计算,精确捕捉到热力学喉道,确定了隔离段流动状态和燃烧室的工作模态及相关的流路沿程参数.计算结果表明:采用了临界面积法的集总参数计算模型能解决热力学喉道求解问题,其计算精度达10-4,单点工况计算时间小于0.1s.      

宽带低噪声运放OPA686及在粒子探测中的应用

介绍了宽带低噪声集成运放OPA686的主要技术指标以及运用OPA686设计宽带高性能前置放大器时应注意的寄生效应、元器件的选择和布放方面的技术细节。给出了交流和直流放大器的电原理图。实验结果表明,OPA686集成运放是设计宽带高性能前置放大器的理想器件。     

来流总温对双模态燃烧室模态转换边界的影响

针对煤油燃料双模态超声速燃烧室,开展了来流总温对燃烧室模态转换边界影响的试验研究。试验采用甲烷燃烧加热直连式试验系统,隔离段进口马赫数保持2.0不变,总压为1.05 MPa,来流总温分别为885、1 085、1 285 K。试验中采集了燃烧室沿程壁面压力,并采用一维分析方法得到了燃烧室的工作模态。试验结果表明:来流总温不同时,燃烧室壁面峰值压力位置相同,同时压力峰值与隔离段壁面压力分布和激波串起始位置存在一一对应关系;来流总温上升导致燃烧室超燃-亚燃模态转换时的当量油气比上升;在燃烧室当量油气比不变的条件下,来流总温上升能够导致燃烧室壁面压力下降,隔离段内激波串长度缩短。      

拉压不同模量凹腔陶瓷导流块动力固有模态特性研究

为了研究拉压不同模量(以下简称双模量)凹腔陶瓷导流块的动力特性,将陶瓷导流块等效成一根双模量材料简支Euler梁,从而得出凹腔火焰稳定器在双模量材料下的振动情况,保证该结构在高温状态下稳定。以双模量简支Euler梁为研究对象,通过二次开发,实现了Ansys平台分析具有该类材料属性结构动力特性的功能。将得到的前三阶固有频率与文献中推得的频率计算公式所得的固有频率进行了分析对比,得到的误差除了第一阶外都大于5%,发现文献所得结果有缺陷。将得到的各阶频率及振型曲线与已知的经典弹性理论的频率与振型曲线进行对比,说明材料的双模量属性对固有频率的影响很大,对振型曲线并没有影响。通过振型及材料属性分布图能直观地观察到材料的拉压区域,说明材料的拉压区域不能仅分为两个区域,振型阶次越高分区也越复杂。     

推力矢量控制电动伺服机构的双模控制研究

针对推力矢量控制电动伺服机构控制器的可靠性与冗余设计问题,提出了一种基于有无位置传感器的双模控制器方案,分析了双模控制器的原理与无位置传感器运行模式下的转子位置检测技术,利用电机的反电动势过零点获取电机转子位置信息的方法,设计了分压电路、带通滤波器、比较器构成的反电动势过零检测电路,通过电动伺服机构平台的试验验证,表明采用双模控制器的电动伺服机构能独立工作或自动平滑切换工作,克服了单一工作模式的不足之处,节约了冗余设计的空间与成本。     

飞行动压及迎角对双模超燃冲压动力飞行器性能的影响

作为目前高超声速飞机在马赫数4~8区间飞行速域内唯一可选动力,双模态超燃冲压发动机可以提供可观的比冲与推力。由于高超声速条件下的强耦合作用,飞机与发动机相互影响明显。考虑了对双模态冲压发动机与机体的共同作用,构建了在不同动压和马赫数飞行条件下的计算程序,给出了不同飞行包线工况下,飞行器前后体及迎角影响下的双模态冲压发动机性能分析及影响。研究发现,基于固定流道面积定几何冲压发动机及30m长的飞行器,随着飞行动压增加,飞机与发动机的净推力总体增加,且在Ma4时,净推力最大;随着飞 行迎角增加,飞机净推力在0°迎角最大,在Ma4 以上有更好的加速效果。     

基于可编程技术的霓虹灯自动控制系统

E^2PROM在实际中的应用非常广泛。本文介绍了E^2PROM的特点和工作条件，并重点分析了以E^2PROM2817为核心的霓虹灯自动控制系统的设计方案和实现方法。