澳大利亚进行两次超燃冲压发动机试验

随着数日内的两次发射试验，澳大利亚Hyshot超声速项目有了新的进展。此项试验由昆士兰大学牵头，目的是验证由试验设备获得的超声速燃烧的性能。2006年3月25日，在澳大利亚阿德莱德市以北500km的伍麦拉导弹发射试验基地，一枚小猎犬-猎人Mk70（Terrier-Orion Mk 70）火箭携带了由QinetiQ公司设计的超燃冲压发动机进行了试验。     

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。     

日本超燃冲压发动机飞行试验失败

2006年3月30日，日本宇宙航空研究开发机构（JAXA）委托澳大利亚昆士兰大学在澳大利亚南部伍麦拉火箭发射中心进行了第2次超燃冲压发动机飞行试验。此次飞行试验目的是收集超燃冲压发动机性能数据，以验证装有经改进的纵涡导入型燃料喷嘴的发动机燃烧室的性能，并了解它在实际飞行环境下内部的压力分布、温度变化。     

澳大利亚进行超燃冲压发动机飞行试验

2006年3月25日，澳大利亚在内陆地区进行了超燃冲压发动机的飞行试验，试图达到8000km／h的飞行速度。这一价值142万美元的项目是由昆士兰大学的研究人员负责执行的。这一超燃冲压发动机由英国Qioneti Q公司研制，它搭乘一枚火箭，在10min内发射到314kin的高空。     

Ma=8飞行条件下的改进型水冷超燃冲压发动机试验

利用冲压发动机试验设备对改进前的超燃冲压发动机(E1)和改进后的超燃冲压发动机(E2)的推力性能进行了比较.考察了改进后的超燃冲压发动机结构性能.用改进型超燃冲压发动机模型在Ma=8飞行条件下进行了燃烧试验.介绍了试验设备与试验结果.     

超燃冲压发动机在试验设备上的燃烧试验技术

缩比超燃冲压发动机在Ｍａ＝４、６、８条件下的燃烧试验中，燃料供给变化对燃烧稳定及推力增量产生直接影响，但设备喷管与发动机安装相对位置有可能引起干涉作用，发动机排气对低压仓压力产生影响，反过来影响试验流场和设备喷管的起动而又直接影响发动机工作界限及性能。     

高超音速外流场中的超燃冲压发动机喷管试验

对超然冲压发动机的非对称流场进行了试验研究，以确定发动机尾气与高超音速外流间的相互作用对喷管性能的影响．试验模型由一个扁平板状斜台和一个短罩组成．试验在超音速（Ｍａ＝７．１）风洞中进行．风洞自由流模拟航天飞机周围的外流．温度为室温的空气模拟发动机尾气流．测量了流场内模型的表面静压和皮托压力分布，喷管的性能就是根据这些压力计算的。采用了多种流动显影技术．发现在不完全膨胀状态下，外流仅从斜台侧面影响模型表面压力，这是因为交叉激波未接触斜台表面．这表明外流对斜台表面的附面层分离产生抑制作用．当使用长的侧面导流栅时，发动机尾气流翼展方向的膨胀受到抑制，由此可知，采用长的侧面导流栅使推力略有增大．通过附面层修正特性曲线的两种验证方法预计的喷管性能与采用长侧面导流栅的试验结果一致．     

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。     

超燃冲压发动机技术

超燃冲压发动机是研究对应飞行马赫数大于6、以超声速燃烧为核心的冲压发动机技术。它的应用背景是高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机等。半个世纪以来,它的研究受到了美、俄、法等国的重视。目前,超燃冲压发动机技术已经开始进行飞行演示验征。21世纪,超燃冲压发动机技术必将得到较快发展和实际应用,必定会对未来的军事、政治、经济等产生深远影响。     

超燃冲压发动机试验研究的国外动态

简要介绍美国超燃冲压发动机（Scramjet)研发计划、试验设备建设状况和试验概况。     

美国空军开始超燃冲压发动机试验

普惠公司/波音公司研究小组与美国空军研究实验室签订了潜在价值为1.4亿美元的合同,将在2 0 0 7～2 0 0 8年开始对超燃冲压发动机演示器进行多次Ma =6～7的飞行试验.这项超燃冲压发动机飞行演示器计划将降低NASA/美空军X 4 3C实验型高超声速飞行器的风险,该飞行器也定于2 0 0 7～2 0 0 8年左右飞行.这种单发动机演示器(SED)将把普惠公司的碳氢燃料超燃冲压发动机引进到波音公司的骑波器型一次性使用的飞行器中.这种演示器将在110 0 0m高度从B 5 2轰炸机上投放,采用固体火箭助推器推进到Ma =4 .5 ,然后双模冲压/超燃冲压发动机将接力并…     

日本进行超燃冲矸发动机Ma=6的燃烧试验：－研究支柱和隔离段的作用

对超坟发动机Ma=6条件下的燃烧性能进行了试验,对发动机隔离段长度及支柱进行技术状态高速,研究不同状态下燃料当量比分布及燃料效率和推力的变化关系,并措出了对发动机气动轮廓改进的方向。     

利用多点皮托管测量静压的超燃冲压发动机进气道空气捕获率

提出了利用多点测量耙的发动机进气道空气捕获率测量法。该方法是在发动机模型出口安装多点压力测量耙,根据发动机出口的压力测量结果测定空气捕获率。介绍了通过发动机燃烧试验证明该测量方法的优点及其可行性。     

日本进行超燃冲压发动机Ma=6的燃烧试验--研究支柱和隔离段的作用

对超燃冲压发动机Ma=6条件下的燃烧性能进行了试验,对发动机隔离段长度及支柱进行技术状态调整,研究不同状态下燃料当量比分布及燃烧效率和推力的变化关系,并找出了对发动机气动轮廓改进的方向.     

超燃冲压发动机:高超声速气动推进的选择

高超声速吸气式动力系统在通往实际应用道路上遇到了很多困难.采用气动原理对超声速混合及燃烧过程的某些性质进行了分析,并应用瑞典学术界20世纪七八十年代进行的超燃冲压发动机研究的数据,根据风洞试验对超声速混合问题进行了评估.最后对超燃冲压发动机的燃烧和空气掺混问题提出了一些改进建议.     

超燃冲压发动机的三分力测量(二)--外部流与边界层吸入的影响

利用冲压发动机试验设备的1／5缩比小型风洞和发动机模型测量了矩形截面超燃冲压发动机的三个分力,即推力、升力和俯仰力矩。探讨了在Ma=4条件下外部流对三个分力的影响。对Ma=6条件下取得的测量值与根据壁压分布的估算值进行了比较,探讨了修正外部流影响的方法。介绍了试验方法与结果。     

美国开始超燃冲压发动机的地面试验

2002年7月，美国空军和普惠公司在GASL工程服务公司的试验装置上对第一台飞行质量碳氢燃料超燃冲压发动机进行试验。地面演示发动机(GDE)试验将为2003年底进行的后继型GDE-2试验和具有飞行价值的发动机研制铺平了道路，新的发动机将使NASA／美国空军的X-43C高超声速推进技术演示器在2007年初达到Ma-5以上。     

超燃冲压发动机的三分力测量(一)--Ma=4～8飞行条件下的发动机阻力

提出了根据发动机总压恢复率求出发动机内部的总压分布, 估算摩擦阻力与发动机内部阻力的方法.用冲压发动机试验设备的1/5缩比小型风洞和1/5缩比发动机模型与各种支架, 在Ma=4, 6, 8不同飞行条件下同时测量了壁压分布和阻力.并用这些测量值估算了发动机的总压恢复率和发动机内部阻力.得出结论, 证明上述方法的可行性.