组合火箭—冲压发动机

这种组合发动机包括两部分,一部分是发射时用的火箭,另一部分是巡航时用的冲压发动机。在这种装置中有一个主燃烧室,内装富氧固体推进剂,其后是排泄气体用的尾喷管。发射一巡航用固体推进剂装在一个辅助的燃烧室中,此处不完全燃烧的贫氧推进剂气体通过     

组合火箭—冲压发动机

本发明介绍一种新型的组合火箭——冲压推进装置。在这个装置中,火箭发动机是一种采用固体氧化剂和液体燃料的混合型系统,而液体燃料同时又供给冲压发动机使用。一般来说,采用液体燃料和固体氧化剂的火箭发动机将具有混合型系统的一般优点。而且,由于采用了一种没有腐蚀性的氧化剂,这种组合火箭——冲压推进装置还有如下优点:     

火箭冲压组合发动机的燃烧控制

目前空天飞行器用的火箭冲压组合发动机尚有很多技术问题没有解决。其中之一是吸入发动机的空气密度随飞行高度有很大变化,为此必须改变推进剂的燃气发生量,即必须有控制空气与燃烧气体混合比的技术。为此探讨了利用推进剂的化学反应特性控制火箭冲压组合发动机燃烧的新原理。根据这一原理提出了变流量型火箭冲压组合发动机,它采用一种能使空气与燃气保持最佳比的机构,从而保证发动机在较宽的高度范围内有效工作。     

现代火箭冲压发动机在欧洲的发展 第三部分:瑞典沃尔特飞机发动机公司的整体式火箭冲压发动机

整体式火箭冲压发动机自从在第四次中东战争中首次实际应用之后,在西方国家军械计划中,应用这种发动机的导弹占有越来越重要的地位。应用的范围涉及到许多类型的导弹,从超音速反舰导弹和远程空对地导弹发展到空对空防御和中、远程的空对空导弹。采用整体     

火箭-冲压发动机

本发明主要是介绍适用导弹、飞机、直升飞机和其它飞行器用的动力装置。其主要目的是提供这样一种火箭-冲压发动机,在此发动机中,火箭装在冲压发动机壳体内,因而该壳体就当做增大火箭推力用的加力燃烧室。在这种发动机中,     

火箭/冲压组合发动机固体推进剂的实验研究

1.绪言未来喷气推进装置的发展方向之一,是火箭/冲压发动机。这种发动机的突出优点是,与自带全部燃烧剂和氧化剂的火箭相比,由于以大气作助燃剂及工作流体,所以能够增加燃烧剂的装载量,从而可以提高比冲和飞行距离。如图1所示,供给一次燃烧室(可燃气体发生器)的燃料(这里指固体燃料),采用适当     

组合火箭——冲压发动机用的整体喷管分离器

目前,导弹推进技术已发展到一个新阶段,即助推火箭发动机和冲压主发动机可以整装在同一导弹之中。这种结构的优点是,可以使导弹的形状、尺寸和重量易于达到最佳化;由于两种发动机连续工作,又可同用一个燃烧室;而且,火箭发动机还能用来预热冲压发动机燃料。为使火箭和冲压发动机都能有效的工作,各个发动机必须有与此相适应的喷管。由于冲     

一种内嵌火箭的冲压组合发动机性能分析

内嵌火箭的冲压组合发动机是一种组合发动机方案。为了计算这种方案的发动机在不同高度不同马赫数下的推力比冲等总体性能,建立了准一维的性能计算模型,计算得到了发动机的高度特性与速度特性,分析了内嵌火箭的流量变化对发动机推力比冲的影响,并就特定工作高度马赫数下的内嵌火箭式冲压发动机性能与常规冲压发动机性能做了对比。计算结果表明,采用该方案的发动机推力比冲总体性能较优。     

火箭-冲压组合发动机模型的地面静态试验

介绍了一种火箭基组合循环发动机的地面静态试验, 其中, 探讨了试验发动机模型尺寸的设计, 并简要分析了试验结果.     

组合火箭—冲压发动机用的管道外封装置

图1是说明本发明的纵向中心剖面图,图2是发动机腹部剖面放大详图。现在对照图进行说明如下;10泛指本发明的火箭——冲压发动机。发动机10由圆锥形头部12、液体燃料箱14和火箭发动机16组成。头部、燃料箱和火箭发动机是串联配置的,在火箭发动机的后端,装有通常形式的尾喷管18,燃料箱和火箭之间由外壁20连接,外壁20构成弹体及贮箱     

国外反舰导弹使用火箭-冲压组合发动机的动向分析

本文首先介绍国外选用火箭-冲压组合发动机作反舰导弹动力装置的动向,然后对出现该动向的原因作了分析。     

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     

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     

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。     

整体式火箭冲压发动机发展近况

美国海军的超音速低空靶弹(SLAT)将具有在海情4条件下在海浪上空约9米(30英尺)或更低的高度上以M2.5的速度飞行的能力。如果从载机上进行空中发射,那么这种靶弹的射程为102公里。很显然,这种超音速低空靶弹,任务是模拟九十年代低空掠海飞行导弹对海军战舰的威胁,以便在舰船的区域性和点防御训练中使用。     

火箭-冲压复合发动机燃料

本发明介绍一种管道火箭-冲压发动机。在这个装置中,火箭和冲压发动机都采用固体燃料。本发明重点在介绍由火箭供给冲压发动机燃料,及其提高冲压发动机性能的方法。另外主要是介绍一种新型的火箭-冲压复合发动机燃料。     

固体燃料火箭/冲压发动机

当苏联人的SA-6导弹第一次出现在1973年的中东战争时,吓坏了西方国家,后来发现SA-6导弹采用的是固体燃料火箭发动机。这就促使大多数西方国家加紧对这种火箭发动机推进系统的研究。美国早在六十年代初期就开始研究火箭/冲压发动机。但是,美国的计划主要是研究液体燃料/冲压发动机。六十年代末,美国在进行液体燃料火箭/冲压发动机的首批飞行试验中遇到了     

火箭冲压发动机的二次燃烧

本文研究了可调喷管火箭冲压发动机用的过氯酸铵系复合推进剂(以下简称AP系推进剂)和双基系推进剂(以下简称DB系推进剂)的二次燃烧特性。试验证明,在燃气发生器出口使用多孔喷管,同时在二次燃烧室设高温区便于点火,燃烧效率η_c~*可达95％以上。AP系和DB系推进剂的空气燃料比ε(流入空气的质量流量/燃气发生器的燃气的质量流量)对η_c~*的影响较小。用AP系推进剂时二次燃烧室压力对η_c~*的影响比用DB系推进剂的大,在压力从0.8MPa下降到0.4MPa时,η_c~*约减少9％。     

冲压火箭发动机燃料的选择准则

燃料的种类和特性影响到冲压火箭发动机外形的设计和在可适用的飞行包线内的性能。选择准则包括像能(量)级和能量的控制,初次和二次可燃性及燃烧过程,可见性,燃速范围,温度敏感度,加工性能和成本等这样一些特性。从热化学上来分析,轻金属和碳氢化合物释放出的能量最多。在重量和容积受限制的系统中,需要考虑重量热值和容积热值的重要性。为了同燃料喷咀形式、进气道和燃烧室构型相适应,必须评价燃料的二次燃烧特性。燃料的能(量)级决定发动机外形、燃料流率和推进剂重量。推进剂燃速、外壳限制和燃料流率决定燃气发生器药柱的考虑。还对各种备选药柱设计问题,同燃烧图谱和可达到的容积载荷在一起,进行了讨论。     

火箭冲压发动机试验导弹的进气道

在冲压发动机研究计划范围内,在政府部门支持下,法国国家航空空间研究院研制了一种在巡航段由固体燃料冲压发动机推进的火箭冲压发动机试验导弹。本文的目的,是介绍一些气动试验和计算方法,即能确定和最优选择此类模型进气道的方法。为此,制作了一个比例为1比3、包括多种形式的模型,以便在莫当-阿夫里尔(Modaile-Avrieux)试验中心超音速风洞S2中进行M数为1.8～3的试验。综合试验是在高超音速风洞S4中进行的,这个风洞的喷管M数为2,实际进气情况与零高度相当。文中介绍了比例效应,然后将首次弹道飞行得到的数据与试验结果作了比较。