尾喷管可调变流量固冲发动机控制模拟

针对目前变流量固冲发动机固定几何尾喷管引起的发动机推力性能下降,控制过程发动机稳定性难以保证的问题,提出尾喷管可调与燃气流量可调的复合控制方案。采用集总参数法对固冲发动机建模,对固冲发动机系统进行控制回路划分,设计各个子回路控制方案。使用闭环PID控制方案实现固冲发动机变推力与变高度过程,模拟结果表明变推力与变高度过程均用时较短,参数超调量与负调量小,控制过程平稳快速。得出复合控制方案能保障固冲发动机控制过程的稳定性,维持发动机各个部件工作性能的结论。

利用可变马赫数喷管的超燃冲压发动机气动试验

为开发下一代带翼航天器用超燃冲压发动机,探讨了在低马赫数飞行中机体加速时的发动机气动特性,设计制造了可自由改变试验气流马赫数的风洞用二维喷管。该喷管与过去的可变马赫数喷管比较,结构体积小,性能高,使用简便。介绍了该喷管的设计方法和校正试验结果以及与现有喷管的性能比较。

一体化变几何冲压发动机控制规律研究

为达到减轻导弹发射总重和提高导弹机动性的目的,建立了基于能量法的一体化超声速导弹/冲压发动机控制规律优化设计模型,通过合理调节尾喷管喉部面积,减小进气道的亚声速溢流阻力和提高总压恢复系数,降低冲压发动机的耗油率,实现一体化控制规律,在优化设计模型中,包含导弹升阻特性预测模型、冲压发动机特性与安装特性计算模型。将相应的计算程序在iSIGHT软件平台中进行集成并利用其优化功能,实现了尾喷管最优控制规律设计。对某型冲压发动机的计算结果表明,通过优化调整尾喷管喉部面积,可以显著降低导弹的发射总重,并明显提高导弹机动性。

美苏第二代战斗机用发动机结构设计对比

20世纪50年代,美苏两国均发展了大批军用飞机,包括战斗机、轰炸机、军用运输机与侦察机等,相应的发动机型别也较多。通过比较分析其典型结构设计,可以大致判断出美苏第二代战斗机发动机的不同特点。