高速冲压推进弹丸气动特性仿真分析

针对设计马赫数为4的冲压推进弹丸,采用数值仿真手段,分析了设计马赫数下进气道的工作特性。对被动段飞行的弹丸内、外部气动阻力进行了数值计算,分析了不同飞行马赫数条件下的弹丸气动阻力的变化。研究结果表明:设计马赫数下,冲压推进弹丸的进气道具备再起动能力,进气道亚临界状态最大总压恢复在0.25左右;在弹丸飞行的被动段,随着飞行马赫数从4降低到3,弹丸内部气动阻力系数几乎保持不变,在0.06左右;外部气动阻力系数由马赫数4下的0.16增加到马赫数3下的0.21,弹丸总的气动阻力系数由马赫数4下的0.23增加为马赫数3下的0.27。外部阻力中,摩擦阻力占约20%;内部阻力中,摩擦阻力占40%左右。

高速冲压推进动能弹自点火工作过程数值模拟研究

为了研究高速冲压推进动能弹在自点火过程中的工作特性,数值模拟了基于聚乙烯为固体燃料的高速冲压推进动能弹自点火过程,分析了自点火过程中的点火延迟时间,喷管出口堵盖打开前燃烧室的流场变化规律,以及堵盖打开火焰稳定后燃烧室流场变化规律和全弹性能。结果表明:高速冲压推进动能弹由于其初始的独特结构(喷管出口堵塞),点火延迟时间短,自点火能够成功进行;堵盖打开前,燃烧室压力发生了剧烈的振荡,并且燃烧室内化学反应增强了振荡效应;堵盖打开并且燃烧室火焰稳定后,高速冲压推进动能弹的额定推力为283 N,净推力为83 N,基于聚乙烯燃料的比冲为9129 m·s-1。

火箭／冲压组合推进巡航飞行器有效载荷质量分析

针对火箭/冲压组合推进的临近空间巡航飞行器,采用"自上而下"的质量分析方法,对飞行器质量进行了合理分解,建立了飞行器有效载荷质量分析模型。以起飞质量3 000 kg、航程1 500 km作为总体设计要求,分别针对挤压式/泵压式供应方案、液氢/JP-10燃料、飞行器推重比以及航程等因素对有效载荷质量的影响作用进行了研究,并建立了有效载荷质量和推进系统质量对飞行器航程的响应面模型。研究结果表明,采用挤压式方案供应JP-10燃料时,飞行器可携带313 kg有效载荷;无论采用何种方案供应液氢燃料,飞行器的有效载荷均为0;以JP-10为燃料,不携带有效载荷的极限航程为2 270 km;为了保证较低的推进剂质量消耗,飞行器爬升段推重比应当不低于1.2。

涡轮冲压组合推进技术发展及其临近空间应用

简要介绍了涡轮冲压组合推进技术的基本原理,叙述了涡轮冲压组合推进技术的发展,探讨了该技术作为临近空间飞行器推进装置的应用。

膏体富燃料推进剂冲压发动机挤压输送特性试验研究

对两种膏体富燃料推进剂（含硼推进剂和铝镁推进剂）进行了挤压输送安全性试验与输送特性试验研究，证明两种膏体富燃料推进剂在1．5～8．0MPa下挤压输送及喷射是安全可靠的，并进行了膏体富燃料推进剂冲压发动机一次燃烧摸底试验。试验证明，工作安全，喷射、点火、燃烧正常。

整体式冲压发动机的几项关键技术问题

应用国外文献对整体式冲压发动机的热防护、抑制脉动燃烧及进气堵盖、尾喷管的设计等关键技术问题的解决途径进行了综合分析讨论。

水下两相冲压喷射发动机性能的数值模拟研究

为了对水下两相冲压喷射发动机的性能进行理论研究,分别对扩张段、混合腔及喷管进行分析并建立了物理模型.基于双流体模型,采用变步长的Runge-Kutta法进行了喷管内泡状流计算.综合各部分计算结果求得发动机推力与推进效率.重点研究了混合腔与入口面积比(Am/Ai)、发动机入口面积(Ai)、通气量、航行速度及初始气泡半径对发动机推力及效率的影响.计算结果表明:发动机推力和效率均随着面积比Am/Ai的增大而增大;当Am/Ai保持不变时,推力和效率随入口面积Ai的增大而增大;推力随着通气量、航行速度的增大而增大,效率却随其增大而减小;气泡初始半径增大时,发动机推力及效率同时减小.这将为两相冲压喷射发动机设计提供一定依据.

船舶喷射推进技术发展综述

船舶喷射推进与传统的螺旋桨推进相比具有诸多优点,因而在一些高速、高性能舰船、潜艇上得到越来越多的应用。介绍了国内外船舶喷射推进技术的研究发展情况,分析了泵压喷水推进和水冲压喷射推进的基本原理和特点,以及新型喷射推进技术的研究概况,通过总结分析了国内外喷射推进技术的研究进展,指出新型喷射推进技术是今后舰船推进技术发展的一个重要方向。