摘要：针对马赫数为6的一级高超声速巡航飞行器的动力需求,提出涡轮/亚燃冲压/双模态超燃冲压组合动力(T/RJ/DMSJ)和射流预冷涡轮/亚燃冲压/双模态超燃冲压组合动力(PCT/RJ/DMSJ)两种方案。在给定的飞行任务下,分析起飞推重比分别为0. 8和1. 0时,飞行器完成任务时的航程和飞行时间,并对比了PCT/RJ/DMSJ在两种工作模态下的性能。研究结果表明:在相同的起飞推重比下,两种组合动力方案的航程和飞行时间相差不大。当起飞推重比为0. 8时,采用PCT/RJ/DMSJ组合动力方案比T/RJ/DMSJ组合动力方案的航程高出3. 6%,飞行时间高出3. 8%;当起飞推重比为1. 0时,PCT/RJ/DMSJ的航程和飞行时间比T/RJ/DMSJ的分别高出4. 6%和4. 8%。在小推重比下,跨声速段的燃料消耗和飞行时间占整个加速爬升段的比例较大,随着推重比的增加,这个比例减小,巡航可用的燃料比例增大,巡航距离增加,提高起飞推重比可以提高超声速飞行器的航程并缩短飞行时间。

摘要：着眼于建立一套性能分析工具,可用于高超声速飞行器串联式涡轮/冲压组合动力装置总体方案的性能评估及设计约束条件分析。为了满足飞行器从起飞到飞行马赫数5宽广飞行包线内对动力装置性能的苛刻要求,所研究的组合发动机通过调整五个可调机构再加涡扇冲压燃油调节来实现变循环概念。该工具采用一维气动热力分析技术,使用了经试验验证的各部件特性,同时考虑了气体的变比热性质。通过采用面向对象的程序设计方法,该工具提供了一个性能仿真平台,可供涡扇工作模式,冲压工作模式,涡扇/冲压模式转换过程的热力循环分析,非设计点性能分析,控制规律研究等。借助于该工具,涡扇模式及冲压模式的热力循环分析结果表明,回流裕度是涡扇模式循环参数选择中需要重点考虑的因素;高的冲压燃烧室出口温度有利于提高冲压发动机的循环性能。

摘要：先进动力系统是水平起降、可重复使用高超声速飞行器的核心支撑,其中,高超声速强预冷发动机是一种极具潜力的动力方案,近年来受到广泛关注。深入研究强预冷发动机的热力循环,掌握发动机热力循环工作特性对发动机的方案设计至关重要。本文对近年来国内外在高超声速强预冷发动机热力循环方面的研究进展进行了综述,主要包括发动机热力循环建模分析方法、性能分析手段、典型强预冷发动机热力循环方案研究等。其中,根据热力循环方案的显著差异,分别介绍了开式直接预冷循环及中间介质闭式预冷热力循环。已有研究表明,对于开式直接预冷循环,燃料类型是决定其性能的根本,提升燃料的热沉是提升发动机性能的重要途径。对于中间介质闭式预冷热力循环,发动机的比冲、单位推力等性能与闭式循环系统的复杂性存在一定的矛盾。整体来看,需继续开展高超声速强预冷发动机核心部件的研究,提炼更加准确的部件性能模型,完善部件尺寸、重量等估算模型,实现对于发动机比冲、单位推力、推重比等整机性能参数的准确评估,支撑高可行性的高超声速强预冷发动机热力方案设计。

摘要：空射火箭应用垂直回收技术易造成运载能力不足,且现有发射方式无法发挥载机作为零级可重复使用动力的最优效能。针对这2个问题,从一级助推器的回收方法和运载平台发射方式两方面对可重复使用技术在空射火箭上的应用及效果进行了研究。首先结合空射火箭近似水平发射的受力特点,介绍空射火箭飞行程序角设计与轨道优化方法;提出空气舵再利用的一级助推器回收方法,给出回收飞行段气动特性分析与制导控制方法。然后提出组合动力高空无人机发射、亚声速飞机与可回收无人平台组合发射2种新型发射方式。最后结合典型空射火箭构型给出轨道设计参数与一级助推器回收飞行段数学仿真结果,定量分析一级助推器回收复用和2种新型发射方式在运载效率和发射成本上的贡献度。

摘要：为满足高超声速运输机在宽广的工作范围内（Ma=0～5，H=0～30km）稳定，可靠工作，研究了涡轮，冲压组合动力装置并联方案．完成了涡扇发动机和冲压发动机的总体性能方案设计，2种工作模式转换过程和沿飞行轨迹的组合发动机稳态特性模拟也已接近尾声．建立了适合高超声速飞行的涡扇发动机、冲压发动机可变几何的部件级详细性能计算模型，比较分析了涡扇发动机的加力方案；考虑了进气道，发动机流量匹配对发动机特性的影响；给出了涡轮，冲压模式转换阶段的稳态性能仿真结果．

摘要：为了满足组合动力进气道在宽马赫数范围内良好工作,开展了组合动力轴对称进气道设计,提出了多种轴对称进气道变几何方案以实现进气道/发动机流量匹配。理论分析及数值模拟研究了各变几何机制的可行性,对比分析各方案优劣。结果表明:外压段溢流、内压段溢流及扩压段溢流均能实现进气道/发动机流量匹配;外压段溢流变几何机制较复杂,其中改变唇罩角度和移动部分中心锥时进气道总压恢复系数较高,且移动部分中心锥时进气道压差阻力较小;内压段溢流各方案变几何机制相对简单,但溢流区域较大,斜激波易导致中心锥表面流动分离。其中采用外罩设置放气孔的形式时,进气道总压恢复系数较高,压差阻力较小;扩压段溢流方案实现简单,溢流区域小,进气道性能较好。

摘要：为缩短长途旅行的飞行时间,以降低噪音污染和提升飞行性能为目标,欧美近年来相继启动了多个超声速客机项目,并在气动布局设计、动力系统研发以及音爆抑制等技术领域取得了一系列成果。介绍了商用超声速客机的发展历程。通过对各国主要项目的对比研究分析,总结出超声速客机发展的关键技术及发展趋势。

摘要：扩展燃气涡轮发动机飞行包线能给现役战斗机、导弹等飞行器带来性能的提升,也能为当前涡轮冲压组合发动机所面临的推力陷阱问题提供一种技术解决途径,进气压缩系统和预冷器的一体化匹配设计是实现这一突破的关键。火箭发动机、航空燃气涡轮发动机和冲压发动机是3类重要的推进装置,分别在不同空域和速域各具优劣。近年来,在宽速域、宽空域的需求下,国内外开展了各类组合动力的研究[1-2]。

摘要：以强预冷技术扩展现有成熟涡轮发动机的飞行速度范围,从而实现与超燃冲压发动机的“接力”,是高超声速飞机动力的一种典型方案。强预冷涡轮发动机的研制,需要系统性地攻克一大批关键技术。根据国内外研究现状,本文梳理了强预冷涡轮发动机的技术难点,对相关关键技术进行了分析和归纳,如有适应宽工况范围的高效紧凑预冷器设计和加工工艺、预冷系统与涡轮发动机全工况匹配技术、强预冷发动机与进排气系统协同设计等,为国内组织开展相关研究和工程研制提供参考。

摘要：旋转爆震发动机(RDE)是依靠爆震燃烧产生动力的新型动力装置,具有热效率高、自增压、结构简单、造价低等一系列优势,且根据工作方式不同,可设计为涡轮式RDE、火箭式RDE、冲压式RDE、组合动力或替换涡轮机燃烧室、加力燃烧室,具有极强通用性,已在美国空军、海军、国防部、NASA、能源部等多个部门的推动下,针对航空、航天、航海等多领域应用开展了广泛研究。