推力矢量技术的应用及影响

本文论述了航空发动机的推力矢量的关键技术、类型,并分析了推力矢量技术的应用及对飞机性能的影响。     

推力矢量技术在空空导弹上的应用分析

研究了两种应用于空空导弹的推力矢量技术对导弹总体性能的影响问题.首先建立导弹推力矢量、运动学、动力学以及弹目相对运动数学模型,其次通过导弹性能数字仿真对比分析了两种推力矢量技术的优缺点,最后得到相关研究结论,可为导弹总体设计提供参考依据.     

美俄战机谁居上风 煮酒论“鹰”“熊”

近日,俄罗斯空军总司令表示,俄已情节始试验第五架、第六架先进的T-50战斗机。美国国防部发言人发表声明说,之前F-35战斗机的故障原因已找到,国防部因此取消了对这种战机的停发令。而美军另一款已经停产的F-22战斗机,也赢得了69亿美元的升级合同。“白头鹰”美军和“北极熊”俄军,在全球排名数一数二。他们所拥有的F-22、F-35和F-50三款先进隐形战斗机（按欧美标准为第四代,按苏俄标准为第五代）,则是其实力的直接体现。那么,这三款战斗机性能比较有何优劣,其特长和短板分别又是什么 ？     

舵面故障情况下推力矢量在飞艇中的应用研究

推力矢量控制技术是一种先进的推力控制方案,将其应用于飞艇的飞行控制,可以在飞艇低速气动舵面失效或者舵面故障等特殊情况下,辅助甚至替代舵面控制飞艇正常飞行。建立了考虑推力矢量的飞艇数学模型,增加了飞艇的控制余度,分析了飞艇常见的舵面故障形式,研究了推力矢量对飞艇舵面故障的补偿和重构。仿真结果表明,推力矢量可以在舵面故障情况下对飞艇进行有效的控制,提高飞艇飞行的安全性和可靠性。     

王牌战机接班人F-35

F-16老了,已经没有了昔日叱咤风云的辉煌,是该有人接它的班了,于是F-35闪亮登场。F-35到底有多厉害呢?嗯……就是非常非常厉害!(一堆鸡蛋、西红柿扔了过来。)别、别、别!我说还不行嘛! F-16属于第三代战斗机,而F-35属于第四代战斗机。要知道,差一代,那性能可是天差地别,旧式战机在     

微型航空发动机推力矢量系统建模与控制

以微型航空发动机推力矢量系统为对象,对先进战机缩比验证机的推力矢量系统进行了建模与控制研究。对推力矢量系统建模,采用了机理模型结合试验数据的方法,引入了气动偏角与推力损失系数,对机理模型进行了修正。控制律设计采用改进后的广义最小方差方法,在保证响应速度的同时,相比传统广义最小方差方法降低了对控制参数的敏感性。最后在全工况区间对修正后的推力矢量系统进行了控制律的仿真验证,结果表明:所建立的基于改进广义最小方差控制律在经过修正的推力矢量系统模型上,具有良好的控制效果。     

三摆臂式扰流片矢量气动力数值仿真研究

为适应智能可控弹药发动机喷口愈来愈小的发展趋势,本文针对三摆臂式扰流片矢量控制形式开展了气动力数值仿真。研究了三摆臂式扰流片推力和侧向力调节能力。计算结果表明：推力随着主推角的增加而降低,最大推力损失仅与主推角有关;当主推角大于36°,扰流片间的气动干扰增强;侧向力随着侧向角和入口压力的增加而增大;当三个扰流片均位于发动机尾流中,前后方向和左右方向侧向力调节干扰小,且侧向力调节对推力影响小。     

基于微型涡喷发动机的轴对称矢量喷管特性

以微型涡喷发动机为平台进行了收敛型轴对称矢量喷管的数值特性模拟和实验验证。以雷诺时均方程为控制方程,采用SSTk-ω模型研究了在微型涡喷发动机设计状态下轴对称矢量喷管不同几何偏转角下的俯仰推力矢量角特性、推力特性等,并基于该型微型涡喷发动机推力矢量特性实验对仿真模拟结果进行验证和补充。数值模拟和实验的结果表明,喷管出口几何偏转角在0°到20°之间,发动机推力损失较少,且俯仰推力、俯仰推力矢量角与几何偏角具有良好的线性关系。     

推力矢量控制在掠飞击顶弹道中的方案分析与优化

基于反坦克导弹总体设计方案,在导弹头部加入推力矢量控制装置,以实现导弹在弹道末端折转击顶.建立了推力矢量控制阵列模型,分析了推力矢量控制与飞行参数之间的关系,并基于离散二次规划法对推力矢量控制方案进行了优化. 结果表明,优化后的TVC方案避免了弹体抬头的现象发生,提高了导弹击顶时的落角,可降低对战斗部的指标要求.     

透视第四代先进战斗机

从20世圮90年代开始,第四代先进战斗机的研制就成为全球军事强国的热门话题。第四代战斗机的主要特征是突出的隐身性能、超音速巡航能力、超视距作战能力和适合多种战术用途。F-22是美国空军委托洛克希德、波音以及通用动力公司合作研制的新一代战斗机。该研制计划始于1982年,要求将五个特点集中在一架飞机上,即低可探测性(隐身性)、高度机动性和敏捷性、可作超音速巡航(而不是短时间超音速冲刺)、有效载重高且具有足够远的航程。下面就以F-22为例,看看第四代战斗机的“先进”之处。     

推力矢量发动机燃气舵绕流场数值分析

该文以推力矢量发动机的燃气舵绕流场为研究对象,采用数值分析技术,确定了数值模拟的流动方程以及适合的RNG k-ε湍流模型,对包含舵基、舵片和发动机壳体在内的区域进行了计算.结果揭示了舵基、舵片附近的流动状况和特点,所得结论可以为舵基、舵片的结构设计、安装方式以及控制机构设计提供有益借鉴.通过与试验现象对比,反映出数值计算的结果在一定程度上可以满足工程分析的需要.     

基于推力矢量的水下高速射弹控制研究

针对水下高速射弹的尾舵自身产生空化等的不足,提出了利用空化器和推力矢量实现对水下高速射弹的运动控制方案．首先,对水下高速射弹的非线性数学模型进行了线性化处理,得到了系统定深航行的状态空间模型;然后,分别应用鲁棒极点配置算法和最优控制算法设计系统的控制器并进行了仿真分析,仿真结果显示系统的动态性能得到明显改善,并且最优控制算法在系统深度控制方面具有更加优越的性能．     

激光驾束制导的仿真研究

该文以某型反坦克导弹改型为激光驾束制导为工程背景 ,研究了驾束制导系统的计算机仿真问题 ,包括驾束制导体制下的弹目关系与量测模型的建立、校正环节设计、周期平均控制力计算、以及系统参数优化等。仿真结果表明 ,某型反坦克导弹改型为激光驾束制导在原理上是可行的     

模型参考模糊自适应控制的推力矢量电液位置伺服系统

研究推力矢量电液位置伺服系统的模型参考模糊自适应控制.这类系统存在着参数变化和加性扰动,为解决这一类非线性的控制问题,引入模型参考模糊自适应机构,构成模型参考模糊自适应控制(MRFAC).与传统的PID相比,该方法提高了推力矢量电液位置伺服系统阻尼比,改善了系统的动态性能,并且可以有效抑制参数变化及外力扰动,具有很强的鲁棒性.     

电弧放电诱导喷气流偏转数值模拟研究

利用电弧放电，在拉瓦尔喷管的扩散段内诱导出斜激波，使得扩散段内的超声速气流经过该斜激波后发生偏转喷出喷口，从而产生推力矢量。为获得不同条件对电弧放电诱导喷气流偏转效果的影响规律，在电弧放电与超声速流场耦合的数学模型基础上，开展喷气流马赫数1.5的条件下，电弧放电区域大小、放电温度、放电位置及喷管落压比对电弧放电诱导喷气流偏转效果影响规律的数值模拟研究，并通过初步的实验验证。实验结果表明电弧等离子体诱导激波产生喷气流偏转的方案可行，数学模型建立正确。     

可压缩静压支撑抗偏载动态特性分析与优化

火箭推力矢量控制系统采用静压支撑技术获得抗偏载、低摩擦等优异性能,但极高温度和大温差工作环境形成支撑结构局部介质的高含气量强可压缩流动,导致活塞杆振荡超调,过大偏心距导致油膜承载失效.在进行推力系统矢量分析基础上,获得静压支撑作动的边界条件与介质参数,基于油缸动力学建模与局部线性化求解,获得了静压支撑动态特性的一般规律.研究表明,增加供油压力可提升支撑能力,但易导致响应超调;采用合理的油腔深度可在保持承载力基础上避免超调的发生;进一步将油腔结构改为锥形,可在保持支撑能力和避免超调前提下进一步减少泄漏损失.     

固体火箭发动机推力偏心分析与试验研究

零部件的设计公差、加工误差和装配误差会使固体火箭发动机产生推力偏心。该文从理论上详细分析了推力偏心产生的原因及其控制方法,重点归纳了零件设计公差、加工误差和装配误差等参数对推力偏心的影响程度及其量值范围。以六分力试验原理为基础建立了合理的试验系统。用该系统对某发动机的自身侧向力数据进行点火测试,试验结果与理论分析较吻合,验证了理论分析的正确性。所得结论对发动机的设计、装配质量和导弹控制研究具有较大指导意义。     

祁连山北缘老君庙冲断带构造几何学特征及演化

基于老君庙构造带三维地震资料, 结合以往研究成果, 分析祁连山北缘西段老君庙带的构造几何特征及构造演化。得到以下认识: 老君庙冲断带具有双层结构, 包括浅部的三角剪切型褶皱-冲断构造以及冲断带层下盘隐伏的逆冲构造楔体; 该冲断带自东向西与北东?南西走向的 134 断裂链接, 形成统一的“134-老君庙弯曲断裂”体系, 其后缘为134 走滑兼逆冲性质的调节断裂, 前锋为庙北三角剪切型褶皱-冲断系; “134-老君庙-青头山”断裂围限的上盘逆冲岩片向前陆方向扩张, 导致平行冲断带近东西向的挤压调节变形, 引起浅部新生代地层发生近南北走向的褶皱变形。