弹用涡喷(涡扇)发动机技术

概述了弹用涡喷（涡扇）发动机技术的曲折历程;综合论述了巡航导弹对涡喷（涡扇）发动机的要求;提出了弹用涡喷（涡扇）发动机的设计原则;介绍了弹用涡喷（涡扇）发动机典型的制造工艺;对当今世界上先进的弹用涡喷（涡扇）发动机型号进行了综合分析。这些研究工作将有助于我国巡航导弹推进技术的研究与发展。     

弹用涡喷(涡扇)发动机技术(续)

3　弹用涡喷 (涡扇 )发动机制造工艺弹用涡喷 (涡扇 )发动机的制造工艺与航空发动机的制造工艺并无本质的区别 ,许多工艺方法和制造手段都是借鉴过来的。但是为了满足体积小、成本低、结构简单等设计要求 ,弹用涡喷 (涡扇 )发动机的制造工艺在某些方面表现出一些特色 [37,4 0 ] ,其中整体式叶轮的制造技术最为突出 ,反过来对航空发动机的制造工艺产生了积极的影响。3.1　整体式零件的无余量精密铸造技术弹用涡喷发动机体积和结构方面的要求独特 ,设计中大量采用整体式零件结构[4 1] ,如美国的Ｊ4 0 2发动机和法国的ＴＲＩ 6 0系列发动机。发…     

弹用涡喷发动机风车起动过程仿真及性能分析

针对弹用涡喷发动机风车起动过程的特点,提出一种仿真求解机制:点火前的风车过程利用径向基函数神经网络(RBFN)方法建模仿真;点火后的加速过程则采用部件匹配法建立发动机动态模型仿真求解.动态模型的非线性方程组,利用粒子群优化算法(PSO)求解,解决了传统迭代解法受初值影响不易收敛的问题.计算结果与试验数据吻合较好,证明所...     

弹用涡喷发动机直连式高空模拟试车的推力换算

本文利用相似原理整理了弹用涡喷发动机直连式高空模拟试车的推力换算方法。通过对所导得的公式的讨论,阐明了直连式高空模拟试车所测得的推力的性质,并进一步分析了放宽对进口模拟偏差的要求和利用部份高空试验数据和地面台架试验数据来获取发动机速度高度特性的可能性。     

小型涡喷发动机设计与布局

小而新的吸气式推进战术导弹已被提出并在进行研制。这些导弹将应用于当前由较大的、射程有限的导弹或有人驾驶截击机完成的各种作战任务。这些先进的导弹体积极小,要求使用较高功率密度的小型涡喷发动机。对于这些涡喷发动机,包括其离心式和轴流式涡轮压气机与涡轮,直流式环形燃烧室和回流式环形燃烧室及各种燃料喷射系统等部件都可能有多种结构选择方案。根据单位前面积最大推力、射程、最佳寿命和低制造成本,对候选构型的特性进行了讨论。文中论述了有关发动机设计的布局制约条件、特别是有关进气道、排气喷管及起动系统。研制初期就重视这些制约条件对推进系统总成本降至最低,体积减至最小方面是极为重要的,而且由此可获得最大的武器系统效率。     

小型涡喷发动机动力装置的跨世纪开发研究

提高燃料利用率是２０世纪末乃至２１世纪在涡喷发动机技术领域要解决的主要问题。优化发动机的热力循环一直被认为是有效措施之一。再加上技术先进的检测技术和调节手段，即可进一步扩展发动机及其部件的稳定高效工作范围。     

九十年代小涡喷发动机系列的设想和研制

述评了欧洲联合小组集中它们的专业技术、特别是它们的经验,在设想和开展航空发动机研制过程中的策略,设计和计划。一种新型发动机系列—RTM322,被用于说明确定研制计划的重点要求和坚持这些重点要求有时是很困难的。当第一阶段末期遇到费用增加而对计划要进行用大改变时,应当在初始成果和降低风险方面获得较大的效果。本文最后讨论了体现提高该发动机潜力的先进工程计划。     

弹用150型涡轮喷气发动机

艾利逊公司研制了一种低成本一次性使用涡轮增喷气发动机，这种发动机的性能较目前已有的发动机有很大的提高。艾利逊公司的这种１５０型涡喷发动机具有高推重比高单位迎面推力和制造成本低等特点。主要介绍这种发动机的设计和性能。     

弹用涡喷发动机转速稳定性研究

涡喷、涡扇发动机越来越多地用作导弹动力装置 ,以提高导弹的作战性能。在设计中 ,保证发动机转速的稳定性是控制系统设计工作的主要内容之一。结合弹用涡喷发动机的设计和试验工作对试验中出现的转速摆动问题进行了分析、探讨     

基于小波和模糊神经网络的导弹涡喷发动机故障诊断方法研究

针对海防中远程导弹普遍采用高效率的小型涡喷（涡扇）发动机,为了减小体积和重量,发动机设计寿命较短,导弹维护（中、长期维护）、准备阶段不允许对发动机进行热试车,提出了一种基于小波和模糊神经网络的涡喷发动机故障诊断方法.将该方法成功地应用于某型涡喷发动机的故障诊断,结果表明该方法诊断效果明显.     

利用靶场飞行试验遥测数据提取导弹涡喷发动机故障特征的方法研究

在靶场飞行试验阶段,导弹涡喷（扇）发动机的遥测参数主要有转速、喷嘴前压力等很少几个,飞行结束后供分析的参数是以较长时间轴为坐标的曲线,未经处理的故障特征往往被噪声信号淹没,很难找到高频故障特征.介绍了利用小波变换结合神经网络对遥测数据分析,寻找故障出现的时刻,并结合地面试车故障树数据库,准确定位涡喷发动机的故障类型的方法.     

涡喷发动机压气机转子叶片的故障分析及研究

分析了某型涡喷发动机压气机转子叶片断裂的故障，确定了叶片的断裂机理，提出了采用叶片错频的方式和实现叶片错频的工程方法解决叶片颤振问题．最终的实验结果验证了分析和解决方法的正确性．     

导弹三回路过载驾驶仪设计频带的灵敏度分析方法

对于工程上常用的导弹三回路过载控制,由于气动力的不确定性分离在耦合的对象环节中,使得传统稳定裕度的物理意义无法直接体现闭环系统对于特征参数不确定性的鲁棒适用范围。通过将过载控制设计进行带宽参数化处理,然后采用D-分解方法通过图形的方式显示操纵力矩和恢复力矩系数对于闭环设计带宽的灵敏度,从整体上刻画系统的鲁棒稳定性。数值仿真结果表明,所提分析方法可以准确给出闭环系统对于主要不确定性因素的适用范围,同时揭示了设计带宽对于静不稳定与静稳定导弹的不同灵敏度变化规律,说明操纵力矩系数是重要的角速度反馈增益的决定因素。     

某小型涡喷发动机慢车转速波动数学仿真

针对某小型涡轮喷气发动机在慢车状态工作时出现的转速波动现象,对供油与控制系统进行数学仿真分析,表明发动机控制系统设计稳定裕度低是引发转速波动的根本原因。通过仿真分析认为:调整旁路调节器比例增益(增强主阀芯弹簧刚度)可有效解决该问题,并可提高发动机控制系统稳定裕度。     

多自由度伺服机构负载模拟系统动态特性研究

针对运载火箭推力矢量伺服控制系统的多自由度特性问题,提出一种新的负载模拟结构并建立了数学模型。通过仿真分析了主要机械设计参数对系统动态特性的影响。建立原理性实验系统,通过扫频实验验证了伺服机构的多自由度特性。仿真和实验证明了此种负载模拟原理的可行性,从而为优化推力矢量伺服机构的设计参数以及研制大型运载火箭伺服系统的负载模拟系统提供设计依据。     

倾斜转弯导弹的分散自适应滑模解耦控制方案

针对倾斜转弯(BTT)导弹大迎角飞行状态下,3通道间较强的运动、气动、惯性耦合,提出了一种BTT导弹分散自适应滑模解耦控制方法。根据分散控制思想,将BTT导弹控制系统表示为由3个关联子系统组成的大系统。为每个子系统设计仅依赖局部测量信息的模型参考自适应滑模控制器。考虑到通道间关联的影响,设计协调回路并调整局部分散控制器的参数,保证大系统的全局渐近稳定同时实现解耦控制。自适应滑模控制器对建模不确定性、大迎角下的气动参数变化具有更强的适应性和鲁棒性。仿真结果表明,系统对机动指令的跟踪效果良好,满足BTT控制的要求。     

Research on SINS Error Recursive Model of Ballistic Missile

The strap-down inertial navigation system (SINS) error of ballistic missile is generated by the mutual influence of gyroscope and accelerometer, and the recursive model is completely different from that of gimbaled INS. In the paper, a discrete error recursive model was obtained by studying the applied SINS error model of ballistic missile, and the discrete Kalman filtering simulation based on the model was carried out. The simulated results show that the model can depict the SINS error exactly and provide the advantages for research on integrated guidance and improved hit accuracy.     

基于最优二次型理论的滚转导弹三回路驾驶仪设计与研究

建立了存在交叉耦合的滚转导弹动力学模型,并将通道耦合效应视为外界干扰,利用最优二次型(LQR)控制理论,提出了一种三回路驾驶仪的单输入多输出(SIMO)设计方法。分析了三回 路驾驶仪的基本特点,并研究了权系数矩阵与驾驶仪性能指标之间的关系,可辅助设计者更合理地选择权系数矩阵。将考虑耦合的动力学模型视为多输入多输出(MIMO)系统,对滚转导弹控制系统进行了设计。设计结果表明：对于存在状态耦合的滚转导弹而言,以SIMO设计的三回路驾驶仪可以很好地抑制耦合的影响,与MIMO设计得到的控制律差异很小。通过对滚转导弹耦合系统的非线性数学仿真,验证了以上结论的正确性。