整体式冲压超音速飞航导弹的自适应控制

采用导弹总体、气动、动力、控制和弹道一体化设计方法，研究了超音速整体式冲压发动机飞航导弹的控制问题。引入了自适应控制规律，利用该规律，可全面满足发射高度在大范围内变化时的所有战术技术要求．

整体式固体火箭冲压发动机尾喷管堵盖研究

根据整体式固体火箭冲压发动机的工作情况,分析了尾喷管堵盖的设计要求,确定了环氧树脂胶的粘接方案,提出了易碎式堵盖和简易球面堵盖两种设计方案。通过有限元仿真对方案进行了优化设计,并对简易球面堵盖进行了验证试验,结果表明该方案满足设计要求。

整体式固体火箭冲压发动机在中远程空空导弹上的应用

介绍了国外中远程空空导弹及其动力装置的概况与发展趋势,对于整体式固体火箭冲压发动机的技术特点和其在空空导弹上应用需解决的主要技术问题进行了分析,并对空空导弹用整体式固体火箭冲压发动机今后的发展提出了自己的看法。

国外整体式固体火箭冲压发动机技术发展研究

导弹动力装置是决定导弹射程的关键因素。本文通过对当前国外(美国、俄罗斯、欧洲)整体式固体火箭冲压发动机的专利技术及应用现状进行详细分析和论述,在分析基础上总结了整体式固体火箭冲压发动机发展的关键技术,主要包括燃气流量调节与控制、高能贫氧推进剂、结构的热强度及长时间的热防护、宽域可调进/排气、导弹与发动机一体化气动外形设计等。

整体式液体冲压发动机级间分离仿真研究

应用数值方法对整体式液体冲压发动机进气道整流罩打开及助推器分离过程进行了研究。动网格采用结构网格中的Chimera重叠网格技术,空间离散格式采用Roe格式,控制方程采用雷诺平均N-S方程,湍流模型为标准k-ε模型。计算结果发现,进气道整流罩打开后高速气流开始充填发动机内通道,发动机头部脱体激波迅速向唇口方向移动,进气道头部斜激波系建立,气流以当地声速向发动机出口方向移动。高压气流到达助推器头部时助推器开始分离,整个分离过程燃烧室压力呈大幅振荡,分离时间为0.072 2 s。由于分离时间很短,冲压发动机可以在助推器推出后再点火起动。

整体式固体火箭冲压发动机飞行试验

在地面试验基础上进行了整体式固体火箭冲压发动机飞行试验,以验证发动机的工作可靠性和飞行性能。飞行试验结果表明：试飞发动机和试飞器总体设计合理;发动机性能良好;主级在余气系数0.8-2.3范围内能够稳定工作;最大比冲为6.62 kN.s/kg。达到了试验的目的。

基于变量化设计技术的整体式固冲发动机一体化设计系统

将变量化设计技术应用到整体式固体火箭冲压发动机一体化方案设计中。利用变量化约束将设计过程与几何造型过程进行有机结合,在VC.NET 2003平台下自主研发了一套固体火箭冲压发动机一体化设计系统。该软件包括进气道设计、燃气发生器设计、助推补燃室设计、发动机性能计算和飞行弹道计算,为整体式固体火箭冲压发动机方案设计提供一套方便快捷的工具。

冲压发动机加速阶段进气道内动态特性

对整体式火箭冲压发动机助推加速段进气道内的动态特性进行了数值模拟和风洞试验研究。结果表明,助推加速段进气道通道内压强振荡接近于一种整体模式的不稳定振荡;其振荡频率随马赫数增大略有升高,相对振荡幅度随马赫数增大而下降;在所研究范围内,进气道通道内的最高压强有可能超过来流总压。

非壅塞固体火箭冲压发动机二次燃烧试验研究

通过直连式试验研究非壅塞固体火箭冲压发动机二次燃烧影响因素。试验结果表明,当空燃比在一定范围内变化时,若空燃比变大,则燃烧效率升高,当空燃比达到一定程度后再增加,则燃烧效率降低;对于铝镁贫氧推进剂取较小的后置长度时燃烧效率较高;与两股燃气射流向外喷射相比,两股燃气射流向内喷射的燃烧效率明显高;燃气射流与空气流在进气道出口直接撞击不利于燃烧效率的提高。

固体火箭冲压发动机无喷管助推器性能分析

采用一维准定常方法 ,对整体式固体火箭冲压发动机的无喷管助推器内弹道进行了计算。计算结果表明 ,随着燃面的推移 ,燃烧室压强下降很快 ,而推力增大 ;助推器比冲偏低 ;对于高燃速固体推进剂 ,燃速沿通道降低 。

面向一体化计算的整体式液体冲压发动机建模及性能评估

为发展冲压发动机性能工程预估方法,建立了面向一体化计算的整体式液体冲压发动机性能计算模型,并使其兼容基团贡献算法,提高了拓展性。利用模型分析了冲压发动机在攻角0°~6°、高度0~18 km、马赫数2.0~3.5、余气系数1.0~2.9范围工况多维度连续变化下,比冲、推力系数和燃油质量流量的速度-高度特性、高度-节流特性、节流-速度特性以及攻角特性。研究结果表明:性能计算模型可在一体化计算条件下、基团贡献算法允许范围内,不依赖试验数据对冲压发动机性能预估,计算结果与技术参考值相比相对误差均小于14%。推力系数和比冲具有基本一致的速度-高度特性和相似的高度-节流特性,受燃气组分影响,推力系数和比冲的节流-速度特性差异明显。燃油质量流量的变化规律不同于比冲和推力系数,在进入平流层后呈现折缓趋势,而呈现连续性,速度越大、高度越低、余气系数越小,燃油质量流量越高,反之则越小。引入攻角以后,攻角越大,比冲和推力系数越低,进气道起动马赫数越高;攻角-起动马赫数曲线小范围内近似线性,攻角超过5.6°非线性加剧。

无喷管助推器内弹道数值仿真及性能优化

利用Fluent软件提供的动网格技术、UDF编程技术,结合无喷管助推器的侵蚀燃烧规律,建立了无喷管助推器内流场数值仿真模型。为验证数值仿真模型精度,进行了两发无喷管助推器的地面验证试验,发动机的推力曲线和压强曲线与数值仿真结果基本一致,预示精度在误差范围之内。最后,研究了不同扩张半角以及不同装药造型等对无喷管助推器性能的影响。结果表明,扩张半角为24°时,其性能最优;串装及层装药型均可有效提高无喷管助推器比冲。

反舰导弹

自反舰导弹问世以来,已参与了第三次中东战争、印巴战争、第四次中东战争、马岛战争、1981～1987年两伊战争、锡德拉湾事件、波斯湾事件和1991年海湾战争等8次海上作战或冲突事件。反舰导弹是一种效费比很高的武器。多次海战的实践表明,1～2枚单价为四五十万美元的导弹就能使单价为1～2亿美元的驱护舰丧失战斗力甚至沉没,效费比达200～500倍,显然是十分合算的。