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。     

研制超然冲压发动机推进系统的技术途径

提出地面试验、飞行试验和计算机一体化的手段是研制起燃冲压发动机的技术途径，说明这三个方面相互间的融合关系，重点叙述推进系统地面试验一体化的方法，较详细地介绍了国外现有能为超燃冲压发动机研制服务的地面试验设备，指出目前地面试验设备存在的缺陷，并对未来提出改进措施。     

超燃冲压发动机二维喷管的性能评估

介绍了日本航空宇宙技术研究所用高空性能试验设备对超燃冲压发动机喷管进行的研究。包括喷管试验方法、计算公式推导、计算机程序编制以及模拟化学非平衡高温空气和精确测量喷管推力的方法。通过试验得出重要结论。     

冲压发动机中的超音速燃烧

介绍了德国航空航天研究院在超燃冲压发动机方面开展的基本研究工作，介绍了试车台组成和进行的超音速燃烧试验以及采用的测量方法。     

以冲压发动机或超音速燃烧冲压发动机为动力装置的高性能飞行器的设计模型

介绍一种机体与推进部件整体化的远程高速飞行器的设计步骤,它包括1)建立性能判据;2)改变发动机和机体参数使性能最佳;3)寻找一种结构方案,使其具有所要求的这些参数。还对超音速燃烧和亚音速燃烧冲压发动机性能进行了近似分析并与相应的机体参数结合考虑。提供计算示例说明如何将这种设计步骤用到以超音速燃烧冲压发动机为动力装置的、巡航马赫数为6的导弹的预先设计中。     

超燃冲压发动机喷管性能的研究

使用Ｍａ＝２．５的高温气流测量了超燃冲压发动机喷管的推力，高达３１００Ｋ的总温通过燃烧一甲基肼（ＭＭＨ）和四氧化二氮（ＮＴＯ）获得。监测喷管壁压，以估算出喷管的压力，使用相同的喷管进行一组低温氮（Ｎ２）流实验。一种非粘性二维码可模拟低温氮流时的喷管性能。化学动力学计算还预测出了误差在３．６％以内的ＭＭＨ／ＮＴＯ实验结果。对超燃冲压发动机喷管内的动力损失、二维损失和摩擦损失进行了鉴定，还讨论了Ｈ２燃料发动机喷管性能的尺度效应。     

SCRAM──以超然冲压发动机为动力装置的导弹

１９６２～１９７８年间，美国霍普金斯大学应用物理实验室开发了用于舰队防御的导弹技术。研制工作始于两种导弹构型的初步设计和为水面舰队提供防御所期望性能的计算。设计了一系列新型固定形状的多模块超音速进气道，制作了风洞模型并在最大攻角为１５°、Ｍａ＝４～１０状态下对其进行了试验。在直连式试验装置中进行了喷嘴和燃烧室试验。研制并试验了包括硼烷和烷基铝在内的多种可储存的活性液体燃料。开发了多种新的试验技术和检测装置。该计划完成了全尺寸发动机在Ｍａ＝５～７．３的自由射流状态下的试验，并完成了一系列导弹构型设计。     

超音速冲压发动机基本外形结构和设计方法

由于科学和工程技术的进步，因而可研制出与７０年代相比具有全新特征的冲压发动机系列．现代无人飞行器必须满足的小体积和推力性能等方面的要求由于气动力、材料科学和制造业领域的发展得以实现．最近出现的许多部件结构上的变化解决了助推器安装于冲压发动机内的问题，创造了一个全新的燃烧室头部装置．介绍了俄罗斯联盟机械制造设计局在设计无人飞行器用冲压发动机时采用的确定外形结构的近似方法，同时讨论基本的冲压发动机系统结构特征．     

超燃冲压发动机4Ma进气道试验研究

在4Ma的风洞里对6个进气道模型进行了试验,测得了喉道处的壁压和总压,拍摄了纹影照片。这些模型的参变量是侧板后掠角、面积收缩率和外置形状,纹影照片表明,进气道内的激波形式与计算结果一致,流量系数和总压恢复系数都是50％～70％,存在着最大总压恢复系数条件下的最佳前缘后掠角和外罩长度。     

超燃冲压发动机的研究现状与动向

介绍了美国、法国、德国、俄罗斯和日本在超燃冲压发动机研究方面的现状。     

超然冲压发动机燃烧室中模态转换的演证试验

直连式燃烧室试验装置用于研究以氢作燃料的超燃冲压发动机燃烧室的性能。通过使用氢燃料补氧燃烧加热器，该装置可进行模拟Ｍａ＋５～８飞行状态的试验。是近进行了模拟Ｍａ＝５．９～６．２加速过程的试验。试验时有计划地改变了燃料流量，同时，燃料与空气的当量比保持恒定，燃烧室由具有燃前激波系（在喷嘴平面产生亚音速气流）的双燃料冲压发动机转变成没有燃前激波系的超燃冲压发动机。提供了试验结果并介绍了试验设备及控制系统。     

超音速燃烧冲压发动机试验用空气加热装置

曾设计、制造、试验、改进了用于超音速燃烧冲压发动机燃烧室地面试验的氢燃料空气加热装置。把氧喷入空气供应管,使加热装置进口平面的氧组分分布均匀。氢和温度分布均匀,是靠增加氢喷嘴元件数,均匀地安装这些喷嘴及调节它们的小孔直径达到的。在早期设计的这种加热装置中,曾观察到振荡燃烧,但在氢喷嘴元件的末端装上合适的火焰稳定器后,燃烧得以稳定。     

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。     

固体燃料和双模态冲压发动机研究

对工作在设计点Ｍａ＝６，高度为２４．４ｋｍ的高超音速飞行器采用固体燃料双模态冲压发动机的可行性进行了研究。分析表明，在接近燃料空气理论混合比且不考虑超音速燃烧室中热损失和壁剪切层损失的情况下，超音速燃烧效率达到９０％。初步的实验室展示了这种ＤＭＲＪ系统的工作状态，包括在超音速燃烧室中建立的持续燃烧。     

国外超音速飞航导弹的研制现状与发展趋势

简要介绍了国外超音速飞航导弹的发展情况和结构特点;提出了超音速飞航导弹的今后发展趋势。     

冲压发动机的试验研究方法

本文系统地介绍了美国自60年代中期以来研究的10几种现代冲压发动机结构方案和试验研究计划,对3类试验方法进行了综合比较和评价。     

冲压发动机不稳定燃烧机理

控制突扩型冲压发动机纵向不稳定燃烧具有十分重要的实际意义。燃烧室内火焰的几何形状对不稳定燃烧的频率和幅度都有很大影响,可利用这一点对不稳定燃烧进行控制。描述了在燃烧室内通过改变两个火焰稳定器的相对位置来获得不同的火焰形状的试验结果。不稳定性的重要机理是两个火焰稳定器的火焰峰周期性相交造成火焰表面积的周期性变化,并导致不稳定的热释放率,此不稳定热释放率还引起声振。通过调整火焰稳定器的相对位置,可改变火焰峰的相交汇合并控制不稳定性。     

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。