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。     

国外简讯

日本研制航天飞机发动机１９９８年１１月２４日,川崎重工业公司与日本航空宇宙技术研究所、日本科学技术厅签订了试制简易水冷超燃冲压发动机合同。该超燃冲压发动机有望取代现用一次性火箭发动机而用于新的航天运输飞机。但是,超燃冲压发动机是目前世界上尚未验证的发...     

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…     

发动机技术的发展动向

航空宇宙推进技术覆盖的领域很广,包括吸气式推进(涡喷发动机、冲压发动机、复合发动机和脉冲爆震发动机)、化学火箭推进(液体火箭发动机、固体火箭发动机)和非化学火箭推进(电力推进、离子发动机、电弧/MPD推进、激光推进)等广阔范围.要归纳、展望航空宇宙推进技术全领域的发展动向是很困难的.本文以吸气式发动机为中心,介绍冲压发动机、超燃冲压发动机、预冷式涡喷发动机、脉冲爆震发动机、超小型燃气涡轮发动机和未来风扇发动机的研究开发现状与今后的发展动向.     

西德MBB公司的两种发动机研制工作

一、冲压火箭发动机从1965年开始,MBB 公司着手,研制各种冲压火箭发动机,火箭发动机使用液体或固体推进剂,冲压发动机都用液体燃料。这些发动机计划用于超音速飞行的、远程导弹。MBB 公司研究了高能硼推进剂以及中能复合药柱、偏二甲肼、甲肼和煤油。为使发动机能适用于导弹,对各种半组合式和全组合式的发动机进行了研究,发动机具有许多种空气进气道结     

日本空天飞机发动机

三菱重工业公司确信美国国家航空航天飞机的发展将进展到国际合作阶段。美国已经开始研究采用低温技术的液氢发动机,以便用于飞行马赫数在7以上的航空航天飞机。在此同时,日本航空宇宙技术研究所说,它正在研究基础技术,以便研究一种先进的吸气式高超音速发动机。三菱重工业公司说,它的发动机研制工作要花     

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。     

澳大利亚试验超音速燃烧冲压喷气发动机

10月 30日 ,澳大利亚昆士兰大学开发的超音速燃烧冲压喷气发动机 Hy Shot验证机在伍默拉发射场进行第 1次飞行试验时 ,由于飞行过程中火箭发生故障导致试验失败 ,但发动机未受损伤。该项计划负责人艾伦·波尔表示 ,尽管如此 ,他们仍旧获得了很有价值的试验数据 ,并计划在一周后重新进行试验。传统的运载火箭发动机工作时必须提前加注燃烧剂和氧化剂 ,而超音速燃烧冲压喷气发动机是一种吸气式发动机 ,工作前它只需加注燃烧剂 (液氢 ) ,而工作时则从大气中吸收空气作为氧化剂。此外 ,与传统的火箭发动机相比 ,超音速燃烧冲压喷气发动机还具有…     

沟槽结构液氢冷却式火箭燃烧器的研究

日本航空宇宙技术研究所的液氧/液氢火箭发动机研究工作,包括涡轮泵装置和燃烧器(译注:此系试验用火箭发动机的燃烧室和试验管路系统的总称)在内,都是和宇宙开发事业团共同搞的。液氢冷却式燃烧器的研究,其目的在于为获得宇宙开发事业团所进行的推力10吨级发动机的研制所需基础资料和冷却设计数据,并通过缩尺模型的研究,积累了综合性     

液氧/液氢推进系统的研制

日本液氧/液氢推进系统(打算用于未来日本运载火箭H-1的第二级)的研制计划,目前正由日本有关火箭技术的三家有代表性的机构,即:宇宙开发事业团,航空宇宙技术研究所和东京大学宇宙航空研究所合作执行。宇宙航空研究所从1975年便开始按照自己的计划进行液氧/液氢推进系统研制性的研究工作,到1980年,七吨级推力的发动机各主要组合件的研制性试验已接近完成。该发动机的推力室为管束式结构,其额定设计性能为:真空推力7000公斤,真空比推力433秒。燃气发生器为侧向出口逆流型式,它由球形燃烧室,12个同轴式喷嘴的喷注器和一个起动活门组成。涡轮泵的结构设计是非常特殊的,它在过去的火箭发动机上从来未曾研制过。液氧泵和液氢泵分别安装在各自的终端,而涡轮装在涡轮泵装置的中央,两台泵各自装在互不相连的两根轴上,因为两个涡轮转子之间没有导向叶片(静子),所以两个转子彼此按相反的方向旋转。固体推进剂燃气发生器用作涡轮的起动器。1980年6月,发动机系统与这些组合件一起组装并进行了试验。宇宙航空研究所在管束式推力室研制的同时,还正在研制沟槽式推力室,此种推力室准备用于未来的高性能发动机,沟槽式推力室的制造采用了扩散焊接工艺。本文介绍了由宇宙航空研究所进行的液氧/液氢推进系统方面的研制现状。     

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。     

超燃冲压发动机燃烧室中的混合与燃烧

超音速燃烧冲压发动机在超音速飞行领域的高性能,近几年来正引起各国的普遍注意。本文在总结各国研究成果的基础上,着重就超燃冲压发动机最基本的,也是最重要的技术问题,即超音速燃烧中的混合与燃烧问题,通过各种实验进行了详细的分析研究。     

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。     

整体式火箭冲压发动机的试验

据联合技术公司化学系统分公司的冲压发动机规划负责人阿·彼得斯宣称:世界上最先进的整体式火箭冲压发动机试验设备已开始工作,以扩大模拟能力,可用来试验在16英里高度、以超音速飞行的冲压发动机。花费在设备上的钱有几百万美元,包括为完全监控试验过程而追加的计算机硬件和新建的第二个整体式火箭冲压发动机试验台。整体式火箭冲压发动机是一种喷气推进动力装置,它使用内部的固体火箭助推发动机以达到超音速,而后,在飞行中通过一系列机械结构的变化,转换到冲压发动机工作,并达到     

日本航空宇宙技术研究所的技术研究计划

日本航空宇宙技术研究所最近公布了1987年度业务计划,其中从1987年开始的有关航空、航天飞机的研究开发项目如下。1.空气动力技术研究在进行降低飞机气动阻力研究的同时,针对航天飞机复杂的飞行条件,开展最佳气动外形及气动特性的研究。     

引射式冲压发动机和管道火箭的比较

为了改进多级助推器第一级的性能,空气喷气火箭的概念,如引射式冲压发动机和管道火箭正在受到重视。为了评价这两种空气加力火箭,并在共同的基础上进行比较,本文给出了引射式冲压发动机和管道火箭的分析方法,因此可以沿着不同的飞行弹道计算并比较这两种推进系统的性能。这两种发动机都是利用空气同主火箭的排气混合和燃烧的。在管道火箭中,混合和燃烧是同时发生的,而在引射式冲压发动机中,补燃是在二次质量流和主质量流混合并扩散到低亚音速以后发生的。本文还计算出了有尖缘超音速进气口的引射式冲压发动机的海平面亚音速性能。结果表明,同以液氧和液氢作推进剂的参考火箭比较,在马赫数1～5范围内,引射式冲压发动机和管道火箭在比冲方面都有显著的提高。然而,为了达到这一点,必须保持低的弹道,以便能捕获适量的空气,并且还必需有相当高的二次质量流和主质量流比(引进空气质量流/火箭排气质量流)。同管道火箭相比,引射式冲压发动机性能增加较大。     

日本着手研究天地往返空天飞机

航空宇宙技术研究所于1986年7月22日举办了“第一次宇宙往返运输技术讲演会”,会上探讨了完全重复使用型往返的空天飞机。听众甚多,会场挤得水泄不通,表示极大关心。航空宇宙技术研究所从1987年开始正式研究宇宙往返系统。该所空气动力研究部火箭空气动力研     

以火箭-冲压发动机为动力的单级入轨运载器的性能分析

本文分析了以火箭和火箭-冲压发动机为动力的垂直或水平起飞、水平降落、有翼单级入轨运载器的几种设计方案,并对这几种方案的性能和成本做了比较。为此,将原来的有效载荷和使用要求与航天飞机相似的液氢液氧火箭运载器做了一些改动,以便与氢燃料冲压发动机相配合。使用吸气式发动机使燃料消耗量明显地减小,但是重量却增加了,因为增加了冲压发动机,同时为了承受更大的气动载荷和热载荷,一些结构也需要加强。分析结果表明,在起飞重量相同的条件下,使用吸气式发动机的飞行器,整个系统的成本要比火箭系统高百分之十九。但是,由于有效载荷增加,使用吸气式发动机其单位运输成本仍然低于火箭系统。     

俄罗斯希望与美国联合进行超燃冲压发动机试验

俄罗斯航空发动机中央研究院想邀请美国同行参加将要进行的缩比轴对称亚燃/超燃冲压发动机的飞行试验以验证发动机在飞行中的超音速燃烧。俄罗斯航空发动机中央研究院计划最近给美国提供他们在1991年11月28日进行的亚燃/超燃冲压发动机飞行试验的细节。NASA总部将报道这些消息。自1992年年初,俄透露了对这次试验的评估后,这个研究院收到了美国空军和法国欧洲动力集团来信,要求提供试验数据。     

液氢涡轮泵用密封件的试制研究

一、绪言目前,日本正在进行研制用于发射大型人造卫星的10吨推力氢氧火箭发动机。航空宇宙技术研究所与宇宙开发事业团共同研究此发动机的涡轮泵。这里介绍的是此研究的一部分,即关于液氢涡轮泵所使用的液氢密封件。