一种内嵌火箭的冲压组合发动机性能分析

内嵌火箭的冲压组合发动机是一种组合发动机方案。为了计算这种方案的发动机在不同高度不同马赫数下的推力比冲等总体性能,建立了准一维的性能计算模型,计算得到了发动机的高度特性与速度特性,分析了内嵌火箭的流量变化对发动机推力比冲的影响,并就特定工作高度马赫数下的内嵌火箭式冲压发动机性能与常规冲压发动机性能做了对比。计算结果表明,采用该方案的发动机推力比冲总体性能较优。     

固体火箭超燃冲压发动机燃烧特性分析

文中利用数值模拟研究了不同来流条件下固体火箭超燃冲压发动机的燃烧特性.采用基于密度的二阶迎风格式对发动机内流场进行模拟,湍流模型与燃烧模型分别采用SST k-ω模型与涡团耗散模型.结果表明,随来流马赫数的增大,火焰温度与最大化学反应速率均增大;燃烧效率随来流马赫数的增大而减小,且燃烧效率低于50％;燃烧效率的减小导致补燃室的推力与比冲下降.随来流马赫数的变化,应适当调节富燃燃气流量,以保证发动机的燃烧性能.     

火箭冲压发动机无喷管助推器分析

介绍了无喷管固体火箭发动机性能计算的基本架设、控制方程和装药燃速的处理,对影响无喷管助推器性能设计的火箭冲压发动机主要要求、影响进行了分析,围绕装药长度、冲压喷管尺寸、推力要求等设计约束条件对无喷管助推器设计的影响进行了分析与计算,给出定量计算结果和研究结论．同时,介绍了一种提高火箭;中压发动机无喷管助推器性能的新方法、新方案：冲压喷管共用结构方案．     

固体火箭冲压发动机控制方案研究

冲压发动机控制系统一般通过设置必要的限制函数来防止发动机出现不稳定工作状态,在尽可能大的范围内进行推力调节,从而使飞行器的性能较优.文中在分析固体火箭冲压发动机控制难点的基础上,对发动机转级之后的工作过程提出了4种控制方案,并进行了对比分析.文中研究内容可以为固体火箭冲压发动机控制方案的选择提供一定参考.     

Mα=8飞行条件下的改进型水冷超燃冲压发动机试验

利用冲压发动机试验设备对改进前的超燃冲压发动机(E1)和改进后的超燃冲压发动机(E2)的推力性能进行了比较。考察了改进后的超燃冲压发动机结构性能。用改进型超燃冲压发动机模型在Mα=8飞行条件下进行了燃烧试验。介绍了试验设备与试验结果。     

Ma=8飞行条件下的改进型水冷超燃冲压发动机试验

利用冲压发动机试验设备对改进前的超燃冲压发动机(E1)和改进后的超燃冲压发动机(E2)的推力性能进行了比较.考察了改进后的超燃冲压发动机结构性能.用改进型超燃冲压发动机模型在Ma=8飞行条件下进行了燃烧试验.介绍了试验设备与试验结果.     

美国Aerojet公司新型TBCC发动机技术方案研究

采用专利分析的方法,对Aerojet公司相关发动机专利技术进行检索、梳理和分析,结合其它非专利文献,对Aerojet公司的新型TBCC发动机技术方案进行了剖析和阐释,展示了其具体技术方案,并分析了方案中的关键技术。该方案在涡轮发动机、喷射助推器与双模态冲压发动机的整合和改进方面具有较大的创新,能有效提升发动机的组合推力,对高超声速飞行器从起飞到冲压发动机产生足够推力的加速时间段提高发动机的性能具有很好的效果。该方案是在涡轮发动机及冲压发动机等现有研究基础上的改进,基础技术较为成熟,具有较好的工程实现性。     

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。     

加力式冲压发动机

本文提出一种崭新的冲压发动机构型——加力式冲压发动机,并对其工作原理、过程和各截面参数等进行了初步分析。分析指出,这种方案是可行的,其优点是较好地解决了加速巡航式冲压发动机的主要矛盾,使发动机阻力和直径大大减小。对于改进那些深感推力不足的已设计成的加速巡航式冲压发动机来说,采用引射式加力室方案,对增加推力是有现实意义的。     

超燃冲压发动机喷管性能的研究

使用Ｍａ＝２．５的高温气流测量了超燃冲压发动机喷管的推力，高达３１００Ｋ的总温通过燃烧一甲基肼（ＭＭＨ）和四氧化二氮（ＮＴＯ）获得。监测喷管壁压，以估算出喷管的压力，使用相同的喷管进行一组低温氮（Ｎ２）流实验。一种非粘性二维码可模拟低温氮流时的喷管性能。化学动力学计算还预测出了误差在３．６％以内的ＭＭＨ／ＮＴＯ实验结果。对超燃冲压发动机喷管内的动力损失、二维损失和摩擦损失进行了鉴定，还讨论了Ｈ２燃料发动机喷管性能的尺度效应。