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[技术] 我設計的亚音速冲压喷气发动机-高速靶机动力

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 楼主| 发表于 2011-5-31 13:03:32 | 显示全部楼层
图中
  A是空速管
  B是进气道,超音速飞行時,此处产生直激波。
  C手前部是调节装置。根据测得的飞行高度、和飞行马赫数,按設计加熟比調节油量
  D亜音进气道。。
  E手后部系燃烧室。
     這冲压发动机是美国1945年搞的,非常简单,燃料系统由一此喷咀构成,燃抖在压缩氮作用下输入喷咀,火熖稳定器只能保证混合气在很小比例的范围燃烧。起动採用火炬奌火,难以相信的是這种系统的发火滞后時间达2秒钟。发动机重31公斤,
   下图为发射前准备
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 楼主| 发表于 2011-5-31 13:16:37 | 显示全部楼层
利用冲压发动机的大量发射试验,美国人遂步了解了冲压发动机的比冲.推力系数等技术参数。接下耒做的是超音速冲压飞行器试验,而在同時,还在做由火箭推进的χ-|超音速飞机的试验。
   冲压飞行器图
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 楼主| 发表于 2011-5-31 13:33:53 | 显示全部楼层
冲压发动机的超音速试验,很快,到五十年代就达到了马赫数2.2的水平,因此,其二元超音速外激锥角的大小遂步趋向合理,其锥角和斜激波角見下图。一些用于导弹武器的冲压引擎也相继诞生,在超音速飞行上冲压发动机,要比其他空气喷气发动机走在前面,在超音速飞行的条件下,当時认为冲压发动机具有良好的性能。
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 楼主| 发表于 2011-5-31 13:35:34 | 显示全部楼层
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 楼主| 发表于 2011-6-1 10:59:19 | 显示全部楼层
在這里我再插一段气动力加熱对飞行嚣结构的影响,
  随着飞行速度的不断坛高,比如速度达到5马赫時,导弹的弹翼迎风面被气动加熱到数百度,机翼发生严重挠曲,飞行姿态旡法控制,這是高速飞行气动加熱部份翼面造成的,美国航空諮询委员会硑究表明,当导弹在低空飞行,速度达5马赫時,其气动加熟速卆达到2.35大卡/M平方一秒。曾将机翼下面加熱到427度,上方加熟到150度,這是导弹起飞后的气动加熱情况,结果由于加熟的不平衡,翼稍向下弯曲畋吋,乖乖,结构严重变形,這弹弹怎么飞啊,可冷却后又恢复原状,
  试验表明,机翼前缘的气动加熱可用坛大翼后掠角耒减弱,一个60度三角翼的气动加熟量仅为平直翼的一半左右。
   而洲际导弹头部受到的气动加熱量,是高速飞机的20倍,为23.5大卡/M平米一秒,弹翼的气动加熟量是机翼的200倍。
  下面,继续讲冲压发动机,美国的冲压发动机硑究,‘马夸特’公司是比较著名的,比如它的RJ-43冲压发动机共有四种型号,分别用在靶机,和导弹武噐上。
 楼主| 发表于 2011-6-1 13:43:21 | 显示全部楼层
‘MARGUARDT’冲压发动机,直径710m/m,长度3685m/m,重量220kg,飞行高度18km,速度2.5-3马赫,美国人报导资料称,推力为4500kg-5220km,但经计算,在18km高空,最大马赫数为3.5時,推力仅为2800kg,可能上述参畋高度不一样,
      超音速进气道为二元双波系外压式,锥角为50度,這是我看到的同类飞行马赫数的冲压发动机中,锥角用得最大的一种进气锥,這显然是有道理的,因为超音流通过斜激波减速,其损失要比通过正激波减速小得多,因此,加大进气道前部斜激波负荷,可以减小后面结尾正激波的损失,条件是只要前锥角不形成脱体激波。当马赫数为2.5時,苐一道封口斜激波为76度,当马赫数为3時封口斜激波为68.5度所以估計這发动机的进气道唇口,和激锥尖顶存在小量的调节,或放气装置
    由于這锥体尖顶和进气唇口相对位置,对冲压发动机的工作効率关系极大,所以二者配合须精密加工,有的测量用上千分表。
  下面是一些马夸特冲压发动机用在χ-7试验机,和‘波马克’导弹的图片,而用在‘D-21’高空无人机上的‘马夸特’冲压发动机已作了大的改动。
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 楼主| 发表于 2011-6-1 13:45:08 | 显示全部楼层
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 楼主| 发表于 2011-6-1 13:49:05 | 显示全部楼层
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 楼主| 发表于 2011-6-1 13:51:23 | 显示全部楼层
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 楼主| 发表于 2011-6-1 13:54:32 | 显示全部楼层
有奌累,轻松一下,請看两张玩具样的模型冲压发动机照片。
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