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使用液體推進劑燃?xì)獍l(fā)生器的火箭沖壓發(fā)動機。由進氣道、液體推進劑燃?xì)獍l(fā)生器、燃料箱和供應(yīng)調(diào)節(jié)系統(tǒng)、補燃室、尾噴管組成。使用富燃料（貧氧）液體推進劑的燃?xì)獍l(fā)生器（火箭室）提供高溫富燃料燃?xì)?，將沖壓空氣流引射、增壓，并在補燃室中摻混、補充燃燒。液體推進劑可以使用富燃料單組元自燃燃料，也可以使用雙組元推進劑，在一定范圍內(nèi)改變?nèi)紵业挠嘌跸禂?shù)、空氣／燃料的化學(xué)當(dāng)量比和空氣加熱比，較靈活地調(diào)節(jié)發(fā)動機參數(shù)，以改善發(fā)動機推力一經(jīng)濟特性。液體火箭沖壓發(fā)動機的優(yōu)點是比沖較高、推力可調(diào)節(jié)，缺點是結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜。液體火箭沖壓發(fā)動機除適用于工作范圍較寬的戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈外，由于可以較長時間工作，可發(fā)展為高超聲速飛行和航天運輸需要的工作范圍寬廣的可變模態(tài)火箭沖壓復(fù)合循環(huán)發(fā)動機方案。國外固體沖壓發(fā)動機技術(shù)研究與發(fā)展?fàn)顩r １ 前言　　目前飛航式導(dǎo)彈正在向超音速和高超音速（Ma＞4～8），中高空(H＞15～40km），超低空（H＜100～300m）和中遠(yuǎn)程（L＞100km）方向發(fā)展，這樣就進入了沖壓發(fā)動機最佳工作領(lǐng)域。固體火箭沖壓發(fā)動機是沖壓發(fā)動機中的一種，燃燒室中的貧氧燃?xì)庥晒腆w燃料的燃燒提供。由于其成本低、易儲存、結(jié)構(gòu)緊湊簡單等突出優(yōu)點，是彈用沖壓發(fā)動機的一種優(yōu)選方案，受到各國的重視，研制活動非?；钴S。前蘇聯(lián)采用固沖發(fā)動機的SAM－6地空導(dǎo)彈已于1967年服役，目前各國還有許多在研型號。固體沖壓發(fā)動機一般分為固體推進劑管道式?jīng)_壓發(fā)動機（Solid Ducted Rocket，簡稱SDR）；固體燃料沖壓發(fā)動機（Solid Fuel Ramjet，簡稱SFRJ）；固體燃料超音速燃燒沖壓發(fā)動機（Solid Fuel Scramjet,簡稱Scramjet）。2 SDR的研究狀況及關(guān)鍵技術(shù)［1～19］　　固體推進劑管道式?jīng)_壓發(fā)動機(SDR)又稱為固體燃?xì)獍l(fā)生器沖壓發(fā)動機,結(jié)構(gòu)如圖1。稱為燃?xì)獍l(fā)生器的主燃燒室內(nèi)，貧氧固體燃料經(jīng)預(yù)燃?xì)饣筛蝗既紵a(chǎn)物，排入沖壓燃燒室（或稱補燃室），與從進氣道引入的空氣（富氧）混合補燃，二次燃燒產(chǎn)物從噴管排出，產(chǎn)生推力。因僅用吸氣式發(fā)動機不能零速起動，故沖壓燃燒室同時用作助推器，助推藥柱燃完后助推噴管拋掉，導(dǎo)彈加速到超音速，并轉(zhuǎn)換到?jīng)_壓工作狀態(tài)。燃?xì)獍l(fā)生器通常有兩種構(gòu)型。一種是壅塞式，發(fā)生器工作壓強由一個或多個噴管（或燃?xì)忾y）控制。另一種是非壅塞式，燃燒室間沒有壅塞式截流器，燃?xì)獍l(fā)生器燃燒產(chǎn)物通過噴注器直接流入補燃室，其中的工作壓強接近于補燃室壓強，由導(dǎo)彈的飛行速度和高度決定。縮比試驗表明，硼的燃燒效率隨燃?xì)獍l(fā)生器中的壓強與補燃室中壓強之比以及空氣溫度的升高而增加，因此，同樣條件下壅塞式略優(yōu)于非壅塞式，但低空飛行條件下非壅塞式因結(jié)構(gòu)簡單而更為有效。另外，不管采取那種形式，隨導(dǎo)彈的飛行高度和速度的不同，要維持一定的空／燃比和調(diào)節(jié)推力，就需要進行發(fā)生器流量的調(diào)節(jié)，兩種構(gòu)形其調(diào)節(jié)方法和機理是有差異的。2。1 SDR的研究和發(fā)展?fàn)顩r　　一般來說，SDR的推進性能不如液體燃料沖壓發(fā)動機和固體燃料沖壓發(fā)動機（SFRJ），但由于技術(shù)成熟，靈活性好，工作相對簡單，目前對SDR的研究較多。六十年代前蘇聯(lián)首先在防空導(dǎo)彈SA－6上使用了碳?xì)淙剂险w式SDR，美、德、法等國也積極開展SDR技術(shù)的研究項目，為其在戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈上的應(yīng)用打下了堅實的基礎(chǔ)。ａ．美國　 作為對先進中程空對空導(dǎo)彈（AMRAAM）推進技術(shù)的改進，美國空軍于1976年開始評估SDR在戰(zhàn)術(shù)空對空導(dǎo)彈上的應(yīng)用。　 70年代后期，空軍火箭推進試驗室和噴氣推進試驗室發(fā)起了新型空對空導(dǎo)彈技術(shù)計劃,旨在發(fā)展無噴管助推器用的推進劑、快速可燃?xì)怏w發(fā)生器推進劑和沖壓燃燒室技術(shù)?！?1979年，噴氣推進實驗室進行固體燃料管道沖壓發(fā)動機－推進技術(shù)驗證計劃（DR-PTV）。目的是把選出的SDR發(fā)動機構(gòu)型結(jié)合到一個試驗飛行器中，來滿足先進中程空對空導(dǎo)彈AIM-120的設(shè)計和對接要求。該發(fā)動機使用固定流量氣體發(fā)生器，采用Arcadene 399燃料，貧氧燃?xì)膺M入具有雙進氣道的沖壓燃燒室中。對直連式和自由射流式發(fā)動機進行了試驗，以驗證主發(fā)動機和助推-巡航的轉(zhuǎn)換性能，研制了無噴管助推器。　80年代初，空軍開始對戰(zhàn)術(shù)空對空導(dǎo)彈使用可變流量氣體發(fā)生器進行評估，并開發(fā)燃?xì)獍l(fā)生器燃料和可變流系統(tǒng)的調(diào)控方法。目的是在5年之內(nèi)發(fā)展成一個可供飛行的推進系統(tǒng)，用于先進中程空對空導(dǎo)彈（AIM-120）中，進行后續(xù)計劃的飛行試驗?！?b。德國　 德國1973年開始研制硼基推進劑在SDR中的應(yīng)用，先后研制EFT型實驗導(dǎo)彈（1973～1975）、ASSM（1975～1980）、ANS預(yù)研型號（1981～1987）等以SDR為動力的導(dǎo)彈。　　ANS反艦導(dǎo)彈的動力裝置由MBB公司研制，采用整體式SDR。固體助推器藥柱直徑為330mm，藥型為星形，推進劑為CTPB，采用可拋式噴管；沖壓發(fā)動機藥柱直徑為330mm，長3200mm，質(zhì)量為180～200kg，端面燃燒，推進劑采用PB632－253配方（含硼量為40％的貧氧丁羥），噴管喉部面積可調(diào)。固體火箭沖壓發(fā)動機在未來戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈上的應(yīng)用具有很大的潛力，國外許多先進國家對此進行了大量的研究與開發(fā)，在技術(shù)上取得了較大的進展，但由于其技術(shù)復(fù)雜性，在許多方面還有待進行大量的研究工作。。

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目前飛航式導(dǎo)彈正在向超音速和高超音速（Ma＞4～8），中高空(H＞15～40km），超低空（H＜100～300m）和中遠(yuǎn)程（L＞100km）方向發(fā)展，這樣就進入了沖壓發(fā)動機最佳工作領(lǐng)域。固體火箭沖壓發(fā)動機是沖壓發(fā)動機中的一種，燃燒室中的貧氧燃?xì)庥晒腆w燃料的燃燒提供。由于其成本低、易儲存、結(jié)構(gòu)緊湊簡單等突出優(yōu)點，是彈用沖壓發(fā)動機的一種優(yōu)選方案，受到各國的重視，研制活動非?；钴S。前蘇聯(lián)采用固沖發(fā)動機的SAM－6地空導(dǎo)彈已于1967年服役，目前各國還有許多在研型號。固體沖壓發(fā)動機一般分為固體推進劑管道式?jīng)_壓發(fā)動機（Solid Ducted Rocket，簡稱SDR）；固體燃料沖壓發(fā)動機（Solid Fuel Ramjet，簡稱SFRJ）；固體燃料超音速燃燒沖壓發(fā)動機（Solid Fuel Scramjet,簡稱Scramjet）。 2 SDR的研究狀況及關(guān)鍵技術(shù)［1～19］　　固體推進劑管道式?jīng)_壓發(fā)動機(SDR)又稱為固體燃?xì)獍l(fā)生器沖壓發(fā)動機,結(jié)構(gòu)如圖1。稱為燃?xì)獍l(fā)生器的主燃燒室內(nèi)，貧氧固體燃料經(jīng)預(yù)燃?xì)饣筛蝗既紵a(chǎn)物，排入沖壓燃燒室（或稱補燃室），與從進氣道引入的空氣（富氧）混合補燃，二次燃燒產(chǎn)物從噴管排出，產(chǎn)生推力。因僅用吸氣式發(fā)動機不能零速起動，故沖壓燃燒室同時用作助推器，助推藥柱燃完后助推噴管拋掉，導(dǎo)彈加速到超音速，并轉(zhuǎn)換到?jīng)_壓工作狀態(tài)。燃?xì)獍l(fā)生器通常有兩種構(gòu)型。一種是壅塞式，發(fā)生器工作壓強由一個或多個噴管（或燃?xì)忾y）控制。另一種是非壅塞式，燃燒室間沒有壅塞式截流器，燃?xì)獍l(fā)生器燃燒產(chǎn)物通過噴注器直接流入補燃室，其中的工作壓強接近于補燃室壓強，由導(dǎo)彈的飛行速度和高度決定。縮比試驗表明，硼的燃燒效率隨燃?xì)獍l(fā)生器中的壓強與補燃室中壓強之比以及空氣溫度的升高而增加，因此，同樣條件下壅塞式略優(yōu)于非壅塞式，但低空飛行條件下非壅塞式因結(jié)構(gòu)簡單而更為有效。另外，不管采取那種形式，隨導(dǎo)彈的飛行高度和速度的不同，要維持一定的空／燃比和調(diào)節(jié)推力，就需要進行發(fā)生器流量的調(diào)節(jié)，兩種構(gòu)形其調(diào)節(jié)方法和機理是有差異的。2。1 SDR的研究和發(fā)展?fàn)顩r　　一般來說，SDR的推進性能不如液體燃料沖壓發(fā)動機和固體燃料沖壓發(fā)動機（SFRJ），但由于技術(shù)成熟，靈活性好，工作相對簡單，目前對SDR的研究較多。六十年代前蘇聯(lián)首先在防空導(dǎo)彈SA－6上使用了碳?xì)淙剂险w式SDR，美、德、法等國也積極開展SDR技術(shù)的研究項目，為其在戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈上的應(yīng)用打下了堅實的基礎(chǔ)。 ａ．美國　 作為對先進中程空對空導(dǎo)彈（AMRAAM）推進技術(shù)的改進，美國空軍于1976年開始評估SDR在戰(zhàn)術(shù)空對空導(dǎo)彈上的應(yīng)用。　 70年代后期，空軍火箭推進試驗室和噴氣推進試驗室發(fā)起了新型空對空導(dǎo)彈技術(shù)計劃,旨在發(fā)展無噴管助推器用的推進劑、快速可燃?xì)怏w發(fā)生器推進劑和沖壓燃燒室技術(shù)?！? 1979年，噴氣推進實驗室進行固體燃料管道沖壓發(fā)動機－推進技術(shù)驗證計劃（DR-PTV）。目的是把選出的SDR發(fā)動機構(gòu)型結(jié)合到一個試驗飛行器中，來滿足先進中程空對空導(dǎo)彈AIM-120的設(shè)計和對接要求。該發(fā)動機使用固定流量氣體發(fā)生器，采用Arcadene 399燃料，貧氧燃?xì)膺M入具有雙進氣道的沖壓燃燒室中。對直連式和自由射流式發(fā)動機進行了試驗，以驗證主發(fā)動機和助推-巡航的轉(zhuǎn)換性能，研制了無噴管助推器。 　80年代初，空軍開始對戰(zhàn)術(shù)空對空導(dǎo)彈使用可變流量氣體發(fā)生器進行評估，并開發(fā)燃?xì)獍l(fā)生器燃料和可變流系統(tǒng)的調(diào)控方法。目的是在5年之內(nèi)發(fā)展成一個可供飛行的推進系統(tǒng)，用于先進中程空對空導(dǎo)彈（AIM-120）中，進行后續(xù)計劃的飛行試驗。 　 b。德國　 德國1973年開始研制硼基推進劑在SDR中的應(yīng)用，先后研制EFT型實驗導(dǎo)彈（1973～1975）、ASSM（1975～1980）、ANS預(yù)研型號（1981～1987）等以SDR為動力的導(dǎo)彈?！　NS反艦導(dǎo)彈的動力裝置由MBB公司研制，采用整體式SDR。固體助推器藥柱直徑為330mm，藥型為星形，推進劑為CTPB，采用可拋式噴管；沖壓發(fā)動機藥柱直徑為330mm，長3200mm，質(zhì)量為180～200kg，端面燃燒，推進劑采用PB632－253配方（含硼量為40％的貧氧丁羥），噴管喉部面積可調(diào)?！　NS燃?xì)獍l(fā)生器推進劑的特點是燃料調(diào)節(jié)比較高，為1∶4～4。5，其燃燒放熱值約3400kJ/kg，理論比沖為10000～11000N?s/kg，密度為1。7g/cm３，燃燒效率極高（＞80％）?！　NS調(diào)節(jié)閥結(jié)構(gòu)采用優(yōu)化的滑環(huán)閥，減少了氣流損失和沉積，多次實驗結(jié)果表明，燃?xì)獍l(fā)生器的調(diào)節(jié)性能極好。 ｃ．法國　 法國從1974年以來進行了壅塞式SDR和非壅塞式SDR的研究工作，在推進劑方面也進行了大量研究。目前法國SDR的研究主要集中在Rustic管道式?jīng)_壓發(fā)動機上，其燃?xì)獍l(fā)生器為非壅塞式。這種推進系統(tǒng)已進行了飛行試驗，可用作近程空-空、空-地、地-空導(dǎo)彈的動力裝置。:)。

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液體火箭沖壓發(fā)動機作者：佚名 轉(zhuǎn)貼自：本站原創(chuàng) 點擊數(shù)：68　　使用液體推進劑燃?xì)獍l(fā)生器的火箭沖壓發(fā)動機。由進氣道、液體推進劑燃?xì)獍l(fā)生器、燃料箱和供應(yīng)調(diào)節(jié)系統(tǒng)、補燃室、尾噴管組成。使用富燃料（貧氧）液體推進劑的燃?xì)獍l(fā)生器（火箭室）提供高溫富燃料燃?xì)?，將沖壓空氣流引射、增壓，并在補燃室中摻混、補充燃燒。液體推進劑可以使用富燃料單組元自燃燃料，也可以使用雙組元推進劑，在一定范圍內(nèi)改變?nèi)紵业挠嘌跸禂?shù)、空氣／燃料的化學(xué)當(dāng)量比和空氣加熱比，較靈活地調(diào)節(jié)發(fā)動機參數(shù)，以改善發(fā)動機推力一經(jīng)濟特性。液體火箭沖壓發(fā)動機的優(yōu)點是比沖較高、推力可調(diào)節(jié)，缺點是結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜。液體火箭沖壓發(fā)動機除適用于工作范圍較寬的戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈外，由于可以較長時間工作，可發(fā)展為高超聲速飛行和航天運輸需要的工作范圍寬廣的可變模態(tài)火箭沖壓復(fù)合循環(huán)發(fā)動機方案。 國外固體沖壓發(fā)動機技術(shù)研究與發(fā)展?fàn)顩r １ 前言　　目前飛航式導(dǎo)彈正在向超音速和高超音速（Ma＞4～8），中高空(H＞15～40km），超低空（H＜100～300m）和中遠(yuǎn)程（L＞100km）方向發(fā)展，這樣就進入了沖壓發(fā)動機最佳工作領(lǐng)域。固體火箭沖壓發(fā)動機是沖壓發(fā)動機中的一種，燃燒室中的貧氧燃?xì)庥晒腆w燃料的燃燒提供。由于其成本低、易儲存、結(jié)構(gòu)緊湊簡單等突出優(yōu)點，是彈用沖壓發(fā)動機的一種優(yōu)選方案，受到各國的重視，研制活動非?；钴S。前蘇聯(lián)采用固沖發(fā)動機的SAM－6地空導(dǎo)彈已于1967年服役，目前各國還有許多在研型號。固體沖壓發(fā)動機一般分為固體推進劑管道式?jīng)_壓發(fā)動機（Solid Ducted Rocket，簡稱SDR）；固體燃料沖壓發(fā)動機（Solid Fuel Ramjet，簡稱SFRJ）；固體燃料超音速燃燒沖壓發(fā)動機（Solid Fuel Scramjet,簡稱Scramjet）。 2 SDR的研究狀況及關(guān)鍵技術(shù)［1～19］　　固體推進劑管道式?jīng)_壓發(fā)動機(SDR)又稱為固體燃?xì)獍l(fā)生器沖壓發(fā)動機,結(jié)構(gòu)如圖1。稱為燃?xì)獍l(fā)生器的主燃燒室內(nèi)，貧氧固體燃料經(jīng)預(yù)燃?xì)饣筛蝗既紵a(chǎn)物，排入沖壓燃燒室（或稱補燃室），與從進氣道引入的空氣（富氧）混合補燃，二次燃燒產(chǎn)物從噴管排出，產(chǎn)生推力。因僅用吸氣式發(fā)動機不能零速起動，故沖壓燃燒室同時用作助推器，助推藥柱燃完后助推噴管拋掉，導(dǎo)彈加速到超音速，并轉(zhuǎn)換到?jīng)_壓工作狀態(tài)。燃?xì)獍l(fā)生器通常有兩種構(gòu)型。一種是壅塞式，發(fā)生器工作壓強由一個或多個噴管（或燃?xì)忾y）控制。另一種是非壅塞式，燃燒室間沒有壅塞式截流器，燃?xì)獍l(fā)生器燃燒產(chǎn)物通過噴注器直接流入補燃室，其中的工作壓強接近于補燃室壓強，由導(dǎo)彈的飛行速度和高度決定?？s比試驗表明，硼的燃燒效率隨燃?xì)獍l(fā)生器中的壓強與補燃室中壓強之比以及空氣溫度的升高而增加，因此，同樣條件下壅塞式略優(yōu)于非壅塞式，但低空飛行條件下非壅塞式因結(jié)構(gòu)簡單而更為有效。另外，不管采取那種形式，隨導(dǎo)彈的飛行高度和速度的不同，要維持一定的空／燃比和調(diào)節(jié)推力，就需要進行發(fā)生器流量的調(diào)節(jié)，兩種構(gòu)形其調(diào)節(jié)方法和機理是有差異的。2。1 SDR的研究和發(fā)展?fàn)顩r　　一般來說，SDR的推進性能不如液體燃料沖壓發(fā)動機和固體燃料沖壓發(fā)動機（SFRJ），但由于技術(shù)成熟，靈活性好，工作相對簡單，目前對SDR的研究較多。六十年代前蘇聯(lián)首先在防空導(dǎo)彈SA－6上使用了碳?xì)淙剂险w式SDR，美、德、法等國也積極開展SDR技術(shù)的研究項目，為其在戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈上的應(yīng)用打下了堅實的基礎(chǔ)。 ａ．美國　 作為對先進中程空對空導(dǎo)彈（AMRAAM）推進技術(shù)的改進，美國空軍于1976年開始評估SDR在戰(zhàn)術(shù)空對空導(dǎo)彈上的應(yīng)用?！? 70年代后期，空軍火箭推進試驗室和噴氣推進試驗室發(fā)起了新型空對空導(dǎo)彈技術(shù)計劃,旨在發(fā)展無噴管助推器用的推進劑、快速可燃?xì)怏w發(fā)生器推進劑和沖壓燃燒室技術(shù)?！? 1979年，噴氣推進實驗室進行固體燃料管道沖壓發(fā)動機－推進技術(shù)驗證計劃（DR-PTV）。目的是把選出的SDR發(fā)動機構(gòu)型結(jié)合到一個試驗飛行器中，來滿足先進中程空對空導(dǎo)彈AIM-120的設(shè)計和對接要求。該發(fā)動機使用固定流量氣體發(fā)生器，采用Arcadene 399燃料，貧氧燃?xì)膺M入具有雙進氣道的沖壓燃燒室中。對直連式和自由射流式發(fā)動機進行了試驗，以驗證主發(fā)動機和助推-巡航的轉(zhuǎn)換性能，研制了無噴管助推器。 　80年代初，空軍開始對戰(zhàn)術(shù)空對空導(dǎo)彈使用可變流量氣體發(fā)生器進行評估，并開發(fā)燃?xì)獍l(fā)生器燃料和可變流系統(tǒng)的調(diào)控方法。目的是在5年之內(nèi)發(fā)展成一個可供飛行的推進系統(tǒng)，用于先進中程空對空導(dǎo)彈（AIM-120）中，進行后續(xù)計劃的飛行試驗。 　 b。德國　 德國1973年開始研制硼基推進劑在SDR中的應(yīng)用，先后研制EFT型實驗導(dǎo)彈（1973～1975）、ASSM（1975～1980）、ANS預(yù)研型號（1981～1987）等以SDR為動力的導(dǎo)彈?！　NS反艦導(dǎo)彈的動力裝置由MBB公司研制，采用整體式SDR。固體助推器藥柱直徑為330mm，藥型為星形，推進劑為CTPB，采用可拋式噴管；沖壓發(fā)動機藥柱直徑為330mm，長3200mm，質(zhì)量為180～200kg，端面燃燒，推進劑采用PB632－253配方（含硼量為40％的貧氧丁羥），噴管喉部面積可調(diào)。 固體火箭沖壓發(fā)動機在未來戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈上的應(yīng)用具有很大的潛力，國外許多先進國家對此進行了大量的研究與開發(fā)，在技術(shù)上取得了較大的進展，但由于其技術(shù)復(fù)雜性，在許多方面還有待進行大量的研究工作。。