高超音速外流场中的超燃冲压发动机喷管试验

对超然冲压发动机的非对称流场进行了试验研究，以确定发动机尾气与高超音速外流间的相互作用对喷管性能的影响．试验模型由一个扁平板状斜台和一个短罩组成．试验在超音速（Ｍａ＝７．１）风洞中进行．风洞自由流模拟航天飞机周围的外流．温度为室温的空气模拟发动机尾气流．测量了流场内模型的表面静压和皮托压力分布，喷管的性能就是根据这些压力计算的。采用了多种流动显影技术．发现在不完全膨胀状态下，外流仅从斜台侧面影响模型表面压力，这是因为交叉激波未接触斜台表面．这表明外流对斜台表面的附面层分离产生抑制作用．当使用长的侧面导流栅时，发动机尾气流翼展方向的膨胀受到抑制，由此可知，采用长的侧面导流栅使推力略有增大．通过附面层修正特性曲线的两种验证方法预计的喷管性能与采用长侧面导流栅的试验结果一致．     

德国加速研制高超音速导弹

为对付装备反作用装甲的装甲目标、飞航导弹目标、弹道导目标及作战飞机，德国正加紧，高超音速导的研制工作。讨论了目标类型，导弹系统方案、制导方案等。     

通用电气公司试验隐身喷管

通用电气公司试验隐身喷管最近，美国通用电气公司公开了自１９９６年夏天以来试验隐身喷管的一些情况。这项与普惠公司竞争的工程，是研制一种供未来联合攻击战斗机（ＪＳＦ）用的喷管。这种称之低可观测轴对称（ＬＯＡｘｉ）喷管正在承受长达５００ｈ的功能试验，喷管安...     

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     

美国计划试验一种高超音速战术导弹

美国海军研究局(ONR)和国防预先研究计划局(DARPA)正请求有关部门批准他们的HyFly科技计划——演示一种新型远程高超音速战术导弹。该弹造价低廉——生产成本仅为20万美元,可从机上、舰上或潜艇上发射,攻击地面目标。HyFly计划可以在2002财年中期启动。它将增强未来美国海     

高超音速动カ系统用单斜面膨胀喷管内流场的数值模拟

针对设计的高超音速动力系统用单斜面膨胀喷管流动特点，采用三维质量平均Navier-Stokes方程，空间三阶精度高分辨率NND差分格式及可实现k一ε湍流模型，对喷管内流场进行了数值模拟，获得了喷管的流场参数分布。计算结果表明：喷管扩散段长度及出口斜切角变化对喷管出口流场会产生影响；Ⅱ型喷管的设计较为合理。     

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     

可延伸喷管的研制与试验

采用可延伸喷管能缩短固体火箭发动机发射前的长度,提高喷管的扩张比和固体火箭发动机工作时的比冲。本文介绍了可延伸喷管的研制方案及研制过程中的一系列试验。     

超音速和高超音速导弹侧边气流控制的试验研究

通过试验研究了超音速和高超音速导弹侧边气流和外部气流的相互作用。试验是在三种不同的风洞中进行的，其超音速和高超音速马赫数范围为２～１０。试验模型有圆柱体和各种尖顶卵形头部截面，没有升力面。单个音速喷嘴位于圆柱体中心部分背面与正攻角相对。对几种形状的喷嘴及其喷射角进行试验。直接测量了各种试验中的力和力矩，还测量了某些超音速试验中的表面压力。结果表明，在零攻角附近以超音速和高超音速飞行时喷力略有增加。这是由于正攻角在高超音速下很显著。这种形状的喷嘴和矢量角对喷气的增加量可产生明显的影响，特别是高超音速情况更是这样。另外，侧边气流和外部气流的相互作用提高了俯仰力矩而这种力矩又可产生额外析气动控制力。     

高超音速导弹天线罩关键技术

天线罩技术是高超音速导弹的关键技术之一,直接制约着先进导弹型号的发展.介绍了导弹天线罩的研究历史和现状;综述了高超音速导弹天线罩的关键技术,包括总体设计、材料设计、工艺与加工、检测技术、试验技术、多模制导技术;指出了高超音速导弹天线罩技术的发展方向.     

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]     

日本加速高超音速研究

据日本超音速/高超音速运输推进系统工程研究协会负责人透露,日本将于1993年开始试验高超音速冲压/涡轮混合喷气实验推进系统。对发动机性能和部件设计作出评价后,协会计划对以实验为基础生产的缩比发动机进行高空性能模拟试验。 1989年,在通商产业省下属的工业科学技术厅的倡导下,已经开始对研究混合式高超音速推进系统的必要性进行了论证。     

美军新的高超音速导弹

美国空军可能在近期开始研制一种新的精确攻击导弹系统,称为高超音速空气动力武器(HAW)。这种导弹飞行速度为Ma>20,并具有巡航导弹的机动性。美国空军已经将此计划交给设在怀特/帕特森空军基地怀特实验室的航空系统部(ASD)予以实施。 HAW从重型轰炸机或地面发射架上发射后,在其初始加速阶段即可达到高超音速,但该系统将依靠其自身的滑翔力达到最大速度。有消息说,该导弹在30min内能攻击地球上任一地方的目标。 HAW将依靠高速飞行产生的巨大动能穿透坚固目标。然而考虑到这种动能只能穿透坚     

燃氢高超音速冲压发动机在真实状态下的试验

燃氢高超音速冲压发动机在真实状态下的试验俄罗斯一直在非常积极地研究空天飞机和高超音速大型民航机。中央航空发动机研究院正对用于这些飞行器的新型不污染环境、经济性好的以液氢为燃料的高超音速冲压发动机进行原理性研究。要成功地研制出当飞行Ｍａ数高达１２～１４...     

双钟形喷管流场数值模拟与试验验证

采用SST k-ω湍流模型封闭轴对称粘性可压缩N～S方程组,对双钟形喷管在不同环境压力下的流场进行数值模拟,并与相应的冷吹风试验结果进行对比验证.对比结果显示,数值模拟与冷吹风试验结果在流场结构及性能曲线上均吻合良好.这表明,该数值计算模型可有效应用于双钟形喷管的数值模拟及性能分析.计算和试验结果还显示:低空工况下,双钟形喷管在型面转折点处出现流动分离,喷管性能接近于小面积比基弧段喷管;高空工况则气流可完全附着于延伸段壁面,喷管总面积比得到有效应用.这一结果验证了双钟形喷管的高度补偿特性.     

二元无喷管固体火箭发动机冷流模拟试验

对高喷射雷诺数不渗透壁扩张截面的二元多孔壁管进行了无喷管固体火箭发动机的冷流模拟试验。试验数据与顺流无粘性一元流分析、准二元流无粘性分析和二元流无粘性分析三种流动模型的理论结果比较表明,二元流动对瞬时无喷管性能具有二阶效应,瞬时性能仅增加0.4％。     

法国航空航天公司进行高超音速研究

法国航空航天公司希望继续进行正在告一段落的先进高超音速推进技术研究计划，简称为Ｐｒｅｐｈａ计划，并再次启动高超音速领域的研究，以使法国在该领域继续领先，不会落在正在加倍研究高超音速技术（ＨｙＴｅｃｈ）的美国后面。美国正在研制的ＨｙＴｅｃｈ是一项研究军...     

喉栓式可调喷管方案设计与试验研究

针对气控喉栓式可调喷管方案的结构设计问题,分析了影响方案的关键尺寸以及方案优选的目标,通过试验设计和数值仿真的方法实现了对方案关键尺寸的优化设计,并依据该设计完成冷试原理样机的加工以及试验。试验结果表明所设计的气控喉栓式可调喷管方案原理可行,所采用的试验设计和数值仿真方法能够满足方案设计与优化的要求。