固体火箭冲压发动机推力计算与实验研究
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摘要
我国发展中远程、超音速导弹计划已经启动，其动力装置首选固体火箭冲压发动机，而地面试验技术是发动机研究重要基础。
本文以西北工业大学固体火箭冲压发动机直连式试车台为研究对象，探讨固体火箭冲压发动机地面试验技术。
首先，从推力的定义出发，建立了试验中来流空气流量、燃料流量与固体火箭冲压发动机推力之关系。通过讨论高空飞行推力与地面可测试参数的关系，得到了固体火箭冲压发动机高空飞行状态下推力折算方法，并开发相应的计算程序。
其次，为满足固体火箭冲压发动机试验技术进一步研究需要，在深入分析LabVIEW图形化编程软件优化方法的基础上，改进了现有的固体火箭冲压发动机试验测控程序，并应用于发动机试验中。
最后，通过固体火箭冲压发动机试验验证研究成果的正确性，并实际应用。
应用表明，推力计算方法正确，改进的测控程序运行良好、方便实用、稳定可靠。
本文研究成果对发动机地面试验进行、对试验发动机性能的评估以及对今后进一步的发动机研究具有重要的意义。
The research of the high-powered solid rocket-ramjet engine has been launched, which is one of the key technologies of the middle-long and supersonic missile project. The determination of solid rocket ramjet thrust and testing method are the important basis of the developing engine.
An experimental program evaluating solid rocket-ramjet in NWPU connected-pipe facility is underway. According to the definition and expression of the thrust, as well as the condition derived from them, a method of solid rocket ramjet thrust determination and its program are provided on the basis of engine ground simulation test.
In order to determination the thrust, the thrust definition and many control parameters are analyzed discussed, which mass flow rate and flight altitude are involved.
It is difficult to measure the flight thrust of solid rocket ramjet directly. It is determined now by calculation with mathematical relationship of the flight thrust to the physical quantities which can be measured directly.
The optimization of the software development platform is also analyzed inspect of the solid rocket-ramjet developmental program.
The comparison of calculation results with experimental data confirms the reliable of the determination method of the flight thrust.
本文以西北工业大学固体火箭冲压发动机直连式试车台为研究对象，探讨固体火箭冲压发动机地面试验技术。
首先，从推力的定义出发，建立了试验中来流空气流量、燃料流量与固体火箭冲压发动机推力之关系。通过讨论高空飞行推力与地面可测试参数的关系，得到了固体火箭冲压发动机高空飞行状态下推力折算方法，并开发相应的计算程序。
其次，为满足固体火箭冲压发动机试验技术进一步研究需要，在深入分析LabVIEW图形化编程软件优化方法的基础上，改进了现有的固体火箭冲压发动机试验测控程序，并应用于发动机试验中。
最后，通过固体火箭冲压发动机试验验证研究成果的正确性，并实际应用。
应用表明，推力计算方法正确，改进的测控程序运行良好、方便实用、稳定可靠。
本文研究成果对发动机地面试验进行、对试验发动机性能的评估以及对今后进一步的发动机研究具有重要的意义。
The research of the high-powered solid rocket-ramjet engine has been launched, which is one of the key technologies of the middle-long and supersonic missile project. The determination of solid rocket ramjet thrust and testing method are the important basis of the developing engine.
An experimental program evaluating solid rocket-ramjet in NWPU connected-pipe facility is underway. According to the definition and expression of the thrust, as well as the condition derived from them, a method of solid rocket ramjet thrust determination and its program are provided on the basis of engine ground simulation test.
In order to determination the thrust, the thrust definition and many control parameters are analyzed discussed, which mass flow rate and flight altitude are involved.
It is difficult to measure the flight thrust of solid rocket ramjet directly. It is determined now by calculation with mathematical relationship of the flight thrust to the physical quantities which can be measured directly.
The optimization of the software development platform is also analyzed inspect of the solid rocket-ramjet developmental program.
The comparison of calculation results with experimental data confirms the reliable of the determination method of the flight thrust.
引文
[1] G P．萨顿，O．比布拉兹．火箭发动机基础．科学出版社，2003．7．
[2] S.L. Tuttle, D.J.Mee and J.M.Simmons, "Lift, Drag and Thrust Measurement in a Hypersonic Impulse Facility," AIAA 94-2596.
[3] Yokichi SUGIYAMA, Kazuo HORIUCHI and Kenichi KUBOTA, "TESTS OF A RAM-COMBUSTOR FOR AN INTEGRAL ROCKET-RAMJET ENGINE WITH FOUR SIDE-AIR-INLETS," ISABE 95-7013.
[4] 张炜．方丁酉等．固体火箭冲压发动机的工作特性分析．国防科技大学学报，第22卷第4期．
[5] 薛桂林，王健．四进气道整体式冲压发动机试验研究，推进技术，1998(4)．
[6] 张炜，朱慧等．冲压发动机发展现状及其关键技术．固体火箭技术，1998年第21卷第3期
[7] 张德昌，新型空空导弹的研制现状与发展趋势．HQ-9501．
[8] 刘萝威，戴耀松．1997年美国战术导弹研制进展．飞航导弹，1998(9)．
[9] 周军，白建成俄罗斯定出空空导弹的竞争步调．飞航导弹，1998(10)．
[10] 多家导弹制造商竞争英国的Bvraam项目．飞航导弹，1998(10)．
[11] 龙玉珍，冯永红．吸气式发动机地面试验技术进展．飞航导弹，1998年第9期．
[12] 王永寿，弹用吸气式发动机现状与发展动向．飞航导弹，2003年第1期．
[13] 曹军伟，王虎干等．整体式固体火箭冲压发动机在中远程空空导弹上的应用．航空兵器，2002年第4期．
[14] 何洪庆．黄生洪．整体式固体火箭冲压发动机与导弹一体化优化设计专家系统．宇航学报，2000年11月，第21卷增刊．
[15] 王志吉．固体火箭冲压发动机燃烧过程仿真与实验研究．国防科大硕士学位论文．
[16] 于守志．飞航导弹动力装置试验技术．宇航出版社．1990．8．
[17] 赵负图．数据采集与控制系统．北京科学技术出版社，1987．9．
[18] 杨乐平．虚拟仪器技术概论．电子工业出版社，2003．3．
[19] 王鸿钰，董奇．计算机自动测量与控制，2000 8(4)．
[20] 潘锦珊等．气体动力学基础．国防工业出版社．1989．12．
[21] 杜鹤龄．航空发动机推力的测量和确定方法．航空动力学报，1997年10月．
[22] 林禹．固体火箭冲压发动机测控技术研究．西北工业大学硕士论文，2001年．
[23] 彭泽琰，刘刚．航空燃气轮机原理(上册)．国防工业出版社，2000．9．
[24] 王伯雄．测试技术基础．清华大学出版社，2003．4．
[25] 刘君华．现代检测技术与测试系统设计．西安交通大学出版社．1999．
[26] 刘惠彬．测试技术．北京航空航天大学出版社，1989．6．
[27] 张家骅，胡顺楠．整体式固体火箭冲压发动机研制．推进技术，1998年(4)．
[28] 陈兵舫，杨乐平．计算机技术与应用．1998 18(6)．
[29] 张毅．虚拟仪器技术分析与应用．械工业出版社，2004．
[30] 王鸿钰．董奇．计算机自动测量与控制，2000 8(4)．
[31] 赵会兵．虚拟仪器技术规范与系统集成．清华大学出版社，2003．8．
[32] 张易知．虚拟仪器的设计与实现．西安电子科技大学出版社2002．1．
[33] National Instruments. LabVIEW Measurements Manual, 2000.7.
[34] 范云霄，刘桦．测试技术与信号处理．中国计量出版社，2002．4．
[35] Rick Bitter Taqi Mohiuddin, Matt Nawrocki, LabVIEW Advanced Programming Techniques, CRC Press LLC, 2001.
[36] National Instruments. Fuzzy Logic for G Toolkit Reference Manual, 1997.
[37] National Instruments. Interchangeable Virtual Instrument Charter Document, 1998.7.
[38] 杨乐平，李海涛．等．LabVIEW高级程序设计．清华大学出版社。2003．4．
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