某型冲压发动机的可靠性评估（上）

本文用Bayes方法对冲压发动机的可靠性评定问题进行了讨论：包括数据的初步整理；先验分布的选取；单元可靠性信息的折合；系统可靠性评定方法；含增长单元的系统综合等。     

高超音速后继者

高超音速后继者据《ＡｖｉａｔｉｏｎＷｅｅｋ＆ＳｐａｃｅＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ》１９９４年５月１６日报道：替代已被取消的Ｘ－３０的高超音速系统技术计划（ＨｙＳＴＰ），可望本周有所进展。美国空军／ＮＡＳＡ数据采集联合委员会希望能做出决定，如何实现新计划。最...     

超燃冲压发动机试验飞行器达到马赫数8

超燃冲压发动机试验飞行器达到马赫数８在进行一系列缩尺寸、以超燃冲压发动机为动力的飞行器试验后，吸气式喷气发动机首次突破了马赫数５．５的记录。加利福尼亚ＥＩＳｅｇｕｎｄｏ洛克威尔国际公司防卫系统业务部和加利福尼亚利弗莫尔的劳伦斯·利弗莫尔国家实验室正合...     

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。     

支板构型超燃冲压燃烧室流场数值模拟

数值模拟了带凹腔的支板构型超燃冲压燃烧室内部的流场结构。在计算过程中，控制方程采用了含组分守恒方程，并与k-ω双方程湍流模型紧耦合的质量平均Navier—Stokes方程，对方程中的对流项采用了空间为二阶精度的TVD格式，扩散项则采用了二阶中心差分离散。采用在流体力学时间步内的当地积分法克服了非平衡源项的刚性问题，保持了LU-SSOR隐式求解算法的高效率。通过数值模拟，对比研究了凹腔构型的位置、长深比(S／H)对燃料混合性能的影响。结果表明，长深比大的凹腔增加了燃料在腔内的停留时间，相应地改善了燃料的混合。位于燃料喷嘴之后的凹腔比位于下游的凹腔更有助于提高燃料的混合效率。     

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     

冲压发动机突扩燃料室回流旋涡“热缩”效应的研究

对均匀混气进口突扩燃料室进行了数值研究，比较了燃烧状态和非燃烧状态突扩回流区。发现燃料状态的回流区长度比非燃烧状态减小了３６％。分析了燃烧引起回汉区长度的两个重要原因：温度梯度对速度矢量的偏折和加速作用以及热阻力作用。