《固体火箭技术》第30卷（2007年）总目录

第1期火箭研究及应用火箭弹气动学科代理模型构建方法研究………赵良玉,等(1)滑跃式高超音速巡航飞行器设计初步研究………詹浩,等(5)发动机水冲压发动机掺混燃烧数值分析………………田维平,等(9)水反应金属燃料发动机比冲性能与燃烧室长度设计理论研究…………………………………………………胡凡,等(12)非壅塞固冲发动机补燃室内凝相颗粒运动规律研究…………………………………………刘佩进,李强(17)固冲发动机补燃室内强迫对流条件下硼颗粒燃烧速率研究……………………………………………胡建新,等(21)超燃冲压发动机燃烧室亚/超燃模…     

冲压空气涡轮泵供应系统方案设计及特性分析

为了把冲压空气为动力的涡轮泵供应系统从亚燃冲压发动机拓展应用至超燃冲压发动机,基于煤油燃料的双燃烧室冲压发动机(DCR)提出了一种冲压空气涡轮泵供应系统方案。供应系统的设计方案中,对涡轮泵选型、系统的调控策略及取气/排气方案进行了初步设计。同时,建立了供应系统的静态模型,通过系统压力、流量及功率平衡组成非线性方程组,使用牛顿迭代法对非线性方程组进行数值求解,得到了冲压空气涡轮泵供应系统在不同工况下的静态特性。最后,分析了飞行Ma范围在3.5~5.5下涡轮泵的性能和调节的变化规律。结果表明,涡轮所需的空气流量约占DCR发动机捕获空气总流量的3%,取气方案对发动机气动性能影响不大;离心泵的特性参数相对稳定,可以一直处于高效率工况下工作,但系统对增压后的燃料利用不足,造成涡轮功率利用率较低。     

液体冲压发动机技术发展趋势和方向

液体冲压发动机是超声速巡航导弹和无人驾驶飞行器的理想动力装置,各军事大国都在积极研究液体亚燃/超燃冲压发动机技术。对国外液体亚燃/超燃冲压发动机的研制历程进行了回顾和论述,提出了冲压发动机技术发展的主要方向和趋势。     

固体燃料超燃冲压发动机研究概况

对固体燃料超燃冲压发动机的应用背景、潜在优势,以及国内外研究现状和进展做了详细阐述。从固体燃料超燃冲压发动机工作原理、固体燃料类型、数值模拟以及实验研究等方面出发,论述了固体燃料超燃发动机研究的进展和难点,并对固体燃料超燃冲压发动机未来研究趋势进行了展望。研究认为:固体燃料在超声速流动下的热量分布与表面火焰传播等方面还需要深入研究,需建立不同固体燃料的受热行为模型;应用大涡模拟方法分析微尺度下流场结构并耦合固体燃料传热传质过程的可行性需进一步确认;考虑飞行参数,进气道与隔离段性能的发动机整体数值模拟工作需要进一步加强。     

《固体火箭技术》第28卷(2005年)总目录

第1期火箭研究及应用基于全模式遗传算法的导弹/固体冲压发动机一体化优化赵建民,等(1)…………………………………………………两种不同注水方式的燃气蒸汽式发射系统内弹道性能比较张仁军,等(5)…………………………………………………太阳能热推进的研究与发展…………………夏广庆,等(10)发动机发动机喷管喉衬烧蚀及热结构工程计算………付鹏,等(15)大长径比固体火箭发动机点火瞬态过程分析…钟涛,等(20)大型固体火箭发动机研制的关键技术……………阮崇智(23)收敛-扩张喷管中运用次流推力矢量控制技术的计算研究邓远灏,等(29)……………     

固体火箭冲压发动机的若干技术问题

简述了固体火箭冲压发动机类型及工作原理,总体评价了固体火箭冲压发动机发展时快时慢的原因,弹-机一体化设计、贫氧推进剂、进气道、转级机构、补燃室等设计中应注意的问题,提出了应加强的研究工作,即开展高能低沉积燃烧产物贫氧推进剂研究;完善多种燃气流量调节装置方案,提高其可靠性;进一步开展一次燃烧和二次掺混燃烧的理论和实验研究,提高燃烧效率;尽快建立自由射流等试验研究手段,开展相关的研究工作;适时开展固体燃料冲压、固体超燃冲压及膏体冲压等发动机的研究,不断拓宽应用领域。     

法国冲压发动机研究进展

综述了法国自上世纪八十年代中期以来在冲压发动机研制方面的技术进展。介绍了冲压发动机研制的试验技术指标及数值模拟技术,并对法国亚燃冲压发动机、超燃冲压发动机的研制进行了分析介绍。     

《火箭推进》2007年总目次

泵压式氢/氧液体火箭发动机质量分析……………………凌桂龙,张黎辉,唐家鹏2007,33(1):1膨胀循环发动机起动过程研究…………………………………………肖立明,罗巧军2007,33(1):7液体火箭发动机基于非线性理论的稳定性分析方法…………………杨晶晶,刘卫东2007,33(1):12小推力单元肼推力器温度场数值分析…………………汪琼华,汤建华,洪鑫,等2007,33(1):18蒸发式火焰稳定器冷态流场计算………………………………………金莉,谭永华2007,33(1):23高速复合叶轮离心泵多相位定常流动数值模拟………………………严俊峰,陈炜2007,33(1):28高工况涡…     

冲压发动机超声速进气道研究进展

超声速进气道是冲压发动机的关键部件之一。简要介绍了冲压发动机常用的典型进气道。重点叙述了进气道的最新研究成果,主要包括等溢流角弯曲前缘侧壁压缩进气道设计概念、支板引射压缩进气道、双模态超燃冲压发动机变几何进气道、全外压缩式超声速“参数进气道”、固定型面方转椭圆形超声速进气道（REST）等的设计概念与方案。最后概括了先进进气道的发展趋势。     

《固体火箭技术》1994年度总目录

第一期发动机固体火箭发动机压强曲线上升段预示的一种实用方法…………………………”………………………·宋明0王t超(1)用添加剂抑制固体火箭发动机排气二次燃烧的研究………………………………………………扬栋李上文】-c采汉(8)药桂的燃速弧线特征…………………………………………………………………………………………………昧德恩(17)可延伸出口锥对推力向量控制系统稳定性的影响…………………………………………………………………何景_;F(22)固体火箭发动机喷瞥两相漉动计算……………………………………………………………………     

火箭/冲压组合发动机工作特性分析

为分析火箭/冲压组合发动机在不同工作模态下的工作特性,对其在没有二次补燃情况下的内流场进行了数值模拟和分析,结果表明:(1)在火箭引射模态,火箭发动机应尽可能工作在其设计状态;(2)为有利于掺混燃烧,在较低的高度、较高的速度下由引射模态转换到亚燃冲压模态可能比较好;(3)在亚燃冲压模态,火箭发动机以某种低工况工作对冲压发动机的点火和火焰稳定是极为有利的;(4)在纯火箭模态,进气道关闭与否对组合发动机的整体性能几乎没有影响;为了获得较高的性能,二次喷管应采用扩张通道。     

固体火箭燃气超燃冲压发动机概念分析(Ⅰ)——全流道一体化设计

针对中心支板式固体火箭燃气超燃冲压发动机,从大气模型、进气道、燃烧室及尾喷管四个模块出发完成了其一体化流道设计。针对所设计的发动机设计点及非设计点,采用全流道一体化数值模拟的方法对发动机设计的合理性进行了验证。研究结果表明,发动机设计点及非设计点进气道均已启动,燃烧室及后体工作状态良好,验证了发动机设计的合理性;碳颗粒的燃烧效率限制了发动机整体的燃烧效率水平及发动机性能,发动机设计点整体的燃烧效率为49%,比冲仅有3674.61 m/s,提升碳颗粒的燃烧效率作为固体火箭燃气超燃冲压发动机性能提升的关键点;由于燃烧室长度可能较短,构型较为简单,这对于发动机的一体化设计是不利的,如果能合理布置燃烧室构型,则对固体火箭燃气超燃冲压发动机的二次补燃效率及发动机性能的提升有所帮助。     

单模块超燃冲压发动机一体化流场数值计算

采用数值计算方法求解了单模块超燃冲压发动机内外流一体化流场，得到了流场详细结构和单模块发动机的性能参数，并对不同工况下的发动机性能进行了对比研究，探讨了发动机在有、无进气道侧压情况下的性能差异，分析了其中的原因。计算结果表明，研究工作中所发展的数值计算软件可以用于超燃冲压发动机的一体化流场计算，正确给出发动机的各项性能。计算结果还显示了发动机设计模型中存在的不足。     

超燃冲压发动机研究综述

超燃冲压发动机技术是一项新型的、具有广阔发展前景的推进技术。本文对国内外超燃冲压发动机最新研制情况进行了综述，重点论述了该类发动机关键技术研究情况，并对关键技术研究及思路提出了几点建议。     

液体亚燃冲压发动机性能分析研究

随着巡航导弹的作战空域和飞行速度的不断增大,对液体亚燃冲压发动机的性能要求越来越高,亟待对冲压发动机性能的影响因素进行分析研究.通过对液体亚燃冲压发动机的工作过程进行详细的分析研究,编制了冲压发动机性能计算软件,利用该软件分析冲压发动机的各个关键组合件,如进气道、燃烧室、尾喷管以及燃油供应系统等各个组合件的性能对冲压发...     

空天瞭望

澳超燃冲压发动机试飞失败 澳大利亚一台超音速燃烧冲压喷气发动机9月18日进行了期待已久的一次试飞,但因发射用的火箭未达到预定高度而失败。该项目牵头单位昆士兰大学称,携带“超燃冲压航天”1实验发动机的两级探空火箭是在挪威安多亚火箭靶场发射的,但未能飞到启动实验所需高度,从而使实验无法按预定计划进行。这次试飞已准备了3年,耗资1400万澳元（1300万美元）,经费由澳“航天研究计划”提供。     

美将用大尺寸超燃冲压发动机进行风洞试验

美将用大尺寸超燃冲压发动机进行风洞试验美国即将在美国航宇局兰利研究中心的一座风洞中对一台大尺寸冲压／超音速燃烧冲压发动机进行试验。这些试验将使国家空天飞机的研究人员首次能够确定尺寸因素对超燃冲压发动机研究与开发过程中已进行的设计计算的影响。在此之前，...     

燃气喷注条件对中心支板式固体冲压发动机燃烧性能影响研究

固体火箭燃气超燃冲压发动机具有高比冲、结构简单、流量易调节等优点，然而在超声速空气流的燃烧室中，如何让燃料更好地与空气掺混，增加颗粒停留时间，在较短时间内释放出更多的燃烧焓成为目前研究的重点。提出了一种基于中心支板燃气喷注的含硼固体火箭超燃冲压发动机方案，开展了模拟马赫数6.0、高度25 km来流条件下的地面直连试验和数值仿真研究，验证了该方案的合理性和优势，并获取了燃烧室内的燃烧特性，探寻了固体燃气喷注方式对燃烧室性能的影响规律。结果显示，相比于中心支板喷注方案，侧壁喷注存在总压损失大、反压激波串长度大、进气要求严苛等问题，但能够增强掺混，提高燃烧效率,缩短燃烧所需距离；而在中心支板式固体冲压发动机中，在燃烧室侧壁面引入较小流量的一次燃气，可以增大固体颗粒在燃烧室内的穿透深度，提高燃烧效率和燃烧室性能。     

烃燃料超燃冲压发动机在美首次试飞

美国阿联特技术系统公司（ATK）、国防高级研究项目局（DARPA）和海军研究办公室（ONR）去年12月10日在沃洛普斯岛成功试飞了一种超燃冲压动力飞行器。这是采用液烃燃料的超燃冲压动力飞行器首次进行自由飞行。此次试飞是由DARPA和ONR出资的“自由飞行大气超燃冲压发动机试验技术”（FASTT）计划的一部分。飞行器由ATK公司设计建造。此前该公司还建造了氢燃料X-43A超燃冲压动力飞行器．而X-43A在2004年11月的试飞中创下了将近10马赫的有动力飞行速度世界纪录。公司官员称。ATK公司高超音速飞行计划旨在发展先进的高超音速武器。本次试验用的飞行器长约2．7米。直径约0．28米。采用JP-10燃料。在超过18.3公里的高空与助推火箭分离后．超燃冲压发动机点火工作．将飞行器加速到了约5．5马赫的速度。该超燃冲压动力飞行器飞行了至少15秒．随后溅落到海上。     

涡轮基组合循环发动机的发展现状及关键技术浅析

近年来,世界各国在高超声速武器领域的竞争日益激烈,作为高超声速武器核心的动力系统更是成为高超声速武器研制的重中之重。要实现高超声速武器在宽速域、大空域飞行状态下对动力的需求,集成涡轮发动机、亚燃/超燃冲压发动机的涡轮基组合循环发动机(TBCC)是一种较为理想的方案。TBCC根据飞行器所处飞行阶段、飞行高度切换到最合适的工作模态,可以满足天地往返的空天飞行对动力装置的需求,且具有较好的经济性能。本文主要对几种典型TBCC方案及关键技术进行分析。