弹用小型、低成本、一次使用的涡轮喷气发动机

遥控飞行器和自主导弹需要使用一种小型、低成本和一次使用的涡轮喷气发动机(在海平面静止条件下,其额定推力小于1001b)。尽管人们都知道这种发动机具有良好的紧凑性、重量和工作适应性等优点,但到目前为止,这种发动机还没有被人们广泛接受,其主要原因是,这种发动机的制造成本仍高于它的竞争对手(即固体火箭发动机)。本文就是通过直径6in(15cm)、推力401b(18.14kg)的Gemjet涡轮喷气发动机的设计和试验,验证和说明在保持一个可接受的耐久性和性能的同时实现低成本的方案的可行性。     

战术导弹发动机复合材料壳体

本文以LAR(Leichte Artillerie Rakete)的GFR2(玻璃纤维增强塑料)φ110mm发动机壳体为例,从发动机壳体所受载荷,材料数据、设计准则以及LAR发动机设计实例出发进行了多方面的论述,探讨了复合材料发动机壳体中铺层的设置、壳体结构型式的选择,制造工艺,质量检验及复合材料发动机壳体技术的最新进展。     

弹用150型涡轮喷气发动机

艾利逊公司研制了一种低成本一次性使用涡轮增喷气发动机，这种发动机的性能较目前已有的发动机有很大的提高。艾利逊公司的这种１５０型涡喷发动机具有高推重比高单位迎面推力和制造成本低等特点。主要介绍这种发动机的设计和性能。     

120型弹用高单位迎面推力涡轮喷气发动机

艾利逊公司的１２０型涡轮喷气发动机是一种现代化的一次性使用发动机，具有高的单位迎推力气动特性、零部件个数少、易于装配和加工成本低等优点，介绍了该发动机的设计指标、结构、试验以及加力方案。初始试验证明，设计方案和加力方案是正确的。     

战术导弹用火箭发动机近期发展动向

战术导弹用火箭发动机近期发展动向张庆治编贾庆英审校１火箭发动机开发的重要性导弹发动机的任务就是将导弹战斗部从发射点运载到目标。所以，对于导弹而言，发动机具有最合适的容积和重量，这是影响发动机效率的重要因素。火箭推进技术，从第二次世界大战末期开始有了急...     

冲压发动机在战术导弹上的应用

战术导弹在未来战争中具有重要地位,导弹动力装置性能高低是决定其作战性能高低的主要因素。随着推进剂技术的发展,高能推进剂的研制成功,小型冲压发动机越来越多地在战术导弹上应用,将成为战术导弹动力装置的未来趋势。论述了冲压发动机的优点以及冲压发动机在各种导弹上的应用情况。     

微型涡轮喷气发动机蒸发管式燃烧室数值模拟

对推力为40 daN的微型涡轮喷气发动机蒸发管式燃烧室进行了设计工况下的数值模拟,得到了燃烧室内流场分布、温度场分布以及燃烧室性能参数.通过数值模拟得到了微型发动机蒸发管式燃烧室的一些特性规律,为燃烧室的设计提供参考依据.     

战术导弹固体火箭发动机推进剂发展综述

分析了战术导弹固体火箭发动机推进剂发展历程中的表现出的特点,介绍了现阶段固体推进剂的种类和技术要求,从纳米推进剂、微烟推进剂、钝感推进剂、高燃速推进剂、胶凝推进剂和低成本推进剂等方面阐述其关键技术及发展.     

用于战术导弹的现代火箭发动机——完成未来使命的关键部件

导弹完成未来使命的能力在很大程度上取决于火箭发动机的性能。其中重要的是降低可探测性和提高生存能力,目前,在此领域有两个发展方向:第一,发动机各部件的改进;第二,设计新型火箭发动机,包括冲压式喷气发动机,除去技术方面之外,认真研究了一个完整系统的最佳协调,特别强调系统中各部分对特定因素和任务要求的匹配。     

多级涡轮级间燃烧室发动机与常规涡轮喷气发动机性能对比研究

为了对比分析多级涡轮级间燃烧室发动机和常规涡轮喷气发动机性能,文中分别计算分析了多级涡轮级间燃烧室发动机和常规涡轮喷气发动机性能参数的变化规律,并对配装相同参数的多级涡轮级间燃烧室发动机和常规涡轮喷气发动机的某型超音速导弹进行了飞行性能模拟。结果表明:多级涡轮级间燃烧室发动机具有比常规涡轮喷气发动机更大的推力和更高的Ma数飞行范围。与常规涡轮喷气发动机动力装置相比,配装多级涡轮级间燃烧室发动机的某型超音速导弹沿给定的飞行轨迹飞行时,加速度更大,飞行时间更短,剩余质量比更高,巡航距离更长,飞行性能优势明显。     

用于战术导弹推进系统的火箭发动机复合材料壳体

描述了战术导弹复合材料壳体火箭发动机的研究概况,以数据验证了采用复合材料壳体的火箭发动机对钝感弹药反应的改进.简要讨论了解决复合材料壳体技术挑战的方案,如疲劳、潮湿侵入、气动加热以及破坏相容性评估等.     

战术导弹能量控制优化技术

叙述了一定条件下战术导弹能量控制的规则和方法，探讨了使空空，空面，面空战术导弹性能增益而实现能量优化控制的途径。     

带两台冲压发动机的战术导弹的通气模型风洞实验技术研究

对一个带有双发动机的战术导弹通气模型在测力、测压内外流气动特性上的测量结果表明:导弹进气口通气与不通气加堵锥状态对全弹气动特性的影响不容忽视,进而说明导弹通气模型实验是十分必要的。     

近程地对地战术导弹总体/发动机一体化优化设计

地对地战术导弹总体/发动机一体化优化设计是把飞行器和发动机作为一个系统,以系統性能最佳作为目标值来优选飞行器总体和发动机的设计参数。针对近程地对地战术导弹建立了最优控制过程模型及一体化的全系統模型。着重分析了一体化模型建立,融内外弹道为一体,各级同时优化,并应用庞特里雅金(Pontryagin)最小值原理和非线性多目标规划理论进行了求解。     

固冲组合发动机在战术导弹上的应用探讨

固冲组合发动机是一种比冲高、体积小、质量轻的新型动力装置。本文综合了这种发动机在面空、反舰、反雷达导弹上应用的性能计算数据,这些数据表明固冲组合发动机是下一代超音速中程战术导弹最有希望的动力装置。     

战术导弹可用度评估的研究

本文提出了一种评估战术导弹可用度的方法。通过对导弹可用度概念的建立,提出了确定间断工作系统在不通电的时间间隔内系统状态的准则,从而解决了评估导弹可用度所需要的系统正常工作时间与故障修复时间数据难于统计的问题。文中确定了间断工作系统可用度评估模型,并对两种型号反舰导弹在设计定型试验中的可用度进行了评佑。     

高速战术导弹的吸气式推进装置

超音速战术导弹常采用简单的固体火箭发动机作为动力装置,偶尔也用液体火箭发动机。但是,现代战争越来越强调发射器(飞机或地面发射基地)的生存能力,这种能力靠导弹的远程高速和隐形而得到加强。可以用其中的一种或它们的组合来实现。在此,首先考虑高速与远程的结合。几种满足上述要求的推进系统有脉冲式火箭发动机、冲压发动机(液体及固体燃料)、涡喷发动机、涡喷火箭组合发动机或涡喷冲医组合发动机。本文只描述几种吸气式推进系统,并讨论其优缺点,而不论及脉冲火箭。     

小型涡喷发动机设计与布局

小而新的吸气式推进战术导弹已被提出并在进行研制。这些导弹将应用于当前由较大的、射程有限的导弹或有人驾驶截击机完成的各种作战任务。这些先进的导弹体积极小,要求使用较高功率密度的小型涡喷发动机。对于这些涡喷发动机,包括其离心式和轴流式涡轮压气机与涡轮,直流式环形燃烧室和回流式环形燃烧室及各种燃料喷射系统等部件都可能有多种结构选择方案。根据单位前面积最大推力、射程、最佳寿命和低制造成本,对候选构型的特性进行了讨论。文中论述了有关发动机设计的布局制约条件、特别是有关进气道、排气喷管及起动系统。研制初期就重视这些制约条件对推进系统总成本降至最低,体积减至最小方面是极为重要的,而且由此可获得最大的武器系统效率。     

战术导弹标模零升阻力相关性修正

对战术导弹标模(ZSDD)进行了零升阻力的相关性修正,修正过程结合了试验和理论方法。文章首先给出战术导弹标模的基本几何参数,介绍了为获取风洞试验基准数据所进行的风洞试验的情况,重点描述各修正内容的修正方法及结果,给出了Re数修正和底阻修正理论方法的详细计算公式。最后给出若干高度和马赫数下经过修正后主动段和被动段的零升阻力系数。