日本的冲压发动机试车台简况和有关问题

介绍了日本Ｍａ＝４～８自由射流式冲压发动机试车台的工作范围及设备构成情况，对建台过程中遇到的试车台起动、加热器振荡燃烧、压力测量滞后、安全性等技术问题也做了介绍。     

超燃冲压发动机在试验设备上的燃烧试验技术

缩比超燃冲压发动机在Ｍａ＝４、６、８条件下的燃烧试验中，燃料供给变化对燃烧稳定及推力增量产生直接影响，但设备喷管与发动机安装相对位置有可能引起干涉作用，发动机排气对低压仓压力产生影响，反过来影响试验流场和设备喷管的起动而又直接影响发动机工作界限及性能。     

冲压发动机中的超音速燃烧

介绍了德国航空航天研究院在超燃冲压发动机方面开展的基本研究工作，介绍了试车台组成和进行的超音速燃烧试验以及采用的测量方法。     

冲压发动机扩压器流场对燃烧室大振幅压力脉动的响应

本文用二次紊流模型求解N-S方程的方法对冲压发动机二维扩压器的非稳定流进行了数值研究。非稳定流是由扩压器出口平面处的压力扰动所引起的。为模拟燃烧室压力振荡,考虑了出口截面正弦压力脉动为出口平均压力的20％的情况,所形成的流场展示出结尾冲波、分离涡和无粘核心流之间存在着复杂的相互关系。出口平面流动特性对所施加的正弦压力变化呈非线性响应。     

冲压发动机试车台加热燃烧残留杂质对发动机试验的影响

分析了超声速冲压发动机试验设备（RJTF）间接加热（S）及直接加热（V）方式气流所含残留原子团、游离基对发动机点火及燃料性能影响,同时又对比HIEST冲击波和加热方法产生残留原子团、游离基对发动机着火性能影响,气流中H2O对着火有抑制作用。OH原子团、游离基及O原子有促进着火作用。     

以冲压发动机或超音速燃烧冲压发动机为动力装置的高性能飞行器的设计模型

介绍一种机体与推进部件整体化的远程高速飞行器的设计步骤,它包括1)建立性能判据;2)改变发动机和机体参数使性能最佳;3)寻找一种结构方案,使其具有所要求的这些参数。还对超音速燃烧和亚音速燃烧冲压发动机性能进行了近似分析并与相应的机体参数结合考虑。提供计算示例说明如何将这种设计步骤用到以超音速燃烧冲压发动机为动力装置的、巡航马赫数为6的导弹的预先设计中。     

日本宇航、角田研究所进行超燃冲压发动机试验及测量

利用日本高超声速自由射流试车台RJTF，对超燃冲压发动机进行Mα=4,6,8的性能试验达200次，用直接和间接测量方法对发动机燃烧性能，推力特性，内部流场进行测定，得到了大量数据，还用1/5缩尺模型试车台，以相似原理，对发动机空气动力特性进行了研究，如进气道空气捕获率等。     

作为导弹推进系统的现代冲压发动机

以比冲-飞行速度曲线比较了各类推进系统的比冲性能,介绍了冲压发动机目前发展现状,指出现代冲压发动机也被许多在役和在研的系统采用。     

冲压发动机的试验研究方法

本文系统地介绍了美国自60年代中期以来研究的10几种现代冲压发动机结构方案和试验研究计划,对3类试验方法进行了综合比较和评价。     

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。     

液体冲压发动机的燃烧研究

为阐明液体冲压发动机的推力特性,对这种发动机的理论燃烧性能进行了研究,并与火箭冲压组合发动机进行了比较。在相同的燃料流量下,液体冲压发动机的比冲约为火箭冲压组合发动机的2倍。尤其使用JP-10等高密度燃料时,密度比冲也显示出优越性能。但研究发现,液体冲压发动机的燃烧效率和喷管流动效率受自大气中引入的空气流量影响较大。为取得较高的比冲,液体冲压发动机的空气流量远大于火箭冲压组合发动机的,进气口的性能对发动机性能的影响很大。为探讨液体冲压发动机的燃烧性能,试制了燃烧室内径为150mm的小型液体冲压发动机,进行了直连式燃烧试验。试制发动机在空燃比为50～140范围内稳定点火、燃烧,用C表征的燃烧效率达到90％以上。     

日本积极研制弹用固体冲压发动机

概述了固体冲压发动机的原理、组成及工作流程,重点介绍了日本防卫省技术研究本部研制的采用固体冲压发动机推进的导弹及其地面发射试验情况,并对今后主要的技术课题进行了展望。     

冲压发动机推进系统的统一流分析

完成了冲压发动机推进系统的统一流分析，其理论模型以质量、动量、能量和物质浓度的完全守恒方程为基础，同时，考虑有限速率化学反应以及变量的各种性质。采用低雷诺数的Ｋ－ε两方程模型实现湍流门包。利用全耦合隐函数和上风总变差递减法的下一上限法求解空问离散化的控制方程。使用已知的基本变量（ρ＇，ｕ，ｖ，ｈ，Ｙｉ）而不用守恒变量。该算法可对含有激波不连续的宽广马赫数范围进行化学反应流研究。在求解过程中，为简化冲压发动机的复杂结构，采取带状分区算法。该数值方法对实际冲压发动机推进系统的内流分析提供了一种新方法。     

冲压火箭发动机的最佳工作

实验证明冲压火箭发动机的飞行性能不仅与固体燃气发生器的燃烧性能有关， 而且与吸入空气流量有很大关系， 因此其性能最终取决于飞行速度与高度。以燃料的燃气流量与空气的混合比为参数， 求出了喷管截面积与进气口截面积的关系。明确了增加射程的条件与飞行速度的关系随飞行高度而变化     

研制超然冲压发动机推进系统的技术途径

提出地面试验、飞行试验和计算机一体化的手段是研制起燃冲压发动机的技术途径，说明这三个方面相互间的融合关系，重点叙述推进系统地面试验一体化的方法，较详细地介绍了国外现有能为超燃冲压发动机研制服务的地面试验设备，指出目前地面试验设备存在的缺陷，并对未来提出改进措施。     

缝隙喷射的喷射角对二维超声速混合流场的影响

在很短时间(约1 ms)内使燃料与主流空气进行混合燃烧,以及控制总压损失问题,是开发超燃冲压发动机的重要课题之一.作为燃料喷射装置,提出了从燃烧室壁面设定的缝隙喷射燃料的方法.介绍了试验装置、试验方法和数值计算方法及其结果与分析等.     

用于冲压发动机研究的光学测量

本文介绍了最近在 APL 发动机研究试验室研制成功的激光风速仪和相干反斯托克斯雷曼散射(CARS)光谱仪。这两种光学仪器可用作判断燃烧的工具。文中还讨论了用于典型的燃烧室排气流场的激光风速仪和在石墨表面氧化中CARS 的最新试验结果。     

侧边突扩冲压发动机燃烧室的试验研究

本报告描述了两种液体燃料冲压发动机燃烧室——4管进气和2管进气的侧边突扩燃烧室的试验研究:给出了这两种燃烧室的稳定性数据、燃烧效率数据和压力振荡数据。此外,为了比较,文中还包括了以前报告中提供的固体管道火箭燃烧室的数据。燃烧室台架试验表明,2管进气燃烧室的压力振荡比4管进气燃烧室高得多。在燃烧室水模试验研究中,得到了相应的结果(不稳定流型)。尤其是,在2管进气燃烧室中发现了一个脉动涡系。水模试验还指出了如何修改燃油喷射系统,才能避免燃油喷入这一涡系,据此进行的燃烧室台架试验证实了压力振荡显著衰减。     

直连试验中冲压发动机性能测定的不确定性评估

介绍了直连试验中为测定冲压发动机性能而采用的数据简化法的不确定性评估的结果。评论和研究了测定Ｃ＊，ηＣ＊，ＩＳＰ，ηＩＳＰ和ηΔＴ的不同方法。从两方面对数据简化法进行了不确定性评估，其一是与试验装置本身无关的一般性；其二是以输入变量的具体不确定性估算值为基础。前者用不确定性放大系数说明每个输入变量的不确定性通过各数据简化法在其结果中是怎样放大或缩小的。而后者则以百分比的形式表征了每个输入变量的不确定性相对于其估算值结果的不确定性的影响，业已表明，当输入变量相同时，用不同的数据简化法可得到一个大范围的性能和不确定性的值域，而且基于Ｃ＊和ＩＳＰ的效率不是表征冲压发动机燃烧性能的理想参数。鉴于其随高空模拟而变化的比较结果可知Ｃ＊和ＩＳＰ也是不可取的。