超燃冲压喷气发动机可在8马赫以上工作

超燃冲压喷气发动机可在８马赫以上工作美国普惠公司进行的地面试验表明，超燃冲压喷气发动机在上大气层以８～１４马赫的速度飞行时仍能产生正推力。这一试验结果有助于驳斥关于地面试验不能证明高超音速飞行器的超燃冲压喷气发动机在飞行速度达到８马赫以上时能正常工作...     

日本试验冲压式喷气发动机反舰导弹

据简氏导弹与火箭10月26日报道，日本正在试验ASM-3隐身远程空射反舰导弹（ASM），该导弹采用双冲压式喷气发动机。据悉，导弹的首次飞行试验采用的是F-2飞机，试验获得了成功。     

英国“云霄塔”空天飞机揭秘

2011年7月21日,阿特兰蒂斯号航天飞机完成了最后一次飞行任务,为期30年的美国航天飞机项目宣告终结。后航天飞机时代的可重复使用运载器将如何发展?美国已进行了两次X-37B小型无人航天飞机演示验证试验。英国也不甘人后,2011年7月上旬,英国喷气发动机公司(REL)宣布"云霄塔"     

带推力矢量的涡扇发动机实时数学模型研究

利用流场计算结果建立了轴对称矢量喷管的实是数学模型。将发动机部件热力参数间的关系用显式的解析式关系表示，从而去掉部件计算机的迭代过程，以此方法建立了涡扇发动机实时数学模型。在以上两个模型的基础上建立了带轴对称矢量喷管的涡扇发动机数学模型。利用此模型研究了矢量喷管对涡扇发动机工作参数的影响。结果表明，该模型可完成带推力矢量的涡扇发动机静态及动态计算，并可用于推力矢量控制研究。矢量喷管的偏转对涡扇发动机工作具有一定影响。     

以冲压发动机为动力的飞行/推进综合控制

对以冲压发动机为动力的超声速飞行器进行了巡航状态下的纵向飞行/推进综合控制研究。建立了考虑系统干扰和传感器噪声的系统模型。为消除静差,使用积分型LQG方法进行了飞行/推进综合控制。仿真结果表明,所设计的飞行/推进综合控制器抑制了高度和速度通道之间的耦合,具有一定的抗噪声干扰能力。     

高超侧压式进气道简单唇口调节方案设计

为最大限度提高侧压式进气道流量系数,在定几何进气道基础上设计了一种唇口可调节的简单变几何方案。唇口设计成前伸的后掠三角形以完全挡住第二溢流窗同时排移侧板分离涡。利用Fluent软件研究了变几何进气道马赫6,马赫4下的气动性能,并与定几何直唇口进气道进行了比较。研究发现,简单的唇口调节措施能在显著改善进气道各项总体性能参数的同时获得更高的流量系数:马赫6设计状态下,可调进气道流量系数达0.93;马赫4非设计状态下,流量系数为0.71,能实现自起动。马赫5.3风洞试验结果表明,高马赫数来流条件下,可调进气道三角形尖唇口对改善下游隔离段内的流动结构具有明显效果。     

冲压发动机进气道/燃烧室/尾喷管耦合流场计算

采用耦合求解的方法进行了冲压发动机进气道/燃烧室/尾喷管流场一体化计算,进气道采用单一气体、变比热比模型,燃烧室和尾喷管采用多组分化学动力学模型,湍流模型为k-g湍流模型。进气道与燃烧室界面通过流量、静压等参数实现耦合。结果表明,通过合理设计参数的传递方式,可以快速实现进气道/燃烧室/尾喷管流场的耦合求解,流场分布合理。