火箭冲压发动机空气进气道性能的实验研究

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攻角对炮射冲压发动机进气性能的影响

角也减小，波打到唇口内，唇口附近流动变激上得很复杂，失加大。中心体下表面与来流的夹损
冲压发动机进气道的设计提供一定的理论依据。
１物理模型和控制方程
文中采用某炮弹冲压发动机进气道进行数值模拟。此进气道为中心进气双锥外压式进气道，一级压缩角为２。第二级压缩角为ｌ。进第Ｏ，７，气道进口半径２ｍｍ。进气道的工作条件根据７
拟，步分析攻角对进气道工作参数的影响，初为
０引言
使用冲压发动机对炮弹进行增程是一项新的技术，进气道是冲压发动机的重要部件Ｌ。冲１］
压发动机可能面对各种工作状态，攻角飞行就有是其中的一种。当有攻角时，动不再是轴对称流的。中心体上表面与来流间的夹角减小，波斜激
的波系结构，细分析了攻角对进气道总压、详流量等工作参数的影响。结果显示，着来流攻角的增大．进随此
气道总压恢复系数变化不大，量系数逐渐降低，流场畸变则明显增大。流而关键词：气道；场；角；值模拟进流攻数
（ｏ０３ＲｅｓａｃｎｓｉｕｅｏＮ．２ｅｒｈＩｔｔｔｆＣｈｉｒｎａＯｄｎａｃｎｄｔｉｓ，ｉａｎ７ｌ０６５．ｎｅＩｕｓｒｅＸ ’ ０Ｃｈｉ）ｎａＡｂｔａｔＢｙｍｅｎｓｏｏｋｓｒｃｕｒｉｎｅｏｎｏｄｒｚｎａｓｖｅｅｈｏｔｅｅｒｈｏｕｐｒｏｎｃｉｅｅ — ｓｒｃ：ａｆｂｌｃｔｕｔｅｇｒｄａｄｓｃｄ— ｒｅｏｌｏｌｒｍｔｄ，ｈｅｒｓａｃｎｓｅｓｉｎｌｔｐｒｆｍａｅｏａｅｓｃｒｉｄＯ．ＣｏｍｐｅｏｒｎｅｆｒｔｗａａｒｅｕｔｌｘｗａｑｔｕｅＬｅｏｕｒｏｃｉｅｔ３００ｍ，．５Ｍａａｉｆｒｎｔａｋｅｓｒ￣１ｆｓｐｅｓｎｉｎｌｔａ０ｒ２ｎｄｄ￣ｅｅｔａｔｃａｅｒｌｔｄｔｒｔｃｌｓａｕｓｎｇｌｅａｅＯｃｉｉａｔｔｗｅｅａｈｉｖｄｂｙｎｒｃｅｅｕｍｅｉａｉｕｌｔｏｎＴｈｅｉｆｕｅｃｔａｋａｌｎｏｔｌｐｒｓｕｅ，ｒｃｌｓｍａｉ．ｎｌｎｅｏｆａｔｃｎｇｅｏｔａｅｓｒｍａｓｆｏｒｉｆｉｅｔｗａｎａｙｅＲｅｕｌｓｓｏｗｈｈｅｉｃｅｉｇｏｆａｔｋａｇｌｔｏｔｌｐｅｓｒｅｏｒｈ — ｓｌｗａｔｏｏｎｌｓａｌｚｄ．ｓｔｈｔａｔｔｎｒａｓｎｔａｃｎｅ，ｈｅｔａｒｓｕｅｒｃｖｅｙｃａｎｇｅｉｔｅａｄａｓｆｏｒｔｏｒｄｕｃ．Ｈｏｅｅｆｏｗｉｔｔｏｎｉｄｅｎｒａｅｓｏｂｖｏｕｌ．ｓａｌｔＩｎｍｓｌｗａｉｅｅｓｗｖｒ，ｌｄｓｏｒｉｎｘｉｃｅｓｒｉｓｙＫｅｗｏｄｉｅ；ｆｏｗｉｌｙｒｓ：ｎｌｔｌｆｅｄ；ａｔｃａｌｔａｋｎｇｅ；ｎｕｍｅｉａｉｕａｔｏｒｃｌｓｍｌｉｎ

《推进技术》第28卷(2007年)总目次

带圆筒头部火焰筒两项燃烧流场及性能计算
正，高
嵩，等
（１）１８
…… …… …… …… …… ……… 蔡文祥，赵坚行，张靖周（２）１２流，ｕｅｉＲｓＭＤ，ＦｓｔｔＡ，ｏａ等（２）１７
一
液氧／甲烷火焰和燃烧不稳定性试验 ……… …… …… ……… …… … 洪
气膜出流冷气侧气膜孔附近壁面换热特性 … …… …… ……… …… ……… 徐
磊，常海萍，毛军逵，等
二次流喷射对喷管流场性能的影响 … ……… …… ……… …… ……… …… ……… …… 刘爱华，占学王高超声速飞行器单壁膨胀喷管的自动优化设计 … ……… ……… …… …… 贺旭照，张勇，汪广元，等
二元喷管热喷流的红外光谱辐射特性实验 … ……… …… ……… …… …… 罗明东，吉洪湖，黄二维高超声速压缩面斜激波系的优化配置 … …… ……… …… ……… …… … 李
流线追踪Ｂｓｍｎｕｅａｎ进气道设计参数的选择 ……… …… …… ……… …… … 孙脉冲风洞中进气道起动过程试验研究
波，垫元，志光，张金等（５５）地，定华，冯等（０６）地，晓樯，范等（５６）
阳（８６）
一
俊，立明，何陈
超
（２８）
… …… ……… …… 侯胜利，李应红，名魁，李等（６８）
… …… ……… …… …… ……… 查旭，郭法涛（２９）

进气道直径大小对固冲发动机内流场的影响研究

进气道直径为３ｍｍ。０
关键词：压发动机；值模拟；冲数内流场
中图分类号：４５Ｖ３文献标志码：Ａ
ＲｅｅｒｈｅｎＤｉｆｒｎｔＤｉｍｅｅｓｏｒｉｅｐＳｓａｃｓｏｆｅｅａｔｒｆＡｉ－ｎｌｔＰｉｅ’
流模型和组分输运模型数值模拟了一设计的固冲火箭发动机掺混燃烧过程的内流场。结果表明：一定补燃在室长度和进出口条件下，在一最佳进气道直径，使空气与燃气完全掺混燃烧。在文中模拟条件下的最佳存能
ＩｆｕｎｅｏｔｅＩｓｅＦｏＦｅｄｏｏｉｃｅｍｎｋｔｄｄＲａｊｔｇｎｅＥ
ＬＩＭｉｊｎＹＡＮｎＦＩｉ，ｌａＣｏｇ，ＥＮＧｉｈＬＩＨｕＪｎｕ，Ｕａ
ｕｄｒａｃｒａｎｌｎｔｆｔｅａｔｒｕｎｎｈｍｂｒａｄａｃｒａｎｉｎＵｏｄｔｎｈｒｘｓｓａｃｒｅｐｎｉｇｄａｔｒｏｈｎｅｅｔｉｅｇｈｏｈｆｅｂｒｉｇｃａｅｎｅｔｉｎａｄＯｔｃｎｉｉ，ｔｅｅｅｉｔｏｒｓｏｄｎｉｍｅｅｆｔｅｏａｒｉｌｔｐｐ，ｗｈｃａｋｈｘｎｎｕｎｎｉｕｔｏｎｔｅａｔｒｕｎｎｈｍｂｒｂｓｆａ１ｉｎｅｉｅ－ｉｈｃｎｍａｅｔｅｍｉｉｇａｄｂｒｉｇｓｔａｉｎｉｈｆｅｂｒｉｇｃａｅｅｔｌｏ．Ｕｎｅｈｉｌｔｄｃｎｉｄｒｔｅｓｍｕａｅｏｄ —

火箭发动机专业综合实验(17.1)--超声速燃烧演示实验指导书

不低于这个值。在本实验系统中，高压气罐出来的空气分为两路，实现空气系统的三大功能：为超燃
实验台提供实验用高压空气，称为主空气；为系统中的气动阀提供操纵气，操纵气动阀开启或关闭；对水箱和煤油箱增压。
空气供应系统由空气压缩机、高压空气罐、管路、阀门、减压器、流量计、过滤装置等组成，见附图 1。氧气供应系统
加热实验用空气需要燃烧氢气，氢气本身也是超燃燃烧室的燃料之一，而且采用氢气作为点火气体，都需要氢气。氢气的可燃极限很宽（4%-95%体积含量），非常危险，使用时必须严格按照操作规程执行。
氢气供应系统由氢气压缩机、高压氢气罐、管路、阀门、减压器、流量计等组成，见附图 3。本实验台采取如下措施使用氢气：所购氢气瓶内的氢气通过三通球阀后分两路向高压氢气罐输送氢气，一路是将高压的氢气直接输送到高压氢气罐，另一路是低压部分的氢气经过减压器、氢气压缩机压缩后成为高压氢气，然后输送到高压氢气罐。这样做的目的是为了提高购买氢气的利用率，减少氢气瓶的频繁操作，提高安全性。
2、实验概述
超燃冲压发动机是下一代可重复使用航天运载器的潜在动力装置，其采用的吸气式推进方式，可大幅度降低航天器的发射费用。超燃冲压发动机也是新一代航空器（如高超声速飞机、高超声速巡航导弹）的最佳动力装置。
超声速燃烧实验分为两大类：直连式实验和自由射流式实验，前者用于研究超燃燃烧内的燃烧流动过程，后者用于研究带有进气道的高超声速飞行器。
实验时，进水泵将所需要的冷却水从回水箱注入进水箱，达到所需要的体积后，通过增压空气系统为水箱增压到所需要的压力。冷却实验件后的冷却水返回回水箱，重复使用。见附图 6 实验件
开展超声速燃烧实验主要的实验件包括加热器、拉法尔喷管和超燃燃烧室。
加热器。为了模拟高空、高速飞行状态下的来流空气总温，需要使用加热器来加热空气。目前使用的加热器包括燃烧型、蓄热型、电弧型和激波管型四大类。在本实验系统中，加热空气采取的是燃烧氢气的方式，即在实验空气中点燃氢气，以提高空气的总温。

冲压火箭发动机技术简介

FH ——作用在壳体（包括喷管）外表面上的压力和摩擦力的合力。
FH
A4 pdA
A1
Ae A4
pdA
XT
其中 A4 pdA——作用在壳体外表面上压力的合力； A1
Ae pdA ——尾部压力的合力； A4
X T ——外部气流对壳体外表面的摩擦力；
dA ds cos—— 壳体迎风表面积 ds在垂直于飞行方
3.1 按燃料分类
液体燃料冲压发动机
它需要燃料输送系统、供应系统、喷注装置和燃烧稳定器等。一般用于靶机和飞航导弹的推进系统。
固体燃料冲压发动机
燃料为固体药柱，它由燃烧剂和少量的氧化剂根据需要制成各种形状，可为端面燃烧、内孔燃烧、内外侧表面燃烧等。以调节发动机燃料的进气量，控制发动机达到所要求的推力大小及其变化规律。
考虑推进装置的外阻力。
有效推力：用来对飞行器做有效功的那部分推力。即用来克服迎面阻力和克服飞行器本身惯性的那部分推力。
（1）有效推力
有效推力是作用在推进装置外表面上的压力和摩擦力的合力。有效推力 Fef 可以表示为： Fef FB FH
其中 FB ——作用在发动机内表面上的压力和摩擦力的合力；
.
.
Fef (me Ve mH VH ) ( pe Ae pH AH )
Ae AH
pdA
XT
在利用下列恒等式将绝对压力换成剩余压力：
Ae AH
pHdA
pH ( Ae
AH )
0
代入上式以后，得：
.
.
F (me Ve mH VH ) Ae ( pe pH )
A4 AH
激波串的长度和位置会随着燃烧室反压的变化而变化，能保证燃烧室的压力波动不会影响进气道.

固体燃料超燃冲压发动机原理性试验研究

Ｅｐｒｎｔｄｎｔｅｐｉｃｐｅｏｏｉｅｓｒｍｊｔｘｅｉｔｕｙｏｈｒｎｉｌｆｓｌｆｌｃａｅｍｅｓｄｕ
ＹＡＮＧａｇ— ｎＬＩＷｅ — ａ，Ｘｉｎｍｉｇ，ＵｉｋｉＣＨＥＮｎ— ｕｎ，ＬｉｑａＺＨＥＮＧｉｂｎＫａ — ｉ
Ｆｇ２Ｓｅｈｏｌｅｓｒｍｊｔｈｍｂｒｇｏｔｙｉ．ｋｔｆｏｄｆｌｃａｅａｅｅｍｅｒｃｓｕｃ
图１室工作原理图
Ｆｇ１Ｓｅｃｆｏｄｆｅｓｒｍｅｈｍｂｒｐｉｃｌｉ．ｋｔｈｏＵｌｃａｊｔａｅｒｉｅｓｕｃｎｐ
对适用于超音速燃烧的固体燃料也进行了广泛研究，
流入的气流减速到低超音速进行燃烧产生推力，量在固体燃料超燃冲压发动机结构以及燃烧室火焰稳定能损失与亚燃冲压发动机相比较少。因此，燃冲压发极限的研究方面取得了显著成就。国内对固体燃料超超还仅处于探索性研究阶段。动机在高马赫数下具有优于其他类型发动机的经济燃冲压发动机的研究工作，由于超音速气流流动速度快，极短时间内就可在性，其静温、静压相对较低也给设计带来好处，明显它燃的优势对于军用、用和航天有着无与伦比的吸引穿过燃烧室（气在燃烧室内的驻留时间通常小于民
ｃｍｂｓｉｎｏｔｎｎｓｔｅｐａｅａｄｃｍｂｓｉｎｒｇｏｘｉｉｏｕ．ｏｕｔｕｌｅｔｄｏｂｌｎｎｏｕｔｅｉｎｅｈｂｔｃｌｍｎｏｉｅｏｓ

超燃冲压发动机原理与技术分析

本科毕业论文(设计)题目：超燃冲压发动机原理与技术分析学院：机电工程学院专业：热能与动力工程系2010级热能2班姓名：王俊指导教师：刘世俭2014年 5 月28 日超燃冲压发动机原理与技术分析The Principle and Technical Analysis ofScramjet Engine摘要通过对超燃冲压发动机的基本原理与特点的介绍，比较了世界主要国家在超燃冲压理论研究与工程实际中的一些成果；结合高超音速空气动力学以及流体力学的一些基本原理，阐述进气道、隔离段、燃烧室、尾喷管的设计并进行性能分析；列举目前投入应用的几种主流构型及其选择依据；分析主要参数对超燃冲压发动机的影响；最后综合阐述超燃冲压发动机的发展趋势以及用途。

关键词：超燃冲压发动机性能分析一体化设计热循环分析Abstract:Introduction the basic principle and features of scramjet engine, comparison of major powerful countries’ theoretical researches and practical achievements on this project. Expound and analyses the design and property programmes of air inlet、isolator、combustion chamber、tailpipe nozzle with theories of hypersonic aerodynamics and hydrodynamics; Its application in several mainstream configuration and its choice; analysis of the effect of main parameters on the scramjet. Finally, the developing trend of integrated scramjet paper and usesKey words: scramjet engine property analysis integrating design Thermal cycle analys目录1 概述及原理 (1)1.1研究背景与意义 (1)1.2超燃冲压发动机基本原理 (3)1.3国内外相关研究概况 (5)1.4研究内容 (10)2系统一体化研究意义与总体热性能分析 (11)2.1系统一体化研究的意义 (11)2.2 总体热力性能分析 (12)3 超然冲压发动机核心部件设计与性能研究 (17)3.1 进气道设计与性能研究 (17)3.2 隔离段设计与性能研究 (18)3.3 燃烧室设计与性能研究 (20)3.4 尾喷管设计与性能研究 (23)4总结与展望 (28)5结语 (31)6参考文献 (32)1 概述及原理1.1研究背景与意义吸气式高超声速飞行器是指飞行马赫数大于6、以吸气冲压发动机与其组合发动机为动力、而且能在大气层和跨大气层中远程飞行的飞行器。

超燃发动机(飞行器空气动力学报告)

“IGLA”/GLL-VK（14马赫）
GLL-AP-02（6马赫）
2. 超燃发动机的发展历史—美国
项目计划起止年份 19621978 19861995 主办机构 NAVY JHU/AP L DARPA 主要研究内容论证使用可贮存燃料的小型舰载导弹采用模块化 Busemann进气道研制X-30实验型单级入轨空天飞机研制工作范围Ma=4~15 的氢燃料超燃冲压发动机设计思想基于1942年德国空气动力学家 Busemann提出的内锥形流概念 1.低马赫数来流条件下不能自起动 2.长度较长是一种未来的飞机，像普通飞机一样起飞，在 30～100公里高空的飞行速度为12～25倍音速，而且可以直接加速进入地球轨道，成为航天飞行器，返回大气层后，像飞机一样在机场着陆。
NASP HyTech /Hyset HyFly
19961995-
3. X-43A 与 X-51A 的简介
2004年3月27日，X-43A实现了超燃冲压发动机成功点火，并推动飞行器加速的技术，发动机工作时间11 s，最高速度达到6.83马赫。
B-52挂载飞马座固体火箭飞行到28500米
飞马座火箭开始助推加速
涡轮喷气发动机
1. 研究背景与简介—原理
冲压发动机的原理无非就是空气以超音速进入发动机燃烧室与燃料混合点燃，再从喷嘴中喷出从而获得推力。
因为留给空气压缩，与燃料在燃烧室混合，点火，燃烧的时间只有毫秒量级，这样也就使得发动机的控制极其困难。
注：1.亚音速与超声速燃烧的区分是根据燃烧室中的气流速度。 2.后面提到的双模即是可以在一次飞行中实现二者的转换。
2. 超燃发动机的发展历史—前期历史
1946年,Roy就提出了借助于驻波直接将热量加入超声速流中的可能性。 1957年4月，Shchetinkov申请了超声速燃烧冲压发动机专利。 1958年9月，在马德里举行了第一届国际航空科学会议，Ferri 简略地概述了并证明在Ma =3.0的超声速气流中实现了稳定燃烧，没有强激波。 ①氢-空气系统的化学过程和现象 20世纪60年代通用应用物理实验室 (1)超燃冲压发动机增量飞行试验飞行器(IFTV)1965年开始； (2)1964—1968年,低速固定几何尺寸超燃冲压发动机,无可变几何尺寸,但是具有随飞行速度而变化的空气动力压缩比。

超燃冲压发动机总体化性能分析_张旭

1
引
言
超燃冲压发动机是高超声速飞行器有效的动力装置，其性能的快速预估是发动机研制阶段的必要工具。现有的发动机性能计算方法主要分为两类，一类是基于简化模型的估算方法，一类是基于 CFD 计算然后积分得到性能参数的方法。第一类方法简便快捷，但精度低且适用范围窄。第二类方法精度高，但 CFD 计算，特别是发动机内外三维流场耦合计，算的计算量大耗时长，难以适应参数化研究的需要。 Jonas A Sadunas［1］通过求解二维欧拉方程得到发动机二维流场，积分得到发动机的气动力和气动力［2 ］ May矩。Hideo Ikawa 分别采用冲量函数和 Prandtler 理论估计燃烧室和喷管的推力，得到这两个部件的
Key words： Scramjet； Performance analysis； Threedimensional Parabolized NavierStokes equations； Onedimensional NavierStokes equation 道设计的基础上，添加后掠平面侧压板，设计方法如下：顶板外压段采用 3 级平面楔，保证在不考虑侧压激波的前提下，设计点外压斜激波交汇于外罩唇口点，采用斜激波关系式计算激波角；内压段侧板宽度不变，外罩采用 2 级楔压缩，设计原则是外罩斜激波交点在进气道外面，与顶压外压段类似，采用斜激波关系式估算内压段进口马赫数和外罩激波角，给定内压段长度和内收缩比 CＲ in 可确定内压段型面；等直隔离段的关键设计变量是长高比 L4 ；侧板起于顶板外 H4
2
2． 1
物理模型和计算方法
发动机模型
Fig． 2
Configuration of rectangular combustor（ mm）

航空航天工程师的火箭发动机测试

航空航天工程师的火箭发动机测试火箭发动机是航空航天领域中最核心的组件之一，它关乎着飞行器的性能、可靠性和安全性。

为确保火箭在实际使用中能够正常运行，航空航天工程师需要进行火箭发动机的全面测试。

本文将对火箭发动机测试的过程、方法和重要性进行探究，并介绍一些常用的测试技术。

一、火箭发动机测试的背景和目的火箭发动机测试是航空航天工程师在研发阶段进行的必要步骤。

其目的是评估发动机的性能、验证设计的正确性、识别潜在问题，并找到改进和优化的方案。

测试还用于验证发动机的可靠性和安全性，以确保其在实际使用中能够高效运行，并保证飞行器及其载荷的安全。

二、火箭发动机测试的流程1. 准备阶段：在测试之前，航空航天工程师需要准备好测试前的所有工作。

这包括确定测试目标、收集相关数据和文档、制定测试计划、安全评估等等。

2. 静态测试：静态测试是对火箭发动机进行非运行状态下的测试。

它通过将发动机放置在测试台架上，并用试验架来模拟飞行条件，以评估发动机的结构强度、燃烧特性、冷却系统等。

3. 动态测试：动态测试是对火箭发动机进行实际运行状态下的测试。

这包括地面点火测试和飞行试验。

地面点火测试可以模拟发射场景，验证发动机在点火、运行和熄火过程中的性能和可靠性。

飞行试验是将装载了测试发动机的火箭发射到大气层外，通过测量和记录各种参数来评估发动机在真实环境下的性能。

4. 数据分析和报告：完成测试后，航空航天工程师将对测试期间收集到的数据进行详细分析，并撰写测试报告。

报告包括测试过程、测试结果、发现的问题和建议的改进措施等。

三、常用的火箭发动机测试技术1. 流场测试技术：流场测试用于测量和分析火箭发动机喷口周围的流场，以了解喷口的气流特性和推力分布。

这包括静态压力测试、热像仪和高速摄像技术等。

2. 燃烧特性测试技术：燃烧特性测试用于评估火箭发动机燃烧室和喷嘴的燃烧过程。

常见的测试方法包括高速摄像、光谱分析、燃烧效率测试和温度测量等。

3. 结构强度测试技术：结构强度测试用于评估火箭发动机各个组件的强度和耐久性。

超燃冲压发动机技术

推进技术本文2002206216收到,作者系中国航天科工集团三院31所高级工程师———超燃冲压发动机技术———刘小勇摘　要　超燃冲压发动机是研究对应飞行马赫数大于6、以超声速燃烧为核心的冲压发动机技术。

它的应用背景是高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机等。

半个世纪以来,它的研究受到了美、俄、法等国的重视。

目前,超燃冲压发动机技术已经开始进行飞行演示验证。

21世纪,超燃冲压发动机技术必将得到较快发展和实际应用,必定会对未来的军事、政治、经济等产生深远影响。

主题词　冲压发动机超声速燃烧超燃冲压发动机高超声速飞行器概述冲压发动机(ramjet )属于吸气式喷气发动机类,由进气道、燃烧室和尾喷管构成,没有压气机和涡轮等旋转部件,高速迎面气流经进气道减速增压,直接进入燃烧室与燃料混合燃烧,产生高温燃气经尾喷管膨胀加速后排出,从而产生推力。

它结构简单,造价低、易维护,超声速飞行时性能好,特别适宜在大气层或跨大气层中长时间超声速或高超声速动力续航飞行。

当冲压发动机燃烧室入口气流速度为亚声速时,燃烧主要在亚声速气流中进行,这类发动机称为亚燃冲压发动机,目前得到广泛应用;当冲压发动机燃烧室入口气流速度为超声速时,燃烧在超声速气流中开始进行,这类发动机称为超燃冲压发动机,目前得到了广泛研究。

亚燃冲压发动机一般应用于飞行马赫数低于6的飞行器,如超声速导弹和高空侦察机。

超燃冲压发动机一般应用于飞行马赫数高于6的飞行器,如高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机。

超燃冲压发动机通常又可分为双模态冲压发动机(dual modle ramjet )和双燃烧室冲压发动机(dual combustor ramjet )。

双模态冲压发动机是指发动机根据不同的来流速度,其燃烧室分别工作于亚声速燃烧状态、超声速燃烧状态或超声速燃烧/亚声速燃烧/超声速燃烧状态。

对于这种发动机如果其几何固定,通常能够跨4个飞行马赫数工作,目前研究较多的是M ∞=3(4)～7(8)的双模态冲压发动机;双模态冲压发动机如果几何可调,则能够在更宽的马赫数范围内工作,如M ∞=2～12。

超声速进气道与火箭冲压发动机性能匹配研究

Ａ，ｈ
＝９Ａ）一ｔ（（７Ａ）ｒ
（）２
口面积、冲压发动机喷管喉道、口面积等设计参出数。计算方法参见文献［］固冲发动机设计状态７。
为ｈ＝１ｍ，０＝．，０ｋＭａ２７燃料流量＝０６ｋ／，．ｇｓ
和相应的特征截面符号。固冲发动机的进气道采
用了两个二元超声速进气道。固冲发动机的设计
２００８年２月２日收到８
４进气道、）燃气发生器喷管和冲压喷管均为几
何不可调节，且燃气发生器装药满足预定的燃气并
流量规律；
５喷管流动中燃气成分 “ 结不变 ” 总温、）冻，比热比和气体常数均不变。
整个计算分为两个进程。第一个进程为设计
维普资讯
ｂ
ｌ２期冲压发动机性能匹配研究
１燃气发生器喷管具有临界截面，）内部工作不
受补燃室反压的影响；
ｌ进气道进口截面一
５６
图１固体火箭冲压发动机结构及特征截面标记
２进气道出口截面一３补燃室出口截面一
４冲压喷管出口５一一燃气发生器喉道７一冲压喷管喉道
关键词火箭发动机
固体燃料冲压
超声速进气道
稳定性
性能
中图法分类号
Ｖ３；２６
文献标志码
Ａ
近年来，由于吸气式火箭（冲压一火箭）动机发作为动力装置用于宇宙往返飞行器或战术导弹的

超声速燃烧冲压发动机进气道起动性能研究

收稿日期；２０ —４２。收修改稿日期：２０ —７２０５０７０５０ —２
维普资讯
塑曼旦．一．一．生一
半・钉。
．一
．．垦至！兰．一主．．旦登堇
一一
一．一
．．
大允许的燃烧室进口气流温度在１４１７Ｋ，允许的燃烧室进口Ｍａ与飞行Ｍａ的比值在０３～００４６．ｏ０４．５［当Ｍａ增加，允许的起动最大收缩比也增大对于一些几何结构的进气道，允许的起动收缩比可达到２。另外，如果希望在高收缩比下工作，进气道喉部流场要尽可能均匀［。在本文～３１］的设计中，固定几何高超进气道的收缩比先根据以下收缩比限制的经验公式［初步校核，然后再根】］
§
取。前体的形状由前体长度和多楔形体的偏转角决定，前体长度一般选接近整个发动机长度的一
（）外罩唇Ｉ平直ａ＝１
（ｂ）外罩唇Ｉ具有楔面＝１
图１混压式高超声速二维进气道结构简图
前体的外部压缩一般由二斜激波系、三斜激波系或四斜激波系组成，综合考虑压缩效率和总压恢复系数的影响，选择外压缩波系为三波系的混压式前体／进气道的方案较为普遍［］１。本文的二维进气道设计方案选择前体压缩为三斜激波系，前体长度Ｌ＝１０，前体预压缩楔角＝５，隔．ｍ。离段高度Ｈ＝０００．３ｍ，外罩唇口楔面角ａ：５，外压缩的３个楔面总转角为２．。。０８，进气道采用多模块结构。高超声速气流通过前体／气道的压缩，将使燃烧室进口气流温度大幅度升高，为了进防止气流热离解，必须要限制燃烧室进口气流温度，因此燃烧室进口气流Ｍａ要受到限制。一般最

固体火箭冲压发动机设计技术问题分析

采用的固定几何进气道、固定几何喷管、燃烧室共用、无喷管助推器和变流量燃气发生器等５项主体设计技术固有的技术缺陷、不足和局限性，明确指出现行的折中设计思想是产生问题的根源，出未来应遵循 “ 源节流” 计思想，提开设优先突破喷管调节技术，积极开发进气道调节技术，力提高现有燃气发生器变流量调节技术水平，实完善固体火箭冲压发动机努切
ＡｂｔａｔＴｅｄｓｎｃａａｔｒｔｓａｄｔｎｓｏｕｔｄｒｃｅｓｓｎｅ１６ｒｕｓｒｃ：ｈｅｉｈｒｃｅｉｉｎｅｄｆｅｅｏｋｔｉｃ９５ａｅｓｍｍａｉｅ．Ａｉｎｔｄｍａｄｎｅｉｎｒ — ｇｓｃｒｄｒｚｄｍｉｇａｅｎｉｇｄｓｅｇ
ＸＵｎ —ａ，ＣＨＥＮｎ－ｎＤｏｇｌｉＦｅｇｍｉｇ，ＣＡＩＦｉｃａｅ — ｈｏ，ＹＡＮＧａＭｏ
（ｏｅｅｏＡｔｎｕｃ，ｏｈｅｔｏｔｃｎａＵｉ．Ｘｈ７０７，ＣｉａＣｌｇｆｓｏａｔｓＮｒｗｓｒＰｌｅｈｉｌｎ，ｉｎ１０２ｈｎ）ｌｒｉｔｅｎｙｃｖ
ｅ．ｔｅｉｈｒｎｌｉｔｎｎｉｄａｔｅｆｖｏｍｏｌｕｅｊｅｉｃｎｑｅ，ｉｅｔｅｄｓｎｏｘｄｇｏｅｒｔ，ｈｅｅｔｉｔｉｓａｄｄｓｖｎｇｓｅｍｎｓｄｍａｒｄｓｎｔｈｉｓ．．ｅｉｆｅ・ｍｔｃｎｍａｏａａｏｆｃｉｙｏｇｅｕｈｇｉｆｅｙ

火箭的实验报告

一、实验目的1. 了解火箭发动机的基本原理和工作过程；2. 掌握火箭发动机性能测试的方法和步骤；3. 通过实验，验证火箭发动机的性能指标。

二、实验原理火箭发动机是一种利用燃料和氧化剂燃烧产生的气体高速喷出，产生推力的装置。

其工作原理如下：1. 燃料和氧化剂在燃烧室内混合燃烧，产生高温、高压的燃气；2. 燃气在喷管内膨胀加速，产生推力；3. 火箭发动机的推力与燃烧室压力、喷管出口速度等因素有关。

三、实验仪器与设备1. 火箭发动机实验装置：包括燃烧室、喷管、燃料系统、控制系统等；2. 气压计：用于测量燃烧室压力；3. 速度计：用于测量喷管出口速度；4. 计时器：用于记录发动机工作时间；5. 数据采集系统：用于实时采集实验数据。

四、实验步骤1. 准备实验装置，检查各部件连接是否牢固；2. 装填燃料和氧化剂，确保燃料与氧化剂比例正确；3. 启动控制系统，对火箭发动机进行点火；4. 通过气压计和速度计实时监测燃烧室压力和喷管出口速度；5. 记录实验数据，包括燃烧室压力、喷管出口速度、发动机工作时间等；6. 关闭控制系统，熄灭发动机；7. 分析实验数据，验证火箭发动机的性能指标。

五、实验数据与分析1. 实验数据：| 燃烧室压力（MPa） | 喷管出口速度（m/s） | 发动机工作时间（s） || :-----------------: | :-----------------: | :-----------------: || 2.5 | 250 | 5 |2. 数据分析：根据实验数据，可以计算出火箭发动机的推力：推力 = 燃烧室压力× 喷管面积假设喷管面积为0.01 m²，则推力为：推力= 2.5 MPa × 0.01 m² = 25 N根据火箭发动机性能指标，可以判断该发动机的性能：1. 推力：实验测得的推力为25 N，符合预期；2. 出口速度：实验测得的出口速度为250 m/s，符合预期；3. 工作时间：实验测得的工作时间为5 s，符合预期。

冲压发动机工作原理

冲压发动机工作原理
冲压发动机是一种利用气体动力传动的内燃机，其工作原理可以分为以下几个步骤：
1. 进气：冲压发动机通过进气道将空气吸入，并经过空气滤清器进行过滤，保证吸入的空气干净。

2. 压缩：进入发动机的空气经过压缩机进行压缩，增加其密度和压力。

3. 燃烧：在压缩后的空气中加入燃油，形成可燃混合物。

混合物通过点火装置引燃，产生爆发力推动活塞向下运动。

4. 排气：当活塞向下运动时，压缩燃气推动活塞推向曲轴。

废气通过排气阀门排出到排气系统中。

5. 冷却：发动机在工作过程中会产生大量热量，需要通过冷却系统降低温度，以保证发动机正常运转。

6. 传动：发动机通过曲轴将活塞线性运动转换为旋转运动，并通过传动系统将动力传递给车辆的驱动轮。

冲压发动机工作原理简单而高效，具有较高的动力输出和燃油利用率。

这种类型的发动机广泛应用于汽车、飞机和其他使用内燃机驱动的设备中。

航空发动机的热力学循环分析

航空发动机的热力学循环分析航空发动机作为现代航空领域的核心动力装置，其性能和效率直接影响着飞机的飞行能力和经济性。

而热力学循环是理解航空发动机工作原理和性能的关键。

要理解航空发动机的热力学循环，首先得明白热力学的一些基本概念。

热力学主要研究能量的转化、传递和守恒规律。

在航空发动机中，燃料燃烧产生的热能通过一系列复杂的过程转化为机械能，推动飞机前进。

航空发动机常见的热力学循环有两种主要类型：燃气涡轮发动机循环和冲压发动机循环。

燃气涡轮发动机循环，通常包括进气、压缩、燃烧、膨胀和排气这几个过程。

空气通过进气道进入发动机，在压气机中被压缩，提高了压力和温度。

然后，被压缩的空气进入燃烧室，与燃料混合并燃烧，产生高温高压的燃气。

这些燃气接着在涡轮中膨胀做功，驱动涡轮旋转，涡轮又带动压气机工作。

最后，燃气从尾喷管高速排出，产生推力。

在这个循环中，压缩过程和膨胀过程的效率对整个发动机的性能有着至关重要的影响。

如果压缩过程能够更高效地提高气体的压力，而膨胀过程能够更充分地利用燃气的能量，那么发动机的效率就会更高。

为了提高压缩效率，现代航空发动机采用了多级压气机的设计。

每一级压气机都对气体进行一定程度的压缩，从而逐步提高气体的压力。

同时，为了减少压缩过程中的能量损失，压气机叶片的设计也越来越精细，采用了先进的空气动力学原理。

而在膨胀过程中，涡轮的设计和材料选择就显得尤为重要。

高性能的涡轮材料能够承受更高的温度和压力，从而使涡轮能够更充分地利用燃气的能量。

此外，涡轮叶片的形状和排列方式也会影响膨胀过程的效率。

再来看看冲压发动机循环。

冲压发动机在工作时，没有压气机和涡轮等旋转部件。

它依靠飞机的高速飞行，让空气在进气道中减速增压，然后直接在燃烧室中燃烧，产生推力。

冲压发动机的优点是结构相对简单，重量轻，适合在高速飞行时工作。

但它的缺点也很明显，就是在低速时无法正常工作，所以通常需要与其他发动机配合使用。

在航空发动机的实际工作中，热力学循环并不是孤立存在的。

超燃冲压发动机结构

超燃冲压发动机结构
嘿，咱今天就来聊聊超燃冲压发动机结构哈！这玩意儿可神奇了呢！
你看啊，超燃冲压发动机就像是一个超级厉害的大力士。

它主要有进气道、燃烧室和尾喷管这几个重要部分。

进气道呢，就像是大力士的嘴巴，大口大口地吸气，把空气都给吞进来。

这空气一路跑啊跑，就跑到了燃烧室这个重要地方。

燃烧室就像是大力士的肚子，在这里啊，燃料和空气混合在一起，然后“轰”的一下就燃烧起来啦，产生巨大的能量。

这能量可不得了，推动着整个发动机往前冲。

尾喷管呢，就像是大力士的屁股啦，哈哈，把燃烧后的气体快速地喷出去，产生强大的推力，让我们的飞行器能在天空中飞速前进。

想象一下，这个超燃冲压发动机带着飞行器在天空中疾驰，那场面，多带劲啊！它就像是一个勇往直前的勇士，无惧任何挑战。

而且啊，这超燃冲压发动机结构的设计可不容易呢，科学家们得绞尽脑汁，不断地研究和改进，才能让它变得越来越厉害。

就像我们要成为一个厉害的人，也得不断努力和学习呀。

总之呢，超燃冲压发动机结构虽然很复杂，但咱这么一说，是不是就感觉没那么神秘啦？它就是这么神奇又厉害的存在，为我们的航空航天事业立下了汗马功劳。

以后啊，说不定它还能带着我们去探索更多更远的地方呢！好啦，关于超燃冲压发动机结构，咱就先聊到这儿咯，下次再给你讲点别的有趣的东西呀！。

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火箭冲压发动机空气进气道性能的实验研究
本文以火箭冲压发动机空气进气道性能为研究对象，旨在探究进气系统在负荷变化时的动态性能。

研究采用基于一维流体计算的非定常数值模拟，将系统在历程运行状态的进气系统性能与理想工况的性能进行比较并进行验证，并分析系统不同参数的影响，探讨了不同负荷条件下的进气系统性能变化情况。

摘要：本文分析了火箭冲压发动机空气进气道性能，采用基于一维流体计算的非定常数值模拟方法对进气系统在历程运行状态的性能进行模拟，进而探讨了不同负荷条件下的进气系统性能变化情况，为火箭冲压发动机优化空气进气道性能提供了参考意义。

关键词：火箭冲压发动机、空气进气道、非定常数值模拟、性能变化基于一维流体计算的非定常数值模拟方法可以为火箭冲压发动机优化空气进气道性能提供重要参考。

通过数值模拟，可以准确地获得火箭冲压发动机空气进气道的性能特点，从而进行故障诊断和系统参数的优化设计。

此外，该模型还可以提供实时的运行参数及其数据，快速反映运行状况，避免因系统持续运行而导致的损害或系统损坏，从而提高运行安全性和可靠性。

此外，通过数值模拟，可以进一步研究火箭冲压发动机空气进气道的设计工艺参数，优化内部结构，以及影响性能的其他参数，以达到最大效率并优化流量选择，同时有效提升运动性能。

通过数值模拟，可以深入研究火箭冲压发动机空气进气道的参
数，探究进气系统在不同负荷条件下的动态性能，快速实现参数的优化设计，同时有效消除噪声并保护环境，从而更好地满足火箭冲压发动机的多种性能需求。

为了更好地利用以上技术，采用详细的计算流程可以更好地优化火箭冲压发动机空气进气道性能。

首先，需要确定进气系统的基本参数，如尺寸、结构，以及系统内部体积等。

然后，可以建立一维流体模型来进行计算，对系统运行状态的进气系统性能及理想工况的性能进行计算并比较，充分检验和证实其正确性。

此外，通过研究不同参数的影响，有助于深入了解系统的功能，提高优化精度。

此外，通过数值模拟，我们可以快速反映系统性能，及时发
现存在的问题，从而有效地避免由于运行不当产生的系统损坏，减少维护和保养成本。

本文分析了火箭冲压发动机空气进气道性能，提出了基于非定常数值模拟的研究方法，通过详细的计算流程，可以有效地优化火箭冲压发动机的空气进气道系统性能，为火箭冲压发动机优化空气进气道性能和提高可靠性提供参考。

为进一步提高火箭冲压发动机的质量、效率和可靠性，除了严格执行质量管理，应尽可能地采用先进的计算技术和仿真技术，如多物理场耦合的多尺度多相流动模拟等，以精确计算流固耦合问题，优化火箭冲压发动机的参数设计，帮助优化系统的结构设计和性能调整。

此外，为了满足客户对火箭发动机的使用要求，应通过模拟计算技术来分析系统控制原理，研究火箭冲压发动机空气进气道在不同负荷情况下的流动特性变化，快速实现参数的优化设计。

例如，可以采集压力和流量数据，建立一维模型，从而实现复杂的火箭空气进气道动态结构和性能研究。

通过详细的计算模拟，可以大大提高设计效率，提升系统可靠性，并降低运行成本。

因此，通过对火箭冲压发动机空气进气道性能的深入研究，采用多种计算技术和仿真技术，可以有效提高系统的可靠性，同时节约开发成本。

借助这些分析方法，快速实现优化设计，不仅可以满足客户的使用要求，同时也有助于提高火箭冲压发动机的性能可靠性，达到产品的合理化、高效化、经济性和可持续发展。

同时，在实际应用中，应对火箭冲压发动机的空气进气道系统采取防腐措施，以防止发动机在高温高压条件下的老化。

特别是当空气进气道系统在火箭冲压发动机中安装在非常恶劣的环境中时，传统的防腐方法就不能满足实际要求。

因此，可以通过采用新材料、新技术等方式对空气进气道系统进行调整，以满足火箭冲压发动机的工作要求。

此外，为了充分利用空气进气道系统的性能，还应实施相应的维护和保养措施。

应按规定定期进行安装、检查、修理和养护。

此外，应采取有效的措施，防止发动机在工作过程中受到来自外界的灰尘和腐蚀影响，以保持火箭冲压发动机空气进气道系统的最佳性能。

总之，优化火箭冲压发动机空气进气道系统性能，有助于提升火箭冲压发动机的可靠性，满足客户的使用要求。

为此，建议采用先进的仿真计算技术，结合有效的防腐、维护和保养措施，以帮助优化火箭冲压发动机的空气进气道系统性能，提升发动
机的可靠性，并满足客户的使用需求。

同时，应在火箭冲压发动机空气进气道系统性能优化方面采取更多有效措施，如结合流固耦合计算技术，研究火箭发动机不同负荷下的排气流动参数。

此外，可以运用超声速、静态压力分布等技术，研究发动机排气流动特性和动态行为，提升发动机的排气性能。

此外，可以采用动态压力计算技术，对火箭冲压发动机空气进气道系统进行实时监测，发现并解决可能出现的问题，快速预防故障和解决突发问题。

此外，可以利用激光相机技术研究火箭冲压发动机的流动特性，实时检测发动机的内部参数，例如温度、压力、流量和进气流速等，以获取更精确的结果。

通过精确的数据采集和分析，可以调整发动机的参数，帮助优化火箭冲压发动机空气进气道系统性能。

因此，可以采用先进的计算技术和仿真技术，结合有效的防腐、维护和保养措施，精确测量火箭冲压发动机空气进气道系统性能，以帮助优化发动机性能，降低故障率，满足客户的使用需求，实现产品的高效化、节能化和可持续发展。

此外，在火箭冲压发动机空气进气道系统性能优化方面，应探索结构布局空间和参数设置空间，根据具体工况要求来优化每个元件的几何布局。

采用有限元分析技术可以研究发动机空气进气道系统不同参数下的作用方式，找到适合特定飞行模式的最佳结构参数设置。

此外，还可以采用多尺度技术和大数据技术，对可靠性、寿命和可用性等发动机运行性能进行动态监测，以帮助优化火箭冲压发动机性能，保证发动机的最佳状态和更长的使用寿命。

总的来说，火箭冲压发动机空气进气道系统性能优化是提升发
动机性能和可靠性的重要手段，也是火箭发动机高精度设计的关键环节。

为此，可以采用先进的仿真计算技术和技术分析，结合有效的防腐、维护和保养措施，以帮助优化火箭冲压发动机空气进气道系统性能，提升发动机可靠性，满足客户的使用需求，实现产品质量提升、效率提升和可持续发展。