对应用冲压发动机的兴趣增大

对付与时间敏感目标采用高速和超高速导弹 ,考虑以冲压发动机为动力的将日趋增多。 2 0 0 2财年 ,美国海军开始实施高速反辐射验证计划ＨＳＡＤ ,旨将哈姆导弹 (ＨＡＲＭ)升级为更高速反辐射导弹ＨＳＡＲＭ ,已选择可变流量固体火箭冲压发动机为动力装置的优选方案。德国研制的智能制导增程反辐射导弹Ａｒｍｉｇｅｒ,采用火箭冲压发动机推进 ,飞行马赫数可达到 3,于 2 0 0 2年初成功地进行了首次飞行试验。法国的冲压发动机飞行器ＶＥＳＴＡ ,将于 2 0 0 2年中期开始进行飞行试验 ,计划将这发动机用于装备核弹头的增程空面导弹ＡＳＭＰＡ ,…     

图片消息

在完成了乘波升力体超音速燃烧冲压式喷气发动机的初步风洞试验之后,该公司向美国防预研局施加压力,力求其支持以高超音速武器作为未来发展战略一部分的努力。由于这种武器可对目标作出时间判断后发射,有望成为今后快速反应的火力圈外武器。导弹的发动机以吸入空气工作,不需要再装载燃料供氧系统,因而体积小、跟踪距离内负荷轻。导弹采用热防护的碳复合材料和低密度聚合物抗烧蚀材料,推重比增加。计划的4枚研究弹体长均为3.5米,翼展1.6米,其中第一枚将在明年11月左右进行飞行试验,预计飞到马赫数7,而在2000～2001年,第3、4枚有望达到马赫数10。     

Exocet的后继型号

Ｅｘｏｃｅｔ的后继型号１９９３年１２月底，法国宇航公司送交国防部一份财政和技术提案。提案涉及的内容是：超音速反舰导弹的实现。该导弹将由ＡＳＭＰ导弹改型而成，动力装置为ＡＳＭＰ的液体冲压发动机，采用飞鱼ＭＭ和／ＭＫＺ的自动导引装置和ＡＮＳ导弹的战斗部，...     

跨介质冲压发动机理论性能与工作参数分析

针对空水一体跨介质导弹应用需求，提出了一种采用同一金属基固体推进剂，能够实现在空中和水中工作的跨介质冲压发动机方案。分析了空中和水中典型工况下，金属基固体推进剂配方、空/水燃比、金属种类等对跨介质冲压发动机理论性能的影响。针对给定的跨介质导弹飞行弹道和金属基固体推进剂配方，对发动机设计参数进行了选取，并完成了空中和水中工作条件下发动机工作参数计算，从理论上验证了该跨介质冲压发动机方案的可行性。     

Ma=4液体碳氢燃料超燃冲压发动机点火试验

在模拟飞行马赫数Ma=4,飞行高度H=20 km的条件下,针对不同燃料喷射方式、不同点火位置以及不同燃料当量比,进行了液体碳氢燃料超燃冲压发动机内点火过程的直连式试验研究。试验结果表明,在低飞行马赫数条件下,采用火花塞+引导氢的点火方式可以顺利实现单一点火位置条件下的火焰传播过程,并最终在整个燃烧室内实现各喷射位置燃料的燃烧;采用火花塞+引导氢的点火方式有利于实现煤油的点火、火焰维持与稳定燃烧;对于多位置喷油方案,引导氢与煤油的相对位置和当量比配比会使各喷射位置煤油的燃烧产生相互影响;试验最终在当量比0.66的条件下实现了煤油自持、稳定的燃烧。     

固体燃料冲压发动机内旁路分气流场数值模拟

为了调节固体燃料冲压发动机推力,提出了一种内旁路分气结构型式,采用数值模拟方法对该结构的流场进行了分析。研究发现,可以通过改变旁路进气量调节发动机推力,而且旁路进气使补燃室头部出现对称旋涡,对增强燃烧较为有利。内旁路分气结构不需要采用后置旁侧进气道,可有效减小导弹体积、质量与阻力,在中小型发动机上具有较好的应用前景。     

X-43高超音速(10倍音速)试验机

美国NASA的“超高速X”计划，明年将进入飞行器机体与超音速燃烧冲压式喷气发动机的综合一体化，目前正在用高超音速研究飞行器（X－43）进行硬件和软件的测试试验。“超高速X”计划的主要目的是开发和验证能够把空气发动机用在高超音速飞机和可重复使用航天飞机上的技术。NASA认为以空气发动机为动力的高速音速飞行器的重量要比常规的火箭发射系统轻，所以能载运更多的有效负荷。“超高速X”计划的主要技术是为了获得三个目标：1．对预设计的飞行验证；2．改进设计方选，继续发展改进由超音速燃烧冲压式喷气发动机为动力的飞行器的设…     

冲压发动机导弹爬升轨迹与推力调节规律优化

针对以冲压发动机为动力的导弹爬升问题,建立了飞行轨迹和推力规律一体化优化设计模型。采用基于三次样条的直接离散方法,将弹道优化问题转化为参数优化问题,选取兼顾全局搜索能力和局部搜索精度的粒子群-变尺度法(PSO-BFGS)串联混合算法求解最省燃料爬升弹道,得到了"先减速再加速"爬升方案。相比传统的采用最大推力规律、仅优化爬升轨迹的爬升方案,一体化设计能充分发挥冲压发动机的推力调节能力,使导弹以较小的平均飞行速度完成爬升过程,可以显著节省燃耗,提高导弹的性能。     

氢在超音速气流中的燃烧过程

氢燃料超音速燃烧冲压发动机(简称超燃冲压)为主体的吸气式组合动力装置,已被证明是空天飞机推进器的最佳方案[1]。因而研究氢在超音速气流中的燃烧过程是一个重要的课题。国外近年来进行了大量的有关理论与实验研究工作[2、3],但大多数的研究停留在氢处于静止与等压状态下的反应过程。在超燃燃烧室中的实际燃烧过程,由于不同的燃烧室进口气流状态,大体有以下三种基本类型:扩散型燃烧、扩散动力型燃烧、动力型燃烧。      

更精、更远、更快──巡航导弹的新发展(上)

国外新一代巡航导弹一般都以高亚音速巡航，采用先进的ＧＰＳ／惯性制导技术、小型涡轮喷气发动机、隐身技术及先进的常规战斗部。ＧＰＳ／惯导是新型巡航导弹的核心制导技术，为进一步提高精度和攻击活动目标，巡航导弹大多采用了红外成像末导引头，将弹着精度提高到优于３米，以便进行“外科手术”式的攻击，减小附带的破坏。而隐身技术的采用，增加了巡航导弹攻击的突然性，使敌方防不胜防。最近，美国已开始试验Ｍ数超过６的高超音速巡航导弹，这种导弹因速度很快，短时间内就能飞到目标，而且很难把它打下，但需采用超音速燃烧冲压喷气…     

冲压发动机燃烧室点火性能试验

对具有四个旁侧进气道带机械火焰稳定装置的整体式冲压喷气发动机的起动点火性能进行了试验研究,分析了点火能量、稳定器槽宽、来流温度、点火余气系数等因素对冲压燃烧室的点火延迟时间的影响。研究表明,点火能量是影响冲压燃烧室点火起动的重要因素,通过提高点火能量可以实现冲压发动机的快速点火起动;另外,稳定系数越高,点火余气系数对应的燃烧效率越高,发动机点火越容易。     

法国宇航公司对其超燃冲压发动机进行试验

法国宇航公司对其超燃冲压发动机进行试验法国宇航公司对欧洲的第一台超音速燃烧冲压发动机成功地进行了试验。该技术指定用于下世纪的高速武器系统和宇宙飞船。氢燃料发动机在该公司的布尔日试验基地，以Ｍ—６或７５００ｋｍ／ｈ左右的速度，进行了６ｓ的试验。该试验是...     

三模态热管式喷气发动机—新型的航空飞机主发动机

三模态热管式喷气发动机是在同一热管（燃烧室）中，按照航空飞机在起飞，加速爬升到高空高速和进入稀薄大气层飞行阶段，依次进入脉动式，冲压式和火箭三种工作模态。计算表明：用液氢燃料的三模态热管式喷气发动机，完全满足单级入轨，水平起降航天飞机从起飞到入轨全航程的推力要求。     

氢冲压燃烧试车台控制系统

叙述了氢冲压燃烧试车台控制系统的结构,特点。系统针对氢作燃料的冲压燃烧试验的特点,采用微机控制技术,解决了一次试车进行多个当量比燃烧试验的关键问题;试验中监视关键参数的变化,状态异常时,自动执行紧急停车程序控制;试验过程进行流程的实时图形显示,提高了试验效率和可靠性。控制系统笥能满足试验要求,使用效果良好,可作为提高试车台试验自动化水平和试验可靠性的借鉴。     

全世界对冲压发动机又产生了兴趣

截止90年代初,世界上已有六种冲压和火箭冲压组合发动机的导弹得以应用.包括两种第一代导弹,即英国的警犬(Bloodhound)和中国的HY-3/C101.两台并联工作的冲压发动机位于弹体后部,采用可分离的固体火箭助推器将导弹加速到冲压发动机开始工作点.由于此种导弹既庞大又笨重,大多限于面对空型.美国曾研制和使用过的波马克导弹已在20年前退役.英国的警犬将进入第四个十年服役期.中国直到80年代才开始制造、使用HY-3/C101导弹.     

旋转冲压发动机驻涡燃烧技术研究现状分析

旋转冲压发动机是一种全新概念发动机，采用激波增压和驻涡燃烧技术。其显著的高效、低污染特性引起越来越多人关注。本文首先扼要介绍了旋转冲压发动机总体结构，然后介绍了驻涡燃烧技术的概念和研究现状，最后描述了旋转冲压发动机中驻涡燃烧室的结构特点。     

新型近β钛合金Ti—5Al—2Sn—4Zr—3Cr—3Mo

近年来，在喷气发动机中，风扇及压气机盘采用了以断裂力学为基础的安全设计，不仅要求材料有高的疲劳强度及断裂韧性，还很重视疲劳裂纹的扩展速率。为此，日本学者研制出一种新型近β钛合金Ｔｉ－５Ａｌ－２Ｓｎ－４Ｚｒ－３Ｃｒ－３Ｍｏ。该合金通过热处理还可以得到比广泛应用的Ｔｉ－６Ａｌ－４Ｖ更好的综合性能。     

法国冲压发动机的发展概况

法国从事冲压发动机研究大约有三十年的历史.前十年主要研究将冲压发动机用作导弹的推进系统,1965年到1972年期间,从理论和试验上对M6以上的高超音速冲压发动机进行了研究,从1972年起,又回到中等超音速的研究.可以预测,冲压发动机是一种很有前途的发动机.在大气层内,用涡轮喷气发动和火箭发动机很难完成超音速中程和远程任务,而用冲压发动机可以完成.     

二元混压式进气道压缩段性能快速估算及优化

冲压动力导弹的进气道性能决定了导弹动力系统的优劣,因此在冲压动力导弹设计初期,有必要对二元混压式进气道超声速压缩段性能进行快速估算及优化。针对该问题,提出将进气道外形进行参数化建模,建立基于特征线及边界层理论的进气道性能快速估算方法,并通过激波边界层干扰分离指标变量以及喉道流动参数二次修正,提高对进气道性能估算的精度。估算结果与CFD计算结果的对比,表明了该方法可以对设计状态下二元混压式进气道超声速压缩段阻力系数、平均总压恢复系数及流量系数进行具有较高精度的快速估算,最大误差不超过1.5%。此外该方法与遗传优化算法结合,对进气道超声速压缩段外形设计参数进行快速优化,使进气道压缩段阻力系数下降了13.8%,表明该结合方法可在冲压动力导弹设计初期阶段提高二元混压式进气道的性能。     

金属富燃料推进剂火箭冲压发动机一次和二次系统的性能分析

冲压发动机由于它的高比冲、高速度和持续的推力,极适用于大气层飞行的导弹。最近二十年冲压发动机技术发展的主要里程碑是导弹上应用的整体式火箭——冲压发动机(IRR)的设计和验证。本文详细地介绍了固体推进剂火箭——冲压发动机(一种IRR)在平衡工况下的一种相对地简单的一元流分析法。分析中考虑了下列方面:1)轴对称进气道性能,2)金属富燃料固体推进剂主发动机的复杂的化学平衡组分,3)随着发生的多相流动,4)在二次燃烧室中空气和富燃料燃烧产物的混合和扩散以及随后的反应。应用该分析法介绍了一种典型的实例研究。