高超音速飞行器动力装置的研制问题

介绍了美、英、法、德、日等国家研制航天飞机的计划及其采用的动力装置方案，介绍这些国家在研制航天飞机时遇到的问题和提出的解决方案，为减轻飞行器质量，提出了采用液化空气的系统。     

高超音速武器的那些事

正人类很早就进入了超音速飞行时代,但经过几十年发展,通常飞机的速度最多只能提高到音速的3至4倍,再往上就像当初音障的存在一样,触及到了传统超音速技术的极限。于是,高超音速飞行技术理论应运而生。所谓高超音速,一般指马赫数大于等于5的流动或飞行速度,约合每小时移动6 000千米以上。按照这个速度,从乌鲁木齐直飞上海只需30分钟甚至更少,而一般的民航班机要数小时。将5马赫作为划分超音速与高超音速的基本界限,主要是因     

国外高超声速飞行器研制计划

介绍了目前美国等7个国家30项高超声速飞行器研制计划的进展情况和所取得的成果,从中可以看出国外高超声速飞行器的发展水平和趋势。     

音速，超音速，高超音速——高超音速飞行器及其发展动态

传说美国的“高超音速”侦察机“欧若拉”（又名“曙光女神”）为10倍音速，其高空高速飞行时，几乎无物可以拦截，即使是低空飞行，若无飞行尾迹，人眼几乎无法看到（因为其比子弹的速度不知还要快多少倍），但“欧若拉”并非惟一的高超音速飞行器，目前各国都在开展这一领域的研究，而且大多几年之后就可服役。[编者按]     

俄罗斯小型高超声速导弹武器技术方案分析

2020年11月俄罗斯消息报报道,俄罗斯将进行小型高超声速导弹武器项目的研发工作。根据俄罗斯国家采购网站上图拉仪器制造设计局发布的两份招标公告,分别针对导弹固体火箭冲压发动机和气动布局设计提出招标需求。系统梳理了克列沃克-D2研究项目的招标公告,重点从固体火箭超燃冲压发动机推进剂、热防护方面的技术可行性,冲压发动机宽速域、高空域条件下工作难点以及弹体一体化设计技术难点等角度对该型高超声速导弹进行了研判,同时对其定位优势进行了分析。     

富燃料推进剂的研制现状及展望

分析了固体火箭冲压发动机对富燃料推进剂的要求, 重点介绍了国内外镁铝、碳氢燃料和含硼富燃料推进剂应用及研究现状, 提出了高性能富燃料推进剂研制中急需解决的关键技术和技术途径, 并根据冲压发动机的特点, 指出今后应开展能量可控的膏状富燃料推进剂、高能GAP/ADN/B推进剂和低特征信号富燃料推进剂的研制.     

高超音速武器漫谈

正目前高超音速武器分为高超音速巡航和助推滑翔两大类,这两类飞行器的动力为什么都选择超燃冲压发动机?王:要达到6马赫以上的高超音速飞行,常规的吸气式动力装置已经难以支持。大家知道,喷气发动机使用涡轮压气机压缩空气,然后在燃烧室里加注燃料,点火燃烧,从喷管里加速喷出,形成推力。然而在通常条件下,燃烧锋面的扩散速度极限是音速,所以即使在超音速飞行时,喷气发动机的气流和燃烧也是亚音速的。进气道的作用之一就是以尽可能小的损失将进气减速到亚音     

波载形高超音速巡航导弹与超燃冲压发动机的性能分析(续)

提出了波载体结构与一体化超燃冲压发动机的高超音速巡航导弹的性能计算方法,可求得不同波载体的升阻比和平面-容积比。燃烧室性能分析方法中包括了燃烧室截面积变化、空气和氢混合反应的热释放分布、热传导、摩擦、当量比和比热比对性能的影响。然后,基于二维最短喷管长度的无粘理论,进行了半壁喷管的分析。在喷管推力和升力计算及型面设计中,考虑了层流粘性的影响。最后,以平直压缩面波载型前体和一体化超燃冲压发动机构成的高超音速巡航导弹总体结构为例,进行了设计计算。     

机身/推进系统一体化高超声速飞行器冷却性能分析

建立了机身／推进系统一体化高超声速飞行器冷却性能分析模型．分别计算了等高度飞行和等动压飞行条件下的机身／推进系统一体化高超声速飞行器的冷却流量需求,对飞行马赫数、巡航高度和飞行动压对冷却流量的影响进行了分析．得到了满足冷却需求的最大飞行马赫数。结果表明在马赫数6～12的范围内．气动加热部件冷却需要总冷流量的约6％～13％,适当配置燃料喷射方案和提高冷却通道出口冷却剂的温度。再生冷却能够满足机身／推进系统一体化高超声速飞行器的冷却流量需求。     

美国高超声速研制的最新进展

高超声速技术是研究以吸气式发动机或组合发动机为动力、在大气层内实现飞行速度Ｍａ >5的远程飞行的飞行器技术。高超声速技术作为航空航天技术的结合点 ,涉及到许多学科 ,是多项前沿技术的综合。美国先后制定了许多高超声速技术发展计划 ,一直在致力于高超声速技术的研究与开发。1　美国准备试验飞行质量的超燃冲压发动机满足未来作战系统需求的飞行质量碳氢燃料超燃冲压发动机定于 2 0 0 2年 7月初进行一些试验。这项研究旨在对碳氢燃料超燃冲压发动机的热学、机械、结构以及耐久性进行评估 ,是研制供导弹、飞机以及宇宙飞船使用的高超声…     

固体燃料冲压发动机燃烧室中含硼推进剂燃烧产物的仪器分折

研究了采用仪器物理方法对固体燃料冲压发动机燃烧产物进行化学分析的可行性，并寻求不同技术的优缺点。采用了固体燃料冲压发动机试验装置进行试验。用污浊热空气与含硼端羟基聚了二烯固体燃料药柱燃烧。燃烧产物的试样由伸入后燃烧室的水冷式取样器取出。先用湿化学分析法分析收集到的物质，然后再用俄歇电子能谱法、Ｘ射线光电子能谱法、Ｘ射线衍射法分析。获得了包括深度分布的详细谱图。研究表明，硼的含量随深入试样的深度的增加而增加，而氧化硼的含量却随深度的增加而减少。Ｘ射线衍射方法提供了更多的详细情况。因为Ｘ射线衍射法涉及全部样品，所以它是定量测定燃烧效率最好的方法。采用俄歇电子能谱法能对单一微粒进行分析，但在这里不行，因为燃烧产物中的硼微粒只有１μｍ。研究得出的另一结论是，主要燃烧产物总是末燃烧的硼和氧化硼（与水形成硼酸），副产品是碳化础和氮化硼。     

动态燃速辨识及其实验发动机设计

提出了用参数辨识和一台动态燃速实验发动机确定推进剂动态燃速的方法,用该方法对气象探测火箭固体推进剂燃速特性进行了实验测定和计算,该方法有效降低了实验成本和周期,可推广应用于其它类型发动机的研制。     

多次点火对固体燃料冲压发动机燃烧的影响

此项实验研究在于了解多次点火对固体燃料冲压发动机燃烧效率和燃料性能的影响，研究对象分别为纯ＨＴＰＢ固体燃料和金属化Ｂ４Ｃ／ＨＴＰＢ固体燃料。试验中采用差分扫描量热法分析了对燃料性能的影响。其中燃料药柱的热性能和机械性能没受到影响，燃烧效率略有增加。     

高超音速巡航导弹用超燃冲压发动机特点与设计方案

近年来，国外对超燃料中压发动机用作高超音速巡航导弹动力装置进行了大量的理论研究与试验，取得了重大进展，本文叙述了超燃冲压发动机的发展特点及设计方案。     

M=2～6高超音速冲压发动机进气道方案探讨

本文综述了50年代以来国内外高超音速进气道的研究发展概况。介绍了高超音速进气道的几种类形。文中讨论了亚音燃烧冲压发动机高超音速进气道研制应考虑的技术问题,分析了美国近年来高超音进气道新设计概念。对高超音速(M=2～6)进气道应选择的研究方案作了初步探讨。     

国外磁流动力学能量旁路超燃冲压发动机发展概况--一种新型高速冲压发动机

大约在1997年前美国NASA开始了一项高重复使用的空间运输(ASRT)计划, 其目的是研究如何降低飞行器的价格, 目标是(100～200)美元/磅.在此之前美国早已开始执行单级入轨(SSTO)计划, 为此美一科学小组提出采用磁流体动力学(MHD)强化联合循环的方案.     

超音速巡航导弹与冲压发动机技术

介绍了超音速巡航导弹及其冲压发动机的发展概况，指出了将来可能研制的途径，并且着重讨论了高超音速巡航导弹的弹体外形，一体化弹体结构及其推进装置。分析结果表示，Ｍａ＝６的高超音速巡航导弹必将成为下世纪初的一种尖端武器，而其主发动机必将是新型的双燃式冲压发动机。     

固体火箭冲压发动机补燃室流场计算方法研究进展

自七十年代以来人们使用实验和ＣＦＤ手段对固体火箭冲压发动机补燃室流场进行了不断的分析研究。本文简要介绍了实验概况和数值模拟所用的物理模型和计算方法，最后提及新近发展的耦合解法－块隐式法。     

固体燃料的超声速燃烧研究进展

介绍了超燃冲压发动机的用途、特点, 综述了国外固体燃料应用于超燃冲压发动机的研究成果, 总结了固体燃料的超声速燃烧得以发生和持续的条件, 通过对文献的归纳, 认为固体燃料可以进行超声速燃烧, PMMA和HTPB等燃料具有适合超声速燃烧的性能, 展望了富燃料推进剂在超燃冲压发动机中的应用前景, 对发展超燃固体富燃料推进剂提出了建议.