脉冲爆震发动机性能影响分析

基于脉冲爆震发动机分析模型, 研究了爆震频率对脉冲爆震发动机推力的影响、引射器对推力增益的影响、隔离段和部分填充对脉冲爆震发动机性能的影响及脉冲爆震发动机的飞行性能.     

脉冲发动机对姿态稳定的近程反坦克火箭弹控制效果的研究

为研究近程反坦克火箭弹采用脉冲发动机进行姿态稳定控制的效果,文中提出脉冲点火算法和脉冲发动机的等效合力模型,通过弹道仿真分别研究了初始扰动、推力偏心、常值风等主要干扰因素作用下姿态稳定系统的控制效果.研究结果表明,姿态稳定控制对初始扰动、推力偏心等干扰因素造成的弹道偏差能进行有效的控制,但对常值风干扰造成的弹道偏差无修正能力.因此,可以采用姿态稳定方式提高近程反坦克火箭弹的射击精度,但发射时必须提供气象条件保障.     

脉冲爆震发动机压力测试与分析

阐述脉冲爆震发动机对数据采集的要求,自主研制脉冲爆震发动机的实验原型和数据采集系统。采用汽油为燃料,压缩空气为氧化剂,进行脉冲爆震发动机原理性试验。所测得爆震波压力接近充分发展的理想爆震波压力,测得的速度与理论值接近。结果表明该实验原型可以产生脉冲爆震波,自主研制的数据采集系统满足脉冲爆震发动机测试系统的要求。     

脉冲爆震发动机燃烧系统研究进展

论述了脉冲爆震发动机(PDE)燃烧系统的最近发展. 分别介绍了关于燃料性能、爆震形成、噪声、系统性能评估、先进诊断和数值模拟等方面的主要进展. 脉冲爆震燃烧系统分析评估模型由仅对理想装置的性能评估拓展到不同飞行高度和速度的更复杂的概念系统, 并且考虑了燃料部分填充、尾喷管和引射器等对脉冲爆震发动机性能的影响. 同时, 还介绍了基于实用液体燃料的脉冲爆震燃烧系统的最新研究进展和脉冲爆震发动机的不同应用.     

脉冲爆震发动机研究现状与展望

介绍了脉冲爆震发动机的性能优势、国外研究现状、应用前景、种类以及面临的技术挑战.详细介绍了脉冲爆震发动机的类型及应用.     

脉冲爆震发动机

介绍了脉冲爆震发动机（PDE）的基本概念、工作原理、种类、性能优势、应用前景,关键技术及解决方法,其中着重介绍PDE关键技术及解决方法。此外,还对目前国内外在脉冲爆震发动机研究领域的进展进行了概述。     

普惠公司制定混合脉冲爆震发动机试验计划

普惠公司最近向美国海军提交了进一步的脉冲爆震发动机(PDE)试验计划，其中包括研发涡轮／脉冲爆震混合发动机结构，该发动机将为下一代超声速反舰导弹和地面攻击导弹提供动力。     

利用数值分析对有排气喷管脉冲爆震发动机的推力性能评价

脉冲爆震发动机是利用激波加热引起燃烧,间歇产生超声速自由振荡爆震取得推力的发动机.其结构简单、热效率高,作为超声速飞机和下一代空天运载器的动力装置正引起世界关注.对使用氢氧化学反应模型的二维及轴对称脉冲爆震发动机进行了数值分析,评价了其推力性能.     

脉冲爆震发动机进口流体驱动型阀门的研究

提出了脉冲爆震发动机进口流体驱动的活塞阻断阀门的原理和力学模型, 介绍了流量试验和脉冲爆震发动机的燃烧试验及其试验结果, 验证了脉冲爆震发动机阀门的适用性.     

脉冲爆震发动机技术的发展

概述了脉冲爆震发动机的工作循环过程和性能特点,分析了脉冲爆震发动机的研究现状和面临的技术障碍。同时指出脉冲爆震发动机具有热效率高、结构简单、推重比高、适用范围宽等性能优点。     

ニ茂铁改善HCCI发动机高负荷爆震的试验研究

在一台改造过的四缸柴油机上进行均质预混和压燃(HCCI)试验,研究了二茂铁对HCCI发动机高负荷爆震的影响。研究结果表明：二茂铁能够抑制HCCI发动机爆震,扩大发动机负荷范围;0.000 25二茂铁改善爆震、拓宽负荷范围作用较小,随二茂铁质量分数增加到0.000 35和0.000 5,抗爆性能和负荷拓宽能力明显增强,但二茂铁质量分数过高会导致发动机失火可能性增加。0.000 35是发动机转速为1 400 r／min下二茂铁质量分数的最佳参数。     

高速动能导弹初始段控制系统的方案分析与设计

对高速动能导弹初始段控制系统进行了初步分析与设计.对弹上脉冲矢量控制器在弹上的空间分布及其控制力和控制力矩的模型进行了细化.数字仿真结果表明, 只要基准弹道模型和控制器的参数选取合理, 同时对导弹离轨时的俯仰和偏航角速度扰动加以限制, 高速动能导弹在初始段采用PID控制可以得到比较理想的结果.     

基于Battin-Vaughan算法的轨道机动任务规划

研究了空间交会远程导引阶段的轨道机动任务规划。将双冲量空间交会转化为高斯问题进行求解。采用Battin-Vaughan算法对机动初始位置和飞行时间的组合进行遍历计算,并做出机动时间、追踪器初始真近点角、所需特征速度的三维曲面图以及Δv等值线图,进行航天器空间拦截交会的任务规划。仿真结果表明了采用Battin-Vaughan算法求解高斯问题的优越性;对空间拦截交会等飞行任务而言,将绘制和分析Δv等值线图作为任务规划的辅助工具能直观快速的为工程应用提供参考。     

整体式液体冲压发动机堵盖应用研究

随着军事技术的发展,整体式液体冲压发动机成为新型空射导弹动力系统的优选方案。本文对空射导弹用整体式液体冲压发动机不同形式的进气道出口堵盖进行了比较,重点介绍了一种易碎式堵盖,并对其受力和破碎性情况进行了分析和验证,结果表明该易碎式堵盖可以满足整体式液体冲压发动机对进气道出口堵盖设计时的强度、密封等要求,可为其在未来先进空射导弹上的应用提供参考。     

战斗部威力半径及推进参数对导弹发射质量的影响

根据杀伤式战斗部威力半径及推进剂比冲、发动机质量比对导弹发射质量的影响,运用简化求解法,对不同类型的防空导弹的发射质量进行了定量分析,给出了相应的简化计算公式及不同类型防空导弹相关设计参数之间的影响规律曲线。     

液体火箭发动机参数计算及误差确定

以地面试验数据,建立了液体火箭发动机参数计算和误差确定的经验公式,在导弹飞行试验中,对发动机参数计算起到重要的作用。就发动机主要参数及误差的经验计算公式进行了推导和确定。     

武装直升机与空地导弹系统相容性分析

针对武装直升机与空地导弹的机-弹相容性问题,提出一种综合多因素的系统分析方法。从直升机旋翼下洗气流对初始弹道的影响、直升机飞行速度对初始弹道的影响、导弹发射过程中导弹弹道与直升机的相对位置关系、发动机喷流对直升机的影响等多角度,综合分析各种因素对载机和空地导弹的影响。该方法完善了直升机载空地导弹与载机相容性分析体系,可为直升机载空地导弹的机-弹相容性设计、攻击条件选择等提供技术支持。结果表明,直升机攻击时更高的飞行速度、合理的初始弹道设计以及减少发动机喷流可以提升武装直升机与空地导弹的相容性,仿真和实测数据结果验证了系统分析方法的有效性。     

封闭式导弹发射箱内燃气流特性实验研究

利用局部动力相似理论，对贮运箱式导弹发射箱在后密封盖封闭状态下，静态点火时内部流场的变化情况进行了实验研究，发现在弹客间隙内存在着新的流场结构，以及这种流场结构随后密封盖开启时间而变化的规律。     

废弃液体推进剂通用销毁处理设备

针对液体推进剂的着火、爆炸、有毒和强腐蚀等危险性特征,利用液体火箭发动机燃烧技术,采用以焚烧炉为主体的总体设计方案,构建废弃液体推进剂通用销毁处理设备的硬件和软件平台。实践证明,该设备能够保证废旧液体推进剂的高效、环保和安全处理,已取得了良好的军事和经济效益。     

导弹主动段扰动引力的分段梯度法逼近

为解决弹道导弹扰动引力计算量大、在目前的弹载计算机上无法实时计算的问题,提出了扰动引力的分段梯度法快速逼近,分析了该算法的逼近效果以及弹上计算实现的可能性.在计算机Pentium2.0G上进行仿真,扰动引力分段梯度法快速逼近速度可达0.001 15 ms,证明扰动引力的分段梯度法逼近是可行的.