吸气式超声速导弹弹道优化设计与分析

为充分发挥吸气式超声速导弹巡航性能高的优势,对其巡航段的飞行方案进行了研究。考虑吸气式冲压发动机与飞行轨迹强耦合的特性,建立了以飞行攻角和燃料质量流量为双优化变量的多阶段多约束的弹道优化模型,提出了一种飞行轨迹与推力规律一体化优化设计方法。以射程最大为性能指标,对吸气式超声速导弹的爬升段和巡航段进行了综合优化设计,并着重对不同巡航方案下的弹道性能进行了分析。仿真结果表明,该方法能有效解决吸气式超声速导弹多阶段多约束轨迹优化问题,对于该吸气式超声速导弹而言,巡航的速度不宜太大,高空飞行更有利于增加射程;不等高不等速巡航方案与等高等速巡航方案相比,最大射程提高了12.3%。研究成果可为吸气式超声速导弹总体设计提供参考。

吸气式无阀脉冲爆震发动机试验研究

为了获得大气层内的高速巡航能力,需要发展包括吸气式脉冲爆震发动机在内的多种新概念动力装置。设计制造了完整的吸气式无阀脉冲爆震模型机,包括亚声速进气道,混合室,点火室,爆震室和喷管。采用起爆性较差的汽油和空气为推进剂,以低于50mJ的点火能量研究了模型机(除去喷管)的多循环单级起爆和爆燃向爆震转变过程(DDT),并尝试减小DDT轴向距离的方法。设计一种环缝结构来加强汽油、空气的掺混,和减小推力壁端敞口对模型机起爆的不利影响。试验表明模型机易于起爆,DDT距离在1.3m(距离点火器)左右,采用高能点火装置之后,DDT距离减为1.09m。模型机与一端封闭一端敞开的脉冲爆震火箭发动机相比,由于两端敞口,各测压点压力时域变化更加复杂,有两次上升和下降过程。

空射导弹用冲压发动机性能分析

对固体火箭冲压发动机、液体燃料冲压发动机、固液燃料火箭冲压发动机和固体燃料冲压发动机的性能进行了对比分析,探讨了上述冲压发动机在空射导弹方面的适用领域。

导弹用吸气式两相脉冲爆震发动机可行性研究

设计了内径为60 mm的吸气式两相脉冲爆震发动机,并在冷流条件下测试了进气道的流阻系数。在接近大气压条件下,成功地进行了以汽油为燃料、以空气为氧化剂的吸气式两相脉冲爆震发动机原理性试验。试验中在爆震管内部安装Shchelk in螺旋来促进爆震波的生成,所测量的爆震波压强接近充分发展的爆震波,发动机最高工作频率达到15 H z;进气道内压强变化幅度小于0.1 M Pa,说明所设计的进气道与爆震管匹配良好,这为将脉冲爆震发动机用于工程实际提供了技术储备。

2000年巡航弹用小涡轮发动机

本文简要评述了国外当前弹用小发动机的设计特点,描述了2000年弹用小涡轮发动机的发展概貌,还介绍了未来弹用小发动机发展的材料、空气动力学和结构技术三方面的关键技术.