摘要：为满足某弹用涡喷发动机大空域风车启动加速要求,分析了发动机控制系统原控制方案的局限性,通过引入新的控制输入参数提出了新的控制方案,进行了涡喷发动机新方案控制规律研究和设计。通过地面台架与高空模拟台验证试验结果表明,新方案控制规律满足发动机大空域风车启动加速要求,新控制方案是切实可行的,某涡喷发动机数字电子控制系统控制规律设计一次成功。

摘要：应用考虑混合室、加力燃烧室、主燃烧室和外涵道容积效应和变几何通道、主燃烧室供油量等控制因素的发动机动态过程的仿真模型,对某型变几何混排涡扇发动机防喘调节系统工作时发动机的工作过程进行了仿真,并研究了防喘调节系统调节精度对发动机过渡工作过程的影响。仿真结果与实际试车数据比较吻合,验证了模型的有效性。仿真结果表明:高压压气机导流叶片调节通道产生的影响大于喷管临界面积调节通道产生的影响;高压压气机导流叶片调节通道对高压转子的影响比低压转子大,而喷管临界面积调节通道对低压转子的影响比对高压转子大;各变几何通道有个调节最佳值。仿真模型与方法可为防喘调节系统的设计和功效评定提供理论基础。

摘要：根据某埋入式进气道试验数据建立了计算埋入式亚声速进气道总压恢复系数的经验公式,表现为关于马赫数、流量系数、攻角、侧滑角的函数。该经验公式可用于弹用发动机稳态、起动、加速过程的计算和导弹与发动机一体化设计的数值仿真模型,从而提高发动机性能数值仿真的准确性。

摘要：以某型发动机低压涡轮部件中带有阻尼套筒的后轴颈结构为例,运用有关理论对其固有特性和动力响应特性进行了全面的分析.对不同的激励形式(单点激励、旋转激励),阻尼套筒通过"移频"和干摩擦作用,均显示了良好的减振性能.在后轴颈和阻尼套筒的组合结构中,阻尼套筒的名义半径有最优值,此时干摩擦对结构振动的衰减效果最好;同时,对组合结构不同节径型的周波振动,阻尼套筒对振动的抑制效果也不同.通过该实例,对后轴颈的工程设计提出了合理的改进建议.

摘要：在截面180mm×15mm二元试验段上，对蒸发式稳定器高空低压67～68．6kPa及高温755～903K条件下的燃烧效率、总压恢复系数等燃烧性能和稳定器的壁面温度进行了试验研究。试验表明，蒸发式稳定器能够在来流低压68kPa高温873K条件下稳定工作，燃烧效率大于0．9，总压恢复系数在0．9～0．92，燃烧效率随燃油当量比增加而下降，随来流进气温度增加而增加。研究结果为冲压发动机蒸发式稳定器设计提供了参考。

摘要：在航空航天行业中,惯性器件的结构件中不乏小套筒类零件。这类小套筒零件是系统中的关重件,具有体积小、精度高,结构较复杂等特点,它们的加工精度决定了惯性器件的安装精度。目前,常用三座标检测这类零件;该检测方法,不适用于操作者在线检测,特别是对于具有内腔轴结构的小套筒类零件,操作者在线检测困难。本文通过典型小套筒类零件内腔轴直径的检测,论述了一种小套筒零件内腔轴直径检测量具的设计方法,井采用该设计量具对典型零件进行了检测,用三座标验证了其检测值的准确性。