膨胀循环发动机对于先进空间任务的适用性

本文讨论了先进空间任务对推进系统的主要要求,并指出膨胀循环发动机可满足这些要求。对拟议中的或正在进行方案论证中的先进空间任务的研究表明,其对推进系统的要求是多方面的。对轨道转移任务主要要求性能高;对月球和火星着陆则要求推进调节范围要宽;对上升或返回任务要求混合比大(大于化学当量混合比)或要求其它推进剂。由于空间任务的性质所决定,推进系统必须高度可靠且维修量要最少,膨胀循环发动机具备能满足这些要求的特性。例如,RL10发动机已被证明可用其它推进剂工作,有广泛的推力调节能力,混合比高,性能和可靠性高。膨胀循环由于系统简单,其维修工作量少。本文主要讨论了RL10发动机适合不同工作模式的改进试验,也讨论了应用膨胀循环的一些性能参数。     

2000年巡航导弹小发动机技术

研究了计划用在2000年亚音速战略巡航导弹上的小型(推力204.12～385.55kg)燃气涡轮发动机技术。确定用一架飞机、任务特点和基准技术水平发动机来评价其技术优越性。本报告还对双转子、三转子压气机的涡扇、浆扇发动机性能和结构方案进行了分析。在任务和寿命周期成本(Life Cycle Cost—LCC)分析过程中,将备选发动机作基准技术水平发动机对指定的任务进行了比较。与基准发动机相比,先进技术发动机寿命周期成本降低度达41％。还对一些主要技术如气动力、材料、涡轮发动机机械系统也做了评价。     

基于推力可控技术的制导律研究

为了提高导弹的机动性和突防能力,要求作为导弹动力装置的发动机具备推力控制,特别是推力随机控制的能力。随着冲压发动机技术的发展,发动机推力可控技术在固体火箭发动机的基础上有了更大的发展空间。本文针对推力控制技术的发展,设计出一种适用于推力控制技术的制导律,并进行了仿真验证。     

铝粉含量对火箭发动机推力影响研究

建立了固体火箭发动机喷管的气固两相流计算模型,对不同铝粉含量的复合固体推进剂的燃气在喷管中的两相流动进行了数值模拟。研究了推进剂中铝粉含量对发动机推力性能的影响规律;通过对速度场和压力场分析并结合推力基本计算公式得出发动机推力变化趋势,结果表明：在其他成分不变的情况下,随着单位质量复合推进剂中铝粉含量的增加,燃气流动速度降低、压力升高,火箭发动机的推力呈现先增大后减小的变化趋势。     

液体火箭发动机地面试验推力测量系统结构设计研究

结合液体火箭发动机地面试验推力测量系统的类型,介绍轴向推力稳态测量系统、轴向推力动态测量系统、推力矢量测量系统以及推力偏心测量系统的组成及原理。针对地面试验中常用的轴向推力稳态测量分析影响推力测量的因素,探讨推力测量系统结构设计原则及结构形式要求,为后续推力测量系统结构设计提供依据。     

冲压火箭技术现状与发展动向

冲压火箭发动机具有比冲可达９．８ｋＮ·Ｓ／kg的性能已引起世人的关注。论述了冲压火箭的功能与特性,探讨了有关冲压火箭的流量控制、燃气发生器的燃烧特性、二次燃烧室的燃烧特性。介绍了燃烧试验方法及其结果,提出了开发冲压火箭的技术课题及今后的发展动向。     

两室一推结构提高试验火箭发动机推力

使用增加发动机药量的方法,提高一室一推的火箭发动机推力时,通气参量过大直接影响发动机的燃烧性能.为此提出"两室一推"概念,发动机两个燃烧室同时燃烧产生一个工作推力平台.推力试验表明:两室一推发动机结构能有效地减小燃烧时的通气参量,同时使得发动机燃烧稳定,可以用小火箭模拟大火箭的加速度曲线.     

多脉冲发动机研究

为提高导弹的飞行性能,提出了相对飞行航迹适当进行推力控制的多脉冲固体火箭发动机方案。介绍了多脉冲发动机的原理、结构和日本防卫省技术研究本部正在进行的隔膜型脉冲发动机研究试验概况。     

利用阻力测量评估超燃冲压发动机的推力性能

报告了在评估超燃冲压发动机净推力上应用最重要的阻力值,求出试验条件下净推力上限值的方法。介绍了评估程序和取得的结论：1)分析方法、条件与对象;2)一元分析中未包含的损失;3)燃烧推力的性能;4)净推力的性能;5)结论。     

可控推力发动机非稳态数值模拟

对带有喉栓的可控推力固体火箭发动机进行了变几何构形的非稳态数值模拟.控制方程为非稳态轴对称N-S方程,采用标准k-ε湍流模型,应用FLUENT软件动态网格算法.结果显示喉栓能够有效改变发动机燃烧室压力和推力,满足发动机推力控制要求.得到了燃烧室压力、推力和喉栓受轴向力变化的基本规律,为带喉栓固体火箭发动机的设计和性能预报提供依据.     

一个空军老兵眼中的歼-6

在歼-6即将正式退出历史舞台之际,我们听听一位空军老兵的看法。秦:今年歼-6飞机作为一个战斗机的机种,经有关部门的批准全部退出现役,在中国也算一代名机,它在中国空军服役了50年,这50年的历史充满了酸甜苦辣,值得回味。先从流行于社会的"歼-6万岁"这个口号说开去。有人说这是前空军司令员吴法宪在文革期间担任中国航空工业领导小组负责人时说的,有很多人在考证这件事,我看这是难以得到答案的。不管这些,这句话     

法俄将联合进行超燃冲压发动机的飞行试验

法国研究人员将于 2 0 0 1年底前作出决定与俄合作 ,在 2 0 0 8～ 2 0 10年间开始联合对法国研制的超燃冲压发动机进行飞行试验。将进行的飞行试验目的是 ,验证超燃冲压发动机能否产生净正推力 ,并验证法国研究人员能否对预测发动机性能有重要作用的推力阻力平衡精确建模。计划要求将超燃冲压发动机推进的飞行器骑在俄制火箭助推器上 ,将其加速到试验条件进行飞行试验。届时 ,试验飞行器将与助推器分离 ,然后超燃冲压发动机将以Ｍａ=4 ,6和 8的飞行速度工作。这些试验从原理上讲 ,与美国国家航天局的Ｈｙ ｐｅｒ Ｘ计划将于 2 0 0 1年底进行…     

固体燃料冲压发动机燃料燃速与推力调节

为了确定进气涡流和二次气体喷射能否有效地用于固体燃料冲压发动机燃料燃速的控制和推力调节,曾进行了一项实验研究.进气涡流的特性是在无反应流中测量的.试验是用当量比为0.5～1.8之间的三种燃料成分在高、低空气质量流量下进行的.发现,在进气道下游引入涡流对实现燃料燃速的有限增长会产生影响,但影响的幅度与发动机的几何尺寸有很大关系.涡流与再附着进气道气流和大大增强的近壁混合之间的相互作用对有效燃烧不利.高能气体燃料(H_2,C_2H_4)可以很容易地喷入,并在贫油条件下有效地燃烧,大大提高推力.     

F-1火箭发动机的发展史

F-1火箭发动机是在美国航宇局(NASA)和马竭尔航天飞行中心(MSFC)领导下于1958～1967年由洛克达因公司研制和生产的。发动机在1967到1973年服役。在整个F-1发动机计划期间完成了设计、试验和工作三个里程碑。 F-1发动机是推力最大的液体火箭发动机。五台F-1并联用于NASA的土星V火箭第一级,其推力为750万磅。土星V火箭发射载三人的阿波罗飞船,并完成登月。 F-1发动机是一次起动、固定推力、液体双组元推进剂发动机。其海平面推力为152.2万磅,比冲265.4秒。发动机所使用推进剂为液氧、煤油(RP-1),推进剂混合比为2.27∶1。RP-1为常平座作动器工质及发动机控制系统工质,并用做涡轮泵轴承润滑剂。F-1由七个工作系统组成。     

小型高推力空气涡轮冲压发动机

研究了空气涡轮冲压发动机的高推力小型化结构要素，明确了各要素的性能。对该发动机进行了地面静止试验。确认了作为推进系统设计的可行性。介绍了试验用发动机概况、试验方法与试验结果。     

第四代战斗机的总体布局

<正>第四代战斗机性能对飞机总体布局的要求早已成定论,美军将其归结为隐身性、超音速巡航、超机动性、超信息优势。这四项特点基本为军事界所接受,成为衡量四代机研制的标尺和设计四代机的一个基本框架。这四项性能,除了"超     

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。     

日本的超燃冲压发动机试验又创世界记录

20 0 3年 2月 4日 ,日本航空宇宙技术研究所角田宇宙推进技术分所在超燃冲压发动机燃烧试验中成功地将Ma =4飞行状态的超燃冲压发动机净推力提高到过去的 3倍以上。日本航空宇宙技术研究所研究了在Ma =4以上高速领域工作的超燃冲压发动机。过去用地面发动机试验设备在Ma =4、6、 8的飞行状态成功地取得了净推力。特别是 2 0 0 2年 4月 ,在Ma =8飞行状态的成功 ,创下了世界记录。在所有条件下推力性能的改善都存在余地 ,在这次试验中 ,Ma =4的发动机性能得到大幅度改善。由此可以预料将会为航天飞机发动机设计提供新的技术。这次试验使用的…     

固体火箭发动机水下工作推力特性的实验研究

为了研究固体火箭发动机水下工作时燃气射流流场及推力特性,在连接船体升降平台上开展了火箭发动机水下工作的实验研究。采用高速摄像系统观察了喷管燃气射流在开阔水域的扩展过程,获得了水下燃气射流形态演化过程;对水下火箭发动机的燃烧室压强及推力进行了测量,对比分析了在10 m、30 m、50 m三种水深条件下不同装药火箭发动机工作的推力特性。实验结果表明,发动机水下点火时,水环境与燃气之间的相互作用改变了燃气射流形貌,气液湍流掺混剧烈。随着水深的增大,燃烧室压力基本不变,发动机工作推力减小,水深从10 m增加到50 m时,三种发动机推力均降低了20%以上,且发动机推力与工作深度呈现非线性关系。在同一水深条件下,当发动机喷喉直径较小时,推力减小量较小;当燃烧室压强较小时,推力减小量较小。     

三组元高压推力室试验技术研究

通过对氧烃氢三组元推力室试验特点,技术关键的论述和分析,确定了正确的三组元推力室的试验启动程序;解决了高压低温条件下的系统密封,停车水击压力冲击,双燃料系统相互影响及氢组元流量测控等问题,由于这些技术关键的圆满解决,全部试验（４次）均为一次成功,本项试验的成功,验证了三组元发动机概念的可行性。