整体式火箭-冲压发动机/超音速燃烧冲压发动机的设计技术

本文提出了用于研究冲压发动机燃烧室的混合和燃烧特性以及冲压-火箭发动机,冲压火箭发动机特性的一维、二维计算法和水洞试验法。这些方法是结合发动机典型使用范围介绍的。计算结果给出了不同推进系统的性能特点。     

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     

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。     

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。     

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。     

非壅塞固体火箭冲压发动机自适应调节特性

从理论和实验两方面研究了非壅塞固体火箭冲压发动机的自适应调节特性 .研究表明 ,理论计算与实验结果基本吻合 ;贫氧推进剂的燃速压强指数越高 ,自适应调节能力越强 ;当压强指数为 1时 ,空燃比不随空气流量变化 ,达到完全自适应调节     

火箭冲压发动机的飞行性能

探讨了吸气式火箭发动机的飞行特性。用一维模型分析了进气道的气流，根据飞行速度／高度、空气流量和燃料流量等计算了发动机推力，根据计算的推力与空气阻力的关系，探讨了可以加速飞行器的富余推力。结果证明，与原来的固体火箭发动机相比，这种发动机通过对飞行航线的选择和燃料流量的控制可使地空导弹的飞行距离增加７倍，空空导弹的飞行距离增加１～２倍。     

亚燃/超燃冲压发动机研制动向

冲压发动机是导弹和无人驾驶飞行器的动力装置，拥有导弹工业的大多数国家和地区目前都在研究亚燃／超燃冲压发动机技术，研究涉及燃烧、点火、推进剂、进气道结构等多方面。介绍了有关国家和地区冲压发动机在研状况和研制动向。     

冲压火箭技术现状与发展动向

冲压火箭发动机具有比冲可达９．８ｋＮ·Ｓ／kg的性能已引起世人的关注。论述了冲压火箭的功能与特性,探讨了有关冲压火箭的流量控制、燃气发生器的燃烧特性、二次燃烧室的燃烧特性。介绍了燃烧试验方法及其结果,提出了开发冲压火箭的技术课题及今后的发展动向。     

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。     

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     

管道火箭发动机的燃烧性能研究

冲压发动机中的管道火箭发动机以高温燃烧气体与空气混合燃烧可以得到很高燃烧效率.为提高燃烧效率,燃气发生器出口安装的喷射器对保持火焰和气体混合等有很大影响.介绍了不同冲压发动机的燃烧特性、管道火箭的理论燃烧与燃烧试验和喷射器设计中的技术课题等.     

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。     

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。     

美国海军研制冲压发动机的历程

以时间为序，系统地介绍了美国海军资助下的亚燃冲压发动机及其飞行器的研制情况，其中包括主要用于舰射和空射导弹的冲压发动机。     

固体火箭冲压发动机内硼燃烧的改进

在火箭冲压发动机的吸气燃烧室内,硼粒子燃烧所产生的试验性研究问题现试图通过改进喷射装置和燃烧室设计加以解决。在这项研究过程中,硼粒子是由装填有含硼量较高的固体燃料的单独燃气发生器进行喷射。最高的燃烧效率是靠采用撞击式喷流喷射装置上加可移动的空气进口而获得,这种空气进口证明了在火箭冲压发动机内使用高硼量固体燃料的可能性。     

美国弹用冲压发动机技术的进展

概括了美国液体和固体燃料冲压发动机及管道火箭技术的发展。评述了这项技术在实用性武器系统，主要是美国海军黄铜骑士和空军波马克面对空导弹系统中的应用。讨论了空中发射导弹冲压发动机技术的发展和有关飞行试验的结果。这些后来的计划主要侧重于美国整体式助推器概念和突胀燃烧系统的发展。在执行这些导弹系统计划时，还对高能硼燃料的高超音速超燃冲压发动机进行了广泛研究。但这些研究和发展工作一直受到美国政府研究经费周期性涨落的影响。先进空对空导弹管道火箭推进系统在经过８０年代末和９０年代初的广泛发展之后，现在又面临国防部投资的不稳，已为这种技术奠定的一点点工业基础都可能会消失。与世界各国再次醒悟到需要用这种推进技术提供超高性能的成熟系统而正在展开工作相比，美国却显得无动于衷。     

火箭冲压发动机无喷管助推器分析

介绍了无喷管固体火箭发动机性能计算的基本架设、控制方程和装药燃速的处理,对影响无喷管助推器性能设计的火箭冲压发动机主要要求、影响进行了分析,围绕装药长度、冲压喷管尺寸、推力要求等设计约束条件对无喷管助推器设计的影响进行了分析与计算,给出定量计算结果和研究结论．同时,介绍了一种提高火箭;中压发动机无喷管助推器性能的新方法、新方案：冲压喷管共用结构方案．     

美国的冲压发动机试验研究经验

本文系统地介绍了美国在进行整体式火箭冲压发动机试验研究方面的经验教训,提出了一些解决试验研究中问题的基本技术措施和方法。     

固体火箭冲压发动机在空空导弹上应用的优势

通过对采用固体火箭冲压发动机和固体火箭发动机的导弹在不同高度下的弹道性能计算和分析,得出采用固体火箭冲压发动机的导弹在射程、速度、机动性等方面都比采用固体火箭发动机的导弹具有很大的优越性,希望能够为我国今后发展固体火箭冲压发动机技术提供一些理论支撑。