无喷管火箭发动机研究

无喷管助推器作为整体式固体火箭冲压发动机助推级的一种重要方案,其优点是结构简单,省去喷管抛却系统及伺服机构,增加了固体火箭冲压发动机工作的可靠性。本文简要介绍无这火箭发动机,数值仿真的计算理论和试验研究方面的一些结果,并对此结果作了简要的分析说明。     

固体火箭冲压发动机在空空导弹上应用的优势

通过对采用固体火箭冲压发动机和固体火箭发动机的导弹在不同高度下的弹道性能计算和分析,得出采用固体火箭冲压发动机的导弹在射程、速度、机动性等方面都比采用固体火箭发动机的导弹具有很大的优越性,希望能够为我国今后发展固体火箭冲压发动机技术提供一些理论支撑。     

某型点火发动机设计与试验研究

文中详细介绍了用于某型号空空导弹固体火箭发动机的点火发动机的设计和试验情况。这是首次成功地应用于空空导弹发动机上的点火发动机，从而为后续空空导弹固体火箭发动机点火装置的设计提供了一条新的途径。     

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     

冲压发动机技术的发展

本文回顾了冲压发动机技术的发展。冲压发动机的历史可分为4个阶段,即冲压发动机的概念研究阶段;中心进气式冲压发动机的发展阶段;整体式冲压发动机发展阶段和高超声速冲压发动机发展阶段。文中介绍了液体燃料冲压发动机和固体火箭冲压发动机在中国的发展。     

固体火箭冲压发动机工作包线分析

根据固体火箭冲压发动机工作原理和三维数值仿真与试验结果,建立了较为符合实际的进气道、燃气发生器和补燃室工作数学模型,并对进气道和固体火箭冲压发动机的工作包线进行了分析,提出了进一步拓宽固体火箭冲压发动机工作包线的措施,得出对燃气流量进行调节,是扩大固体火箭冲压发动机工作包线的一种可行的方法。     

空空导弹固体火箭发动机舰用化关键技术分析

针对空空导弹舰用化趋势,考虑了航母作战环境,梳理出低易损发动机技术、高安全点火技术、高仿真环境试验技术等关键技术。通过进一步分析关键技术的国内现状,对目前空空导弹固体火箭发动机舰用化工作给出如下建议:建立健全固体火箭发动机低易损性相关标准和评估体系,推进HTPE推进剂工程化进程和低易损壳体技术进步;开展激光点火器关键技术攻关;开展拦阻冲击、制动冲脱等试验设备研制。     

国外潜射防空导弹发展现状及其动力装置分析

介绍了国外具有代表性的潜射防空导弹,分析其发射方式、动力系统和作战性能,展望了潜射防空导弹动力装置未来的发展趋势,指出整体式固体火箭冲压发动机是其未来可能的发展方向。     

固体冲压发动机+BTT导弹一体化设计问题讨论

介绍了固体冲压发动机的主要性能,分析了BTT控制的起因、优点以及要解决的问题,最后通过讨论导弹总体设计和发动机设计的相互制约和相互影响,研究了固体冲压发动机 BTT控制的空空导弹一体化设计问题。     

冲压发动机将重新复兴吗?

冲压发动机在受到长期政治上忽视和在工业上一直作非重点发展之后,现在或许又回到了它应有的位置,在今后十年和更远的将来,将作为推动新型导弹的一种工具。由于吸收了火箭和喷气推进这两门技术的最新成就,其混合技术得到了很大发展。已经证实,对每单位总重量的导弹来说,冲压发动机比固体火箭发动机能提供更多的能量,因而能使导弹具有更高的飞行速度和更大的射程。而且对复杂的弹道来说,比固体火箭有更大的灵活性和可控性。即使一台固体燃料整体式火箭一冲压发动机比最简单的单级燃烧固体火箭发动机可能     

固体火箭冲压发动机进气道出口堵盖研究

简要对比了固体火箭冲压发动机不同形式进气道出口堵盖设计方案,着重对可烧蚀堵盖进行了研究,对其进行结构设计、应力分析和试验验证。结果表明,该设计方案初步满足固冲发动机对进气道出口转级控制的要求,为可烧蚀堵盖在未来先进空空导弹上的应用提供参考。     

含硼贫氧推进剂固体火箭冲压发动机性能

含硼贫氧推进剂固体火箭冲压发动机的性能预示是在热力计算基础上进行的,其热力计算就是贫氧推进剂在给定一、二次燃烧条件下的热力计算。本文简要介绍了贫氧推进剂非化学平衡体系热力计算的原理,分别对壅塞式和非壅塞式固体火箭冲压发动机进行了不同情况的热力计算。结果说明:用能量高的含硼推进剂,固体火箭冲压发动机的比冲显著提高。燃气流量不可调的壅塞式固体火箭冲压发动机的性能随工作高度和飞行马赫数的变化会有较大的变化,非壅塞式固体火箭冲压发动机的变化较小。     

织女星系列火箭动力系统方案发展研究

针对欧洲织女星（Vega）系列火箭的动力系统方案进行了研究，介绍了火箭固体动力系统和液体动力系统的技术方案、结构组成及工作原理。研究了该系列火箭动力系统的研制思路、应用经验。结果表明，织女星系列火箭的固体发动机发展大型整体式构型，研制过程中注重火箭总体与固体发动机性能的联合设计，并着力解决压力振荡、内弹道及后效推力精确预示问题。液体发动机依靠国际合作，并且注重研发独立自主技术，推动绿色无毒推进剂应用。得到了关于固体运载火箭未来发展的一些启示。     

固体火箭冲压发动机无喷管助推器性能分析

采用一维准定常方法,对整体式固体火箭冲压发动机的无喷管助推器内弹道进行了计算.计算结果表明,随着燃面的推移,燃烧室压强下降很快,而推力增大;助推器比冲偏低;对于高燃速固体推进剂,燃速沿通道降低,固体装药通道燃烧成先收缩再扩张的形状.     

固体火箭冲压发动机转级技术

转级装置是固体火箭冲压发动机的重要组成部分,关系着固冲发动机能否实现从助推向冲压的成功转换。文中针对整体式固体火箭冲压发动机转级技术进行了探讨,明确了转级装置的功能和设计要求,重点介绍了多种结构简单、实用性强的进气道入口、出口和燃气喷嘴堵盖,并对各方案特点作了说明,还提出了几种适用于转级单项和系统验证的试验方法以及转级时序控制的方法,可为国内转级技术研究提供依据。     

预先危险分析在空空导弹固体火箭发动机中的应用

预先危险分析还未在空空导弹固体火箭发动机型号研制中有效开展。本文在阐述预先危险分析一般程序的基础上,结合空空导弹固体火箭发动机工作特点,针对其能量转换过程进行了危险辨识,基于事故机理分析了各危险源导致事故的潜在条件和初始事件,确定了危险的严重性,制定了针对性的控制措施。     

美国将进行小体积冲压发动机的飞行试验

过去本刊已多次报导,所谓小体积冲压发动机就是火箭药柱装在冲压燃烧室中的整体式火箭——冲压发动机。由灵——特姆科——沃特航宇公司为美国海军航空系统司令部研制的这种发动机,已在马夸特公司的范奈斯高超音速风洞中第一次完成了工作转换试验。工作转换时,四个进气口打开,火箭喷管被抛掉。固体药柱大约在5秒内耗尽,接着冲压发动机工作,持续了差不多10秒,以前进行的冲压发动     

固冲发动机转级试验点火控制系统设计

针对整体式固体火箭冲压发动机转级试验需求,设计了一套点火控制系统,用以模拟弹载控制系统功能。根据固冲发动机转级技术特点,明确了系统的功能和设计要求,对系统的工作原理、硬件结构和软件设计等内容做了详细描述。该系统充分考虑了不同转级方式和异常应急等情况,具备地面转级试验能力,为产品转级性能评定和可靠性验证提供了有效的试验平台。     

俄罗斯小型高超声速导弹武器技术方案分析

2020年11月俄罗斯消息报报道,俄罗斯将进行小型高超声速导弹武器项目的研发工作。根据俄罗斯国家采购网站上图拉仪器制造设计局发布的两份招标公告,分别针对导弹固体火箭冲压发动机和气动布局设计提出招标需求。系统梳理了克列沃克-D2研究项目的招标公告,重点从固体火箭超燃冲压发动机推进剂、热防护方面的技术可行性,冲压发动机宽速域、高空域条件下工作难点以及弹体一体化设计技术难点等角度对该型高超声速导弹进行了研判,同时对其定位优势进行了分析。     

固体火箭冲压发动机控制方案研究

冲压发动机控制系统一般通过设置必要的限制函数来防止发动机出现不稳定工作状态,在尽可能大的范围内进行推力调节,从而使飞行器的性能较优.文中在分析固体火箭冲压发动机控制难点的基础上,对发动机转级之后的工作过程提出了4种控制方案,并进行了对比分析.文中研究内容可以为固体火箭冲压发动机控制方案的选择提供一定参考.