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近几十年,各国均投入了大量的人力物力进行超燃冲压发动机及相应飞行器的研究.根据各国已经成功进行的超燃冲压发动机项目,介绍了超燃冲压推进系统飞行试验的总体规划和试验方法,可以为将来的超燃冲压发动机飞行试验提供参考. 相似文献
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超燃冲压发动机演示器为了研制桑格尔两级可重复使用航天飞机用的T$环涡轮/冲压吸气式组合推进系统,德国航空航天公司所属MTU公司,根据德国一项计划,正在建造金冲压推进地面试验演示器。预计将。\1995M开始在美国和俄罗斯进行试验。除验证稳态工作、有效控... 相似文献
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高超声速技术是世界航空领域的研究热点,而超燃冲压发动机是实现吸气式高超声速远程巡航飞行的首选推进系统。超燃冲压发动机的运行可靠性和经济性强烈依赖于控制系统,控制系统设计在发动机研制过程中占有重要地位。介绍了超燃冲压发动机控制技术发展情况,总结了超燃冲压发动机控制的关键技术。 相似文献
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超燃冲压发动机喷管性能的研究 总被引:1,自引:0,他引:1
使用Ma=2.5的高温气流测量了超燃冲压发动机喷管的推力,高达3100K的总温通过燃烧一甲基肼(MMH)和四氧化二氮(NTO)获得。监测喷管壁压,以估算出喷管的压力,使用相同的喷管进行一组低温氮(N2)流实验。一种非粘性二维码可模拟低温氮流时的喷管性能。化学动力学计算还预测出了误差在3.6%以内的MMH/NTO实验结果。对超燃冲压发动机喷管内的动力损失、二维损失和摩擦损失进行了鉴定,还讨论了H2燃料发动机喷管性能的尺度效应。 相似文献
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超燃冲压发动机尾喷管数值分析 总被引:2,自引:0,他引:2
采用某软件对非对称喷管进行数值模拟,通过与NASA试验数据进行比较,验证了运用该软件对超燃冲压发动机尾喷管流场计算的可行性。对自行设计的超燃冲压发动机尾喷管进行数值模拟,考察了外部流场参数以及静压比对喷管性能的影响,为发动机喷管的性能评估提供了参考依据。 相似文献
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在Ma=4、6、8飞行条件下进行了侧壁压缩型冲压发动机模型的试验。用一个简单模型研究了来流马赫数对气动性能的影响,实验结果表明,在Ma=6和Ma=8时压缩比不够高。为了提高压力比,在模型上附加了支柱、斜板等结构。结果表明,支柱可使某些区域的压力增高,但始终伴随着局部压力降低。对所试验的各种结构的气动系数进行研究后表明,采用这些结构改进使阻力系数增加1.3倍。应在适当位置用适当结构进行改进,同时还要考虑到燃烧的要求。 相似文献