超音速巡航导弹与冲压发动机技术

介绍了超音速巡航导弹及其冲压发动机的发展概况，指出了将来可能研制的途径，并且着重讨论了高超音速巡航导弹的弹体外形，一体化弹体结构及其推进装置。分析结果表示，Ｍａ＝６的高超音速巡航导弹必将成为下世纪初的一种尖端武器，而其主发动机必将是新型的双燃式冲压发动机。     

波载形高超音速巡航导弹与超燃冲压发动机的性能分析

提出了具有波载体结构与一体化超燃冲压发动机的高超音速巡航导弹的性能计算方法，可求得不同波载体的升阻比和平面－－容积比。燃烧室性能分析方法中包括了燃烧室截面积变化、空气和氢混合反应的热释放分布，热传导，摩擦当量比和比热比对性能的影响。然后，基于二维最短喷管长度的无粘理论，进行了半壁喷管的分析。在喷管推力和升力计算及型面设计中，考虑了层流粘性的影响。最后，以平直压缩面波载型前体和一体化超燃冲压发动机构     

X-51A超燃冲压发动机及飞行验证计划

美国空军研究试验室(AFRL)/国防部预研局(DARPA)联合推出的X-51超燃冲压发动机演示器—乘波体(SED-WR)飞行器是美国空军研究试验室高超声速技术项目(HyTech)的飞行验证计划。对X-51A计划进行一个全面综述,主要叙述X-51A飞行器和推进系统的外形、完成计划情况以及还未展开的飞行试验计划等。     

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．     

弹用超燃冲压发动机关键技术及其实现途径

介绍了国外超燃冲压发动机进气道、燃烧室、尾喷管、超燃机理及喷咀技术等主要部件技术的理论研究与系统设计，并对其关键技术的突破及实现途径进行了讨论。     

波载形高超音速巡航导弹与超燃冲压发动机的性能分析(续)

提出了波载体结构与一体化超燃冲压发动机的高超音速巡航导弹的性能计算方法,可求得不同波载体的升阻比和平面-容积比。燃烧室性能分析方法中包括了燃烧室截面积变化、空气和氢混合反应的热释放分布、热传导、摩擦、当量比和比热比对性能的影响。然后,基于二维最短喷管长度的无粘理论,进行了半壁喷管的分析。在喷管推力和升力计算及型面设计中,考虑了层流粘性的影响。最后,以平直压缩面波载型前体和一体化超燃冲压发动机构成的高超音速巡航导弹总体结构为例,进行了设计计算。     

M=2～6高超音速冲压发动机进气道方案探讨

本文综述了50年代以来国内外高超音速进气道的研究发展概况。介绍了高超音速进气道的几种类形。文中讨论了亚音燃烧冲压发动机高超音速进气道研制应考虑的技术问题,分析了美国近年来高超音进气道新设计概念。对高超音速(M=2～6)进气道应选择的研究方案作了初步探讨。     

美国开始超燃冲压发动机的地面试验

2002年7月，美国空军和普惠公司在GASL工程服务公司的试验装置上对第一台飞行质量碳氢燃料超燃冲压发动机进行试验。地面演示发动机(GDE)试验将为2003年底进行的后继型GDE-2试验和具有飞行价值的发动机研制铺平了道路，新的发动机将使NASA／美国空军的X-43C高超声速推进技术演示器在2007年初达到Ma-5以上。     

亚燃或超燃冲压发动机推进的高性能导弹设计

叙述了远程高速飞行器弹体与推进系统一体化的设计方法。设计过程包括以下几个步骤：1）制定性能准则;2)改变发动机和弹体参数使性能最住化;3)找出适合这些理想参数的布局。给出亚燃／超燃冲压发动机性能的近似分析方法,并给出适当的弹体参数。举例说明如何把这种方法应用到超燃冲压发动机推进的高超声速(Ma＝6)导弹的初步设计中。     

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     

澳大利亚进行超燃冲压发动机飞行试验

2006年3月25日，澳大利亚在内陆地区进行了超燃冲压发动机的飞行试验，试图达到8000km／h的飞行速度。这一价值142万美元的项目是由昆士兰大学的研究人员负责执行的。这一超燃冲压发动机由英国Qioneti Q公司研制，它搭乘一枚火箭，在10min内发射到314kin的高空。     

澳大利亚进行两次超燃冲压发动机试验

随着数日内的两次发射试验，澳大利亚Hyshot超声速项目有了新的进展。此项试验由昆士兰大学牵头，目的是验证由试验设备获得的超声速燃烧的性能。2006年3月25日，在澳大利亚阿德莱德市以北500km的伍麦拉导弹发射试验基地，一枚小猎犬-猎人Mk70（Terrier-Orion Mk 70）火箭携带了由QinetiQ公司设计的超燃冲压发动机进行了试验。     

利用阻力测量评估超燃冲压发动机的推力性能

报告了在评估超燃冲压发动机净推力上应用最重要的阻力值,求出试验条件下净推力上限值的方法。介绍了评估程序和取得的结论：1)分析方法、条件与对象;2)一元分析中未包含的损失;3)燃烧推力的性能;4)净推力的性能;5)结论。     

日本超燃冲压发动机飞行试验失败

2006年3月30日，日本宇宙航空研究开发机构（JAXA）委托澳大利亚昆士兰大学在澳大利亚南部伍麦拉火箭发射中心进行了第2次超燃冲压发动机飞行试验。此次飞行试验目的是收集超燃冲压发动机性能数据，以验证装有经改进的纵涡导入型燃料喷嘴的发动机燃烧室的性能，并了解它在实际飞行环境下内部的压力分布、温度变化。     

固体火箭超燃冲压发动机性能数值模拟研究

针对固体火箭超燃冲压发动机,设计了多级小角度扩张的超燃冲压发动机燃烧室结构,采用凹腔和扰流装置两种混合增强及火焰稳定方式,通过包含简化动力学的数值模拟方法,研究了不同构型燃烧室掺混燃烧性能。结果表明,燃烧室扩张角度对燃烧效率的提高有影响,但作用效果有限;凹腔结构虽然促进了燃烧反应的进行,有利于提高燃烧效率,同时也带来了较大的内部阻力;扰流装置较大的提高了一次燃气与来流空气间的掺混度,对于燃烧效率的提高意义明显。     

固体燃料超燃冲压发动机燃烧室的数值仿真

基于一种固体燃料超燃冲压实验发动机的实验数据,使用数值模拟软件分别对超燃冲压发动机燃烧室的初始状态以及启动后的燃烧流动进行数值模拟。采用用户自定义函数方式给定PMMA燃料进口边界。数值模拟结果显示:燃烧室流场特性分布符合理论分析;燃烧室固体燃料壁面的燃料退移速率与实验数据有一定差异,但是整个燃面沿轴向的燃速分布规律与实验值近似;沿轴向的燃面附近的压力分布与实验结果较为吻合。研究结果表明:该数值计算模型较为合理,对固体燃料超燃冲压发动机的理论研究具有一定参考价值。     

韩国开始研制弹用超燃冲压发动机

目前,世界范围内大多数超燃冲压发动机项目的开展主要用于组合循环推进系统的研制,旨在发展高超声速打击武器、侦察平台或空天飞行器。但是最近,据韩国航空航天研究院（KARI）的一个团队称,他们将基于已有技术,研发一种由地面发射、以超燃冲压发动机为主要动力、飞行马赫数约为4的超声速武器（见图1）。     

圆截面超燃冲压发动机燃烧室实验(Ⅰ)模拟飞行马赫数4.4

用污浊空气对带台阶圆截面超燃冲压发动机燃烧室进行了实验研究。污浊空气的总温和总压分别为1000K和1.5MPa。所模拟的飞行Ma数为4.4,高度20km。垂直喷射比平行喷射具有更好的混合性能。当量比增高使超燃转为亚燃。比起亚燃模态来,超燃模态中的混合是很慢的。     

亚燃/超燃冲压发动机研制动向

冲压发动机是导弹和无人驾驶飞行器的动力装置，拥有导弹工业的大多数国家和地区目前都在研究亚燃／超燃冲压发动机技术，研究涉及燃烧、点火、推进剂、进气道结构等多方面。介绍了有关国家和地区冲压发动机在研状况和研制动向。