联合双任务制空导弹——美国空军第四代多用途战机的首选武器

为了继续保持空中作战优势,彻底改变弹药的非多用途与作战飞机的多用途之间的矛盾,美军在吸纳一些关键核心技术的基础上,研发了具备(安装了双向数据链、可大离轴发射、超视距全向攻击)空空或空地攻击能力的联合双任务制空导弹,概述了这种导弹的研制背景和研究进程。

雷诺数对涡轮叶尖流场影响的数值研究

采用基于压力修正的三维计算流体力学程序,结合雷诺应力湍流模型和剪切应力传输湍流模型加壁面函数的方法,对某一轴流涡轮转子叶尖间隙流场进行了数值计算研究,详细计算了不同涡轮叶尖间隙高度和来流湍流度条件下雷诺数对涡轮转子间隙流场的影响,最后计算了转子效率。结果表明:当泄漏流流经叶尖时因为叶尖剪切力做功有块总压增大区;雷诺数带来的影响比湍流度和叶尖间隙高度带来的影响要大,湍流度的变化对流场影响不大;雷诺数对泄漏涡尺寸的影响不大,但低雷诺数会引起流动分离,带来损失,当雷诺数在文中的范围内变化时,效率下降近八个百分点。

某型弹用涡喷发动机启动加速控制规律设计

为满足某弹用涡喷发动机大空域风车启动加速要求,分析了发动机控制系统原控制方案的局限性,通过引入新的控制输入参数提出了新的控制方案,进行了涡喷发动机新方案控制规律研究和设计。通过地面台架与高空模拟台验证试验结果表明,新方案控制规律满足发动机大空域风车启动加速要求,新控制方案是切实可行的,某涡喷发动机数字电子控制系统控制规律设计一次成功。

蒸发式稳定器低压高温试验

在截面180mm×15mm二元试验段上，对蒸发式稳定器高空低压67～68．6kPa及高温755～903K条件下的燃烧效率、总压恢复系数等燃烧性能和稳定器的壁面温度进行了试验研究。试验表明，蒸发式稳定器能够在来流低压68kPa高温873K条件下稳定工作，燃烧效率大于0．9，总压恢复系数在0．9～0．92，燃烧效率随燃油当量比增加而下降，随来流进气温度增加而增加。研究结果为冲压发动机蒸发式稳定器设计提供了参考。

防喘控制系统对发动机工作过程影响的数值仿真

应用考虑混合室、加力燃烧室、主燃烧室和外涵道容积效应和变几何通道、主燃烧室供油量等控制因素的发动机动态过程的仿真模型,对某型变几何混排涡扇发动机防喘调节系统工作时发动机的工作过程进行了仿真,并研究了防喘调节系统调节精度对发动机过渡工作过程的影响。仿真结果与实际试车数据比较吻合,验证了模型的有效性。仿真结果表明:高压压气机导流叶片调节通道产生的影响大于喷管临界面积调节通道产生的影响;高压压气机导流叶片调节通道对高压转子的影响比低压转子大,而喷管临界面积调节通道对低压转子的影响比对高压转子大;各变几何通道有个调节最佳值。仿真模型与方法可为防喘调节系统的设计和功效评定提供理论基础。

亚声速埋入式进气道性能回归分析

根据某埋入式进气道试验数据建立了计算埋入式亚声速进气道总压恢复系数的经验公式,表现为关于马赫数、流量系数、攻角、侧滑角的函数。该经验公式可用于弹用发动机稳态、起动、加速过程的计算和导弹与发动机一体化设计的数值仿真模型,从而提高发动机性能数值仿真的准确性。

线性控制系统稳定性的计算机辅助判定方法

稳定性是线性控制系统正常工作的重要条件，但传统的判别线性控制系统稳定性的方法非常繁琐。本文根据劳斯判据的原理，提出了一种控制系统稳定性的计算机辅助判定方法，该方法可以快速地判定线性控制系统的稳定性。

小套筒类零件内腔轴直径检测量具设计

在航空航天行业中,惯性器件的结构件中不乏小套筒类零件。这类小套筒零件是系统中的关重件,具有体积小、精度高,结构较复杂等特点,它们的加工精度决定了惯性器件的安装精度。目前,常用三座标检测这类零件;该检测方法,不适用于操作者在线检测,特别是对于具有内腔轴结构的小套筒类零件,操作者在线检测困难。本文通过典型小套筒类零件内腔轴直径的检测,论述了一种小套筒零件内腔轴直径检测量具的设计方法,井采用该设计量具对典型零件进行了检测,用三座标验证了其检测值的准确性。

带阻尼套筒的某型发动机低压涡轮部件的动力特性分析

以某型发动机低压涡轮部件中带有阻尼套筒的后轴颈结构为例,运用有关理论对其固有特性和动力响应特性进行了全面的分析.对不同的激励形式(单点激励、旋转激励),阻尼套筒通过"移频"和干摩擦作用,均显示了良好的减振性能.在后轴颈和阻尼套筒的组合结构中,阻尼套筒的名义半径有最优值,此时干摩擦对结构振动的衰减效果最好;同时,对组合结构不同节径型的周波振动,阻尼套筒对振动的抑制效果也不同.通过该实例,对后轴颈的工程设计提出了合理的改进建议.