边界层抽吸对超燃冲压发动机流场特性的影响研究

为了解边界层抽吸对超燃冲压发动机流场的影响,采用风洞试验和数值计算对隔离段激波串特性以及燃烧室燃烧特性进行了研究。结果表明,在发动机入口马赫数2.0,总温950K,总压0.82MPa的来流条件下,当量比为0.18先锋氢气与不同当量比煤油共同燃烧呈不稳定状态,激波串在隔离段内前后振荡传播。当煤油当量比为0.29时,激波串振荡前缘远离抽吸位置,边界层抽吸对发动机流场基本没有影响。随着煤油当量比逐渐增大,激波串前缘位置到达抽吸区附近,边界层抽吸开始产生影响,改变了隔离段内的激波串动态演化过程、形态结构以及位置分布,同时有效提高了隔离段抗反压特性,使得煤油最大当量比可以由0.38增大至0.42。此外,边界层抽吸对发动机内的亚燃/超燃区域分布也会产生影响。

亚燃／超燃双模冲压发动机的原理及其应用探讨

介绍了亚燃/超燃双模冲压发动机的原理及其在空间运载器上的应用,重点讨论了高速吸气式推进系统在军事上的应用,尤其是在导弹、无人机上的潜在应用,并对亚燃/超燃双模冲压发动机的应用前景进行了预测。

国外超声速巡航导弹发展战略与技术途径讨论(上)——类别地位与发展态势评析

按新的分类方法,介绍了低、中、高三类超声速巡航导弹的发展情况,讨论和分析了它们的能力、地位、发展态势和应用前景。在巡航导弹武器体系从亚声速巡航导弹方案占主导地位向亚、超声速巡航导弹方案并举方向转变过程中,Ma≤3的低超声速巡航导弹,因在综合作战能力和军事经济效能上与亚声速巡航导弹相比并无明显优势,将难以成为推动超声速巡航导弹走上与亚声速巡航导弹并举发展坦途的领军力量;Ma≥4的中超声速巡航导弹,因既能凸显超声速巡航导弹方案的三大能力优势,又可以为高超声速巡航导弹的顺利发展创造必要条件,在提高超声速巡航导弹并驾齐驱发展能力上,将处于中坚地位;Ma≥6的高超声速巡航导弹,经过50多年的发展,随着超燃冲压发动机技术的日渐成熟,终于迎来了向工程发展阶段迈进的曙光。

吸气式高超声速飞行器能量管理与利用技术现状综述

当代吸气式高超声速研究成为热潮,促进了该领域的巨大进步,从而使得吸气式高超声速推进系统有着非常广泛的应用前景。吸气式高超声速飞行器工作环境的特殊性导致其能量管理、利用与常规航空器存在巨大差异,不能采用常见的能量管理方式。总结了吸气式高超声速飞行器能量管理理论的现状,说明介绍了吸气式高超声速飞行器机载能量管理技术的发展现状,在此基础上,总结了吸气式高超声速飞行器能量管理与利用技术未来可能的发展方向。