航空母舰的克星－－超音速反舰导弹

近年来,世界各国掀起了一股建造超音速反舰导弹的热潮。俄罗斯最为积极,接二连三地推出几款性能不俗的超音速反舰导弹。我国台湾也大凑热闹,今年已在屏东九鹏基地进行“雄风”Ⅲ型超音速反舰导弹的试射,一时间,超音速反舰导弹成了“香饽饽”,成为人们争相议论的话题。     

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，...     

航天部低空超音速系列冲压发动机和整体式固体火箭发动机研制技术分别通过院级和部级鉴定

85年12月16日至18日在北京召开了航天部及三院部院两级联合鉴定会.参加会议的有国内航空发动机方面的知名学者专家:宁榥教授、梁守槃教授、王宏基教授、彭成一教授、管彦琛教授、薛秋农教授、虞俊高级工程师、王树声高级工程师、周力行教授、黄熙君副教授等.还有固体火箭发动机和推进剂方面的学者专家:崔国良高级工程师、孙维中副教授、王守范副教授、张唯副教授、罗秉和副教授、郑植栋高级工程师等.     

固体式红外增强吊舱结构设计

固体式红外增强吊舱的结构（壳体）是火工品（药柱）空中正常燃烧的载体舱，它说不来 燃烧室和火焰喷射口。由于工作环境的恶劣，它除了满足一般航空零构件的需求外，还必须满足火工品的一些特殊要求。本文根据吊舱结构的上述工作特点，安装方式和使用要求，进行了吊舱结构设计。从方案构思、设计计算到样件除完成常规设计外，成功地解决了设计中的四个关键问题，吊舱结构先后通过振动试验，地面点火试验以及空中靶试使用，证明设计     

碳氢燃料超声速燃烧的化学动力学研究 (Ⅰ)甲烷超声速燃烧的简化化学动力学模型

采用雷诺平均Ｎ－Ｓ方程对碳氢燃料甲烷（ＣＨ４） 在超声速流动中混合燃烧过程进行了数值研究, 提出了简化的甲烷燃烧的反应机理及反应动力学模型, 建立了Ｂａｌｄｗ ｉｎ－Ｌｏｍ ａｘ 代数涡粘性湍流模型, 采用了高精度的ＴＶＤ隐式格式和化学源项隐式解法, 计算结果和氢气／空气超燃的计算结果进行了比较, 表明所采用的反应机理及计算模型合理, 算法可行, 就算例结果而言,碳氢化合物作为一种超燃燃料有其独特的优势, 值得进一步深入研究     

双燃式冲压发动机中超燃燃烧室冷态流场数值模拟

采用Ｍａｃ Ｃｏｒｍ ａｃｋ 矢通分裂格式, 求解雷诺平均的Ｎ－Ｓ方程组, 采用Ｂａｌｄｗ ｉｎ－Ｌｏ－ｍ ａｘ 代数湍流模型和混合长度模型, 模拟超燃燃烧室内两股平行超声速来流的冷态流场, 取得了与试验相一致的结果, 计算表明回流区和射流流动参数对超燃燃烧室流场内波系的变化有着较大的影响。     

超音速分离线喷管大摆角状态下化学烧蚀动态仿真

针对超音速分离线喷管大摆角状态下化学烧蚀导致的壁面退移,基于动网格技术建立了相应的动态仿真模型,实现了对不同燃烧室条件下喷管化学烧蚀率的预示。初步稳态计算得到喉部烧蚀率为0.048 6 mm/s,高出试验结果5.67%,验证了仿真设置的合理性。以此状态结果为瞬态计算的初场,进行相应的化学烧蚀动态仿真计算。该喷管的矢量角放大系数在0.5 s仿真时间内因壁面退移减小了0.42%,对称面下侧分离线结构附近因燃气流动受阻成为喷管烧蚀最严重的位置,烧蚀率为0.074 5 mm/s。增大燃烧室压强或温度,会导致同周向位置的分离线后侧与前侧壁面烧蚀率比值减小。对于分离线附近型面变化较小处,压强5.5 MPa增加到7.5 MPa,该比值减小了10%,温度3200 K增加到3600 K减小了15%。