冲压发动机技术的发展

本文回顾了冲压发动机技术的发展。冲压发动机的历史可分为4个阶段,即冲压发动机的概念研究阶段;中心进气式冲压发动机的发展阶段;整体式冲压发动机发展阶段和高超声速冲压发动机发展阶段。文中介绍了液体燃料冲压发动机和固体火箭冲压发动机在中国的发展。     

新型无人直升机的双发动机控制

某新型无人直升机采用单旋翼涵道风扇双发动机对称式布局,克服了单发动机输出功率不足的问题。按照双发动机的控制策略和控制要求,设计了双发动机的控制律,并进行了双发动机的外场开车试验。结果显示,符合双发动机的控制要求。     

发动机曲轴断裂的仿真分析与探讨

以某12缸V型发动机为例,借用法国AMES im4.2.1动态仿真软件,采用频域和时域分析方法,分析了发动机和传动系统扭振的特点.从无激励振型图和Bode图说明了发动机和传动系统的固有特性,从发动机激励下的扭矩和应力曲线图说明了发动机和传动系统的疲劳强度特性,揭示了发动机共振特点,曲轴断裂原因,以及减振器、弹性联轴器和传动系统对于发动机扭振的影响.为车辆设计人员和发动机设计人员分析发动机曲轴断裂问题和车辆设计过程中发动机匹配问题提供了参考数据.     

基于MSP430和ST16C554的JetCat发动机监测控制器设计

基于MSP430和ST16C554针对JetCatP200型发动机设计了一种发动机监测控制器;阐述了发动机监测控制器的硬件构成和软件流程,着重介绍了如何对3台发动机进行监测和保持3台发动机推力均衡的控制原理。     

多级涡轮级间燃烧室发动机与常规涡轮喷气发动机性能对比研究

为了对比分析多级涡轮级间燃烧室发动机和常规涡轮喷气发动机性能,文中分别计算分析了多级涡轮级间燃烧室发动机和常规涡轮喷气发动机性能参数的变化规律,并对配装相同参数的多级涡轮级间燃烧室发动机和常规涡轮喷气发动机的某型超音速导弹进行了飞行性能模拟。结果表明:多级涡轮级间燃烧室发动机具有比常规涡轮喷气发动机更大的推力和更高的Ma数飞行范围。与常规涡轮喷气发动机动力装置相比,配装多级涡轮级间燃烧室发动机的某型超音速导弹沿给定的飞行轨迹飞行时,加速度更大,飞行时间更短,剩余质量比更高,巡航距离更长,飞行性能优势明显。     

信息动态

小推力液氧/甲烷发动机以及变推力发动机一直是火箭发动机领域研究的热点内容.从推进剂物性和发动机主要部件,包括点火器、燃烧室和推进剂供应系统等方面介绍了液氧/甲烷小推力发动机的研究历史和现状,并对针栓式变推力发动机技术进行了阐述,最后提出了针栓式变推力液氧/甲烷发动机的关键技术和应用前景.     

某型摩托雪橇发动机冷却问题的分析与改进

针对某型摩托雪橇发动机初样机道路试验中出现的水温传感器破坏、进水管接头脱落、发动机爆震等问题,通过实验室重现的方法,明确了发动机气缸头内部聚集大量蒸汽泡导致发动机过热是产生问题的主要原因。为解决该问题,在摩托雪橇发动机的冷却系统循环管路中引入了蓄气腔和排气盲管,同时改进了进水管接头与发动机缸体的配合尺寸,最终解决了发动机水冷系统的问题,提高了发动机冷却系统的可靠性。     

基于概率神经网络的自行火炮发动机状态监控系统

为有效发挥自行火炮发动机效率,减少对发动机寿命的影响,建立了自行火炮发动机状态监控模型。分析了概率神经网络结构和训练算法,以某型底盘所采用的12150L型发动机为例,选取发动机状态监控有效性指标,通过多种状态数据的引入和量化,评测发动机实时工作情况。结果表明:该模型能成功对故障进行分类,分类速度快,能有效进行自行火炮发动机状态监控,进一步提高状态监控准确率和实用程度。     

液氧/甲烷小推力发动机及其变推力技术研究进展

小推力液氧/甲烷发动机以及变推力发动机一直是火箭发动机领域研究的热点内容。从推进剂物性和发动机主要部件,包括点火器、燃烧室和推进剂供应系统等方面介绍了液氧/甲烷小推力发动机的研究历史和现状,并对针栓式变推力发动机技术进行了阐述,最后提出了针栓式变推力液氧/甲烷发动机的关键技术和应用前景。     

固体火箭发动机聚能射流低易损试验研究

为了解HTPE和HTPB固体火箭发动机在聚能射流条件的低易损性,设计了某型产品的缩比发动机,对不同壳体材料、推进剂类型以及全尺寸的发动机开展了聚能射流低易损性试验研究。试验结果表明,HTPE发动机的响应等级优于采用HTPB推进剂的发动机,缩比发动机的对比试验结果能预示全尺寸发动机的低易损性改善趋势,但与全尺寸发动机的实际响应等级差异较大。     

空空导弹雷达导引头成像研究

文中探讨了空空导弹成像雷达导引头的工作模式、成像算法.空空导弹弹载SAR平台的大斜视角和大机动特点对成像算法的实时性、运动补偿提出了更高的要求.根据空空导弹和目标的运动特性,文中分析了不同制导阶段成像模式的选择方法和成像算法的设计.     

某型点火发动机设计与试验研究

文中详细介绍了用于某型号空空导弹固体火箭发动机的点火发动机的设计和试验情况。这是首次成功地应用于空空导弹发动机上的点火发动机，从而为后续空空导弹固体火箭发动机点火装置的设计提供了一条新的途径。     

有翼导弹/固体火箭发动机一体化设计

以某空空导弹为算例,研究了有翼导弹/发动机一体化设计问题。建立了固体火箭发动机的能量模型和质量模型,导弹质量模型、导弹与目标的数学模型,并计算了不同外形下的导弹气动力系数。应用优化理论完成8个设计变量的优化设计问题。在一体化设计中考虑了导弹外形变化对气动力参数的影响。分析与计算结果表明,导弹起飞质量有所下降,所建立的数学模型是正确的,并可用于其它型号的一体化设计。     

空空导弹弹载SAR回波信号模拟

雷达成像制导是空空导弹雷达制导的重要发展方向,根据空空导弹末制导中导弹与目标的特点和机理,讨论了空空导弹弹载SAR的回波信号数学模型,建立了空空导弹弹载SAR仿真系统的回波信号构成原理和仿真系统,为空空导弹弹载SAR工程化研究提供了理想的原始回波信号数据.     

远程空空导弹的发展及其关键技术

简要地论述远程空空导弹的发展状况及技术特点,系统地分析了远程空空导弹的关键技术,并就其中某些特定问题阐述了独特的观点,希望以此促进中远程空空导弹关键技术的研究与讨论。     

近距格斗空空导弹的归零时间设计

导轨式发射的空空导弹归零时间设计是系统总体设计的重要参数之一。特别是对于近距格斗导弹来说它不仅涉及载机的安全，还关系到导弹的作战效果。它的设计与载机的挂点位置、导轨的尺寸、发动机推力、发射装置的开锁力、发射架与导弹相对运动时的摩擦力以及导弹的阻力等密切相关，同时影响导弹的控制精度。针对以上特性进行系统综合分析与设计，提出归零时间的设计原则。     

发动机过载试验技术研究

现代战争要求空空导弹具有良好的机动性。导弹机动性能越强,要求导弹抗大过载的能力越强,尤其是要求发动机具有较强的抗大过载能力。概括论述了过载对发动机的影响,详细介绍发动机过载试验的研究方法、试验原理、试验方法、试验设计和过载试验参数的分析,并指出了动过载设计是过载试验技术的发展方向。     

空空导弹PHM系统总体设计研究

在分析空空导弹结构组成的基础上,参照视情维修开放体系结构OSA－CBM,提出了空空导弹PHM框架模型,据此展开现役空空导弹应用PHM技术的实例研究：分析了贮存寿命期影响导弹性能的因素,确定采集参数,根据成本、尺寸、传输方式等提出传感器选型要求,建立导弹包装箱状态监控系统;利用电气属性测试中采集的参数,参考取值范围设置原理,建立评分标准,根据权重值计算出导弹健康指标。     

基于快速原型的空空导弹总体测试技术研究

针对空空导弹传统测试方法的弊端,设计了一种基于快速原型的空空导弹总体性能验证系统,介绍了总体性能快速原型验证系统的软硬件组成、设计思想以及实际应用中的各种测试模式。该系统利用快速原型的方法,实现了虚拟样机与物理样机的互相连接,解决导弹性能测试与验证的覆盖度和测试深度,提高总体集成效率,提升总体性能试验能力和水平。最后对该系统的特点与难点以及解决方法进行了分析。     

反空空导弹弹道及拦截区解算研究

发射反空空导弹拦截来袭导弹是未来空战时作战飞机的一种重要自卫手段。为研究反空空导弹的拦截性能和计算其有效拦截区,推导了敌方飞机、来袭导弹、自卫飞机和反空空导弹的数学模型,建立了来袭导弹攻击自卫飞机和反空空导弹拦截来袭导弹的空战仿真平台,解算了反空空导弹的拦截区。仿真结果表明,典型空战条件下,反空空导弹对来袭的中远程空空导弹存在有效的拦截区,反空空导弹拦截区的大小与反空空导弹性能、发射前置角、自卫飞机的规避机动、来袭导弹发射距离等因素密切相关,在拦截区内发射反空空导弹,能够极大地提高自卫飞机的战场生存能力。