zbyhz 发表于 2006-2-16 20:26

介绍一下火箭冲压发动机

使用液体推进剂燃气发生器的火箭冲压发动机。由进气道、液体推进剂燃气发生器、燃料箱和供应调节系统、补燃室、 尾喷管组成。使用富燃料（贫氧）液体推进剂的燃气发生器（火箭室）提供高温富燃料燃气，将冲压空气流引射、增压，并在补燃室中掺混、补充燃烧。液体推进剂 可以使用富燃料单组元自燃燃料，也可以使用双组元推进剂，在一定范围内改变燃烧室的余氧系数、空气／燃料的化学当量比和空气加热比，较灵活地调节发动机参 数，以改善发动机推力一经济特性。液体火箭冲压发动机的优点是比冲较高、推力可调节，缺点是结构比较复杂。液体火箭冲压发动机除适用于工作范围较宽的战术 导弹外，由于可以较长时间工作，可发展为高超声速飞行和航天运输需要的工作范围宽广的可变模态火箭冲压复合循环发动机方案。

国外固体冲压发动机技术研究与发展状况
１ 前言
　　目前飞航式导弹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）和中远程（L＞100km） 方向发展，这样就进入了冲压发动机{zj0}工作领域。固体火箭冲压发动机是冲压发动机中的一种，燃烧室中的贫氧燃气由固体燃料的燃烧提供。由于其成本低、易储 存、结构紧凑简单等突出优点，是弹用冲压发动机的一种优选方案，受到各国的重视，研制活动非常活跃。前苏联采用固冲发动机的SAM－6地空导弹已于 1967年服役，目前各国还有许多在研型号。

固体冲压发动机一般分为固体推进剂管道式冲压发动机（Solid Ducted Rocket，简称SDR）；固体燃料冲压发动机（Solid Fuel Ramjet，简称SFRJ）；固体燃料超音速燃烧冲压发动机（Solid Fuel Scramjet,简称Scramjet）。

2 SDR的研究状况及关键技术［1～19］
　　固体推进剂管道式冲压发动机(SDR)又称为固体燃气发生器冲压发动机,结构如图1。称为燃气发生器的主燃烧室内，贫氧固体燃料经预燃气化生成富燃燃 烧产物，排入冲压燃烧室（或称补燃室），与从进气道引入的空气（富氧）混合补燃，二次燃烧产物从喷管排出，产生推力。因仅用吸气式发动机不能零速起动，故 冲压燃烧室同时用作助推器，助推药柱燃完后助推喷管抛掉，导弹加速到超音速，并转换到冲压工作状态。

燃气发生器通常有两种构型。一种是壅塞式，发生器工作压强由一个或多个喷管（或燃气阀）控制。另一种是非壅塞式，燃烧室间没有壅塞式截流器，燃气发生器燃 烧产物通过喷注器直接流入补燃室，其中的工作压强接近于补燃室压强，由导弹的飞行速度和高度决定。

缩比试验表明，硼的燃烧效率随燃气发生器中的压强与补燃室中压强之比以及空气温度的升高而增加，因此，同样条件下壅塞式略优于非壅塞式，但低空飞行条件下 非壅塞式因结构简单而更为有效。另外，不管采取那种形式，随导弹的飞行高度和速度的不同，要维持一定的空／燃比和调节推力，就需要进行发生器流量的调节， 两种构形其调节方法和机理是有差异的。

2.1 SDR的研究和发展状况
　　一般来说，SDR的推进性能不如液体燃料冲压发动机和固体燃料冲压发动机（SFRJ），但由于技术成熟，灵活性好，工作相对简单，目前对SDR的研究 较多。六十年代前苏联首先在防空导弹SA－6上使用了碳氢燃料整体式SDR，美、德、法等国也积极开展SDR技术的研究项目，为其在战术导弹上的应用打下 了坚实的基础。

ａ．美国
　 作为对先进中程空对空导弹（AMRAAM）推进技术的改进，美国空军于1976年开始评估SDR在战术空对空导弹上的应用。
　 70年代后期，空军火箭推进试验室和喷气推进试验室发起了新型空对空导弹技术计划,旨在发展无喷管助推器用的推进剂、快速可燃气体发生器推进剂和冲压燃烧 室技术。
　 1979年，喷气推进实验室进行固体燃料管道冲压发动机－推进技术验证计划（DR-PTV）。目的是把选出的SDR发动机构型结合到一个试验飞行器中，来 满足先进中程空对空导弹AIM-120的设计和对接要求。该发动机使用固定流量气体发生器，采用Arcadene 399燃料，贫氧燃气进入具有双进气道的冲压燃烧室中。对直连式和自由射流式发动机进行了试验，以验证主发动机和助推-巡航的转换性能，研制了无喷管助推 器。

　80年代初，空军开始对战术空对空导弹使用可变流量气体发生器进行评估，并开发燃气发生器燃料和可变流系统的调控方法。目的是在5年之内发展成一个可供 飞行的推进系统，用于先进中程空对空导弹（AIM-120）中，进行后续计划的飞行试验。

　 b.德国
　 德国1973年开始研制硼基推进剂在SDR中的应用，先后研制EFT型笛榈嫉?973～1975）、ASSM（1975～1980）、ANS预研型号 （1981～1987）等以SDR为动力的导弹。

　　ANS反舰导弹的动力装置由MBB公司研制，采用整体式SDR。固体助推器药柱直径为330mm，药型为星形，推进剂为CTPB，采用可抛式喷管；冲 压发动机药柱直径为330mm，长3200mm，质量为180～200kg，端面燃烧，推进剂采用PB632－253配方（含硼量为40％的贫氧丁羟）， 喷管喉部面积可调。
固体火箭冲压发动机在未来战术导弹上的应用具有很大的潜力，国外许多先进国家对此进行了大量的研究与开发，在技术上取得了较大的进展，但由于其技术复杂 性，在许多方面还有待进行大量的研究工作。
目前飞航式导弹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）和中远程（L＞100km）方向 发展，这样就进入了冲压发动机{zj0}工作领域。固体火箭冲压发动机是冲压发动机中的一种，燃烧室中的贫氧燃气由固体燃料的燃烧提供。由于其成本低、易储存、 结构紧凑简单等突出优点，是弹用冲压发动机的一种优选方案，受到各国的重视，研制活动非常活跃。前苏联采用固冲发动机的SAM－6地空导弹已于1967年 服役，目前各国还有许多在研型号。

固体冲压发动机一般分为固体推进剂管道式冲压发动机（Solid Ducted Rocket，简称SDR）；固体燃料冲压发动机（Solid Fuel Ramjet，简称SFRJ）；固体燃料超音速燃烧冲压发动机（Solid Fuel Scramjet,简称Scramjet）。

2 SDR的研究状况及关键技术［1～19］
　　固体推进剂管道式冲压发动机(SDR)又称为固体燃气发生器冲压发动机,结构如图1。称为燃气发生器的主燃烧室内，贫氧固体燃料经预燃气化生成富燃燃 烧产物，排入冲压燃烧室（或称补燃室），与从进气道引入的空气（富氧）混合补燃，二次燃烧产物从喷管排出，产生推力。因仅用吸气式发动机不能零速起动，故 冲压燃烧室同时用作助推器，助推药柱燃完后助推喷管抛掉，导弹加速到超音速，并转换到冲压工作状态。

燃气发生器通常有两种构型。一种是壅塞式，发生器工作压强由一个或多个喷管（或燃气阀）控制。另一种是非壅塞式，燃烧室间没有壅塞式截流器，燃气发生器燃 烧产物通过喷注器直接流入补燃室，其中的工作压强接近于补燃室压强，由导弹的飞行速度和高度决定。

缩比试验表明，硼的燃烧效率随燃气发生器中的压强与补燃室中压强之比以及空气温度的升高而增加，因此，同样条件下壅塞式略优于非壅塞式，但低空飞行条件下 非壅塞式因结构简单而更为有效。另外，不管采取那种形式，随导弹的飞行高度和速度的不同，要维持一定的空／燃比和调节推力，就需要进行发生器流量的调节， 两种构形其调节方法和机理是有差异的。

2.1 SDR的研究和发展状况
　　一般来说，SDR的推进性能不如液体燃料冲压发动机和固体燃料冲压发动机（SFRJ），但由于技术成熟，灵活性好，工作相对简单，目前对SDR的研究 较多。六十年代前苏联首先在防空导弹SA－6上使用了碳氢燃料整体式SDR，美、德、法等国也积极开展SDR技术的研究项目，为其在战术导弹上的应用打下 了坚实的基础。

ａ．美国
　 作为对先进中程空对空导弹（AMRAAM）推进技术的改进，美国空军于1976年开始评估SDR在战术空对空导弹上的应用。
　 70年代后期，空军火箭推进试验室和喷气推进试验室发起了新型空对空导弹技术计划,旨在发展无喷管助推器用的推进剂、快速可燃气体发生器推进剂和冲压燃烧 室技术。
　 1979年，喷气推进实验室进行固体燃料管道冲压发动机－推进技术验证计划（DR-PTV）。目的是把选出的SDR发动机构型结合到一个试验飞行器中，来 满足先进中程空对空导弹AIM-120的设计和对接要求。该发动机使用固定流量气体发生器，采用Arcadene 399燃料，贫氧燃气进入具有双进气道的冲压燃烧室中。对直连式和自由射流式发动机进行了试验，以验证主发动机和助推-巡航的转换性能，研制了无喷管助推 器。

　80年代初，空军开始对战术空对空导弹使用可变流量气体发生器进行评估，并开发燃气发生器燃料和可变流系统的调控方法。目的是在5年之内发展成一个可供 飞行的推进系统，用于先进中程空对空导弹（AIM-120）中，进行后续计划的飞行试验。

　 b.德国
　 德国1973年开始研制硼基推进剂在SDR中的应用，先后研制EFT型实验导弹（1973～1975）、ASSM（1975～1980）、ANS预研型号 （1981～1987）等以SDR为动力的导弹。

　　ANS反舰导弹的动力装置由MBB公司研制，采用整体式SDR。固体助推器药柱直径为330mm，药型为星形，推进剂为CTPB，采用可抛式喷管；冲 压发动机药柱直径为330mm，长3200mm，质量为180～200kg，端面燃烧，推进剂采用PB632－253配方（含硼量为40％的贫氧丁羟）， 喷管喉部面积可调。

　　ANS燃气发生器推进剂的特点是燃料调节比较高，为1∶4～4.5，其燃烧放热值约3400kJ/kg，理论比冲为10000～11000N?s /kg，密度为1.7g/cm３，燃烧效率极高（＞80％）。

　　ANS调节阀结构采用优化的滑环阀，减少了气流损失和沉积，多次实验结果表明，燃气发生器的调节性能极好。

ｃ．法国
　 法国从1974年以来进行了壅塞式SDR和非壅塞式SDR的研究工作，在推进剂方面也进行了大量研究。目前法国SDR的研究主要集中在Rustic管道式 冲压发动机上，其燃气发生器为非壅塞式。这种推进系统已进行了飞行试验，可用作近程空-空、空-地、地-空导弹的动力装置。冲压发动机由进气道（也称扩压 器）、燃烧室、推进喷管三部组成，比涡轮喷气发动机简单得多。冲压是利用迎面气流进入发动机后减速、提高静压的过程。这一过程不需要高速旋转的复杂的压气 机，是冲压喷气发动机{zd0}的优势所在。进气速度为3倍音速时，理论上可使空气压力提高37倍，效率很高。高速气流经扩张减速，气压和温度升高后，进入燃烧 室与燃油混合燃烧。燃烧后温度为2000一2200℃，甚至更高，经膨胀加速，由喷口高速排出，产生推力。因此，冲压发动机的推力与进气速度有关。以3倍 音速进气时，在地面产生的静推力可高达2OO千牛。

火箭冲压发动机：用火箭发动机作为冲压发动机的高压燃气发生器，它可以在较大的空气燃料比范围内工作，适宜于超音速飞行。

[color=blue]希望能够再加一些图片资料给与详细的描述说明一分鼓励![/color]