整体式液体冲压发动机

整体式冲压发动机是将固体助推火箭与巡航用液体燃料冲压发动机组合成为一个整体的新型动力装置,它是超声速、小体积、中远程导弹动力系统的最佳选择.整体式冲压发动机的出现将冲压发动机的应用推向一个新阶段,引起世界各国的广泛重视.近几年我国在整体式冲压发动机很多关键技术的研究上有所突破.液体冲压发动机和助推火箭共用一个燃烧室,使燃烧室中无法安装专门的机械式火焰稳定器和空气冷却衬筒,这为解决燃烧室的点火起动问题、振动问题及热防护问题带来了很大的困难.试验表明:冲压发动机的点火起动问题有多种解决方案,其中火焰稳定性准则的满足是点火起动的重要条件;燃烧室的进口流场,燃油浓度分布等对振动有很大的影响;计算表明,冲压发动机在飞行状态时,流经燃烧室壳体外表面的高速气流的冷却作用可大大降低燃烧室壳体的温度,在相同的冷却效果下,可降低对热防护层的要求.     

固体发动机用钛的发展

本文论述了用钛合金制造固体火箭发动机壳体的优越性,评述了美国及其它西方国家钛壳体的研制和应用概况,简要介绍了我国钛壳体的试制现状。认为,现代宇航发动机壳体采用钛合金仍然具有重要意义。     

碳纤维在固体发动机壳体研制中的应用

本文简述了固体发动机壳体材料的研制现状,着重论述了碳纤维在固体发动机壳体研制中的应用。     

固体火箭冲压发动机燃烧性能评价方法

通过对固体火箭冲压发动机的工作特点分析,提出了适用于评价固体火箭冲压发动机燃烧性能的方法。对气动法、燃气分析法、台架推力法等燃烧性能评价方法进行了分析,并对其优缺点进行了说明。     

固体火箭超燃冲压发动机理论性能分析

基于布雷顿循环,考虑燃烧产物的离解,针对固体火箭超燃冲压发动机工作过程进行了建模研究,开展了发动机理论性能分析,研究了飞行参数、燃料种类对发动机性能的影响,探究了超燃冲压发动机的工作极限。结果表明：固体火箭超燃冲压发动机的性能随着飞行马赫数的增大和飞行高度的升高而下降;当工作当量比增大时,质量比冲和体积比冲均下降,但比推力逐步上升;当工作空燃比增大时,比推力下降,但质量比冲和体积比冲均逐步升高。燃料种类对发动机性能有显著影响,在空燃比5～27的范围内,固体推进剂的体积比冲存在明显优势,但比推力和质量比冲不及氢气和煤油。相比于氢气和煤油,采用硼基固体推进剂作为燃料的超燃冲压发动机可以在更宽的飞行马赫数范围内工作,预示着固体火箭超燃冲压发动机宽包络飞行的潜力。     

薄壁发动机壳体加工及热处理中的新工艺

以固体火箭发动机燃烧室壳体为例，介绍一种以提高加工精度、材料的强度和韧性为目标，在加工、焊接、热处理中的几种新工艺。并论述了该工艺的原理及使用原则，实践证明，这种新工艺是有效的。     

喷丸强化——解决壳体低应力爆破的途径

固体火箭发动机壳体低应力爆破现象,在发动机研制中屡见不鲜。壳体发生低应力爆破的主要原因是处于拉应力状态下的表面裂纹或类裂纹扩展到引起脆断的临界尺寸所致。而喷丸强化能使零件表面产生压应力,封闭零件表面裂纹或类裂纹,推迟裂纹扩张断裂时间,延长壳体使用寿命,减少低应力爆破。     

整体式固体火箭冲压发动机研制

概要介绍了我国第一种整体式固体火箭冲压发动机试验研究样机的研制,讨论了样机地面试验研究和飞行试验研究两大阶段中,整机（含主级和助推级）各部件及分系统的设计,试制和试验工作,样机结合合理,主级比冲比国外同类型号导弹发动机有较大提高,助推级综合性能和热防护也优于后者。     

固体发动机及火箭固有振动特性预估

用有限元方法计算了选用的固体火箭各级发动机壳体，药柱及整机固有频率和振型，并计算了火箭固有振动特性，为发动机冲击试验，今后的模态和振动试验提供了参考数据。这些数据是选择测试设备及量程，激励方式及位置，测点布置及试验夹具设计等测试技术所必需的。     

固体火箭发动机的低易损性问题

从"谢菲尔德"号驱逐舰沉没的教训,揭示了固体火箭发动机低易损性设计的重要性.分析、讨论了研制钝感推进剂、采用新型复合材料壳体和壳体采用特殊结构设计等新技术在发动机低易损性设计中的应用.对我国开展战术导弹固体火箭发动机低易损性的研究和应用提出了建议.