新型非壅塞式固体火箭冲压发动机试验研究

建立了一种新型非壅塞燃气发生器固体火箭冲压发动机系统。一系列直连式实验证实，验证的镁铝中能贫氧推进剂在低压（≥０．５ＭＰａ）范围内可以稳定燃烧，燃气发生器的工作压强可以随冲压补燃室压强的改变而变化，因此贫氧推进剂燃速随之进行自适应调节，最终达到富燃烧气流量自主调节的目的。

中心进气式固体火箭冲压发动机试验研究

设计了采用中心进气式固冲试验发动机,通过直连式试验考核了其点火和燃烧性能,对其反应流场进行了数值模拟,并与试验结果进行了对比。研究结果表明,这种新型结构的冲压发动机可行;碳氢贫氧推进剂燃烧效率高于含硼贫氧推进剂,而能量相对较低;采用的数值计算模型和方法适用于分析中心进气式固冲发动机反应流场。

基于多方法协作优化方法的非壅塞式固体火箭冲压发动机导弹一体化优化设计

固体火箭冲压发动机和导弹性能相互之间紧密耦合。从导弹总体方案设计阶段引入一体化设计思想,能充分发挥和协调好固体火箭冲压发动机和导弹的性能,提高了导弹的总体设计水平。采用基于遗传算法、Powell法和模式搜索法的多方法协作优化方法进行了以非壅塞式固体火箭冲压发动机为动力的导弹总体一体化优化设计。算例表明,采用该多方法协作优化方法进行一体化优化设计,可以协调导弹的总体参数,提高导弹的总体性能。

一种研究双燃式(超燃)冲压发动机进气道和燃烧室冷态内流场的实验方法

采用一种研究双燃式（超燃）冲压发动机进气道和燃烧室冷态内流场的实验方法：将进气道内流场的起始截面直接与型面喷管的出口截面相连，即将进气道和燃烧室的实验模型当作风洞的试验段，观察流场和波系的变化，并采用该方法进行了实验研究。内流场的压力测量和光学流场显示结果表明，在文中所示实验状态下风洞能启动，超燃冲压发动机模型处于双燃式所要求的冷态工作状态，即燃烧室外涵道为超声速流动，燃烧室内涵道（亚燃室）为亚声速流动。

通气参数对水下两相冲压式发动机内推力影响的数值模拟研究

排水下两相冲压式发动机是基于泡状两相流在Laval喷管中运动的理论开发的一种新型发动机。采用CFD数值分析的方法对水下两相冲压式发动机的工作机理进行了初步的研究。在定常流动工况下,不考虑空气的可压缩性和热交换,设来流速度和通气角度不变,得到了发动机内推力随通气参数变化的规律。通气速度为超音速的情况下,得到发动机的内推力随着通气速度的增大而增大,但是当通气速度达到一定范围时,发动机的内推力波动较大。通入单一空气时,温度对发动机内推力几乎没有影响。通入的空气体积流量不变且其中含有水蒸汽时,空气的湿度越大,发动机内推力就越小。

固体燃料冲压发动机火炬式点火器设计

对火炬式点火器工作原理进行了介绍,根据氧化剂、燃料的状态对火炬式点火器进行了分类,分析了各类点火器结构特点及热防护措施。设计出使用气氧、酒精的固体燃料冲压发动机地面试验用火炬式点火器,采用旋转液膜与酒精再生冷却相结合的办法,有效地加强了点火器的热防护。在冲压发动机试车台上,对该火炬式点火器进行了30余次单独试验,均取得了成功,可持续工作时间不少于20 s。

环境压强对水下两相冲压式发动机推力影响的数值模拟研究(英文)

文章应用CFD商业软件FLUENT6.3模拟了水下两相冲压式发动机的内流场以及分析了环境压强对发动机内推力的影响。假设流动为稳定流动,空气是不可压缩的并且空气和水之间没有热量交换。在航行速度,环境压强和喷气角度不变的条件下,发动机内推力随着空气的质量流量增大而增大;内推力的动态分量随空气的质量流量增大而增大,静态分量几乎保持不变。在航行速度,通气量和喷气角度不变的条件下,发动机内推力随着环境压强增大而增大;内推力的静态分量随环境压强增大而增大,动态分量几乎保持不变。

热沉式超燃冲压发动机非稳态热-结构分析

为了评估热沉式超燃冲压发动机非稳态热-结构特性,初步发展了数值模拟方法。将AHL3D计算的超燃发动机三维内流场结果作为输入条件,然后通过参考焓法得到热环境数据,最后将发动机流道的热环境数据和压载数据输入到热/力响应有限元计算程序。通过对地面试验发动机的非稳态热分析计算结果表明,数值模拟方法适用性较好;沿轨道飞行发动机在发动机点火前机体最大温度可达825 K,喷涂绝热涂层能够降低机体温度;发动机机体的应力和位移随着时间的增加而增大。

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。

模型参数对水下两相冲压式发动机内推力影响的数值模拟研究

基于均质平衡流理论,考虑两相混合物的速度滑移,对水下两相冲压式发动机内流场进行了数值模拟,分析了水下两相冲压式发动机的内部结构参数变化对水下两相冲压式发动机内推力的影响。在给定来流速度条件下,发动机内推力随着进水道入口截面直径减小而增大,但是增幅减小,内推力随通气量的变化趋势没有改变;内推力和使内推力达到最大值的通气量最佳值随着进水道出口截面直径增大而增大;内推力随着喷管出口截面直径增大而增大,而通气量最佳值则减小;单独改变发动机进水道、混合室和喷管的长度以及混合室出口截面直径对发动机内推力的数值和变化趋势没有显著影响。

支板火箭引射冲压发动机引射模态燃烧流动 (Ⅰ)瞬时掺混燃烧流场的数值模拟

针对一种适用于多种工作模态的支板火箭引射冲压组合发动机构型,Ma在0～1来流范围的瞬时掺混(SMC)引射燃烧流场进行了数值模拟。详细分析了低速模态SMC湍流流场的流动结构及特征,并对其Ma在0～1范围的性能进行了分析,结果Ma在大于等于0.7范围内获得了推力增强。结论认为该种构型的组合发动机适用于作为机载导弹的动力装置,而更低马赫数范围(包括Ma=0)内的推力增强取决于多种因素的优化匹配。

三模态热管式喷气发动机—新型的航空飞机主发动机

三模态热管式喷气发动机是在同一热管（燃烧室）中，按照航空飞机在起飞，加速爬升到高空高速和进入稀薄大气层飞行阶段，依次进入脉动式，冲压式和火箭三种工作模态。计算表明：用液氢燃料的三模态热管式喷气发动机，完全满足单级入轨，水平起降航天飞机从起飞到入轨全航程的推力要求。

超燃冲压发动机二维进气道优化设计方法研究

建立了超燃冲压发动机二维进气道的优化设计模型 ,运用优化设计方法对三楔角外压和二楔角内压的混压式进气道进行了不同约束条件下的一维优化设计。运用数值方法对进气道的优化设计进行了二维验算 ,验证了优化设计模型及设计方法的正确性。在此基础上将数值计算方法应用于进气道的二维优化设计 ,进一步提高了进气道的性能。该方法可进一步推广应用于包含三维、真实气体流动的进气道优化设计当中。

支板火箭引射冲压发动机引射模态燃烧流动 (Ⅱ )二次燃烧及构型的影响

对比研究了两种构型的支板火箭引射冲压发动机引射模态的瞬时掺混燃烧(SMC)三维掺混和反应流场,详细分析了静态海平面零马赫数情况下燃烧及构型对引射流场的影响,发现几何构型和二次燃烧的综合影响决定了引射掺混后流体的速度、总温、总压及引射流量,从而也主要确定了发动机的性能,其中构型因素主要决定了掺混的质量,从而决定了低速模态的性能。

固体火箭冲压发动机二次燃烧试验研究

针对某工程论证需求,分别采用缩比和全尺寸固体火箭冲压发动机,利用地面直连试验系统,开展了壅塞式固体火箭冲压发动机试验研究,采用燃烧效率和试验比冲作为评价指标,对比分析了燃气发生器进气方式与喷嘴结构、空燃比、燃气流驻留时间、尺寸效应等因素对发动机二次燃烧性能的影响。结果表明,设计的一次进气发动机能够实现高效燃烧;在测试范围内,空燃比增大发动机燃烧效率降低;延长燃气驻留时间,提高了发动机二次燃烧性能。

冲压发动机进气道掺混段与弹体内外流场一体化数值模拟

采用二阶迎风隐式TVD格式分区求解可压缩N S方程 ,数值模拟了导弹、进气道和掺混段内外流一体化通气模型的复杂流场。本文给出了掺混段出口压力与来流压力比为P/P∞ =3.5 ,4 .2和 4 .9情况的数值模拟结果。并分析了流场特性及激波波系结构 ,总压恢复系数σ和流量系数 φ。同风洞试验结果进行比较 ,表明计算结果是合理的。

超燃冲压发动机准一维建模研究

在准一维流理论的基础上,考虑了燃料流量、截面变化、壁面摩擦、燃烧效率、化学反应放热等因素,应用影响系数法,构建了包括前体/进气道、隔离段、燃烧室、后体/尾喷管的超燃冲压发动机内流场准一维分析模型,可快速计算发动机参数沿轴向的变化以及出口值,便于发动机性能分析;以一个机体/推进一体化单模块飞行器为研究对象,通过与三维CFD数值模型进行对比。结果表明,准一维计算模型能较好地对超燃冲压发动机进行快速计算与分析,在超燃冲压发动机的初步研究阶段具有重要的应用价值。

吸气式发动机流道调节的影响

随着吸气式发动机技术的发展,大包线飞行已成为基本要求,需要发动机采用流道调节技术以满足大包线范围内的高性能要求。另一方面,采用流道调节技术无疑又会带来系统复杂度的提升和结构尺寸/质量的增加,对发动机乃至飞行器的综合性能产生影响。为了进行流道调节影响分析,本文对以冲压发动机为动力的巡航导弹按假想飞行条件和不同流道参数条件进行了飞行器航程指标对比计算,对重要的结构质量环节进行了比较,结果表明调节系统附加结构质量对调节收益影响较大,超过一定的质量阀值后流道调节将失去意义。

固体火箭冲压发动机的若干技术问题

简述了固体火箭冲压发动机类型及工作原理,总体评价了固体火箭冲压发动机发展时快时慢的原因,弹-机一体化设计、贫氧推进剂、进气道、转级机构、补燃室等设计中应注意的问题,提出了应加强的研究工作,即开展高能低沉积燃烧产物贫氧推进剂研究;完善多种燃气流量调节装置方案,提高其可靠性;进一步开展一次燃烧和二次掺混燃烧的理论和实验研究,提高燃烧效率;尽快建立自由射流等试验研究手段,开展相关的研究工作;适时开展固体燃料冲压、固体超燃冲压及膏体冲压等发动机的研究,不断拓宽应用领域。