于守志
- 作品数：8 被引量：61H指数：5
- 供职机构：中国航天科工集团公司更多>>
- 发文基金：国家高技术研究发展计划更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术兵器科学与技术更多>>
- 超燃冲压发动机燃烧室热力喉道的一种新型计算方法被引量：2
- 2014年
- 为了研究超燃冲压发动机总体性能一维计算方法,采用一种新的热力喉道计算方法,由燃烧室出口开始沿上游依次进行声速截面假设,利用流量方程、能量方程及总静压方程计算出该截面所有一维参数,再利用解析方法,计算该假设截面的临界燃烧效率梯度,并由此给出热力喉道判断条件,求出热力喉道的位置。用该方法分别对马赫数3.5~6飞行条件下的发动机模型进行了计算,并与传统方法的计算结果进行对比,结果表明:该方法能够快速计算热力学喉道,具有良好的可行性,与传统方法之间的误差均在6%以内。
- 刘国栋于守志刘凤君
- 关键词：超燃冲压发动机
- 吸气式发动机试验中空气流量的计算被引量：4
- 2001年
- 为降低吸气式发动机试验中空气流量测量的计算误差 ,在分析三种常用的测量空气流量计算方法的基础上 ,提出了可压流温比修正算法和无方法误差的程序计算法 ,分析了各种方法的适用范围和方法误差。同时 ,提出了空气湿度、直接加热污染和管壁受热等对物性参数和管径的修正方法。结果表明 ,程序计算法没有误差 ,在高超声速飞行的模拟试验中尤为适用 ;可压流温比修正法可以在工程上代替程序计算法 ,在广阔的压比和来流总温条件下 ,其方法误差可以忽略。
- 陆瑶张立堂于守志
- 关键词：发动机试验计算方法吸气式发动机
- 固体火箭冲压发动机燃气发生器动态特性影响分析被引量：8
- 2017年
- 建立了燃气发生器/固体火箭冲压发动机/导弹的一体化动态数学模型,通过数值仿真研究得到了在典型飞行弹道下各主要工作参数的变化过程.结果表明,在导弹飞行的爬升和巡航段,燃气发生器实际输出燃料流量和发动机实际输出推力与指令值之间的相对偏差均较小,不超过7%;而在俯冲段,由于容腔效应影响严重,燃料流量相对偏差达到-30%,推力最大相对偏差达-50%.上述因素给导弹飞行速度带来的相对偏差小于5%,射程的相对偏差小于1%.因此,针对所述的爬升-巡航-俯冲弹道,在导弹工作过程仿真中,可忽略燃气发生器的动态特性,不会影响对导弹飞行性能的评估.
- 何勇攀陈玉春于守志刘顶新
- 关键词：固体火箭冲压发动机燃气发生器动态特性一体化
- 一种涡轮发动机加速控制规律设计的新方法被引量：21
- 2008年
- 提出了一种涡喷、涡扇发动机加速控制规律快速设计的新方法:在发动机稳态特性计算模型的基础上,通过额外增加转子提取功率,使得发动机稳态工作点(线)靠近喘振边界,在同时考虑燃烧室富油熄火边界、涡轮进口总温限制以及压气机喘振裕度限制的条件下,利用适当的控制规律描述形式并结合发动机工程研制中的经验,能够快速而准确地获得涡喷、涡扇发动机加速控制规律。对某型涡喷发动机加速控制规律的改进的计算结果表明,提出的加速控制规律的设计方法准确而有效。
- 陈玉春刘振德袁宁于守志
- 关键词：涡轮发动机
- 涡扇发动机加减速控制规律设计的功率提取法被引量：17
- 2009年
- 为了简单、快速和准确地设计双轴涡扇发动机加、减速控制规律,提出了一种加、减速控制规律设计的新方法——功率提取法:在发动机稳态特性计算模型的基础上,分别从高、低压转子提取额外功率,使得高压压气机工作点(线)沿等换算转速线移动,并保证低压转子转速满足预定的要求,在同时考虑风扇和压气机喘振裕度限制、涡轮进口总温限制以及燃烧室熄火边界的条件下,利用适当的描述形式,可以快速而准确地获得最优双轴涡扇发动机加、减速控制规律.对某型涡扇发动机加速控制规律的改进设计结果表明,提出的加、减速控制规律的设计方法具有直观、快速、准确而有效的优点.
- 陈玉春徐思远刘振德屠秋野于守志
- 关键词：涡扇发动机优化设计
- 亚声S型进气道模型吹风试验特性的研究被引量：2
- 2002年
- 采用半经验的方法 ,对某S型进气道的模型试验数据进行了回归 ,建立了弹用涡喷 (扇 )发动机常用S型高亚声速进气道总压恢复系数与飞行马赫数Ma ,流量系数 φ ,攻角α和侧滑角 β的相关函数关系。该半经验公式可用于发动机稳态和启动加速过程一元数值仿真模型 ,从而提高一元发动机性能数值仿真计算的准确性。
- 袁宁刘振德于守志
- 弹用涡喷发动机飞行试验启动加速性能仿真被引量：15
- 2001年
- 结合导弹飞行的应用实际 ,利用有限的部件特性 ,建立了弹用涡喷发动机启动加速至巡航状态全过程的动态性能仿真模型。对仿真模型计算结果进行了分析 ,模型计算结果与飞行试验数据吻合较好。该模型的建立对导弹发射过程发动机性能的分析具有重要的现实意义。
- 于军于守志
- 关键词：涡轮喷气发动机飞行试验空中起动
- 提高航空发动机性能的弯扭导向器技术被引量：5
- 2001年
- 给出了采用弯扭导向器提高发动机性能的设计原则 :在全三维弯扭设计时 ,必须在保证涡轮前总温、总压和燃气流量的前提下 ,合理调整尾喷管面积 ,提高涡轮后背压 ,保证在设计转速下涡轮输出功与原型涡轮级相同 ,从而保证了压气机的设计点和喘振裕度 ,同时提高了发动机推力、降低油耗。
- 袁宁郑严于守志
- 关键词：航空发动机涡轮导向器
