马夸特公司改建发动机试车台以支持高超音速飞机研究

为了支持美国空天飞机(NASP)发动机模块的高超音速研究,马夸特公司正在更新现有的发动机试车台,以便模拟M=8,30km高空的飞行状况.由于NASP推进技术发展的需要,制订了6百万美元的发动机试验设备(ETF)的改建计划.这使马夸特公司在五、六十年代提出的许多冲压发动机和超燃冲压发动机设计能力重新得到发挥,其中大多数设计属于保     

超音速燃烧冲压发动机最佳设计参数

本文对超音速燃烧冲压发动机设计参数进行优化。从产生推力与发动机热力循环两方面综合分析得到了以下结果:作为空天飞机动力装置的超音速燃烧冲压发动机,在M_H=6-6.6飞行范围内,按照等面积和等M数分段加热的热力循环设计时,比冲最大;在M_H=6.6-10飞行范围内,按照等面积和等温分段加热的热力循环设计时,比冲最大。从而得到最佳设计参数,并在此基础上,用一元流方法计算了有面积变化,有化学反应、摩擦和散热损失时,超音速燃烧冲压发动机的性能。     

固体火箭冲压发动机的应用前景

固体火箭冲压发动机具有冲压式发动机的一般优点:长距离飞行、维持超音速、甚至在飞行终端阶段都能实现高g机动飞行.当从后勤方面考虑液体冲压发动机不适用时,和固体冲压发动机的性能及机动性不能满足要求时,固体火箭冲压发动机则具有明显的优势.由于它的能量高、可靠性好,因而非常适合于军事用途.在下一代、长距离战术导弹中,固体火箭冲压发动机的应用具有广阔的前景.在美国和苏联进行了一系列的飞行试验后,七十年代后期和八十年代初,法国和西德又分别进行了多次飞行试验.据透露,日本也将在1986年10月前后进行飞行试验.研制工作很活跃.     

拉菲尔公司披露冲压发动机研制工作

以色列拉菲尔公司在从事冲压发动机导弹动力装置研究,现已完成几次发射试验。该项计划已纳入处于研制阶段的工程。以色列的马纳推进与探究系统分公司已在试验环形进气道冲压发动机设计,这可能与以色列飞机工业公司的加伯列反舰导弹的超音速后继型号研制项目有关。以色列冲压发动机计划的详情不清,拉菲尔公司只是表明这些研究项目属技术验证器。它谢绝讨论冲压发动机潜在的特殊应用。然而,环形进气道冲压发动机设计很可能应用于面空、空面或面面导弹。认为多个进气道（两个或四个）比较适用于空空导弹整体式火箭冲压发动机设计。加拍列导弹后…     

美国空军正在研究氢燃料超音燃烧冲压发动机

美国空军航空推进实验室正在研究用于M6-12速度范围的超音速燃烧冲压发动机技术.据该实验室报道,目前正在以下几个方面寻求技术发展:超音速燃烧冲压发动机的进气道设     

航天飞机用冲压发动机设计性能及燃料问题

本文论证了高M_α数亚燃冲压发动机用于航天飞机的可能性。并对用液氢、甲烷、丙烷等作为燃料的冲压发动机特性作了详细的计算分析。讨论了冲压发动机的工作菱形区、发动机特性及各截面的协调关系等问题。计算结果表明,在M_α=2～6及H=0～40km范围内,亚燃冲压发动机能满足航天飞机对动力装置的要求。在一定的条件下,液氢、甲烷和丙烷均可以被选为航天飞机用的冲压发动机的燃料。     

冲压发动机的展望

在未来战争中,大射程(>100公里)、超音速(M≥2)、超低空(掠海或贴地)的飞航式导弹将有广阔的应用前景.冲压发动机是用于这种任务的最好动力装置.在各种冲压发动机中,整体式(亦名“组合式”)火箭冲压发动机优点更多,是发展的方向.本文对整体式火箭冲压发动机的三种基本类型在使用范围方面作了比较.最后提出有关研究和发展中的课题.     

整体式液体冲压发动机导弹一体化设计

整体式冲压发动机导弹一体化设计,是把导弹与整体式液体冲压发动机作为一个系统,以系统性能最佳为目标,同时优选导弹和发动机的参数,文中以中程超音速飞航导弹为算例,针对整体式冲压发动机的特点,研究了导弹/整体式冲压发动机的一体化设计问题。对总体参数和发动机设计参数在中、低空巡航两种情况下进行优选,使导弹的射程达到了最佳,并分析、探讨了为适应不同巡航高度要求,选择导弹和发动机参数的有关问题。     

法国新型核导弹ASMP使用整体式火箭冲压发动机

ASMP导弹是法国国防部通过法国空军发起,法国夏蒂荣全国航空及宇航工业协会、战术发动机分部研制的中程投射式导弹.装有小型核弹头,1975年开始研制,目前处于最后试验阶段,其初步作战能力将于1986年初用幻影IVP轰炸机来显示.ASMP导弹采用整体式火箭冲压发动机为动力.全国火药公司生产的固体助推器将导弹加速到超音速,这时固体发动机与导弹尾部脱离,侧边进气道打开,用煤油作燃料的冲压发动机点火.     

二维超燃冲压发动机尾喷管优化设计

为得到二维超声速燃烧冲压发动机尾喷管最优型面，建立了二维尾喷管基于N－S方程的优化设计模型，运用复合形优化方法对该模型进行求解，得到了尾喷管型面的优化设计，结果表明，尾喷管性能参数有明显的提高，推力系数和升力系数升高，俯仰力矩系数降低。同时，随着飞行马赫数的降低，推力系数和俯仰力矩系数都会下降，而升力系数却上升，并且初步研究了尾喷管下壁长度对尾喷管性能的影响，为超燃冲压发动机尾喷管设计提供一定参考。     

液氢爆震波冲压发动机二元简化模型研究

本文探讨了液氢爆震波冲压发动机作为高超音速导弹动力装置的可能性,对一个二元简化模型就升力、推力和燃料消耗量诸性能参数作了初步估算.     

发展中的航空航天部第三十一研究所

航空航天部第三十一研究所创建于1962年,随着我国国防建设事业的发展,目前已发展成为冲压发动机、固体火箭发动机、固体火箭-冲压发动机、弹用涡喷涡扇发动机等研究、设计、试验和小批量生产的综合性战术导弹动力装置研究所.全所职工千余人,其中研究员、高级工程师300余名,工程师300余名并有国家级有贡献的科学家.经国务院批准为航空发动机、火箭发动机专业硕士学位授予权单位.     

德国继续高超音速推进研究

德国继续高超音速推进研究对非对称二维喷管采用氢进行冷却研究之后，德国ＭＴＵ公司设想在１９９５年实现一个马赫数７的冲压发动机的实验机。德国的Ｓａｎｇｅｒ高超音速轨道飞机将采用涡轮喷气／液氢冲压组合发动机为动力装置。发动机拥有一个矩形进气道和一个扩压器。...     

关于召开第四届冲压发动机技术交流会的征文通知

从1913年法国工程师RenéLorin提出冲压发动机概念到2013年,将是整整一百年。从亚燃冲压发动机到超燃冲压发动机,从液体燃料冲压发动机到固体火箭冲压发动机以及相关的组合发动机,冲压发动机已走过了百年征程。为纪念冲压发动机问世百年,推动我国冲压发动机技术的发展,增强技术合作与交流,拟于2013     

第四届冲压发动机技术交流会征文通知

从1913年法国工程师RenéLorin提出冲压发动机概念到2013年,将是整整一百年。从亚燃冲压发动机到超燃冲压发动机,从液体燃料冲压发动机到固体火箭冲压发动机以及相关的组合发动机,冲压发动机已走过了百年征程。为纪念冲压发动机问世百年,推动我国冲压发动机技术的发展,增强技术合作与交流,拟于2013     

关于召开第四届冲压发动机技术交流会的征文通知

从1913年法国工程师RenéLorin提出冲压发动机概念到2013年,将是整整一百年。从亚燃冲压发动机到超燃冲压发动机,从液体燃料冲压发动机到固体火箭冲压发动机以及相关的组合发动机,冲压发动机已走过了百年征程。为纪念冲压发动机问世百年,推动我国冲压发动机技术的发展,增强技术合作与交流,拟于2013     

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.     

火箭冲压组合动力系统研发再思考

简要介绍了火箭冲压组合发动机研究的现状和面临的问题,分析了火箭冲压组合发动机的应用方向和发展途径。认为火箭冲压组合发动机的研发,应针对不同的应用,产生针对性的方案;针对不同方案,注重相关关键技术集成;从飞行器总体性能角度一体化设计,平衡部件参数与性能;改进组合发动机用火箭发动机和冲压发动机的设计理念;加强仿真技术研究,优化试验系统建设,研究新型试验技术。     

空天飞机吸气式发动机技术

本文介绍了第九届国际吸气式发动机会议有关空天飞机吸气式发动机技术,包括超音速燃烧冲压发动机、两级入轨空天飞机吸气式发动机、爆震波燃烧冲压发动机、高超音速吸气式发动机的逆循环、替换燃料的研究等.     

固体燃料冲压发动机导弹推进性能的数字模拟

固体燃料冲压发动机导弹推进性能的数字模拟加拿大Ｃａｒｌｅｔｏｎ大学，为模拟固体燃料冲压发动机推动的导弹在零攻角下的超音速飞行研制了一种计算机程序，采用经验阻力数据计算射程、飞行速度及时间。首先计算通过锥形脱体激波的变化，在其下游，超音速气流进入进气道...