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。     

整体式固体火箭冲压发动机飞行试验

在地面试验基础上进行了整体式固体火箭冲压发动机飞行试验,以验证发动机的工作可靠性和飞行性能。飞行试验结果表明:试飞发动机和试飞器总体设计合理;发动机性能良好;主级在余气系数0.8~2.3范围内能够稳定工作;最大比冲为6.62 kN.s/kg。达到了试验的目的。     

整体式火箭冲压发动机

自六十年代初到七十年代初的十几年间,在美国冲压发动机处于被冷落的地位。随着对各类战术导弹战术技术指标要求的不断提高,随着在火箭发动机技术和冲压发动机技术方面取得进一步进展和电子控制制导元件的小型化,冲压发动机又有复兴的苗头。一个重要的发展趋势是将火箭技术和冲压发动机技术结合起来,搞成组合式动力装置,如固体管道火箭、整体式火箭冲压发动机等。本文简要介绍一下整体式火箭冲压发动机在美国的研制情况。     

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.     

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.     

欧美固体火箭冲压发动机研制

详细介绍了欧美固体火箭冲压发动机的发展过程和研制情况,以及欧洲"流星"导弹用固冲发动机和美国"变流量火箭冲压发动机-飞行器概念"演示项目的研制和试验情况,并对固冲发动机关键技术的进展进行了分析.     

空-空导弹固体火箭发动机性能可靠性评估

本文以某型发动机为实例,利用经过生产工艺定型后积累的发动机地面静止点火试验结果,运用失效树分析法和数字仿真法求底事件的可靠度方法,对交付批产品在使用温度范围内的性能可靠性进行了预估,并定量地给出了性能可靠性指标,找出了影响系统性能可靠性的主要因素,可供使用与设计单位如何根据需要与可能进行产品可靠性指标分配时参考.     

新型非壅塞式固体火箭冲压发动机试验研究

建立了一种新型非壅塞燃气发生器固体火箭冲压发动机系统。一系列直连式实验证实,验证的镁铝中能贫氧推进剂在低压（≥０．５ＭＰａ）范围内可以稳定燃烧,燃气发生器的工作压强可以随冲压补燃室压强的改变而变化,因此贫氧推进剂燃速随之进行自适应调节,最终达到富燃烧气流量自主调节的目的。     

导弹/固体火箭发动机一体化设计

本文以两级推力固体火箭发动机为动力的某空-空导弹作为算例,研究了导弹/固体火箭发动机一体化设计的问题.为此,建立了固体火箭发动机的能量模型、质量模型和导弹与目标的数学模型.利用优化理论,成功地完成了九个设计变量的优化问题.优化结果表明,导弹的起飞质量减轻23.3kg(约占总重的9%).     

固体火箭冲压发动机进气道三维数值模拟

基于RANS平均的N-S方程、标准k-ε双方程湍流模型,利用FLUENT软件对某型固体火箭冲压发动机进气道内外流场进行了三维数值模拟.研究了不同马赫数下进气道前体、入口、进气道出口流场和流动特性;考虑了弹体,缩比,网格划分对进气道流场出口参数的影响.模拟结果表明:随着飞行马赫数的增加,由前缘点产生的激波逐渐靠近弹体,进气道内部总压恢复系数降低,在进气道出口处压力比较高,出口流场基本均匀.      

海防导弹用固体火箭发动机对推进剂的特殊要求

针对海防导弹的存放、使用环境和作战条件,论述了助推和巡航用固体火箭发动机对推进剂的燃速、燃速压力指数、燃烧产物的烟雾,以及综合考虑能量水平与热防护的推进剂配方等方面的特殊要求。     

导弹与固体火箭-冲压组合发动机协调设计

 本文综合导弹和固冲组合发动机的相互影响,提出了导弹与固冲组合发动机的协调设计方法。文中选取导弹发射重量和理论脱靶量为设计指标,应用多目标数学规划确定导弹总体参数和固冲发动机结构面积比。本文所用方法及程序可用于方案论证和改型研宄。     

用于燃气流量可调固冲发动机的贫氧推进剂

在分析了固体火箭冲压发动机的高度特性、壅塞式和非壅塞式固体火箭冲压发动机性能调节特性的基础上, 提出了燃气流量可以调节的燃气发生器, 尤其是非壅塞式固体火箭冲压发动机对贫氧推进剂的特殊要求。分析结果表明： 非壅塞式固体火箭冲压发动机要求贫氧推进剂具有高的燃速压强指数、低的可燃极限和足够好的燃烧稳定性。探讨了贫氧推进剂性能调节的途径。     

固体火箭发动机不稳定燃烧时平均压力下降的原因探索

本文提出声湍流概念,指出声湍流引起的能量输运会降低经受适当振幅的推进剂的平均燃速,从而解释了不稳定燃烧推进剂平均压力的下降.本文提出的理论与Morita的实验结果在定性上是一致的,而实际发动机计算与实验结果的比较也证实了本文提出理论的正确性.     

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。     

固体火箭冲压发动机二次燃烧室流场数值计算和试验研究

用二维k-ε湍流模型及简单一步无限快速化学反应模型，对固体火箭冲压发动机二次燃烧室反应流场进行了数值计算，并针对硼推进剂燃烧特性，提出了二次进气的燃烧室设计方案，在此基础上做了试验研究。结果表明，经数值模拟设计的二次燃烧室构型比普通二次燃烧室构型燃烧效率明显提高。     

某型固体火箭发动机的可靠性增长分析

对某型固体火箭发动机的可靠性增长进行了统计检验，在可靠性增长的基础上，用二项分布阶段可靠性增长的Bayes方法评定了该机的可靠性下限。结果表明，可靠性增长方法能充分利用信息，并可节省大量试验样本。     

轻型动能拦截器固体控制发动机方案分析

对国外轻型动能杀伤飞行器（ＫＫＶ）采用固体燃气发生器作动力的控制发动机方案进行了分析,比较了变流率燃气发生器、装药设计和脉宽调制变推力执行机构方案等,提出了适合国内技术条件的可行方案,并讨论了有关技术问题。     

固体火箭发动机燃烧室喷管一体化网格生成

给出固体火箭发动机燃烧室喷管一体化网格策略,用二维方法生成平面网格经旋转或堆砌形成空间网格。对网格正交性受几何域形状限制的情况进行了讨论。给出了一种燃烧室－喷管外形的网格结果。     

带有可调喷注器与文氏管的变推力液体火箭发动机响应特性分析

本文利用数值方法和解析方法对带有可调喷注器和可调文氏管的变推力液体火箭发动机的响应特性进行了分析,讨论了影响此类发动机动态性能的主要因素.最后给出发动机参数的优化结果,并进行了实验验证.