澳大利亚试验超音速燃烧冲压喷气发动机

10月 30日 ,澳大利亚昆士兰大学开发的超音速燃烧冲压喷气发动机 Hy Shot验证机在伍默拉发射场进行第 1次飞行试验时 ,由于飞行过程中火箭发生故障导致试验失败 ,但发动机未受损伤。该项计划负责人艾伦·波尔表示 ,尽管如此 ,他们仍旧获得了很有价值的试验数据 ,并计划在一周后重新进行试验。传统的运载火箭发动机工作时必须提前加注燃烧剂和氧化剂 ,而超音速燃烧冲压喷气发动机是一种吸气式发动机 ,工作前它只需加注燃烧剂 (液氢 ) ,而工作时则从大气中吸收空气作为氧化剂。此外 ,与传统的火箭发动机相比 ,超音速燃烧冲压喷气发动机还具有…     

使用吸气式火箭/冲压喷气发动机的航天飞机性能计算

1.前言以航天飞机为代表的宇宙开发事业正进入实用阶段,在宇宙空间各个领域的活动今后将更加活跃。随着而来的航天飞机发射费用的降低问题将进一步引起注意。作为其措施之一,正在将现用航天飞机及下一代航天飞机动力装置的高性能化计划推向实施。现用火箭发动机的全部氧化剂必须自带,所以发射时的大部分质量被推进剂所占,而且其中70％为氧化剂。针对这种情况,为了提高性能,提出了在大气层飞行利用空气中的氧气,减少自带氧化剂的吸气式发动机,或者这种发动机与火箭发动机的复合方案[1.6]。不过,     

超音燃烧冲压喷气发动机优化设计程序

以超音燃烧冲压喷气发动机为动力,使飞行器以高超音速穿越大气层,这个概念在过去二十年里已完整建立了。而且决定其各部件性能的研究也被确证,但至今尚无完整的发动机循环分析。本文旨在回顾和讨论以前作过的单一部件研究,并将之综合成统一循环分析,给出用这种分析来优化设计超燃冲压发动机所需的方法。文中还给出了应用这种优化设计程序设计导弹的一个特例。     

使用冲压喷气发动机的导弹速度控制

1.引言对导弹必须加以速度控制,原因是多方面的,例如: ——导弹必须以恒速飞行。由于冲压发动机的推力依赖于高度、攻角和俯冲角,因此在导弹飞行过程中,推力不是恒定的,所以必须对速度加以控制。——可以预先描述一个速度分布图,以保证最大射程,或在飞行末段,为提高导弹机动性而要有较高的速度的要求。此时,导弹的速度也必须遵循这一速度分布图。——位置控制系统中也可能包括速度控制。本文讨论了使用冲压空气喷气发动机的导弹速度的控制问题。控制过程的某些特性(如很强的非线性和可变参数)使控制设计复杂化了。由冲压发动机引起的不良动态特性,尤其     

导弹用新型喷气发动机

在导弹使用的涡轮喷气发动机领域中,法国透博梅卡公司(TURBOMECA)现有的各种类型发动机如表1所示。在已发展或正在发展的500～2000轴马力的最新燃气涡轮核心发动机的基础上,透博梅卡公司今天已研究出用于导弹的改型发动机。并能提供三种不同用途的导弹的发动机。 1、中程导弹(例如,按标准尺寸设计的防区外发射导弹或TORPEDO运载武器)根据导弹生产者的要求,透博梅卡公司提出了推力范围为475～575daN的三种设计方案。 2、超音速导弹 TR405-4,推力为1300daN,该发动机由透博梅卡公司和阿尔法-罗米欧公司共同研究,以用于超音速反舰导弹。     

竞争中的欧洲航天飞机

欧洲两种水平起降航天飞机方案的竞争,将一直会进行到下个世纪初。这两种型号:霍托尔和桑格尔都希望作为后继型号取代赫姆斯。最新方案是联邦德国的桑格尔2航天飞机,它是一种两级冲压/火箭发动机推进的水平起降航天飞机。     

用SLAM和SDL鉴定航天飞机试验

本文提供的新工具不仅简化了仿真结果的分析与显示,而且简化了模型的编制和仿真。SLAM 语言可使建模者以任意组合方式使用网络、离散事件和连续模型来描述系统的各部分。SDL 数据库管理系统可使建模者收集仿真结果,又可在仿真运行的同时分析和显示仿真结果。我们将 SLAM 和 SDL 用于航天飞机试验软件包的分析。试验软件包的 SLAM模型显示网络、离散事件和连续模型组合的效用。SDL 数据库有如下优点:可存贮模型运行结果;可用计算机比较可供选择的方案;在仿真结果取得后,可确定和计算性能参数量;可把数据库中的模型结果制成报告和图形。我们的分析结果也是有意义的。试验软件包只能用有限量的航天飞机资源。因此,我们用仿真来确定每项试验和微处理器所需的内存量和每项试验数据传输延迟的原因。     

超燃冲压喷气发动机飞行器X-51A的巧妙设计

介绍了X-51A飞行器的第一次飞行试验及结果。阐述了超燃冲压飞行器的工作原理,X-51A超燃冲压发动机飞行器为克服冲击波、高温等严酷环境采取的技术措施,分析了超燃冲压发动机在远距离打击武器、超高速民用航空和卫星运载工具方面的潜在用途。     

用纹影法观察火箭/冲压喷气发动机二次燃烧室内的流动

为了研究火箭/冲压喷气发动机二次燃烧室内基本的流动特性,试制了模拟二次燃烧室的二元喷流混合管道。实验是用空气流进行的。主喷流从混合室轴向喷出,与两股相对的二次气流构成大角度冲击。研究了在混合室上端安装的凸板对该冲击喷流混合过程的影响。利用纹影照像法观察了各种条件下的流动图形,即主喷流的振动现象,阻塞流域的卷入现象以及再循环流等。同时还测量了混合室中心轴上的总压,总温,马赫数分布及壁压分布等。还估算了再循环流的范围。根据这些结果可以得出在本实验所用的二次燃烧室形状情况下,在混合室的上游,对二次空气流量可以形成稳定的大范围再循环流。另外,据推测主喷流的振动现象及阻塞流域的卷入现象对混合机构起着很大作用。     

温贝尔展出冲压式喷气发动机“Adder”

1999年11月,温贝尔设计局将庆祝其建立50周年。在巴黎航展上,它展出了最新产品——远距空对空导弹R-77 AAM-AE(AA-12“蝰蛇”)的冲压式喷气发动机派生型。虽然这种派生型的外观与R-77相似,但它没有火箭发动机型上的残留弹翼,而是具有4个把空气送进导弹发动机的进气口。采用冲压发动机将显著增大导弹的射程。新型导弹还提高了抗干扰能力。 到目前为至,MIG-29的改进型和Su-27将装备冲压发动机AAM-     

伺服系统使喷气发动机试验自动化

喷气发动机的试验技术已有了一些改进,并且由于发展了一种新的油门杆定位系统简化了发动机的试验程序。这种新系统是在伺服放大器/伺服执行机构组合装置的基础上设计出来的,该组合装置原来是用作确定机械手和工业用自动化系统的角位置的。这种系统依靠设备上的计算机、机载计算机或操作员进行快而精确的油门杆定位测量,将这种系统与新的数据收集和控制系统结合起来使用就可以实现自动化试验,使燃料耗损减少。     

超燃冲压发动机推进的航天飞机载荷分析

超燃冲压发动机推进的航天飞机载荷分析引言航天飞机作为近地轨道（ＬＥＯ）的一种新型运输系统正在研究之中。航天飞机推进系统需要有以下几种发动机组成：一台空气涡轮冲压喷气发动机（ＡＴＲ），一台超燃冲压发动机和一台火箭发动机。在本文的研究中，对近地轨道为１０...     

用子结构试验结果预测航天飞机阻尼的综合法

本文发展了经验法,以便用各个子结构中测量的阻尼来预测组合平行级航天飞机模型的模态阻尼。首先确定每个部件的阻尼能量与峰值动能和模态振幅的函数关系。然后使用结果,预测存在于新组合系统模型中与各个动能和幅值相对应的部件阻尼能量。除阻尼外,系统的模志特性通过于结构赫梯(Hurty)法推导其功态方程,然后求解实特征值而获得。包括部件摸态阻尼的系统方程也通过复特征值逼近法求解,并与经验法的结果作了比较。实验模型部件是在铰链-滑动和自由-自由条件下进行试验的,组合模型是在自由-自由条件下进行试验的。研究了各种各样的阻尼和质量分布。可以发现,经验法提供的阻尼预测误差仅为10～20%,而复特征值结果的偏差高达300%。     

航天飞机用的运输车

美国航宇局已和意大利库姆托(Cometto)公司签订了一项价值为130万美元的合同,委托该公司生产航天飞机用的地面运输车。该项合同要求该公司负责研制、设计和生产在范登堡空军基地运输航天飞机的大型运输车。这种运输车把安装上有效载荷的轨道器从北范登堡维修检测工厂通过27公里的运行送到南范登堡的航天飞机发射台。     

试验导弹用火箭冲压发动机进气道

主要介绍能够确定和优化满足试验模型任务要求的进气道的气动试验和方法。按约１／３的比例研制了能实现多种变化的模型，以便进行速度范围为Ｍａ＝１．８～２．２的Ｓ２超音速风洞试验。在Ｓ４高超音速风洞对真实空气进气道按零高度飞行的实际环境进行了综合试验。给出了模型吹风的比例效应。对得到的结果与１９７６年首次弹道飞行时取得的结果进行了比较。     

航天飞机主发动机试验

航天飞机是一种可重复使用的空间运输工具,它可以象飞机一样往返于地球和太空之间,执行各种空间运输任务。美国打算于80年代以它取代目前一次使用的运载火箭。航天飞机使用一种高性能、高效率、可调节推力的高压补燃液氢液氧火箭发动机。这是当前世界上最先进的液体火箭发动机。     

航天飞机的发射振动试验

正在阿拉巴马州汉茨维尔进行的航天飞机地面振动试验,可以肯定的说对运载器的起飞和动力飞行阶段,尤其是对飞行的最初两分钟特别关键。制定航天飞机计划的官员们认为,从发射到着陆中的这头两分钟是最危险的时期。在马歇尔空间飞行中心进行的振动试验,将为我们提供主要的数据,以保证史无前例的航天飞机的特有构型在其进入轨道时可保持飞行控制系统和结构的完整性。     

导弹用火箭冲压发动机的研究和试验

下一代最有前途的高性能的导弹推进系统之一,是固体燃料的整体式火箭冲压发动机。和同尺寸的火箭发动机相比,在一定程度上增加成本和结构的复杂性的情况下,能有高得多的性能(射程、速度)。为导弹选择这样一种推进系统,需要进行特殊的结构设计,而且还要研制适当的燃料。总之,本文的目的是叙述这样一种导弹的结构概念,介绍其性能和使用限制条件,以及(法国)国家宇航研究院在地面和飞行试验中获得的某些结果。在回顾了这个系统(性能高和结构紧凑)的优点后,我们对可以设想的结构形式和种种可能的燃料进行了概括的调研。研究的重点是: ——适用于不同飞行任务的进气道的结构和形式; ——助推器的各种整体安装方法; ——火箭冲压发动机燃料的类型,及其主要特性; ——燃烧室的结构形式。根据赋与的飞行任务选择火箭冲压发动机导弹的结构,显然得考虑可能指导其设计和限定其性能的某些约束性条件。这些就是:机动性,飞行范围,燃料的使用条件,导弹的探测等等。为了给这些研究提供一个具体的基础,法国发展了一个全尺寸的试验模型。在莫当中心,通过发动机的实际运行,完成了风洞试验。接着在1976年,从法国西南部的朗德试验中心,用一发装有火箭冲压发动机的试验弹进行了两次飞行试验。本文概述了遇到的主要问题,得到的结果和未来的计划。     

747航天飞机运输机/航天飞机轨道器的组装地面振动试验

本文介绍确定747航天飞机运输机和航天飞机轨道器组装构型固有振型所用的实验程序。同时还讨论了试验结果及其与结构分析结果的比较。把随机瞬态信号作为电磁激振器的输入,给飞行器的组装试验构型提供激振。用快速傅立叶变换算法处理加速度信号,获得幅值和相位的传递函数,由此而得到模态频率、阻尼和模态位移。