底部排气弹DR582雷达阻力系数数据分析

通过底部排气弹ＤＲ５８２雷达阻力系数的数据处理，得到底排减阻的变化规律，可判断底部装置设计的合理性及改进方向，为设计良好的弹道性能的底部排气弹提供了方法，也为修正阻力计算公式提供了依据。     

简讯、动态

美国空军主管部门在“1985财年空军技术目标文件”中介绍了空军在导弹技术方面的研究重点: 1. 冲压发动机分部重点研究可变流管道火箭发动机和旋流燃烧液体燃料冲压发动机。管道火箭发动机技术可用于高机动性中程战术导弹。八十年代中期的技术是重点研究可变流燃气发生器,容积热值提高30％。此外,还着重研究了可烧蚀的诸盖和先进的喷管设计。这些技术可用于八十年代后期做发动机全尺寸自由射流试验。先进的战略导弹推进系统的主要技术仍然是旋流燃烧液体燃料冲压发动机,这种发动机大大提高了战略导弹机载(airborne)能力。     

燃烧产物热力性质的通用关系式

本文给出了任意燃料-空气系统燃烧产物热力性质的通用关系式.利用这种关系式可以简化燃烧产物热力性质的计算和燃气热力性质表的编制.     

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.     

超燃发动机燃烧室流场的数值模拟

用显式有限差分法对超燃发动机（Ｓｃｒａｍｊｅｔ）的燃烧室内流场进行了数值模拟。计算中采用了ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ两步显格式、Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ代数湍流模型以及两方程、四组分的化学反应模型。为了解决源项的刚性问题，运用点隐式方法对它作了隐式处理。     

2002年超燃冲压发动机研究进展

(1)在多国合作的HyShot计划研制中,2002年7月,超燃冲压发动机飞行器在武麦拉靶场成功地进行了飞行试验,昆士兰大学的研究者成功地实现了超声速燃烧。试验飞行器用一枚两级火箭助推至330km的高空,在下降过程中,当飞行器在Ma=7.6飞行时,氢燃料喷入超燃冲压发动机。 (2)由霍普金斯大学应用物理实验室领导的一个协作小组,在NASA兰利研究中心的2.44m风洞中,进行了普通液体碳氢燃料的、完全一体化的高超声速巡航导弹发动机全尺寸试验,获得了净推力。这种双燃烧室超     

激光M-Z干涉法应用于超音速燃烧流场测量

纳秒级脉冲红宝石激光器作光源、一次成像的Polaroid相机接收图象的M－Z干涉系统用于超音速混合及燃烧流场的测量获得了清晰的干涉照片。利用计算机图像处理技术及自行开发的干涉图处理软件对获得的干涉图进行了处理，得到定量的燃烧流场密度分布。     

液氧/丙烷推进剂燃烧试验

本文介绍液氧/丙烷推进剂燃烧试验,包括试验件以及点火、燃烧、传热方面的试验情况;并与以往的四氧化二氮/偏二甲肼自燃推进剂的试验情况作了对比。