对一定的飞行任务,冲压火箭同火箭相比,有许多优点,这在以前的论文中已经论述过了。本文仍用比较的方法,研究两种发动机在不同射程和速度下的应用,同时还说明,各种燃料、设计参数,以及冲压火箭的轻结构系数的影响。
利用风洞试验的方法,在高的气流总温下,研究了冲压火箭固体药柱及其点火器温度的升高过程。装有药柱的燃气发生器位于冲压发动机进口扩压锥内,并被流过发动机的空气加热。直径200毫米的试验发动机,在风洞中2.5马赫数的自由气流下,试验了一分钟。测量结果并未显示出有不可忍受的高的加热速率。但是,试验后达到的高温,要求发动机试验方法须作些改进。