高速战术导弹的吸气式推进装置

超音速战术导弹常采用简单的固体火箭发动机作为动力装置,偶尔也用液体火箭发动机。但是,现代战争越来越强调发射器(飞机或地面发射基地)的生存能力,这种能力靠导弹的远程高速和隐形而得到加强。可以用其中的一种或它们的组合来实现。在此,首先考虑高速与远程的结合。几种满足上述要求的推进系统有脉冲式火箭发动机、冲压发动机(液体及固体燃料)、涡喷发动机、涡喷火箭组合发动机或涡喷冲医组合发动机。本文只描述几种吸气式推进系统,并讨论其优缺点,而不论及脉冲火箭。     

航天运输用高超音速吸气式推进系统

简述了先进航天运输系统用高超音速吸气式推进系统,对研究的每一种推进系统,都给出了它们的构型、循环图及简短的应用评估.为提高说明效果,将推进系统分为4大类:涡轮冲压发动机、涡轮火箭发动机,火箭冲压发动机和涡轮冲压火箭发动机。基于其循环图和工作特性,试图找到适用于单级入轨和两级入轨航天运输系统的最好的发动机.     

对美国高超声速推进系统研制动态的分析

高超声速吸气式推进系统是高超声速技术的关键，许多国家都先行安排进行研制，并且将研制重点放在具有自加速和巡航能力（即能在很宽Ｍａ范围运行）的双模态冲压发动机和起飞助推用的引射火箭低速发动机方面。经过了４０多年的艰难发展，美俄等国目前已经从地面试验进入飞行试验阶段。文中概述这种高超声速吸气式推进组合发动机的工作原理、国外发展动向和应用前景。     

脉冲爆震发动机研究及其现状

综合探讨了应用爆震推进机理的脉冲爆震发动机(PDE)的工作原理和热力学方面的优点.介绍了用于航空推进的脉冲爆震发动机实用化研究的现状和急需解决的技术课题.     

日本超音速燃烧冲压发动机的研究

一、研究概况日本航空宇宙技术研究所从1977年开始研究航天飞机用的吸气式发动机。最初对火箭/冲压组合发动机,包括超音速燃烧进行了各种实验,并对使用火箭/冲压发动机的垂直起落式航天飞机的发射性能进行了计算,证明了其优越性。从1984年起转为超音速燃烧冲压发动机的研究。1986年,以航空宇宙技术研究所为中心开始研究使用超音速燃烧冲压发动机、飞行M数为6～12的单级往返航天飞机。为了发展这些研究成果,对超音速燃烧室进行了实验研究,下面简要介绍其结果。     

冲压火箭技术现状与发展动向

冲压火箭发动机具有比冲可达９．８ｋＮ·Ｓ／kg的性能已引起世人的关注。论述了冲压火箭的功能与特性，探讨了有关冲压火箭的流量控制、燃气发生器的燃烧特性、二次燃烧室的燃烧特性。介绍了燃烧试验方法及其结果，提出了开发冲压火箭的技术课题及今后的发展动向。     

微型无人飞行器用涡扇发动机方案设计

概述了采用吸气式推进系统的无人机和导弹对小型涡喷/涡扇发动机的要求和发展趋势; 综合论述了发展无人机和导弹用小型涡喷/涡扇发动机的各项关键技术; 介绍了小型涡扇发动机的各种总体设计方案, 并分析其各自特点; 通过综合比较各种小型涡喷/涡扇发动机的技术特点, 提出其各自的适用领域; 指出小型涡喷/涡扇发动机设计的一个关键问题是根据发动机方案的各自特点, 结合飞行器的飞行任务剖面对发动机的性能指标进行综合折衷, 最终确定方案的取舍.     

美国海军对发展吸气式导弹推进技术的贡献

吸气式推进技术的发展有效地促进了冲压发动机推进系统和发动机设计的成熟.通过回顾近三十年来冲压发动机和超燃冲压发动机的发展历程及对其有重要影响的研究计划,总结和评价了美国海军对吸气式推进技术的贡献.     

超燃冲压发动机控制技术研究进展

高超声速技术是世界航空领域的研究热点,而超燃冲压发动机是实现吸气式高超声速远程巡航飞行的首选推进系统。超燃冲压发动机的运行可靠性和经济性强烈依赖于控制系统,控制系统设计在发动机研制过程中占有重要地位。介绍了超燃冲压发动机控制技术发展情况,总结了超燃冲压发动机控制的关键技术。     

空天飞机发动机

本文介绍了未来空天飞机将要使用的一种新型的吸气/火箭组合发动机的概念。文中概述了当前国外正在研制的各种吸气/火箭组合发动机,并扼要介绍了这些发动机的研制现况及其关键技术问题。文章最后通过分析研究,总结了作者对发展吸气式组合发动机技术途径的看法。     

航空航天发动机及运载器的技术现状及发展概况

推进技术是发展航天事业的基础。航空航天运载器的运载方式及其能力,取决于他们所依赖的推进技术。文中简要介绍了航空航天用的各种发动机,包括现代大型液体火箭发动机、吸气式发动机、及吸气+火箭组合发动机,不同运载方式的运载器,包括单级入轨SSTO及双级入轨TSTO运载器,并对他们进行简略评述及技术排队。     

固体火箭冲压发动机在空空导弹上应用的优势

通过对采用固体火箭冲压发动机和固体火箭发动机的导弹在不同高度下的弹道性能计算和分析，得出采用固体火箭冲压发动机的导弹在射程、速度、机动性等方面都比采用固体火箭发动机的导弹具有很大的优越性，希望能够为我国今后发展固体火箭冲压发动机技术提供一些理论支撑。     

俄罗斯继续研制高超声速推进系统

长期以来, 俄罗斯国防部一直在为高超声速推进系统研究项目提供经费支持. 目前, 俄罗斯中央航空发动机研究院正在为亚燃/超燃冲压发动机开发试验硬件, 同时还在进行脉冲爆震发动机的效能研究.     

MBDA公司开发弹用和无人机用新型发动机

与固体火箭发动机或小型涡喷发动机相比,脉冲爆震发动机(PDE)在未来导弹武器的动力系统中有其独特的优势.近期,欧洲导弹制造商MBDA公司与新加坡国防科技研究院(DSO)研究所合作,在新加坡进行了新型PDE的首轮试验.     

固体火箭冲压发动机内硼燃烧的改进

在火箭冲压发动机的吸气燃烧室内,硼粒子燃烧所产生的试验性研究问题现试图通过改进喷射装置和燃烧室设计加以解决。在这项研究过程中,硼粒子是由装填有含硼量较高的固体燃料的单独燃气发生器进行喷射。最高的燃烧效率是靠采用撞击式喷流喷射装置上加可移动的空气进口而获得,这种空气进口证明了在火箭冲压发动机内使用高硼量固体燃料的可能性。     

吸气式火箭发动机的性能

本文采用一元模型对发动机的推力进行计算,并且给出了它的性能参数和极限以及与空气比的依存关系。吸气式火箭发动机作为推进系统正受到越来越多的人们的重视。     

涡轮/空气加力火箭——一种混合循环式推进系统

提出一种混合循环推进系统的新构想,该系统的涡喷发动机(或涡扇发动机)在飞行器起飞、加速和爬升时供给火箭发动机一部分压缩空气或全部氧化剂,同时这一系统的涡轮发动机提供部分推力。这种混合循环推进系统对火箭燃烧室压力变化的敏感度极小,性能优于涡喷发动机,而且能在飞行轨道任一预定点变换到纯火箭发动机的工作方式。     

固体火箭推进技术发展趋势及关键技术分析

简述了战术火箭、导弹固体推进技术的发展趋势，分析了其关键技术，着重指出小型战术火箭、导弹动力装置应重点发展高质量比、高比冲固体火箭发动机技术、低特征信号、低易损性固体火箭发动机技术及多次启动、多脉冲固体火箭发动机技术。     

混合式脉冲爆震发动机性能分析

针对一种小型涡喷发动机和脉冲爆震发动机(PDE)的混合推进系统,介绍了其结构组成及工作过程,建立了性能计算的简化数学模型,分析了其飞行性能及涡喷发动机效率特性的影响.结果表明,为降低耗油率,提高单位推力,涡喷发动机最佳增压比为5～8,最佳涡轮前燃气温度为1200～1 300K;保持PDE进口压力不变,随着飞行马赫数的提高和飞行高度的降低,发动机推力下降,总耗油率升高;随着压气机和涡轮效率的降低,PDE单位推力变化不大,耗油率明显升高.     

欧洲未来地球-轨道飞行器推进系统的研究

本文在简要评论欧洲正在发展的航天运输系统后,介绍了各种飞行器所需的几种可能的推进系统。重型运载火箭(HLLV)的大型火箭发动机及载人可重复使用飞行器的高性能吸气/火箭组合发动机可望在欧洲于下世纪应用。