整体式火箭-冲压发动机/超音速燃烧冲压发动机的设计技术

本文提出了用于研究冲压发动机燃烧室的混合和燃烧特性以及冲压-火箭发动机,冲压火箭发动机特性的一维、二维计算法和水洞试验法。这些方法是结合发动机典型使用范围介绍的。计算结果给出了不同推进系统的性能特点。     

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     

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。     

整体式火箭冲压发动机实用型旋流器的设计和燃烧性能

本文提出一种设计和制造整体式火箭冲压发动机突扩燃烧室旋流进气通道的方法。为了确定不同的旋流流场对燃烧室性能的影响而分别对七个旋流器进行试验。燃烧室长径比(L_c/D)的变化范围为1.5～3,喷管喉部面积与燃烧室面积比(A~＊/ A_3)为40～60％。测量了在L_c/D=3时燃烧室结构下壁面的静压分布。在冷流状态时,探测了紧挨在旋流器下游的流场以确定实际涡流角与预估值的差别。通过付立叶快速变换法把燃烧不稳定性数据记录下来,进行连续光谱分析。     

航空推进实验室正在发展 整体式火箭-冲压发动机

在空军航空推进实验室进行的空气喷气推进研究,正在形成未来一代的空军飞机和导弹。航空推进实验室在冲压发动机领域——直到几年前还是导弹推进中废而不用的领域——中正致力于研究整体式火箭-冲压发动机。整体式火箭-冲压发动机,或IRR,特别适合容积有限导弹的应用,在这种应用中,人们不必多设一个外装的助推器。助推器用的推进剂装在冲压燃烧室内。这项工作旨在产生验示用的结构。大部分工作是为了支持空军的高级战略空中发射导弹。马夸特公司和锡奥科耳化学公司的一个工作组,同联合工艺公司化学系统分公司的另一个工作组正     

整体式火箭冲压发动机工作转换技术

冲压发动机既不是新技术,也不是一种成熟的推进装置。早期的方案差不多可以追溯到本世纪初,然而,仅在最近几年才把技术和应用的潜力结合起来,促使它作为一种推进装置开始积极发展。它所以复活,有许多原因,其中之一就是整体式火箭冲压发动机的出现。冲压发动机最简单的形式是一种两端开口的管子,这样,它不向前运动就不能产生推力。因而,必须用某种辅助装置把冲压发动机加速到某一速度,使它在这个速度下能够产生前进推力。为了做到这一点,已设计出多种方法。     

整体式火箭冲压发动机推进系统性能分析和飞行试验

介绍了试验型整体式火箭冲压发动机的方案设计和测试过程。这种试验弹结构包括无喷管助推器、末段燃烧的燃气发生器、外压缝隙进气道和模型战斗部以及用来监视性能的弹上仪器设备。利用所建立的燃气动力学数字模型，完成了火箭冲压发动机主级状态的性能预测。从热气燃烧试验、燃气发生器试车台点火和超音速进气道试验中取得了分部件非理想性能参数。为进行飞行验证试验，将冲压火箭性能数据输入合适的弹道计算编码。     

整体式固体火箭冲压发动机尾喷管堵盖研究

根据整体式固体火箭冲压发动机的工作情况,分析了尾喷管堵盖的设计要求,确定了环氧树脂胶的粘接方案,提出了易碎式堵盖和简易球面堵盖两种设计方案。通过有限元仿真对方案进行了优化设计,并对简易球面堵盖进行了验证试验,结果表明该方案满足设计要求。     

整体式火箭—冲压发动机的进气口盖

本发明提供的冲压发动机进气口盖由许多个板片边靠边地密接而成,每个板片的尺寸比相应的进气口大,以便能在进气口上跨接,然而,板片的尺寸又选择得比尾喷管小,以便能顺利地抛出。     

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％。     

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。     

液体燃料整体式火箭-冲压发动机——技术述评

本文讨论一种高速、体积受限制导弹系统用的液体燃料整体式火箭/冲压发动机的基本设计原理。对其中的五个分系统:进气道,冲压燃烧室,燃料排出(输送)系统,燃料控制系统和助推器,提出了基本设计要求和原则。对各个分系统的性能,以及相互间的影响做了估价。本文除了说明设计和性能的综合考虑对整体式火箭/冲压发动机导弹系统的性能最佳化非常重要外,还说明了把各个部件合成一个导弹系统的方法。     

整体式火箭冲压发动机用超音速进气道性能研究

超音速进气道设计、试验、系统匹配和制造技术的开发是此项研究工作的基础之一。试验设备现已交付使用。对单个进气道和配置进气道的测试能力进行了充分的研究。研究了一种带放气口的进气道方案，并可用于整体式火箭冲压发动机飞行试验导弹。研究工作涉及进气道设计过程、风洞性能试验、系统匹配、制造、飞行试验数据采集和分析。目前，重点放在研究工作上，致力于各姿态角和超额定马赫数下性能的研究。     

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     

双脉冲火箭发动机燃烧试验

为获得最佳高性能火箭发动机,对两级脉冲(双脉冲)火箭发动机作了评定性试验。在这个评定试验中便用的双脉冲发动机由两个燃烧室、两个点火器和一个收敛-扩张型喷管组成。两个燃烧室由一个带多个排气喷口的保护盖(称为喷气盖)分开,彼此独立。尾部为助推级燃烧室,前面为主燃烧定。喷气盖用于保护主燃烧室内的推进剂,使其免受助推药柱燃烧时产生的高压和高温的影响。喷射杆嵌入在喷气盖上的喷孔内,当主燃烧室内推进剂燃烧产生一定压力时,它可以很容易地被喷射出去,点火试验结果表明喷气盖工作非常有效,象预想的那样产生了两级脉冲推力。     

先进的整体式火箭冲压发动机进气道孔盖的研制

这项计划的目的是研究液体和固体燃料整体式火箭冲压发动机进气道用的先进孔盖方案。为了说明每种方案的优缺点,我们将讨论几种设计方案,并给出试验数据。这些孔盖分四类:易碎孔盖、用线性聚能装药割开的孔盖、半消耗性孔盖和挠性薄膜孔盖。在两次全尺寸结构试验中,在模拟从助推器向冲压发动机工作转换的条件下,利用炸药使氧化铝易碎孔盖成功地裂成了碎片。在两次全尺寸模拟转换试验中,为产生一个进气口,利用线性聚能装药成功地割开了母体金属燃烧室壁。由薄钢片制成的,并放在一个模拟孔径上的半消耗性孔盖,经受住了高到4,000磅/英寸~2的压力,这远远超过了目前的要求。使用挠性薄膜孔盖(由给钢丝布盖上固化的氯丁橡胶构成的)的两次试验,造成了孔盖的过早破裂。     

固体火箭冲压发动机内硼燃烧的改进

在火箭冲压发动机的吸气燃烧室内,硼粒子燃烧所产生的试验性研究问题现试图通过改进喷射装置和燃烧室设计加以解决。在这项研究过程中,硼粒子是由装填有含硼量较高的固体燃料的单独燃气发生器进行喷射。最高的燃烧效率是靠采用撞击式喷流喷射装置上加可移动的空气进口而获得,这种空气进口证明了在火箭冲压发动机内使用高硼量固体燃料的可能性。     

固体火箭超燃冲压发动机燃烧特性分析

文中利用数值模拟研究了不同来流条件下固体火箭超燃冲压发动机的燃烧特性.采用基于密度的二阶迎风格式对发动机内流场进行模拟,湍流模型与燃烧模型分别采用SST k-ω模型与涡团耗散模型.结果表明,随来流马赫数的增大,火焰温度与最大化学反应速率均增大;燃烧效率随来流马赫数的增大而减小,且燃烧效率低于50％;燃烧效率的减小导致补燃室的推力与比冲下降.随来流马赫数的变化,应适当调节富燃燃气流量,以保证发动机的燃烧性能.     

整体式火箭冲压发动机导弹系统用的无噴管助推器

整体式火箭冲压发动机导弹系统采用无喷管固体燃料助推器,比用一般可抛喷管具有许多优点。这些优点包括,消除了破片的危害,简化了设计,提高了可靠性和性能。缩尺寸和全尺寸发动机的长期设计经验表明,无喷管助推器使用一个长径比为3.5的药柱,在性能上将比得上可抛喷管系统,而如果使用更大长径比的药柱,则无喷管发动机的性能将能提高15％。本文还给出一般设计规则和限制。