使战机如虎添翼的推力矢量控制技术

推力矢量控制技术也称为推力转向技术。它是指改变发动机的喷气流喷射方向以控制飞行器运动的一种技术。这种技术早在40年代初已经使用,不过是用在火箭上,而不是飞机上。例如第二次世界大战后期德国轰炸英国伦敦的V-2火箭就已经在火箭喷口处装有可控折流片,利用喷气流的偏转来操纵火箭的飞     

航天器编队飞行构形保持与重构的继电型控制

研究小偏心参考轨道航天器编队飞行构形保持与重构控制的工程实现技术。首先给出相对运动状态转移矩阵,并推导出常推力控制情况下相对运动状态递推的解析表达式;进而给出脉冲推力、连续变推力和继电型推力三种发动机的推力模型和示意图。分别将等速度冲量的三种推力模型代入相对运动状态转移矩阵中,比较相同条件下相对运动控制作用效果的差异,理论推导结果表明:在一阶意义上,三种推力模型对相对运动控制作用等效,因而航天器编队构形保持与重构控制可以基于继电型推力模型来实现。     

推力对舰载导弹出筒姿态的影响研究

针对高海情下舰艇运动对舰载导弹冷发射出筒姿态的影响问题,提出了改变弹射推力可能对导弹出筒姿态具有一定的优化效果。聚焦二者间的定量关系进行了研究,建立了舰艇运动的数学模型和发射系统的实体模型。基于不同等级海情下舰艇的运动幅度,采用虚拟样机技术针对导弹的出筒姿态进行了动力学仿真。仿真结果显示,提高弹射推力可以达到改善导弹出筒姿态的效果。当海情小幅超过发射允许值时,理论上可通过增加推力的方式满足发射条件。     

吸气式高超声速飞行器助推分离过程数值仿真

针对吸气式高超声速冲压发动机验证性试验特殊的飞行环境和助推分离条件，以某轴对称吸气式高超声速飞行器级间分离问题为具体研究对象，采用非结构网格局部网格重构技术和非定常问题非定常六自由度问题仿真方法，对该复杂构型飞行器助推分离过程进行数值计算。研究得到弱干扰冷态分离状态下飞行器及助推器的运动参数和气动力参数在分离过程中的发展规律。对0.3 s内助推器的位移轨迹进行分析，判断分离方案的可行性，并给出最佳的分离工况条件。     

基于运载能力评估的固体运载火箭推力向量控制方案比较

从对运载能力影响角度开展固体运载火箭发动机推力向量控制系统比较分析研究。设计了三种采用不同发动机推力向量控制系统的多级固体运载火箭方案,将增广乘子法与共轭方向法相结合,对固体运载火箭上升段弹道进行了优化设计,给出运载能力评估结果。研究表明,起飞质量均为50 000kg,目标轨道均为300km太阳同步轨道时,采用栅格舵和侧喷流作为推力向量控制系统方案,比采用燃气舵和侧喷流作为推力向量控制系统方案,运载能力提高70kg,比各级固体发动机全部采用摆动喷管控制方案,运载能力提高115kg,为固体运载火箭总体方案论证提供理论依据。     

中国飞机真正有了“中国心”

经过18年的艰难跋涉,中国航空发动机研制实现了从中等推力到大推力的跨越;从涡喷发动机到涡扇发动机的跨越;从第二代发动机到第三代发动机的跨越     

不可穿透介质的非定常Helmhotlz方程外边值问题

利用变分原理及区域导数的定义,推导了非定常情况下不可穿透介质的 Helmholtz 方程外边值问题的区域导数,为利用区域导数重构海底形貌奠定了基础。     

关于火箭弹射程标准化研究

火箭弹的射程是一项重要指标。通过建立模型,引入推力和阻力符合系数,拟合火箭弹飞行试验中实测最大飞行速度和射程。将得到的推力和阻力符合系数和标准气象条件代入刚;体外弹道方程,可得瓤标准气象条件下魄射程,即标准化射程,并结合实例进行射程标准化,验证了研究结果的有效性。     

织女一号气象火箭设计中的若干技术

织女一号气象火箭是一种小型无控固体火箭,由于采用了若干先进的技术,使其总体性能达到了国际先进水平。本文介绍了其总体性能,重点介绍了总体方案设计中采用的包括最优推力程序等若干先进技术。