美国先进战略机载导弹计划中的颚下进气道技术——第Ⅱ部分:进气道的研制试验

本文属美国先进战略机载导弹整体式液体冲压发动机颚下进气道技术的第Ⅱ部分,论述了小尺寸进气道模型的风洞试验,全尺寸模型的自由射流试验。研究和论述进气道的三元特性、亚临界稳定性、压力畸变特性,以及与冲压燃烧室、燃料控制系统等其它分系统之间的相互影响关系。     

美帝进行高超音速冲压发动机试验

美国国家航空与宇宙航行局正在进行高超音速冲压发动机试验。此工作由该局的兰利研究中心负责。发动机按合同形式由兰利研究中心承包给古来特航空研究公司来制造。试验在该局的刘易斯研究中心的梅树溪试验站的高超音速风洞(清洁空气)内进行。在去年三月就进行了燃烧试验。试验的发动机是水冷的、全尺寸的。试验时模拟速度高达 M=7。研究了进气道、燃烧室与喷管之间的相互影响。兰利研     

法国进行超音速冲压发动机试验

法国进行超音速冲压发动机试验法国航空航天公司最近在法国中部布日尔试验中心完成了首次超燃冲压发动机试验。这也是欧洲第一次大型发动机燃烧室超高速燃烧试验。燃氢发动机以Ｍａ＝６即接近７５００ｋｍ／ｈ的高速工作了６ｓ。由于法国建立了欧洲最先进的新的超音速试验...     

固体燃料冲压发动机推进系统性能数字模拟

介绍了模拟零攻角时固体燃料冲压发动机导弹超音速飞行的计算机程序。该程序利用实验阻力数据计算射程和飞行速度与时间的关系，先计算气流经过锥形附体激波后的变化。在此激波下游，超音速气流进入进气道，穿过正激波到达燃烧室。在燃烧室中，借壁蒸发作用加入燃料。假设燃烧产物达到化学平衡，同时假设在燃烧室每个横截面都反应充分。燃烧室化学反应使其流体总温、马赫数的总压产生变化。流体离开燃烧室经节流喷管而存在，根据几何参数确定所完成的行程     

超燃冲压发动机的空气动力问题

介绍了日本航空宇宙技术研究所对空天飞机的试验机用的超燃冲压发动机的进气道、燃烧室、喷管及发动机系统的试验情况,并且探讨了发动机在超音速燃烧情况下的空气动力问题。     

试验结果将加快超燃冲压发动机的成功

普惠公司利用积木式程序块方法来开发生产碳氢燃料超燃冲压发动机所需的机械、结构和热技术以及分析程序。过去几年进行的试验重点集中在研制超燃冲压发动机进气道和燃烧室 ,并探索主动冷却的超燃冲压发动机所需的冷却技术和结构。4年前根据 3项不同计划开始了超燃冲压发动机的进气道试验。其中两项计划的试验是在ＮＡＳＡ格伦研究中心进行的 ,另一项计划的试验是在东哈特福德的联合技术研究中心进行的。1997年和 1998年 ,格伦研究中心在Ｍａ =4～ 8条件下对进气道进行了 383次试验 ,评估其性能和可操作性等特性。试验结束时 ,制订的四个性…     

碳氢燃料超燃冲压发动机燃烧室研究

联合技术研究中心(UTRC)正在进行一项碳氢燃料超燃冲压发动机(Ma=5.6～7)技术的试验研究计划,以制订出超燃冲压发动机燃烧室设计标准。该项计划还提出了新型吸气式预燃室,对它进行了试验并且评估了其火焰稳定和火焰传播特性。试验证明,这种预燃室可以促进气态乙烯或预加热的液态JP-5(作为初级燃料喷入超音速主气流中)有效地燃烧,用这种预燃室的想法和用初级、次级燃料喷嘴分级供应燃料可使燃料在一个很宽的范围内进行有效的超音速燃烧。在气态乙烯燃料的分级喷射试验中,可以实现次级燃料高效率的燃烧,并证明在高的总当量比下,可以从完全超音速燃烧平稳地过渡到双模式(超音速/亚音速)工作状态。业已证明,这种预燃室即使在双横式工作状态的高燃烧压力下,也可以有效地将进气道与燃烧过程隔离。     

日本超音速燃烧冲压发动机的研究

一、研究概况日本航空宇宙技术研究所从1977年开始研究航天飞机用的吸气式发动机。最初对火箭/冲压组合发动机,包括超音速燃烧进行了各种实验,并对使用火箭/冲压发动机的垂直起落式航天飞机的发射性能进行了计算,证明了其优越性。从1984年起转为超音速燃烧冲压发动机的研究。1986年,以航空宇宙技术研究所为中心开始研究使用超音速燃烧冲压发动机、飞行M数为6～12的单级往返航天飞机。为了发展这些研究成果,对超音速燃烧室进行了实验研究,下面简要介绍其结果。     

一种新的推进概念:整体式火箭双燃烧冲压发动机

本文介绍一种新的推进概念,即整体式火箭双燃烧冲压发动机(the integralro—cket,dual-combustion ramjet,以下简称IRDCR),它可以用在高超音速、体积有一定限制的导弹上。实际上,就是把一个“突胀式(dump-type)亚音速燃烧冲压发动机放在主超音速燃烧冲压发动机(Scramjet)系统中作富油的、热燃气发生器,因而可以允许使用碳氢燃料而不用极活性硼基燃料。靠超音速冲压发动机燃烧室中装火箭—助推推进剂可改进推进系统的容积效率。研制了一套设计IRDCR发动机热循环和估算其性能所需要的新方法。根据一组特殊进气道,在马赫数4～7,定常飞行动压为5000磅力/英尺~2的飞行条件下的典型计算值讨论了这种新的方法,还根据最大推力和发动机效率原则讨论了发动机性能对进气道工作特性的敏感性。一般说,IRDCR在性能特性上兼有普通冲压发动机和超音速燃烧冲压发动机两者的某些优点。     

燃气发生器低燃烧温度下进行的管道火箭燃烧试验

为了研究管道火箭（燃气发生器冲压发动机）燃烧室的燃烧现象，美国海军空战中心武器分部（ＮＡＷＣＷＰＮＳ）和荷兰应用科学研究协会普林斯毛里塔斯（ＴＮＯＰｒｉｎｓＭａｕｒｉｔｓ）实验室联合制定了试验研究计划。其主要目的是研究这些燃料喷入冲压燃烧室的方法对燃烧性能的影响。特别是研究了低温（约１２２０Ｋ）下燃气发生器燃料的燃烧。采用多级喷管获得了最好的燃烧效率，从而出现了高度小紊流度以改善喷流点火／补燃。这种成果是用ＮＡＷＣＷＰＮＳ的气体燃料和荷兰的含能推进剂而得到的。     

固体燃料冲压发动机的燃烧(Ⅰ)

介绍的固体燃料冲压发动机由产生反应气体的预燃室和产生最终燃烧气体的冲压燃烧室组成。在预燃室与冲压燃烧室之间没有壅塞流。因此,两个燃烧室之间没有压力差,燃烧室压力由从与冲压燃烧室相连的进气道引入的空气流决定。试验的固体燃料采用高氯酸铵(AP)氧化剂,端羧基聚丁二烯(CTPB)燃料。为了提高比冲(Isp),在固体燃料中加入了硼(B)粉。硼粉的加入使燃速得到了显著的提高,并且降低了维持自身燃烧的低压极限。这是由于硼粉在燃料燃烧表面的氧化反应释放热量引起的。根据在直连试验设备上所得的燃烧试验结果,评价了在各种空气流条件下固体燃料冲压发动机的燃烧特性。     

固体燃料和双模态冲压发动机研究

对工作在设计点Ｍａ＝６，高度为２４．４ｋｍ的高超音速飞行器采用固体燃料双模态冲压发动机的可行性进行了研究。分析表明，在接近燃料空气理论混合比且不考虑超音速燃烧室中热损失和壁剪切层损失的情况下，超音速燃烧效率达到９０％。初步的实验室展示了这种ＤＭＲＪ系统的工作状态，包括在超音速燃烧室中建立的持续燃烧。     

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。     

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。     

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。     

固体燃料冲压发动机研究的有关问题

固体燃料冲压发动机具有结构简单、能量高、燃烧稳定、可靠性高等一系列优点。多年来的研究和飞行试验证明,在将来的战术导弹中应用具有很大的竞争力。本文介绍了固体燃料冲压发动机研制中的特殊问题,包括燃烧和流动特性、固体燃料的侵蚀速率、火焰稳定和燃烧效率、进气道与燃烧室匹配等等。结论认为这些问题均已解决,并且得到了大量的基本工程数据,达到了液体冲压发动机的技术水平。     

超燃冲压发动机燃烧室中模态转换的演证试验

直连式燃烧室试验装置用于研究以氢作燃料的超燃冲压发动机燃烧室的性能。通过使用氢燃料补氧燃烧加热器，该装置可进行模拟Ｍａ＝５－８飞行状态的试验。最近进行了模拟Ｍａ＝５．９－６．２加速过程的试验。试验时有计划地改变了燃料流量，同时，燃料与空气的当量比保持恒定，燃烧室由具有燃前激波的双燃料冲压发动机转变成没有燃前激波系的超燃冲压发动机。提供了试验结果并介绍了试验设备及控制系统。     

超然冲压发动机燃烧室中模态转换的演证试验

直连式燃烧室试验装置用于研究以氢作燃料的超燃冲压发动机燃烧室的性能。通过使用氢燃料补氧燃烧加热器，该装置可进行模拟Ｍａ＋５～８飞行状态的试验。是近进行了模拟Ｍａ＝５．９～６．２加速过程的试验。试验时有计划地改变了燃料流量，同时，燃料与空气的当量比保持恒定，燃烧室由具有燃前激波系（在喷嘴平面产生亚音速气流）的双燃料冲压发动机转变成没有燃前激波系的超燃冲压发动机。提供了试验结果并介绍了试验设备及控制系统。     

俄罗斯超燃冲压发动机的研究概况

前言近年来，以美国的Ｈｙｐｅｒ－Ｘ计划为代表的超燃冲压发动机的研究进度不断加快。超燃冲压发动机是一种在超音速气流中燃烧的冲压发动机，超燃是相对一般冲压发动机在亚音速气流中燃烧而言。高超音速飞行时，冲压发动机进气道中的气流被压缩到亚音速，压力损失很大，...     

超声速气流中的典型混合增强方法

超燃冲压发动机指空气以超声速进入燃烧室并与燃料进行混合和燃烧,但是在来流速度如此快的条件下,要实现燃料与空气的充分混合与稳定燃烧是很困难的,而稳定燃烧的先前条件是燃料与空气的充分混合。因此,增强混合的研究对超燃冲压发动机的发展起着重要的作用。国内外众多学者不断研究并提出混合增强方法来解决燃料与空气充分混合的问题,本文主要对混合增强方法中的横向射流、脉冲射流以及凹腔的研究进展进行总结与归纳,并对未来的发展提出展望。