Fastrac低成本可重复使用发动机

Ｆａｓｔｒａｃ液体火箭发动机，是ＮＡＳＡ马歇尔航天中心为满足低成本进入太空的需要而研制的。该发动机从液氧和ＲＰ－１煤油为推进剂，推力为２６７ｋＮ，用于将轨道科学公司的Ｘ－３４推进至Ｍａ＝８和８０ｋｍ高空。该发动机于１９９６年４月开始设计，至１９９８年...     

支线新星:“超级喷气”-100

苏霍伊超级喷气-100(SSJ-100)支线客机的试验型机于2008年5月19日在俄罗斯阿穆尔共青城完成首飞计划。SSJ-100的首飞持续了1小时零5分钟。试飞过程中,飞机完成了起飞、各种高度的四次通场、沿指定的周长飞行和着陆,5月     

航天器远程最优拦截方法研究

有限推力和脉冲推力是研究航天器轨道拦截问题的两大类方法.该文基于C-W方程建立了航天器远程拦截的相对运动方程,并进行了无量纲化；以能量最省为性能指标,应用Legendre伪谱法对拦截轨道进行优化,并检验结果的最优性.仿真结果表明,该方法精度高、鲁棒性强,验证了Legendre伪谱法在航天器远程拦截轨道优化设计中的正确性...     

过失速下俯敏捷性及纵向控制效能需求研究

结合飞行安全和作战效能需求,对过失速战斗机的大迎角/过失速迎角下俯敏捷性指标及纵向控制效能需求进行了研究.为了满足飞行品质和过失速敏捷性指标要求,采用非线性动态逆方法设计了某推力矢量飞机快回路和慢回路飞行控制律.在此基础上,根据过失速下俯敏捷性和滚转敏捷性指标要求,对所需的最小俯仰推力矢量偏角进行了计算分析,所得结果对先进战斗机的设计有一定的参考价值.     

堵球式可变喉径喷管设计

设计了一种堵球式可变喉径喷管,并进行了试验,结果表明,设计的堵球式可变喉径喷管能够满足设计要求.     

米格-35强势出击

米格设计局为竞争印度空军价值120亿美元采购126架中型多用途战斗机的项目而精心推出的米格-35，采用了俄罗斯第一种有源相控阵（AESA）雷达和一系列先进航空电子设备和多种武器系统，并可以选装全轴向偏转的推力矢量喷管。该机被称为俄罗斯第“4＋＋”代多用途战斗机，其性能不逊于某些甚至还优于美国和欧洲最新的三代半战斗机。     

电动膨胀循环变推力液体火箭发动机推力控制方案

以电动膨胀循环变推力液体火箭发动机为研究对象，设计了一种适用于电动膨胀循环发动机的推力闭环控制方案，其次基于AMESim平台建立了控制系统仿真模型，验证了重要部组件模型的准确性，并基于电动机泵和涡轮泵动力学模型对PID控制器进行了参数整定，最后着重针对推力调节的阶跃信号和斜坡信号开展了控制仿真。结果表明：在推力变比5∶1全工况范围内，双PI控制器适用于电动膨胀循环发动机推力调节控制，系统不存在稳态误差，但是调节过程存在波动；针对调节过程而言，双PI控制器控制信号的比例输出振荡是控制目标波动的主因，而积分输出造成了控制目标的稳态误差；相比阶跃信号调节，双PI控制器跟踪斜坡信号的效果更好，因此实际使用中，应尽量考虑斜坡信号进行推力调节。     

膨胀偏流喷管高度补偿机制数值研究

为了研究膨胀偏流喷管高度补偿性能,采用CFD方法,对环喉式(ATEDN)和分散式(DTEDN)膨胀偏流喷管在不同高度的工作状态进行了研究,分析了高度变化对膨胀偏流喷管性能的影响和膨胀偏流喷管的高度补偿机制。结果表明:在工作高度0km～15km内,膨胀偏流喷管推力系数优于传统喷管,具有自动补偿能力,其工作模态是从低空"开放"模态转换到高空"闭合"模态。环喉式膨胀偏流喷管性能优于分散式膨胀偏流喷管,其中心体尾锥角、收敛角和初始角存在最优角度,分别为70°,5°和65°,其中收敛角对性能影响较小。对于分散式膨胀偏流喷管,喉孔数目为6喉孔的喷管高度积分总冲比4喉孔的喷管高1.94%;采用带状喉孔的喷管高度积分总冲比圆孔喉口的喷管高3.47%。     

大推力发动机在轨羽流热效应监测与反演方法

为了获得相对准确的大推力发动机在轨真实羽流热效应数据,提出了一种在轨羽流热效应监测与反演方法,并将其应用于嫦娥四号着陆器。该方法突破400℃宽温区对400kW/m~2短时超高羽流热效应进行精确监测的技术,获得发动机周边温度数据,建立发动机羽流到达目标表面的反演模型。反演结果与嫦娥四号着陆器在轨实测结果一致,验证了该方法的正确性。该方法反演所得羽流热效应数据,可为后续月球着陆器热防护设计提供参考。