摘要：固冲发动机热力学性能参数计算是发动机性能计算的重要部分,通常是针对特定的推进剂建立热力学数据表格,然后通过插值取得相应参数。通过对NASA CEA程序进行二次开发,使其成为便于应用的子程序,并以补燃室热力计算为基础,通过给定推进剂配方、进气道总压恢复系数、补燃室燃烧效率、比冲效率等设计参数,建立了满足总体推力要求的固冲发动机设计点性能迭代计算方法,为固冲发动机方案设计提供了一种实用工具。

摘要：根据固冲发动机三工况转级试验时序要求,设计一套气流转换试验装置,实现来流的溢流和无溢流供气转换。根据试验结果分析,气缸工作压强最低为0.5 MPa,最大工作压强为0.8 MPa;对于进气模拟参数分别为流量4 kg/s,温度550 K的试验工况,气缸与排气腔之间石棉垫绝热密封效果良好,不需要对气缸采取冷却措施;而对于进气模拟参数分别为流量6 kg/s,温度625 K的试验工况,需要对气缸采取冷却措施。气流转换装置满足试验要求,且结构合理、简便,操作简单。

摘要：发展了一种利用补燃室温度场测量对数值计算的有效性进行校测的方法,设计了实验发动机并开展了直连实验,对非壅塞式固冲发动机开展研究。根据测量的数据计算了燃气发生器和进气道的出口参数,并将之作为补燃室的入口边界条件开展数值模拟。实验获得的温度场和数值模拟获得的结果在一定程度上吻合较好,从一个侧面验证了数值方法的有效性。

摘要：综合固冲发动机实验数据处理与分析方法,对固冲发动机补燃室特征速度燃烧效率和喷管流量系数进行估算,并结合热力计算程序确定喷管性能损失。研究表明,补燃室压强的变化对燃烧效率的影响是有限的,喷管损失主要与喷管结构尺寸有关;应用该方法可用少量工况的实验数据对理论计算进行修正,为固冲发动机总体初步设计和性能分析提供工程方法,对提高初步设计的准确度和速度有很大作用。

摘要：为了研究含硼推进剂固冲发动机补燃室结构对二次燃烧点火特性和稳态燃烧性能的影响,选择头部距离、补燃室长度和空气入射角度作为结构设计参数,设计了模块化固冲发动机地面试验装置。基于正交试验原理安排试验方案,并开展地面直连试验。试验结果的极差分析表明,结构因素对二次燃烧点火延迟时间影响由强到弱依次为补燃室长度>空气入射角度>头部距离,对二次燃烧效率影响由强到弱依次为头部距离>补燃室长度>空气入射角度。方差分析表明,补燃室结构因素对点火延迟影响不显著,头部距离对二次燃烧效率影响作用较显著,其他因素对燃烧效率影响作用有限。

摘要：针对含硼贫氧推进剂固体火箭冲压发动机,提出了一种补燃室内凝相产物燃烧效率测试方法。设计了水冷探针取样装置,传热计算结果证明了该装置取样过程的可靠性。通过地面直连式试验,对补燃室凝相产物进行了采集,分2个工况,并使用现代仪器手段SEM、EDS及XRD,对产物的化学成分进行了深入分析。结果表明,凝相产物主要包含B、O和C三种元素;产物的主要成分为B2O3。此外,还含有B13C2、B2Ti、MgO2、Fe3O4和Ti2O3。工况1的B2O3的质量百分含量明显高于工况2,工况2的B13C2的质量百分含量明显高于工况1,每个工况自发动机轴线向壁面的径向变化过程中,B2O3的质量百分含量逐渐减小,B13C2的质量百分含量却逐渐增大。分析得出,硼的燃烧效率随着补燃室长度的增加而升高;而自发动机轴线向壁面的径向变化过程中,硼的燃烧效率逐渐降低。

摘要：文中针对以固冲发动机为动力装置的导弹弹道特性与推力特性高度耦合的特点,建立了相应的方案弹道优化模型,并采用基于遗传算法与序列二次规划算法的组合优化方法,以最大射程为目标进行内外弹道一体化优化设计。弹道仿真结果表明:所得到的优化后的飞行弹道方案,在满足飞行条件约束和发动机设计约束的情况下,射程提高了约21.7%。从而验证了所用优化方法的有效性以及一体化优化设计的必要性。

摘要：基于复合调节固冲发动机非线性动力学模型,对发动机在气道/燃气发生器/喷管调节下的响应进行了分析。在此基础上,提出采用进气道调节提高其所保有的最佳性能,利用燃气发生器/喷管调节控制发动机推力和补燃室工作压力。控制系统设计中,采用INA方法削弱推力回路和补燃室工作压力回路间的耦合,采用频域信息融合方法构造没有非最小相位特性的反馈变量,并设计PI控制器。非线性仿真结果表明,文中所设计的控制器能对复合调节固冲发动机实现有效控制。

摘要：在固体火箭冲压发动机地面试验中,来流的氧含量决定了固体火箭冲压发动机的燃烧效率,采用直接加热方式的来流,其氧含量随着补氧量的变化而变化。为确保补氧后进入发动机的来流氧含量与空气中的相同,须建立一套在线式氧含量监测系统。根据地面试验中进入发动机的气体组分、氧含量测量范围及工艺要求等,选用由上海昶艾电子科技有限公司设计的CI-XT6101A在线气体分析系统。从取样管路、样气处理设备、氧分析仪及其标定等方面对系统组成进行了简要介绍,并通过连管模拟试验系统验证了CI-XT6101A在线气体分析系统的有效性和可靠性。该系统对更好地支持固冲发动机的优化设计具有积极作用。

摘要：针对含硼贫氧推进剂固体火箭冲压发动机,提出了一种补燃室内凝聚相燃烧产物取样和分析方法,基于设计的水冷探针取样装置,通过地面直连式试验对发动机中间燃烧产物进行了采集.试验证明,该方法能够有效开展含硼推进剂固冲发动机补燃室内凝聚相产物取样研究,并使用现代仪器手段对产物的理化特性与粒度分布规律进行了深入分析.研究结果表明,凝聚相产物的形态呈无规则状,大部分颗粒呈片状,只含有少量形状很规则的球状颗粒;产物的主要成分为B2O3;产物的粒度呈三峰分布,主要集中在0.3～40 μm之间.另外,随发动机补燃室长度增加,粒度逐渐减小;自发动机中心轴线位置向发动机壁面位置的径向变化过程中,粒度先明显减小,后略微增大.