试验导弹用火箭冲压发动机进气道

主要介绍能够确定和优化满足试验模型任务要求的进气道的气动试验和方法。按约１／３的比例研制了能实现多种变化的模型，以便进行速度范围为Ｍａ＝１．８～２．２的Ｓ２超音速风洞试验。在Ｓ４高超音速风洞对真实空气进气道按零高度飞行的实际环境进行了综合试验。给出了模型吹风的比例效应。对得到的结果与１９７６年首次弹道飞行时取得的结果进行了比较。     

火箭冲压发动机试验导弹的进气道

在冲压发动机研究计划范围内,在政府部门支持下,法国国家航空空间研究院研制了一种在巡航段由固体燃料冲压发动机推进的火箭冲压发动机试验导弹。本文的目的,是介绍一些气动试验和计算方法,即能确定和最优选择此类模型进气道的方法。为此,制作了一个比例为1比3、包括多种形式的模型,以便在莫当-阿夫里尔(Modaile-Avrieux)试验中心超音速风洞S2中进行M数为1.8～3的试验。综合试验是在高超音速风洞S4中进行的,这个风洞的喷管M数为2,实际进气情况与零高度相当。文中介绍了比例效应,然后将首次弹道飞行得到的数据与试验结果作了比较。     

空对地导弹用的低成本的火箭冲压发动机

本文叙述一种适合空对地导弹用的低成本的火箭冲压发动机。这个低成本方法是根据这样的原则:把火箭和冲压发动机并联地组装在一起,消除了整体式火箭冲压发动机遇到的火箭向冲压工作态转换的复杂性。还叙述了一种利用轴对称进气道的低成本的吸气系统,和一种以开路式燃料调节器和燃气发生器排出系统为基础的燃料控制系统。讨论了这个低成本方法的优缺点。介绍了发展计划中的某些最重要的技术部分。其中包括论证一种取代自由射流试验的低成本方法,和论证燃烧诱导的压力振荡对确定真实超临界进气道工作余量的作用。列出了数据,说明振荡效应是很值得注意的。     

法国进行火箭冲压发动机导弹的飞行试验

法国进行火箭冲压发动机导弹的飞行试验据报导，１９９５年２月中旬在法国西南部大西洋沿岸的朗德试验中心的地面发射基地公开进行了先进火箭冲压发动机的飞行试验。这是一种自调节型冲压发动机系统，法国航空航天研究院（ＯＮＥＲＡ）和马特拉公司为联合主承包商。在过去...     

导弹用的冲压发动机

本发明主要目的是提供一种导弹用的动力装置,这种装置能在很宽的工作范围内,高效率地工作,并且能够改进起飞特性,它比现有一般同类动力装置尺寸小、重量轻、控制设备少。结构的主要特点是,用过的火箭助推器可当作冲压发动机的燃烧室。现将本发明的图介绍如下:图1是本发明部分装置的纵向中心剖面图(沿图2的1-1断面)。图2是图1的2-2     

整体式火箭冲压发动机的试验

据联合技术公司化学系统分公司的冲压发动机规划负责人阿·彼得斯宣称:世界上最先进的整体式火箭冲压发动机试验设备已开始工作,以扩大模拟能力,可用来试验在16英里高度、以超音速飞行的冲压发动机。花费在设备上的钱有几百万美元,包括为完全监控试验过程而追加的计算机硬件和新建的第二个整体式火箭冲压发动机试验台。整体式火箭冲压发动机是一种喷气推进动力装置,它使用内部的固体火箭助推发动机以达到超音速,而后,在飞行中通过一系列机械结构的变化,转换到冲压发动机工作,并达到     

关于冲压发动机和火箭冲压发动机推动的导弹机弹一体化的某些问题

冲压发动机或火箭冲压发动机与弹体一体化的问题,从理论上讲包括装有空气喷气推进系统的整个导弹构型的性能与发动机试验台性能(加上弹体、弹翼、控制系统但无发动机舱的外部空气动力特性)之间的各种差异点。本文重点论述了绕细长圆形体的流动特性,以及一个和多个进气道在此种气流中的内部性能。为了对这种性能有所认识,论述了单一进气道在有攻角和偏航角状况下的性能,以及如何采用可调几何尺寸的办法提高性能。本文后半部分论述了涉及外部或弹体一体化的问题,即带发动机舱导弹和不带发动机舱导弹的力和力矩测量以及与发动机舱有关的阻力估价。     

再评导弹用冲压发动机的研究

电子元件的小型化,实用的整体式火箭——冲压发动机的发展,以及对低成本、高速度和远程有动力的飞到目标的要求越来越重要,这一切促使海军海上系统司令部恢复了对装有冲压发动机的面对面和面对空导弹的研究。约翰·霍甫金斯大学应用物理实验室的科学家和工程师,海军从事舰艇发射导弹的技术指导者正在清理某些老的冲压发动机数据,并着手研制一些装有新型冲压发动机的导弹。     

火箭冲压推进导弹

这是改进导弹,尤其是整体式火箭冲压发动机推进导弹的发明专利。导弹结构大致可分为前、后两大段,前段内装有战斗部和制导系统,后段由推进系统构成。典型的火箭冲压推进系统包括一个装有火箭推进剂的燃烧室和在这个室前面的冲压发动机燃烧系统,以及火箭推进剂燃完后,冲压发动机工作时用于吸入空气的进气道。为了发射方便和在导弹加速期间避免阻力过大,进气道通常可装在圆柱形弹体内。有些导弹采用4个进气道,当导弹加速到足够的速度时,通过小的爆炸装药将进气道的堵盖去     

战术导弹用一体化火箭—冲压发动机

最近用这种发动机进行的试验证明,它具有火箭和冲压发动机的双重性能,且降低了新的一代战术导弹的成本。自从冲压发动机发明以来,许多国家,包括美国,在理论和实验     

美国海军进行火箭/冲压发动机试验

12月2日灵·特姆科·沃特航宇公司的小体积冲压发动机成功地进行了第一次自由飞行试验。它是从海军导弹中心一架A-7飞机上投射的,当时A-7飞行高度约3,962米,速度966公里/小时;固体火箭发动机点火5秒左右,成功地为巡航飞行转换到了冲压发动机工作。这     

法国研究冲压发动机导弹

法国国家航空空间研究院正在研究名叫“天蝎座”的装冲压发动机的中程空对面试验弹。样弹长5.5米,弹体直径0.5米,翼展1.8米,将携带125公斤的煤油燃料。国家航空空间研究院在冲压发动机方面已做过很长时间的工作。     

整体式火箭冲压发动机用超音速进气道性能研究

超音速进气道设计、试验、系统匹配和制造技术的开发是此项研究工作的基础之一。试验设备现已交付使用。对单个进气道和配置进气道的测试能力进行了充分的研究。研究了一种带放气口的进气道方案，并可用于整体式火箭冲压发动机飞行试验导弹。研究工作涉及进气道设计过程、风洞性能试验、系统匹配、制造、飞行试验数据采集和分析。目前，重点放在研究工作上，致力于各姿态角和超额定马赫数下性能的研究。     

火箭-冲压发动机

本发明主要是介绍适用导弹、飞机、直升飞机和其它飞行器用的动力装置。其主要目的是提供这样一种火箭-冲压发动机,在此发动机中,火箭装在冲压发动机壳体内,因而该壳体就当做增大火箭推力用的加力燃烧室。在这种发动机中,     

火箭冲压发动机固体燃料研究和调制

供冲压发动机燃烧室点火的还原气体,可以由含氧燃料来产生。为进行全面研究所采取的方案,是在碳氢粘接剂中加入少量有机化合物。代号为1603的复合药,具有可供使用的机械特性和弹道特性。本文就精度分布、填充系数和粘接剂对弹道参数的影响,进行了评价。引言     

火箭冲压发动机试验得到了预期的结果

俄亥俄州莱特—帕特森空军基地:装有颏下进气道的整体式火箭冲压发动机已达到了预期的指标,这些指标是指望它成为先进战略空中发射导弹(ASALM)的动力装置的官员们所提出的。正当这些雄心壮志由于放慢了先进战略空中发射导弹的研制步伐而受挫时(A、W、＆、S、T4月7日,P16),航空系统分部的官员们还为提前造出并于5月20日完成了试验的推进技术验证飞行器(PTV)而自豪。当时他们正等待国防部有关进行先进战略空中发射导弹的方案验证的指示,而不是要研     

组合火箭—冲压发动机

本发明介绍一种新型的组合火箭——冲压推进装置。在这个装置中,火箭发动机是一种采用固体氧化剂和液体燃料的混合型系统,而液体燃料同时又供给冲压发动机使用。一般来说,采用液体燃料和固体氧化剂的火箭发动机将具有混合型系统的一般优点。而且,由于采用了一种没有腐蚀性的氧化剂,这种组合火箭——冲压推进装置还有如下优点:     

组合火箭—冲压发动机

这种组合发动机包括两部分,一部分是发射时用的火箭,另一部分是巡航时用的冲压发动机。在这种装置中有一个主燃烧室,内装富氧固体推进剂,其后是排泄气体用的尾喷管。发射一巡航用固体推进剂装在一个辅助的燃烧室中,此处不完全燃烧的贫氧推进剂气体通过     

整体式火箭冲压发动机推进系统性能分析和飞行试验

介绍了试验型整体式火箭冲压发动机的方案设计和测试过程。这种试验弹结构包括无喷管助推器、末段燃烧的燃气发生器、外压缝隙进气道和模型战斗部以及用来监视性能的弹上仪器设备。利用所建立的燃气动力学数字模型，完成了火箭冲压发动机主级状态的性能预测。从热气燃烧试验、燃气发生器试车台点火和超音速进气道试验中取得了分部件非理想性能参数。为进行飞行验证试验，将冲压火箭性能数据输入合适的弹道计算编码。