装有或没有锥形旋流器的管道式侧向进气道冲压火箭复合式发动机流场

为评估圆顶燃烧室中安装锥形旋流器后产生的效能，研究了安装或不装锥形旋流器的管道式侧向进气道冲压火箭复合式发动机流场。锥形旋流器的使用将改善流体图谱并加强燃烧室流体涡旋强度以便以解燃烧室过热部位并进一步提高油／气混合效率。用ＫＩＶＡ３程序对燃烧室流场进行了模拟和计算。模拟结果表明这种锥形旋流器有一定的优越性。燃烧室加装锥形旋流器以后，其流体展现出强的旋涡；已发现切向动能约为总动能的三分之一。这种锥形旋流器也可以破坏旋涡结构，这种破坏起到了气动火焰稳定器作用，也稳定了燃烧流场。然而锥形旋流器结构也确实会带来更多的压力损失，这种压力损失对导弹性能的影响有待进一步加以评估。固体推进剂损失的这种形响也需要进行讨论。     

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。     

火箭发动机喷管中侧向负载来源

火箭发动机喷管中的气流分离由于其不对称被认为是不容许的,这种不对称是在分离时产生的,并且会形成与喷管轴线成一定角度的力,这种力被称为侧向负载。这是不利因素,会导致火箭发动机喷管的损坏。研究了在具有理想回路的喷管中由于气流分离而产生的侧向负载。气流分离具有分离线不对称的脉动性,它明显依赖于喷管壁的曲率。     

火箭冲压发动机的飞行性能

探讨了吸气式火箭发动机的飞行特性。用一维模型分析了进气道的气流，根据飞行速度／高度、空气流量和燃料流量等计算了发动机推力，根据计算的推力与空气阻力的关系，探讨了可以加速飞行器的富余推力。结果证明，与原来的固体火箭发动机相比，这种发动机通过对飞行航线的选择和燃料流量的控制可使地空导弹的飞行距离增加７倍，空空导弹的飞行距离增加１～２倍。     

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     

冲压火箭发动机的最佳工作

实验证明冲压火箭发动机的飞行性能不仅与固体燃气发生器的燃烧性能有关， 而且与吸入空气流量有很大关系， 因此其性能最终取决于飞行速度与高度。以燃料的燃气流量与空气的混合比为参数， 求出了喷管截面积与进气口截面积的关系。明确了增加射程的条件与飞行速度的关系随飞行高度而变化     

引射式冲压发动机和管道火箭的比较

为了改进多级助推器第一级的性能,空气喷气火箭的概念,如引射式冲压发动机和管道火箭正在受到重视。为了评价这两种空气加力火箭,并在共同的基础上进行比较,本文给出了引射式冲压发动机和管道火箭的分析方法,因此可以沿着不同的飞行弹道计算并比较这两种推进系统的性能。这两种发动机都是利用空气同主火箭的排气混合和燃烧的。在管道火箭中,混合和燃烧是同时发生的,而在引射式冲压发动机中,补燃是在二次质量流和主质量流混合并扩散到低亚音速以后发生的。本文还计算出了有尖缘超音速进气口的引射式冲压发动机的海平面亚音速性能。结果表明,同以液氧和液氢作推进剂的参考火箭比较,在马赫数1～5范围内,引射式冲压发动机和管道火箭在比冲方面都有显著的提高。然而,为了达到这一点,必须保持低的弹道,以便能捕获适量的空气,并且还必需有相当高的二次质量流和主质量流比(引进空气质量流/火箭排气质量流)。同管道火箭相比,引射式冲压发动机性能增加较大。     

瑞典的火箭冲压组合发动机

瑞典Volvo发动机公司为RRX5地空导弹研制火箭-冲压组合发动机几经有好几年了。这种组合发动机内冲压主发动机和固体火箭共用一个燃烧室。主发动机是以Volvo公司于五十年代开始研制的冲压发动机为基础,而固体火箭实际上是一个装有固体燃料的管子。因为尾喷管要适应固体发动机和冲压发动机不同的出口截面,所以在固体装药和喷管中加了一个中心锥,它在固体燃料燃烧后脱落。固体发动机     

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     

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％。     

冲压火箭发动机燃料的选择准则

燃料的种类和特性影响到冲压火箭发动机外形的设计和在可适用的飞行包线内的性能。选择准则包括像能(量)级和能量的控制,初次和二次可燃性及燃烧过程,可见性,燃速范围,温度敏感度,加工性能和成本等这样一些特性。从热化学上来分析,轻金属和碳氢化合物释放出的能量最多。在重量和容积受限制的系统中,需要考虑重量热值和容积热值的重要性。为了同燃料喷咀形式、进气道和燃烧室构型相适应,必须评价燃料的二次燃烧特性。燃料的能(量)级决定发动机外形、燃料流率和推进剂重量。推进剂燃速、外壳限制和燃料流率决定燃气发生器药柱的考虑。还对各种备选药柱设计问题,同燃烧图谱和可达到的容积载荷在一起,进行了讨论。     

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。     

火箭冲压发动机试验导弹的进气道

在冲压发动机研究计划范围内,在政府部门支持下,法国国家航空空间研究院研制了一种在巡航段由固体燃料冲压发动机推进的火箭冲压发动机试验导弹。本文的目的,是介绍一些气动试验和计算方法,即能确定和最优选择此类模型进气道的方法。为此,制作了一个比例为1比3、包括多种形式的模型,以便在莫当-阿夫里尔(Modaile-Avrieux)试验中心超音速风洞S2中进行M数为1.8～3的试验。综合试验是在高超音速风洞S4中进行的,这个风洞的喷管M数为2,实际进气情况与零高度相当。文中介绍了比例效应,然后将首次弹道飞行得到的数据与试验结果作了比较。     

整体式固体火箭冲压发动机在中远程空空导弹上的应用

介绍了国外中远程空空导弹及其动力装置的概况与发展趋势,对于整体式固体火箭冲压发动机的技术特点和其在空空导弹上应用需解决的主要技术问题进行了分析,并对空空导弹用整体式固体火箭冲压发动机今后的发展提出了自己的看法。     

大面积比火箭发动机的海平面侧向载荷

本文根据全尺寸J-2S发动机(推力265千磅,喷管面积比40:1)和模型发动机试验的数据,建立了求气动力作用载荷的实验分离和侧向载荷模型。实验数据包括目测的分离流型,该流型能示出分离现象的动态特性。文中对测量的和作用的侧向载荷做了比较,还给出了分离位置与侧向作用载荷的相关式及决定分离位置的方法。     

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。     

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。     

火箭/冲压发动机进气道的实验研究

为了研究火箭/冲压发动机使用的固定侧边进气道的工作特性,利用超音速模型进行了风洞试验。以风洞的均匀流马赫数和进气流量为参数,研究了在超临界工作状态的总压恢复和流速分布特性。在这种情况下,总压恢复特性比常规的可变进气道的性能低。明确了在进气道出口的弯曲管道内设导流叶片对保持总压恢复特性和流速分布都是有效的。     

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。     

火箭发动机毛坯冲压工艺的改进研究

某型火箭弹前、后燃烧室毛坯生产在原工艺条件下,易出现裂纹并存在工序多、生产周期长等问题,不仅影响产品质量,也制约了大批量生产。通过大量对比验证试验,对原工艺进行了较大改进,有效地解决了这些问题,大大提高了产品的合格率和生产效率。