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。     

超燃冲压发动机的空气动力问题

介绍了日本航空宇宙技术研究所对空天飞机的试验机用的超燃冲压发动机的进气道、燃烧室、喷管及发动机系统的试验情况,并且探讨了发动机在超音速燃烧情况下的空气动力问题。     

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。     

超音速燃烧冲压发动机喷管流场的数值解

本文用非分裂、显式、MacCormack非稳定/有限差分法解运动方程组.稳流传输以稳流动能模型表示.同时按冻结平衡或简单的全程有限速率模型处理化学问题.还介绍了一种典型的超音速燃烧冲压发动机的计算值,展示了在不同的喷管中其非均匀进口流剖面对喷管流场和性能的影响情况.     

超音速燃烧研究

简述了超音速燃烧的应用。介绍了超音速燃烧的初始工况，即外燃的初始工况是介于未扰动流和小角度偏转超音流之间的状态；内燃的初始工况是在隔离管内存在燃前激波系，在发动机点火或重新点火情况下，初始工况是位置４对应的工况，燃烧开始后，初始工况为位置８对应的工速况（见图２）。介绍了超音速燃烧研究的两项成果：激波串模型和超音速燃烧室中的流场模型。提出了超音速燃烧研究遇到的几个难题。     

超然冲压发动机模型吹风试验研究

为加深对一体化二元超音速燃烧冲压发动机的了解，美国ＮＡＳＡ／火箭发动机公司兰利研究中心共同进行一项研究。该发动机为弹用、运行速度范围为Ｍａ３～８、使用吸热碳氢燃料。一个完全气态乙烯作燃料的、缩尺寸超燃冲压发动机模型将在兰利研究中心燃烧加热的超音速燃烧试验设备上进行自由射流试验。然而，在发动机自由射流试验之前，进行了进气道／燃烧室的流路模型试验，以研究固定几何尺寸的进气道——一燃烧室结构。试验结果指出，低收缩比的固定几何尺寸的进气道容易自行起动，同时呈现平滑的、渐变的进气道不起动。少数模型仅压引起中心体表面的流动分离，直至进气道隔离段。确定了燃烧室——进气道相互干扰和进气道不起动的边界。     

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。     

固体燃料的超音速燃烧

成功地验证了燃烧室由聚甲基丙烯酸甲脂制作的固体燃料超燃冲压发动机，热空气以Ｍａ＝１．５的速度进入燃烧室，少量的氢气被喷射到位于燃烧室前端的超音速／亚音速混合的火焰稳定区，用以维持燃烧，燃烧室由一个短的等截面积段和一个扩散段组成。燃烧室出口马赫数通常为Ｍａ＝１．１～１．４，燃烧效率可达８７％，相应的当量比为０．４９～０．６５，喷管出口温度耙测量值表明，在热壅塞的固定直径区附近产生的粗糙表面使气体充分混合，以便使中心线有较高的温度．但是，由于加热及壁面摩擦引起的损失使燃烧室总压损失达５０％～７０％。     

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。     

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。     

日本超音速燃烧冲压发动机的研究

一、研究概况日本航空宇宙技术研究所从1977年开始研究航天飞机用的吸气式发动机。最初对火箭/冲压组合发动机,包括超音速燃烧进行了各种实验,并对使用火箭/冲压发动机的垂直起落式航天飞机的发射性能进行了计算,证明了其优越性。从1984年起转为超音速燃烧冲压发动机的研究。1986年,以航空宇宙技术研究所为中心开始研究使用超音速燃烧冲压发动机、飞行M数为6～12的单级往返航天飞机。为了发展这些研究成果,对超音速燃烧室进行了实验研究,下面简要介绍其结果。     

超音燃烧冲压发动机

超音燃烧冲压发动机是一种能够在相当高层的大气中把飞行器或导弹从中等超音速推进到高超音速的推进系统。在这种飞行状态下使冲压空气在燃烧加热之前减速到亚音速有许多问题。在超音燃烧冲压发动机中可行的加热方式有两种;     

俄罗斯超燃冲压发动机的研究概况

前言近年来，以美国的Ｈｙｐｅｒ－Ｘ计划为代表的超燃冲压发动机的研究进度不断加快。超燃冲压发动机是一种在超音速气流中燃烧的冲压发动机，超燃是相对一般冲压发动机在亚音速气流中燃烧而言。高超音速飞行时，冲压发动机进气道中的气流被压缩到亚音速，压力损失很大，...     

甲醇热解组分对超音速燃烧影响的数值模拟

针对某模型超音速燃烧室,采用总包化学反应动力学模型计算了添加甲醇燃料热解气体组分条件下碳氢燃料的燃烧特性。对比分析了不同条件下内部温度场、氢气浓度的分布以及燃料的转化特性等。结果表明：添加甲醇燃料热解气体后可以有效改善发动机的着火和燃烧特性。     

一种新的推进概念:整体式火箭双燃烧冲压发动机

本文介绍一种新的推进概念,即整体式火箭双燃烧冲压发动机(the integralro—cket,dual-combustion ramjet,以下简称IRDCR),它可以用在高超音速、体积有一定限制的导弹上。实际上,就是把一个“突胀式(dump-type)亚音速燃烧冲压发动机放在主超音速燃烧冲压发动机(Scramjet)系统中作富油的、热燃气发生器,因而可以允许使用碳氢燃料而不用极活性硼基燃料。靠超音速冲压发动机燃烧室中装火箭—助推推进剂可改进推进系统的容积效率。研制了一套设计IRDCR发动机热循环和估算其性能所需要的新方法。根据一组特殊进气道,在马赫数4～7,定常飞行动压为5000磅力/英尺~2的飞行条件下的典型计算值讨论了这种新的方法,还根据最大推力和发动机效率原则讨论了发动机性能对进气道工作特性的敏感性。一般说,IRDCR在性能特性上兼有普通冲压发动机和超音速燃烧冲压发动机两者的某些优点。     

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…     

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。     

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。     

法国进行超音速冲压发动机试验

法国进行超音速冲压发动机试验法国航空航天公司最近在法国中部布日尔试验中心完成了首次超燃冲压发动机试验。这也是欧洲第一次大型发动机燃烧室超高速燃烧试验。燃氢发动机以Ｍａ＝６即接近７５００ｋｍ／ｈ的高速工作了６ｓ。由于法国建立了欧洲最先进的新的超音速试验...     

液体冲压发动机的燃烧研究

为阐明液体冲压发动机的推力特性,对这种发动机的理论燃烧性能进行了研究,并与火箭冲压组合发动机进行了比较。在相同的燃料流量下,液体冲压发动机的比冲约为火箭冲压组合发动机的2倍。尤其使用JP-10等高密度燃料时,密度比冲也显示出优越性能。但研究发现,液体冲压发动机的燃烧效率和喷管流动效率受自大气中引入的空气流量影响较大。为取得较高的比冲,液体冲压发动机的空气流量远大于火箭冲压组合发动机的,进气口的性能对发动机性能的影响很大。为探讨液体冲压发动机的燃烧性能,试制了燃烧室内径为150mm的小型液体冲压发动机,进行了直连式燃烧试验。试制发动机在空燃比为50～140范围内稳定点火、燃烧,用C表征的燃烧效率达到90％以上。