【doc】冲压泵发动机：走向实用的吸气式发动机

【doc】冲压泵发动机：走向实用的吸气式发动机 冲压泵发动机:走向实用的吸气式发动机 应控制技术,发动机系统技术,安全——可 靠性技术等高级要求,作为在地面上能进行 验证的唯一设备务必备有研究用小型发动 机设备和开发用的实机高空性能试验设备. 结语:以上对于带翼航天器用的吸气式 发动机,介绍了有关其后补对象的发动机系 统搋要,涡轮冲压喷气与空气涡轮冲压喷气 的涡轮系发动机的系统性能和要素技术 等,主要涉及以航宇研究所为中心进行研究 的现状. 关于这方面的研究.从世界范围看仍然 是美国略胜,筹.以NASA的路易斯和兰格 雷研究所为首,PwA公司,GE公司, EARO喷气公司和玛柯尔公司等的研完成绩 已达相当水平.日本要想在2世纪制成带翼 航天器必须尽快搞出发动机方面的头绪.这 项研究也和同样在2】世纪出现的HST等高速 飞机发动机技术有密切关系这方面的研究 意义很大. 航字研究所正以独自的研究为主,通过 和大学,宇宙科学研究所之间的协作,和发 动机广家的共同研究,同制造广家的联 系等渠道致力于不断地取得有效的研究成 果. 于寒球译辑伯俊粳 冲压系发动机 走向实用的吸气式发动机 ? 冲压喷气是利用高速的风压来压缩空气使之形成推进力.尤其在马赫6以上 时,属于冲压喷气一种形式的超音速燃烧冲压喷气发动机同其它发动机相比显示 出 更优良的性能.同火箭发动机相比.尽管开发较晚,但作为带翼航天器用的发动机 来说,人们对它的期望正在提高. 在飞行马赫3.5以.L时可采用一种利 用高速流风压来压缩空气(称为冲压压缩) 的冲压喷气发动机.在吸气口被冲压压缩的 空气被送往燃烧器向那里喷射燃料使其燃 烧.通过喷管使那些已成为更高温的气体喷 出产生推进力.这种发动机由于没有压缩 机,风赢和为驱动它们所需的涡轮等转动机 器,所以结构非常简单,重量较轻. 冲压压缩,虽然是利用风压,实际上是 利用一种超音速流特有的叫作冲击波 的,在很短距离使压力急剧增高的现象.冲 压压缩的强度,也就是依靠冲击波使压力增 高的程度虽然也根据吸气口和燃烧器设计 条件而有变化,但一般是飞行速度越增加就 越增大.当其强度增加对,被送入燃烧器的 宅气速度变慢.在这种气流速度比音速逑慢 时进行工作的冲压喷气,称为亚音速燃烧冲 压喷气(或者通常叫作冲压喷气),在飞行 马赫3.5,6时显示出优良的性能(图1a). 飞行速度在马赫6以上时,如果用亚音 速燃烧冲压喷气则产生各种问题.在达到这 样很高的飞行速度对.由于在吸气口上的冲 击渡,使推进l力受到很大损耗,性能降低, 此外,由于流入发动机的空气的温度极废升 高.从燃烧与空气燃烧中理应得到的热能之 产生情况.由于燃烧生成物离解"的现象 而变得不充分,性能要降低.进而在燃烧器 内,不仅温度而且压力也要升高,因此两者 的影响结合起来,发动机结构材料要承受不 能耐受的强大的力和加热., 面对这些难点.如采用叫作超音速燃烧 冲压喷气(图1b)的冲压喷气形式之一则 可消除.使用这种发动机可依靠适当的设计 来减弱冲压压缩的强度.把达到燃烧器入口 的空气流限制在超音速的状态.利用这一措 施可以避免由冲击波造成的损耗增大和发动 机内温度,压力的过多上升.若在飞行马赫 6以上,同其它发动机相比显示出最高的性 能.所谓超音速燃烧冲压喷气.可从燃烧器 内的流是超音速逸一点很容易想象,就是 超音速燃烧冲压喷气.把英语的Supe— rsonicCombustionRamjet最前边二词首 字S和C寇在Ramjet上,所以简称为Set— amjet. 对于带翼航天器用的冲压系发动机,可 考虑亚音速燃烧冲压喷气和超音速燃烧冲压 喷气都可作候补者.关于前者也提出了编入 涡轮系发动机的形式.已在另外文章做了详 细介绍.在后者中,一般的形式是在马赫3 , 6低速飞行时使其进行和亚音速燃烧冲压 喷气相同的工作,扩大工作范围.把这种形 式称为双横式(双重模式.即亚音速与超音 速燃烧模式)超音速燃烧冲压喷气.本文对 于带翼航天器用的冲压系发动机,介绍有关 包括双模式的超音速燃烧冲压喷气发动机. 超音速燃烧冲压喷气的 工作范围 制约这种发动机能工作的飞行高度和飞 行速度的主要因素是发动机内的温度和压 力.当这些因素过低时燃烧和空气的燃烧 fr,—r_一,—r__1I Ii _4| ,^懿 图l冲压喷气发动机 (a)由于暖气口上强大的冲压压 缩,使流入燃烧器的空气流在音速 以下.飞行马赫6以上时显示出优 良性能,如再超过则燃烧器内温度 与压力升高.发动机结构材料不能 耐受.性能也下降.(b)能减弱冲 压压缩强度.使流入髌烧器的空气 流保持在音速以上.由此较低地抑' 制燃烧器内的温度和压力,在马赫 6以上也可望发挥较高性能.作带 翼航天器用的发动机是最有力的. 情况便不活跃了,因此很难在燃烧器内使燃 料完全燃烧.另一方面.当这些温度和压力 过高时,又使发动机结构和材科受到很强的 力和加热,达到不能耐受的程度. 发动机内的温度和压力都不是仅制约飞 行高度和飞行速度一方的.众所周知, 当高度增加时地球大气的压力也就是气压 要降低.发动机内的压力也根据气压而产 生变化,当高度下降时压力要升高.此外在 飞行速度较高时冲压压缩也很强,因此发动 机内的压力要升高.发动机内的温度随飞行 .一 25— 速度的上升而增加.可是,对于飞行高度来 说尽管根据地球大气的温度分布而稍微复 杂地进行变化,但其变化程度却不那么大. 从上述情况出发,对于能够工作的飞行 高度范围一般趋向汇总如下.即是说,在低 速飞行时,冲压压缩并不那么强,由于不能 得到较高的温度——压力,所以在高高度一 侧不能工作.另一方面,在高速飞行时,由 于冲压压缩可望使空气选到相当高的温度和 压力,圆此在比较性高高度一侧也能工作. 只是在这种情况下当高度过低时,主要是压 力要超过发动机结构——材料和安装发动机 的机体的容许限度. 关于可能工作的飞行速度范围,在上述 的发动机内的温度与压力以外还有应考虑的 因素这就是当飞行速度过低时,很难把燃烧 器入口处的气流保持在超音速上,不能完成 超音速燃烧.可是,如果采用上述的双模式 形式积极地避行亚音速燃烧,就能够进一步 降低飞行速度的下限. 关于可能工作的飞行速度上限,也就是 高速一侧的极限,也覆难预测对于人类来说 几乎未曾体验过的超高速区.所以不太明 确.举一个极端的例子,在NAsP(国家航 空——空间飞机)中,通过从中途和火箭发动 机并用,预计可使之工作到马赫25.但是,另 一 方面也有人提出意见,怀疑在这样高的速 度中还能使超音速燃烧冲压喷气发动机进行 工作.这种疑问可大体区分为到何种程度为 止能够工作的可能性问题,和在性能上有意 义的工作到何种程度为止的性能方面问题. 可能性与性能方面都取决于飞行高度, 关于前者,如前所述,发动机内的温度和压 力,尤其发动机结构体壁面上的温度极度增 高已成为主要的制约.假设达到NASP 那样的飞行马赫25可以预计壁面上的温度 要有报大的升高,达到摄氏几千度,西此它 的实现就涉及到能耐受高温的超耐热材料稻 为降低壁面温度所需的高级冷却技术成功与 否 以下谈谈有关性能方面的问题.已经说 过,作为带翼航天器的动力源之所以使用超 音速燃烧冲压喷气等吸气式发动机,首要理 由是它的性能比火箭发动机高.根据性能计 算的结果,当飞行速度增加时,超音速燃烧 冲压喷气发动机的性能要降低.因而,虽然 粗略但可以说在比火箭发动机性能变得更坏 的飞行速度以下,对于超音速燃烧冲压喷气 发动机来说在性能上是有意义的.与此相当 的飞行速度是在低高度飞行中是马赫25以 上,在高高度飞行中是马赫20左右.由此可 知,在性能方面,/~ASP计划中的飞行马赫 25这个数字在性能上未必是超出常识范围. 关于目前正考虑的超音速燃烧冲压喷气 发动机的可能范围,在采用上述的双模式形 式的场合,飞行速度的下限可考虑在马赫3 左右.关于速度的上限,以NAsP诗划为参 考定为马赫25.可能工作的飞行高度根据飞 行速度而有变化,在马赫3时是0,35公里 左右在马赫25时是35~70公里左右. 超音速燃烧冲压喷气的 技术课题 这种发动机用在地面试验方面已进行一 些试制,但还未达到实用开发.关于阻碍实 用化的原因,正像对于搭载的机体不能成为 过重负担那样,可以说在于有些技术还不成 熟,包括为了减少发动机的阻力和重量而且 使冷却更容易所需的各种技术.以下简单地 谈谈有关这种技术开发落后的背景和技术课 ,在这个领域的技术水平,由于美 题.另外 国压倒性地超过其它国家,所以本文主要以 美国的情况为参考加以介绍 对于超音速燃烧冲压喷气发动机是从5O 年代积极进行研究的,在60年代后半期..美 国以搭载这种发动机的航天飞机为目标,已 经进行了,些试制发动机的地面试验.可是 进入70年代后在航天飞机上就只使用火箭 发动机了.此外由于环境——能源问题已引 起人们的瞩目,探讨了超音速燃烧冲压喷气' 之利用的高超音速飞机开发橱动也走了下坡 路. 如果和当时的火箭发动机进行技术对比 就可搞清为什么已经决定不在航天飞机上采 用超音速燃烧冲压喷气发动机.火箭发动机 已由第二次世界大战中的德国完成,并已用 在军事上,由此也可了解它的历史比超音速 燃烧冲压喷气发动机更早.而且此后借美苏 两国间军事与空间开发竞争之机取得了飞跃 的进展.与此相对,超音速燃烧冲压喷气技术 并没有以前的基础,井未受到那种恩惠" 而是精细地持续进行了研究因此和火箭发 动机之间的技术差距一直在扩大.由于这些 情况,尽管若把超音速燃烧冲压喷气用在航 天飞机上有很多优点.但要想完成开发预计 还需要很多的经费. 和火箭发动机技术之间的这巨大差距 到目前并未改变.因为一方面在开发各种随 弃式火箭和航天飞机这一巨大科研项目之下 继续向前发展,而另二-方面同前者相比,只 不过是以压倒性的极少的研究费设备和人 员煞过这十几年而已.可是,超音速燃烧冲 压喷气技术,在这种遭遇不佳的时代当然并 未停滞不前而是稳健而扎实地不断向前发 展 例如已经搞清了利用和机体形成一体的 新形式发动机可以大大地缩小和减轻.有关 燃烧器的技术.关于在60年代当时还未太搞 清楚的超音速流中的混合,燃烧,点火和火 焰保持技术等已进行过很多试验,达到了能 设计具体的燃烧器的水平.剩下的技术课题 在于回避同其它要素之间的干涉,双模式工 作等的适应性和最优化, 也不能忽略耐受高温度条件的超耐热材 料和冷却技术的发展.在6O年代当时试制的 发动机曾是耐热金属材料或向它施加了陶瓷 被覆的制品,因此发动机曾是非常重要的.目 前正在开发采用了金属,陶瓷和碳纤维等各 种轻质耐热复台材料.关于冷却也在此后提 出了新的结构——技术.关于这些将在其它 文章中详细介绍. 电子计算机和计算空气动力学的飞跃发 展,也在完善试验结果和设计试验用各种要 素等方雨f,对于超音速燃烧冲压喷气技术的 发展有很大的贡献今后对于考察在用地面 试验设备不能模拟的低高度或在高速中的工 作是特剐有用的,将成为有力的设计手段. 要想在地面上试验超音速燃烧冲压喷气 ,需要备有空气加热装置的冲压喷气发动机 试验设备.关于为进行研究开发所不可缺少 的这种设备,直到最近都漫有很大进展.可 是由于计划起动,正在各处积极建造前所未 有的大型设备.但在地面能够模拟的马赫数 最多是8,10左右,也很难模拟压力较高的 低高度飞行.因而要想最终证实有很宽范围 的发动机性能,需要利用飞行实验机进行试 验. 1汇总了上述内容的技术课题.这些 技术的发展,在70年代初期,对于向超音速 机开发提出的环境——能源问题也给予裉有 说服力的回答.也就是说,经过试验性分析 性研究的结果已经搞清,可望迅速提高发动 机效率,如果关于地球大气的污染和噪音也 能设计适宜的机体——发动机和设定飞行路 线,则几乎投有什么影响. 欧美的研究开发情况 表2列出在6O年代后半期由美国试制的 超音速燃烧冲压喷气发动机.关于这些发动 机的详细情况,将在另外机会介绍,这里仅 一 2— 裹I关于超音速燃烧冲压喷气发动机的技术课题 关于整个发动机的课题关于发动机要素的课题 吸气口I燃烧部分I喷管 ? 向机体安装?压力恢复混台——燃烧性能?向不均匀入口帑 ? 垮却结构,超耐热对料?捕获性能件曲对应 ? 固定/可变形状的选择?起动性??点火,火焰稳定?和外部流的干涉 ? 控制,诊断,高可靠性?双模武燃烧?控制推力方向 - 回避吸气口干涉 ? 试验技术与试验设备 ? 计算空气动力学_ 【 技术课题可大体区别为整个发动机,构成发动机的嗄气口,燃烧器和喷管等要 煮.美国已将这些课题解决到相当的程度,己和NASP计.划起动密切结告. 简单介绍由最有代表性的美国国家航宇局 (NASA)兰格雷研究所和空间研究公司共 同开发的高超音速试验发动机. 这种发动机巳制成两种,一是水冷式垧 燃烧试验用的.另一种是由液态氢构成冷却 结构试验用的.燃烧试验用发动机的内部形 状是可变的,按照飞行马赫数使其中央部分 移动以便能得到最优的性能.对这种发动机 巳进行了马赫5,6和7的试验.考察了各 种综台性能特性.此外依靠调整燃烧喷射 流量完成了双模式工作. 冷却结构试验用,虽然不是燃烧试验 用,但却是能制作和试验超音速燃烧喷气冷 却结构的唯一模型,巳在马赫7的试验中考 察了各种冷却特性., 在7O年代,尽管对于超音速燃烧冲压喷 气的研究开发规模已经缩小,但正如前面所 述,一直在坚持扎实的研究.NASA兰格雷 研究所对于持续进行试验的高超音速试验发 动机,巳指出关于性能,阻力,重量和冷却 能力等难点,代主以提出了和机体一体化的 编人机体式超音速燃烧冲压喷气发动机.这 是使机体前方分担吸气口的一部分,使机体 后方分担喷管的一部分,力求缩小主体甚至 减少阻力和冷却要求等.主体由于在机体下 部成环状配置并向长方形断而分割.达到使 地面试验成为可能的大小. 目前仍在继续对这种发动机和各项要素 进行试验,对于要素性能和整体性能正取得 扎实的成果.图2是l980年以后首次公布的 推力测定结果.在试验初期,推力仅是稍微 超过发动机阻力的程度.但经改进的结果, 已经超过了设想的机体阻力.这一点是特别 埴得注意的. NASA兰格雷研究所也积极开发运用了 计算空气动力学的各种计算程序.此外,约 翰斯霍甫金斯大学应用物理研究所也试制了 新式发动机,正在不断地进行试验. 自1983年开始的NASP计划,大肆宣传 使用飞行马赫3,25的宽范围的超音速燃烧 冲压喷气发动机使这种发动机的研究开发 再次活跃起来.该计划经过第一期的概念探 讨已从1986年进入第二期目标是试制和 试验发动机.NASA~高等国防计划局已同 甫拉特&霍伊特尼公司以及火箭达因公司分 别签订了同飞行试验同样规格的地面试验用 发动机开发.目前为了试验发动机. NASA兰格雷研究所,麦考特公司和航空喷 气公司正在建造设备.在NASP计划第三 期,根据地面试验结果,发动机制造厂家将 集中于一家,负责开发飞行试验用的发动 机.关于发动机的详细情况尚不清楚,估计 将和上述的NASA设想一样成为机体编入 ,25的. 型.可是NASP用发动机是在马赫3宽范围工作,也必须经受从轨道中的再八大 气层.因此和那种甚至设想到马赫l0左右而 设计的NASA发动机不同很可能成为可变 形状. 除美国以外,法国的航空宇宙研究所 (ON. ERA)和加拿大的玛基尔大学也试制 和试验超音速燃烧冲压喷气发动机.苏联, 美国和西德等也在进行超音速燃烧的研究. 日本的研究动向 日本在昭和50年代(1975,l984)初曾 在国立研究机构.大学中试验了一些超音速 燃烧.目前在这些基础上民间企业参加进行 了一些研究.这里介绍航宇研究所的研究持 况,他们涉及最宽范围加紧进行研究. 该所l从1977:年就持续研究吸气式发动 机.这种发动机能利用于带翼航天器等宇宙 囝2机体缡入式超音速燃烧冲压 喷气的推力涓窟结果 在NASA巳重复进行很多地面 试验.改进了各种要素和试验方法 妁结果.测定推力巳超过设想的机 体抗力.另外,圈中纵轴的数值 (发动机产生推力的大小)从未公 布.可以想像到这恐怕是由于作为 最重要情报按绝密来处理的缘故. 寰2美国在6o年代后半期试制的主妻超音速燃烧冲压喷气爱动机 开发机构,厂家概喀尺寸形妻冷试验时点火却模拟飞燃料备考 发动机名称j(m)状i葬方行马赫方式式数 使用x一15的 行试验用模型.I! 高超音速试验发动f直径0.4s可变fi5,67氢点火器有计划,但巳目 '燃烧试验用)-~2.3{量鋈或自动止.点火 (净却结构试验用)【同上.I可变金I却7—— 一 29, 美海军,曲一霍大直径0.22固镶无5,5.8自发赢无l 学长1.33,I定垮却7火燃料(不要) 自由喷气发动机1.67l 美空军,麦考特公l纵o.25固l盯/永3,5氢氟热镶 玲5 . 9碳他氢司. I横o.35,定蚀基 合合双模式发动机- 长2.2金金 美空军,UARL直径0.46可不永5氢气体 公司长度不详发生器 可变形发动机变明垮 美空军,GE公司直径0.58可铜柬5,7氢不详 合 要素组合模型长度不详变金冷 美空军,GASL公断面固不?_无2 ,7,4氢不详也计划了飞行 0.ol9,垮试验用模型, 司热压缩发动机0.O23m 长度不详定明却7,7.4但中止 当时美国NASA和空,海军研究机构,,同航空宇宙相关企业共同试翻和试验很 多的发动机.最有名的是NAsA兰格雷研究所和空间研究公司共同研制的高超音 速 试验发动机. 空间运输机.从1984年起开始研究超音速燃 烧冲压喷气发动机,使以前的研究又向前发 展了. 有一种超音速燃烧冲压喷气发动机燃烧 器的实验装置.依靠左衡的空气加热装置使 填加了氧的空气和氢燃烧.使之产生相当于 高超音速飞行状态的高温室气流.燃烧器采 用断面为圆形和长方形的两种.但是,在向 机体的编八和燃料混合的容易程度上还是长 方形断面燃烧器成为更接近实际的形状.因 此目前主要利用后者进行实验. 在此以前.已进行了有关燃料点火号火 焰的稳定性,和空气的混合,燃烧,工{乍模 式(超音速燃烧或亚音速燃烧)等试验,取 得了宝贵的成果今后还要继续进行考察, 同时还计划进行改变燃烧器和燃料喷射器形 状,配置的试验以及使用点火器的试验.另 一 30一 外还要进行集中于燃料与空气之超音速混合 现象的实验研究和使用了脉冲激光器的点火 方武研究. 同燃烧器井列.对于超音速燃烧冲压喷 气的重要因素之一的吸气1:7也着手进行了 在马赫4空气流中的试验,目的是搞蒲工作 特性. 为了设计冷却结构.也在试验考察向发 动机结构体传导什么程度的热.在圆形断面 燃烧的试验模型中,通过在壁面内部流水 测试它的温度上升.求出被传导的热量.预 定今后要模拟实际的工作状态和冷却结构, 采用液态氢进行实验,还要进行长方形断面 燃烧器的实验.进而以航宇研究所为中心并 有很多机构参加.研究开发可望利用到超音 速燃烧冲压喷气发动机上的轻型超耐热性倾 斜功能材料.关于这个问题将在其它文章中 详细介绍. 在试验上,除上述内容外还计划进行关 于喷管的试验.吸气口与喷管的性能,同安 装发动机构机体下面的空气动力特性有密切 关系.园丽,也和空气动力部门研究人员共 同着手研究机体与发动机的一体化技术. 同这些试验一起也进行了各种分析研 究.还进行了一种发动机蛙能计算,它能预 测超音速燃烧冲压喷气发动机在规定的飞行 条件下能发挥什么程度的性能.此外,利用 这种计算又进行了循环计算,它考虑了利用 燃料液体暂的发动机和机体的冷却.进而还 进行另一种计算,是为了考察在带翼航天器 飞行到宇宙空间时超音速燃烧冲压喷气的使 用范围与性能变化对发射性能的影响. 如前所述,计算空气动力学是掌握超音 速燃烧冲压喷气成败关键的重要技术.为了 同关于燃烧器的实验进行对比和相互完善. 又在数理分析部采用了依靠超级计算机完成 的数值流体力学,计算了包括燃烧反应的复 杂的流之场.取得了成果. 采用超音速燃烧冲压喷气,同历来的喷 气发动机有差异,强烈地表现出各要素之间 的干涉.要想毫不停滞地进行研究开发,需 要通过关于组合了各种要素的辅助刻度发动 机舶验要素|试验和数值模拟相互交换数 据来改进设计. 航宇研究所从很早以前就探讨了如何完 善有关能试验组台了这些要素的冲压喷气发 动机试验设备,同时在1988年还委托航空宇 宙工业会进行了调查.一般对于这类设备的 建设预计需要巨额经费.该研究所正在探讨 的设备.依靠有效利用已有的尤箭发动机高 空性能试验设备可节省很多经费.在完成这 些设备之El,可望缩小同美国之间的技术差 距,使研究工作有飞跃的进展 ,作为同石川岛 除上述外,从1986年起 播磨重工业公司日产汽车公司三菱重工 业公司,川崎重工业公司共同研究带鬓航天 器用吸气式发动机的一部分,开始了有关超 音速燃烧冲压喷气的研究.对于这四蒙公司 也在1987年委托进行技术验证用发动机的概 念研讨不久前已提出了研究报告(表 S). 裹3各公司进行技术验证用超音速燃烧冲压喷气发动机概念习}探的结果概要 I 工作马赫数范圈l 井{正面面积I 形l一I一 规I长.度 格I(m)l 一 重量坌)】 使用主要材科{ 航宇研究所i吝公司研讨结果 目标规格妻川呈播=茔J昙产汽孝j云菱重工凿爨崎重工凿 性能计算I里 (比推力:S)l马赫l2 6,l2l6,l2 1.01 3.14,3.85f 1.0 镶系合金 260O 550~930 镶系台金或碳 纤维复合材 1300116O,l32O 各公司都得到大体满足航宇研究所日标值的结果.自本年度以后预定使其进一 步发展后进行概念设计.(下转46页) 2.关于热冲击评价拄术的研究l依靠激光加热法和AE法等建l东北大学工学部 1立为进行热冲击评价所需的试验方法1 3.关于机械强度评价技术的研确立在超高温下的破擐=强度评【机械拄术研究所 究1价法的评价方法 4.关于热疲劳评价拄术的研究j阐明在FGM中的热疲劳机理和l三菱重-r业公司 l确立热疲劳寿命规律 5.关于膈热性能评价技术的研l依靠高温度落差基础试验和在 琬1各种模拟实际环境下的隔热性与i 耐久性试验进行评价 倾斜功能材料研究会 这项科研项目在投资的预算上有限度 不能不限制承担研究的机构.但是,各国对 于这个科研项目的关心极高,迫于需要扩大 倾斜功能材科的研究范围.因此在科学技术 厅的垒面支援下,日本的主要厂家,大学和 政府研究机构等约40个机构成为发起人,在 1988年2月12日刨建了倾斜功能材料研究会 (事务局设在未来科学技术协会)主要是 通过举办研究会和讨论会或者发行刊物等, 航空字宵技术研 究所 争取实现全国规模的技术成果和情报的交 流,有助于促进广泛的倾斜功能材料研究. 进而为了探索今后开发倾斜功能材料的有效 展开方针,把重点放在对各国的动向调查 上.已经表明要参加的厂家等巳逸到大约7O 个机构,今后要聚集这些工学官方面的智慧 和力量加速应用开发,争取早日达到实现企 业化的目标.关于倾斜功能材料的研究,可 望以建立这一研究会为契机进一步完成更大 的飞跃. 李超群译碧仁校 ?..}???-目{目目..}.}目.}.}? (上接31页) 后记:本文介绍了超音速燃烧冲压喷气 动机是怎么回事及其技术课题与各国研究 开发情况等由于篇幅所限,也许不能满足 读者需要.关于更详细的内容可参看有关参 考文献. 超音速燃烧冲压喷气技术正像由带键航 天器所代表的那样确实要在未来的航空宇 宙领域占有重要的地位.从日本的现状出 发,在这一技术领域的范围,规模,人员以 及预算上虽然都很微小但却正在不断扩大. 尽管如此,不可否认无论在哪一点上回美国 相比都明显见拙.在各个技术领域中都处于 应该尽早着手研究开发的状况. 尚义申译吕哲明校