冲压增程弹丸技术研究进展国外自 20 世纪 70 年代末开始进行固体燃料冲压增程炮弹技术研究。美国对SFRJ炮弹的研究始于1979年末，美国陆军弹道实验室先后研制了75mm旋转稳定弹与203mm尾翼稳定弹[3]。60977

图1-1 75mm旋转稳定弹

1995年以来，瑞典国防研究院与荷兰应用科学研究院合作进行155mmSFRJ增程弹研究。南非早在20世纪90年代初就开始了SFRJ增程弹的研究。起初研制75 mm旋转稳定弹。1998年起开始研制155mm尾翼稳定增程炮弹[4]。

韩国于1999年开展了SFRJ增程弹的研究．初步对象是40mm旋转稳定弹。已进行了风洞试验和实弹射击试验。试验以L／70 40mm海军火炮系统为发射装置．初速约3马赫，弹体长度200mm，结果显示点火成功，但是药柱燃烧稳定性不强，极易熄火．还有很多关键问题尚未解决 。

我国对固体燃料冲压发动机的研究开始于20世纪70年代初，在连管实验台上做了点燃的点火和燃烧性能实验，并取得了一定成果。20世纪80年代初，航天科技集团第三研究所曾试制了地空导弹，采用组合式固体火箭冲压发动机，并进行了地面热试车和飞行试验，但射程仅为28km，而且发动机性能远未完善，后因故中断了工作。 20世纪90年代中后期以来，随着我国空军迫切要求发展高速远距弹药武器的需要，国防科技大学、西北工业大学等单位先后开展了含铝、镁、硼富燃推进剂配方、工艺、燃烧特性、冲压发动机进气道流场仿真、固体燃料冲压发动机地面实验等研究工作，为开展固体燃料冲压发动机原理样机研制奠定了一定的理论基础[5]。

周长省，骆晓臣等[6]以冲压增程弹丸为例，采用飞行试验结合流动仿真的手段，分析了作用在弹丸内、外表面的气动阻力分布。结果表明，外部阻力约占95%，内部阻力约占5%；压力阻力约占85%，摩擦阻力约占15%；减小进气道外罩和前弹体在来流方向上的投影面积是冲压增程弹丸箭镞设计的重点。

徐劲祥，王磊等[8]对弹丸飞行稳定性进行了分析，提出利用MGAERO气动软件计算弹丸的气动力参数，以减少采用经验公式估算气动力系数和压心位置等参数带来的误差。此方法得到的结果可为弹丸的飞行稳定性分析和总体参数设计提供参考依据。

刘建忠和王中原[9]对于高超音速飞行弹丸建立了气动加热及烧蚀的数学计算模型，并编制了计算软件，用于模拟诸如由电磁炮发射的高超音速弹丸弹头部区域的瞬时热效应。

陈雄，朱福亚等[10]采用块结构网络与二阶精度流畅分区求解技术，对高速旋转、含侧向支柱冲压增程弹丸进气道内外复杂流场进行了数值模拟，得到了高速旋转工况下对应于不同来流马赫数和攻角，以及临界工况时超音速进气道内外流场复杂的波系结构。总结出转速以及攻角的存在对冲压发动机进气道的总体性能产生了不利影响，并且冲压发动机进气道在较低马赫数工作时的综合性能高于在较优马赫数工作室的综合性能。论文网

王晓兵和李菁等[11]为优化弹丸结构设计，用FLUENT Gambit建立某弹丸外流场舒适仿真模型并生成网络，通过FLUENT对弹丸外流场进行数值仿真以获取相关的气动力参数。结果表明采用数值仿真方法设计弹丸气动外形有效可行。

丁则胜，陈少松等[12]采用风洞实验方法，研究了头部喷流对弹丸气动性能的影响。结果表明：头部喷流干扰对弹丸气动力起到有利的作用。

谢旅荣和郭荣伟[13]利用CFD方法获得了定级和混压式轴对称超声速进气道激波系分布、内通道流场分布和沿程静压分布，并对Ma=4下稳定亚临界状态进行了分析。结果表明，迎角的增加对进气道的迎风侧影响增大。