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…     

超燃冲压发动机Ma＝4燃烧、不起动过渡过程模拟试验(内流场观察)

为了增加推力，对超燃冲压发动机在RJTF试验台进行的Ma=4燃烧试验。用1／5缩尺模型进行内流场的模拟试验，从而研究进气道、隔离段及燃烧室、尾喷管内通道的流动特性，对发动机从弱燃烧到强燃烧及到不起动过程中的附面层分离的形成和发展做进一步的了解，以寻找改进内流动，提高发动机推力的有效方法。内流场的模拟试验采用尾部节流堵塞改变燃烧室压力的方式进行，尽管这种方法是简单有效的，但模拟马赫数范围受到限制，真正模拟到燃烧试验中的内流场情况，还有待进一步做工作。     

日本航空宇宙技术研究所取得了超燃冲压发动机的最高推力

2002年3月末，日本航空宇宙技术研究所在超燃冲压发动机燃烧试验中首次成功地取得了有效推力。同年5月23日，在模拟Ma=8飞行状态的超燃冲压发动机燃烧试验中，取得了在Ma=8飞行条件下世界最高有效推力。     

日本进行超燃冲压发动机Ma=6的燃烧试验--研究支柱和隔离段的作用

对超燃冲压发动机Ma=6条件下的燃烧性能进行了试验,对发动机隔离段长度及支柱进行技术状态调整,研究不同状态下燃料当量比分布及燃烧效率和推力的变化关系,并找出了对发动机气动轮廓改进的方向.     

日本进行超燃冲矸发动机Ma=6的燃烧试验：－研究支柱和隔离段的作用

对超坟发动机Ma=6条件下的燃烧性能进行了试验,对发动机隔离段长度及支柱进行技术状态高速,研究不同状态下燃料当量比分布及燃料效率和推力的变化关系,并措出了对发动机气动轮廓改进的方向。     

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。     

超燃冲压发动机的三分力测量(二)--外部流与边界层吸入的影响

利用冲压发动机试验设备的1／5缩比小型风洞和发动机模型测量了矩形截面超燃冲压发动机的三个分力,即推力、升力和俯仰力矩。探讨了在Ma=4条件下外部流对三个分力的影响。对Ma=6条件下取得的测量值与根据壁压分布的估算值进行了比较,探讨了修正外部流影响的方法。介绍了试验方法与结果。     

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。     

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.     

大推力液氧煤油补燃发动机分级起动技术

大推力液氧煤油补燃发动机在中国首次采用分级起动技术,以提高发射可靠性。针对发动机分级起动应用需求,开展了分级起动方案论证,提出了起动特性控制的目标和措施,进行了起动特性仿真预示,提出了基于多余度机电伺服系统的起动转级控制方案,建立了起动准备阶段和起动过程多参数融合健康监控方案。发动机半系统试车表明,起动时序和工况参数合理,燃气发生器能量控制措施有效,发动机分级起动方案得到初步验证。     

对日本超声速自由射流冲压发动机试验台的流场评析

分析了 Ma =4、 Ma =6、 Ma =8三种自由射流喷管出口流场情况 ,当设备采用直接燃烧加热器加热模拟空气时 ,Ma =6喷管出口温度场较差 ,总温分布高低差值为 80 K～ 180 K,而采用蓄热体热交换方式加热的其它喷管流场则相对好些 ,且蓄热体加热形式的喷管出口马赫数分布情况也均在允许范围内 ,可以满足超燃冲压发动机 (试验件 )燃烧状态试验及性能评价试验要求。     

纵涡导入型超燃冲压发动机工作特性的研究--利用高温激波风洞进行Ma=8燃烧试验

装有壁面燃料喷射器的超燃冲压发动机,导入纵向旋涡,可以增进燃料和超声速气流的混合和燃烧,利用高温激波风洞(HIEST)产生高焓流模拟马赫数Ma=8的飞行条件进行试验研究,发动机和燃料喷射器完全按照在2005年由澳洲昆士兰省大学(UQ)与JAXA宇宙航空研究开发机构共同进行的飞行试验计划中的Hy-shot-4全尺寸模型制作.主要研究目的是弄清楚装有喷射器的超燃冲压发动机的工作性能.纵涡导入促进超声速混合及提高附面层控制的效果,与定常状态下无纵涡导入的平行喷射器对比,纵涡导入喷射器效果优越.超燃冲压发动机在超燃状态导入纵涡,在较短距离内产生高的压力,好于另外两种无纵涡导入的喷射器.对有纵涡导入发动机,依照燃烧室及设定的喷管,采用一元解析方法,在燃料当量比Ф=0.3、0.6时的压力积分求得比推力增量依次达到25 960N·s/kg、21 795N·s/kg;在当量比Ф=1.0、1.5时,燃烧室下游预混气燃烧剧烈,产生强压力,形成准定常燃烧状态.压力波实际上是一种爆震波,从这一向上游传播的主要路径可看出纵涡导入的作用,爆震波向上游传播时,由于纵涡干涉,传播能力削弱,而且纵涡干涉形成对附面层分离的控制作用,造成波面下游的混合燃烧量减少,使爆震波衰减,保证了燃烧流场的准定常状态.     

高超音速外流场中的超燃冲压发动机喷管试验

对超然冲压发动机的非对称流场进行了试验研究，以确定发动机尾气与高超音速外流间的相互作用对喷管性能的影响．试验模型由一个扁平板状斜台和一个短罩组成．试验在超音速（Ｍａ＝７．１）风洞中进行．风洞自由流模拟航天飞机周围的外流．温度为室温的空气模拟发动机尾气流．测量了流场内模型的表面静压和皮托压力分布，喷管的性能就是根据这些压力计算的。采用了多种流动显影技术．发现在不完全膨胀状态下，外流仅从斜台侧面影响模型表面压力，这是因为交叉激波未接触斜台表面．这表明外流对斜台表面的附面层分离产生抑制作用．当使用长的侧面导流栅时，发动机尾气流翼展方向的膨胀受到抑制，由此可知，采用长的侧面导流栅使推力略有增大．通过附面层修正特性曲线的两种验证方法预计的喷管性能与采用长侧面导流栅的试验结果一致．     

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…     

LE-7进行预备试验与燃烧试验

H-Ⅱ火箭第一级用时LE-7液氢液氧火箭发动机已经完成预备试验。试验分两轮进行。第一轮于1987年6～7月进行,作了充分利用燃料燃烧能量的二级循环燃烧试验。第二轮从1987年10月至1988年4月进行,通过逐步提高燃烧室压力进行二级循环燃烧试验。预备试验共进行24次,发动机积累工作时间180秒。4月16日的试验达到了预定推力的84％。在正常特性确认试验中达到了额定推力的50％。预备试验所取得的成果:(1)在对发动机影响较大的点火特性方面获得了点火     

NASA准备回收Hyper-X飞行器

NASA公司希望在今后二年内对高超声速 X-4 3无人驾驶飞行器进行三次飞行试验。原计划三次试验都在海上进行 ,但目前正考虑在阿拉斯加州进行第二、三次飞行 ,以便回收飞行器。1　存在的问题为了研究 Ma =7和 Ma =1 0的超燃冲压发动机的工作以及高超声速飞行器的控制问题 ,制造了三架 Hyper-X飞行器 ,长为 3 . 66m,重 1 3 59kg,翼展1 .5m。三次试验均使用飞马座助推器 ,由 B-52运载飞机发射。试验旨在获得 X-4 3从助推器分离后所需正净推力 ,以及自由飞行器以高超声速飞行的空气动力系数 ,用所得空气动力数据和推进数据验证并改进现有模…     

航天飞机的两个固体火箭发动机的推力不平衡

作者在以前的文章中曾提出了对航天飞机发射时并行点火的大型固体火箭发动机对的推力不平衡进行理论分析的Monte Carlo法。本文对这种分析法的有效性作了进一步论证,给出了航天飞机计划的试验结果,并与Monte Carlo分析法的结果进行了比较。文中分三个阶段对试验结果进行了检验:(1)从四个用于静态试验的研制发动机(DM1到4)中挑选固体火箭发动机对;(2)从三个鉴定发动机(QM1到3)中挑选出的发动机对;(3)首次飞行试验结果。讨论了飞行试验测量设备引起的推力不平衡评估中可能产生的不准确性。理论和试验值大体符合,为未来的航天飞机固体火箭发动机对进行推力不平衡分析的Monte Conlo预测法由此得到印证。     

再生冷却泵压式氢氧火箭发动机的调节特性

为了决定在变推力(从额定推力到大约10％额定推力)工作条件下再生冷却泵压式H_2/O_2火箭发动机的稳态和动态特性,进行了本研究工作。调节试验用的发动机是增加了功率控制活门的RL10(15,000——磅推力)发动机。研究了改变燃烧室压力和推进剂混合比对发动机性能和燃烧稳定性极限的影响。同时也确定了发动机对调节活门动作的响应特性。研究结果表明,当喷注器几何尺寸一定且推力调节范围很宽时,可以保持相当高的性能。如果降低燃烧室压力,就会遇到低频燃烧不稳定性(Chugging——喘振)问题;然而增加氧喷嘴的压差,在10/1的推力调节范围内,可以达到稳定燃烧。增加液氧喷嘴压降的一种方法是把氦气喷入液氧喷嘴上游,这样就产生低密度的泡沫流体。其作用是改变液氧系统的压力损失状态和增加通过喷嘴的压降。在喷射氦气的重量流量约为液氧重量流量的0.4％时的一切情况下都能达到稳定燃烧。这种发动机系统看来可以得到足够的瞬态响应特性。发动机随着调节指令以秒的速度爬坡没有明显的迟滞。极限节流减速爬坡速度是0.125秒,这种爬坡速度看来是以完成诸如月球软着陆这样的空间任务。推力室冷却剂出口温度会随发动机的节流而升高,然而,在所研究的节流范围内,推力室壁还是能够得到足够的冷却。     

美国首次成功进行Ma=7的超燃冲压发动机试验

美国国防高级研究规划局和Ｇａｓｌ公司 (联合航空航天工业公司的分公司 ,专门从事超燃冲压发动机技术开发 )在一次基准试验中 ,一枚小型炮射超燃冲压发动机推进的高超声速射弹在自由飞行环境中产生了正净推力。Ｇａｓｌ公司一负责人称 ,这一成就意义重大 ,它标志着超燃冲压发动机推进的射弹已能在上述条件下进行有动力飞行 ,同时也标志着高超声速平台的试验已从静态风洞试验 (系留试验 )转入自由飞行试验。在 2 0 0 1年 7月底进行的这次试验中 ,被试射弹依靠抵消阻力的正净推力 ,完全自主自由飞行了 2 5ｎｓ ,约 79ｍ ,且速度恒定。该射弹…     

固体火箭超燃冲压发动机地面直连试验

针对采用碳氢固体推进剂的固体火箭超燃冲压发动机开展了地面直连试验。介绍了试验系统,测量了推力、压力、温度和质量流量等参数,分析了试验结果,得到燃烧室的性能。燃烧室总压损失为74.1%,燃烧效率为84.0%,推力增益为0.718 k N,推力增益比冲为3 726.9N·s/kg。