超燃冲压发动机原理及设计方法研究

高超音速空气动力学课程论文

超燃冲压发动机原理及设计方法研究

姓名：郭照阳

班级：航91

学号：2009011588

清华大学航天航空学院

二〇一一年十二月

Hypersonic Aerodynamics Course Paper Research on Principle and Design of

Integrated Scramjet

Name: GuoZhaoyang

Class: SA 91

Student ID: 2009011588

School of Aerospace, Tsinghua University

Deceber 2011

目录

摘要 (4)

第一章概述及原理 (5)

1.1 研究背景与意义 (5)

1.2 国内外相关研究概况 (6)

1.2.1 美国的超燃研究 (6)

1.2.2 俄罗斯的超燃研究 (7)

1.2.3 国外其他国家的超燃研究 (8)

1.2.4 我国的超燃研究 (9)

1.3 技术发展展望 (10)

第二章一体化设计 (10)

2.1 机体构型选择 (10)

2.2 进气道设计与性能研究 (10)

2.3 隔离段设计与性能研究 (11)

2.4 燃烧室设计与性能研究 (12)

2.5 尾喷管设计与性能研究 (13)

2.6 系统优化研究 (13)

2.6.1 发动机各部件优化 (13)

2.6.2 发动机一体化优化研究 (13)

2.7 一体化设计的意义 (14)

参考文献................................................................................

致谢及声明…………………………………………………………………...

摘要

论文介绍了超燃冲压发动机的基本构建及运作原理，分析比较了世界各国在超燃理论研究上的一些成果，并对未来学科的发展趋势进行了合理的展望。

在超燃冲压发动机一体化设计章节中，结合高超音速空气动力学的一些基本原理分析阐述了进气道、隔离段、燃烧室、尾喷管的设计及性能研究。列举了目前投入应用的几种构型选择，介绍了一体化设计的MOD方法及其工程应用并未来前景。

关键词：

超燃冲压发动机，进气道，隔离段，燃烧室，尾喷管，构型选择，性能分析，一体化设计，MOD

ABSTRACT

The issue of the basic foundation and function theory of integrated scramjet was briefly introduced in this paper, also we analysis and compare the achievement of different countries on supersonic combustion theory. Then we make a reasonable outlook of the trends on integrated scramjet.

In the section of The Integrated Design of Scramjet, combined with the basic principles on hypersonic aerodynamics, we elaborate the design and performance of inlet, isolator, combustion chamber, tail pipe. After that some configuration options which has been used in application are listed. In the end, we introduced MOD and its application in engineering, future prospects.

Key Words:

Integrated Scramjet, inlet, isolator, combustion chamber, tail pipe,

configuration options, the analysis of performance, integrated design, MOD

第一章概述及原理

1.1 研究背景与意义

吸气式高超声速飞行器（简称为高超声速飞行器）是指飞行马赫数大于5、以吸气式冲压发动机及其组合发动机为动力、能在大气层和跨大气层中远程飞行的飞行器。高超声速飞行器可提高推进效率、增强载荷能力、扩展发射窗口，从而实现快速并廉价的进入空间，在军事、商业运用中有着重要的战略意义，但其实现从根本上取决于高超声速推进技术的发展，作为实现高超声速推进的首要关键技术，超燃冲压发动机技术一直是各航空航天大国研究和竞争的热点。

超燃冲压发动机是指燃料在超声速气流中进行燃烧的冲压发动机。在采用碳氢燃料时，超燃冲压发动机的飞行M数在8以下，当使用液氢燃料时，其飞行M 数可达到6~25。超声速或高超声速气流在进气道扩压到较低的超声速，然后燃料从壁面或气流中的突出物喷入，在超声速燃烧室中与空气混合并燃烧，最后，燃烧后的气体经扩张型的喷管排出。超燃冲压发动机通常利用飞行器机身的前体作为进气道的一部分来预压缩来流空气，利用机身的后体作为尾喷管的扩张面，从而极大地减小了发动机的迎风面积、外阻力和重量

相较于传统的航空发动机，超燃冲压发动机结构简单、重量轻、成本低、比冲高、速度快，而且不需要像火箭发动机那样需要自身携带氧化剂。以上特性使得超燃冲压发动机的有效载荷更大，适用于高超声速巡航导弹、高超声速航空器、跨大气层飞行器、可重复使用的空间发射器和单级入轨空天飞机的动力。其缺点是无法在静止状态下自行启动，且其低速性能不好。

自20世纪50年代提出超声速燃烧（简称超燃）概念以来，超燃冲压发动机成为高超声速推进技术研究的重点。特别是90年代中期以后，各主要国家开展了大量的超燃冲压发动机地面试验与飞行试验论证研究，俄罗斯、澳大利亚分别进行了发动机飞行试验；美国开展了Hyper-X计划，并于2004年3月首次实现了X-43A在超燃冲压发动机推动下以马赫数6.8自主飞行，同年11月再次实现了马赫数为9.7的自主飞行，这标志着50多年来高超声速推进技术研究已经进入到了综合应用以及工程研制阶段。

在国家“863”计划和国防预研项目的大力支持下，国内的高超声速推进技术研究取得了长足进展。在超燃冲压发动机技术研究方面，基本掌握了发动机材料、燃烧喷注/火焰稳定、发动机缩比等关键技术，具备了发动机部件（进气道、燃烧室和全通道发动机）开发与性能验证的地面试验技术，其TRL基本达到了3~5级；在飞行器设计与优化技术方面，基本掌握了参数化几何生成、学科分析集成、多学科设计优化（Multi-discip;inaryDesign Optimization）等方法，相应TRL达到了3~4；但在热管理、结构与材料等关键技术研究方面，国内研究相对较为滞后。

1.2 国内外相关研究概况

1.2.1美国的超燃研究

表1.1汇总了美国50多年来超燃冲压发动机研究的主要项目和计划，这些研究项目覆盖了超燃冲压发动机概念设计、机理研究、地面试验和飞行验证中所需解决的主要关键技术，并逐步取得了突破。

60到70年代的研究计划侧重于论证发动机设计方案、掌握发动机设计方案与地面试验技术。IFTV是通用应用科学实验室(GASL)在美国空军(USAF)资助下开展的超燃冲压发动机增量飞行试验飞行器计划，该计划提出了基于三维热压缩方法的模块化超燃冲压发动机设计方案，但因遇到进气道与燃烧室相互影响的难题而没有开展地面试验。HRE为NASA开展的高超声速研究发动机计划虽然没有实现飞行试验验证，但开展了大量全尺寸结构集成模型发动机(CSAM)和气体热力学一体化模型发动机(AIM)的地面试验，突破了燃烧室设计方法和发动机冷却、点火、模态转换等技术。SCRAM为约翰.霍普金斯大学应用物理实验室(JHU/APL)在美国

海军(NAVY)资助下开展的超燃冲压发动机导弹计划f221突破了进气道设计、可控性、液体超声速燃烧、燃烧室设计等技术，并提出了在进气道与燃烧室间增加隔离段的方案。

80到90年代的空天飞机(NASP )计划是以单级入轨为背景而开展的大型研究项目，虽然最终没能突破Ma=4一15氢燃料超燃冲压发动机关键技术，但该项目的巨大投入仍极大地促进了超燃冲压发动机技术的发展，获得了大量大尺寸模型发动机试验数据，提高了发动机地面试验能力，基本掌握了发动机/飞行器设计方法和CFD模拟技术，为开展下一步超燃冲压发动机研究奠定了坚实的基础。

90年代中后期开展的HyTech/HySet, HyFly和Hyper-X等项目以地面试验为主，并拟定了飞行论证试验计划，以期突破碳氢燃料和氢燃料超燃冲压发动机飞行试验验证的关键技术，满足研制高超声速巡航导弹和飞行器的需求。HyTech/HySet 以研制碳氢燃料双模态冲压发动机为目标，对直连式模型发动机、性能试验发动机(PTE)和地面试验发动机(GDE-1, GDE-2 )等开展了研究。PTE在地面射流试验中验证了发动机性能和Mach 4.56.5范围内发动机的可操作性，GDE-1为全尺寸飞行质量的碳氢燃料冷却的超燃冲压发动机，其推力和性能已达到PTE水平。GDE-2在GDE-1上增加了发动机全尺寸流道再生冷却系统和发动机数字控制系统，该发动机可调节进气道外罩唇口。

HyFly的目标是通过飞行试验验证以碳氢燃料超燃发动机为动力的高超声速导弹方案，采用JUH/APL的双燃烧室超燃冲压发动机，该项目已经开展了全尺寸、一体化、碳氢燃料的高超声速循环导弹的地面试验。

Hyper-X是迄今为止最引入瞩目的项目，计划实现以氢燃料、碳氢燃料超燃冲压发动机为动力的X-43A, X-43B, X-43C和X-43 D等四种飞行器的飞行试验验证。第1阶段主要进行氢燃料X-43 A的地面与飞行试验，2001年6月X-43 A第1次飞行试验由于飞马座助推火箭故障而失败，2004年连续两次成功实现Ma=6.8和Ma = 9.7的自主飞行试验飞行试验的成功实施，表明美国已全面突破了吸气式高超声速飞行器飞行试验的各项关键技术，包括飞行器/发动机一体化设计、推进与气动数据库、发动机/飞行器控制热管理与热防护、结构与材料、试验后处理等方面，积累了大量工程实施经验。

2006年，C. R. McClinton总结了X-43A的试验结果，并详细分析了Hyper-X第2阶段涡轮基组合循环(TBCC)冲压发动机飞行试验所需的技术水平，具体包括6个方面:1)吸气式推进;2)高温材料和热防护系统;3)推进剂贮箱;4)飞行器一体化设计与多学科设计优化(MDO)工具;5)膨胀循环线性气动塞式火箭发动机(Expander Cycle Linear Aero-spike Rocket); 6)飞行试验。由于X-43 A的技术积累，实施Hyper-X第2阶段飞行验证计划的前景很乐观。

1.2.2 俄罗斯的超燃研究

50年代到70年代，俄罗斯的超燃研究集中于论证超声速燃烧的优越性和有效性、超燃冲压发动机概念设计、热壅塞限制、进气道与燃烧室干扰等方面，并建立了超燃冲压发动机地面试验系统，对超燃机理开展了深入研究，涉及各种燃料的点火、火焰稳定、二维和三维管道内的混合与燃烧过程等。

80年代中期之后，俄罗斯加大了超燃冲压发动机的研究力度，实施了一系列重大研究计划，主要有Kholod、IGLA和RADUGA-D2。

Kholod计划是俄罗斯最早的超燃冲压发动机飞行试验计划，由中央航空发动机研究院(CIAM)和中央空气动力学研究院(TsAGI)等单位合作实施。1983-1985年完成了模型发动机“57M”地面试验。为了开展超燃冲压发动机飞行试验，俄罗

斯建设了基于SA-5助推火箭的高超声速飞行试验支持系统，即高超声速飞行试验室(HFL)，并于1991-1998年进行了5次轴对称超燃冲压发动机的飞行试验。1991年12月，成功实施了第1次马赫数5.6飞行试验，验证了双模态的可行性。1992年11月，与法国合作成功实施了第2次马赫数5.3飞行试验，实现了亚燃一超燃稳定燃烧; 1995年3月，与法国合作实施的第3次试验因电源系统故障而失败。1997-1998年，与NASA合作进行了4, 5次试验，其中第5次试验改进了超燃冲压发动机燃烧室、主动冷却系统和SA-5助推火箭，实现了马赫数3.56.4双模态燃烧。Kholod计划验证了双模态冲压发动机的可行性，获得了全尺寸试验发动机的地面试验和飞行试验数据。

近年来，俄罗斯对一种新型的高超声速推进系统——AJAX开展了深入细致的研究。1996年，Leninetz公司提出AJAX概念，即在高超声速飞行器中采用三种新技术：1）基于再生冷却的主动防热与燃料转换系统；2）磁性等离子流化学发动机；3）基于磁流体动力学的发动机流场控制技术。

吸气式超燃冲压发动机进行地面试车

1.2.3 国外其他国家的超燃研究

法国在上世纪60年代就开展了大量的超燃基础研究，主要内容包括激波诱导燃烧的预混气体超燃、碳氢燃料的扩散火焰超燃。通过大量直连式和自由射流试验，得到许多很有价值的观点：超燃更多是混合问题而非化学动力学问题；有必要优化燃烧室沿轴向的面积变化以平衡释热避免壅塞；通过热壅塞可实现亚燃和超燃双模态燃烧。为了满足超燃冲压发动机在宽马赫数范围内工作的需求，法国开展了一系列超燃冲压发动机研究计划，其中可变几何发动机一直是研究的重点。WRR计划由欧洲导弹集团法国部(MBDA-F )与俄罗斯莫斯科航空学院(MAI )合作开展，主要目标是设计马赫数3一12可变几何双燃料双模态冲压发动机，并对原型发动机进行地面试验。发动机采用氢和煤油两种燃料，其中亚燃模态时采用加氢的煤油为燃料，超燃模态时采用氢为燃料;发动机进气道唇口角度可调，燃烧室结构可大幅度调节，通过调节燃烧室壁面位置来实现双模态工作。该计划重点研究了发动机概念设计、原型发动机燃烧室地面试验、冷却结构与热防护系统试验等内容。近年来，法国对碳氢燃料超燃冲压发动机的一些关键技术进行了理论与试验研究，包括：1）吸热型碳氢燃料的热分解；2）吸热型碳氢燃料超燃冲压发动机的再生冷却；3）发动机的复合材料部件及再生冷却结构。

除了以上几国的超燃研究外，德国、澳大利亚、日本和韩国等国家也开展了

相应的研究工作并取得了一定的进展。

德国从20世纪70年代起开始对超燃冲压发动机技术开展了一系列理论和基础试验研究。1987-1995年，德国联邦研究与技术局(BMFT)实施了高超声速技术计划(HTP )，其目标是研制两级入轨可重复使用运载器。HTP计划对飞行器进行了概念设计，1993年起主要对超燃冲压发动机SCRAM -Jet开展了设计与试验研究。HTP计划提出了超燃冲压发动机地面/飞行试验的关键技术，奠定了德国超燃冲压发动机研究的理论与试验基础。该计划结束后，DLR及Aachen, Munich和Stuttagart 等大学则继续开展相关的基础研究。另外，德国与法国、俄罗斯、澳大利亚等国家合作开展了一些研究工作。

澳大利亚于20世纪80年代才开始开展高超声速技术研究，通过直连式、自由射流试验以及数值仿真对氢燃料超燃冲压发动机技术进行了深入研究。从1995年起与美、法、德、英、日、韩等多国合作开展了HyShot计划，该计划采用Terrie Orion MK70火箭作为助推器，在火箭再入大气层时的35km高度、马赫数8左右的飞行条件下进行超燃冲压发动机飞行试验。在2001年10月和2002年7月，HyShot 两次成功实施了模型发动机飞行试验。HyShot超燃冲压发动机的地面试验与CFD 仿真工作至今仍在进行，以便研究地面试验、飞行试验和CFD仿真的发动机性能之间的关系。HyShot下一步计划对碳氢燃料超燃冲压发动机进行地面和飞行试验。

日本从70年代开始进行超声速燃烧基础研究。日本国家航空航天实验室(NAL)建设了直连式试验、大型自由射流试验和高焓激波风洞系统，具备了模拟马赫数2一14来流条件的能力。NAL对氢燃料超燃冲压发动机开展了一系列理论与试验研究，涉及双模态燃烧室、进气道、水冷却结构、发动机流场仿真与性能评估以及火箭基组合循环发动机(RBCC)概念设计等内容;2003年，NAL与国家太空发展局(NASDA)、宇航科学院(ISAS)合并为日本航空航天探索局，继续开展超燃冲压发动机关键技术研究，主要内容包括：发动机性能试验、多级燃料喷注试验、发动机流场仿真与性能评估、液氢冷却结构试验以及ＲＢＣＣ发动机试验。

韩国Ｓｅｏｕｌ、Ｐｕｓａｎ等大学对超燃冲压发动机的燃料喷注与混合增强、燃烧室内热壅塞过程、燃烧过程、不稳定燃烧过程以及动态特征等进行了大量数值仿真研究，并参与了澳大利亚的Ｈｙｓｈｏｔ计划，对地面试验状态的Ｈｙｓｈｏｔ超燃冲压发动机进行了数值仿真。

1.2.4 我国的超燃研究

上世纪90年代中期以前，国内超燃研究发展缓慢，主要是跟踪、整理和吸收国外研究成果，初步建立了超燃与超燃冲压发动机的概念与性能分析方法，并开展了以超燃理论分析和实验研究为基础的高超声速推进技术研究。到90年代中后期，国内的超燃研究日趋活跃，主要研究了超燃流场数值模拟、超燃理论、燃料喷注、点火与火焰稳定、混合增强等内容。

在基础试验设施方面，中科院力学所建成了流量1~2kg/s的直连式碳氢燃料超燃冲压发动机试验台、喷管直径0.3m的超燃自由射流试验系统；航天科工集团三院31所建成了流量10kg/s的直连式超燃发动机试验台、喷管直径0.4m的超燃自由射流试验系统；中国空气动力研究与发展中心建成了流量6.5kg/s的脉激波冲燃烧风洞、直径0.6m的激波风洞超燃发动机试验台和流量3.5kg/s的直连式超燃发动机试验台；国防科技大学建成了流量2~8kg/s可测推力的系列直连式试验台以及系列连续式自由射流试验系统。这些试验设施为进一步深入研究燃料超燃冲压发动机技术奠定了基础，并加快了实现超燃冲压发动机工程实用化的步伐。

同时国内各主要单位（如中科院力学所、航天科工集团三院、中国空气动力

研究与发展中心、国防科技大学、中国科学技术大学、西北工业大学、南京航空航天大学、北京航空航天大学、哈尔滨工业大学、清华大学等）对超燃冲压发动机技术开展了广泛的理论、试验与数值仿真等研究工作。

总体来讲，我国超燃冲压发动机技术研究已经全面展开，并突破了一些关键技术，实现了超声速条件下的稳定燃烧，在发动机自由射流试验中获得了正推力，基础理论研究水平有了很大提高。但客观的讲，同先进国家相比国内超燃研究在基础理论、数值仿真能力、试验技术以及人才培养等方面还有较大差距。

1.3 超燃冲压发动机技术发展展望

目前，超燃冲压发动机主要用于洲际飞行的高超声速民用运输机和空天飞机的动力装置，军事上可用作高超声速导弹和高超声速打击/侦察飞机的动力装置。作为高超声速飞行范围内唯一可选的吸气式推进动力装置，超燃冲压发动机的一个局限性便是其很难在低飞行马赫数范围内使用。针对于此，科学家们提出了双模态冲压发动机的概念，其采用可贮存碳氢燃料、几何固定、38

M ，目前已经通过了地面试验验证，开始飞行试验考核，进入了工程研制阶段。进来还提出了诸如以火箭发动机为基础、与超燃冲压发动机相结合的组合循环发动机(RBCC)为动力装置的方案，以涡轮喷气式发动机为基础的、与超燃冲压发动机相结合的组合循环动力装置(TBCC)。通过结合超燃冲压发动机和已有的其他动力装置而研制的新型动力装置大大拓宽了超燃冲压发动机的应用范围。

于此同时，超燃冲压发动机的研制水平也提高到一个新的阶段，全球范围内已建成数个高马赫数的地面试验设备。于此同时，在高超声速空气动力学、高温材料与结构、气动热力学与燃料、计算流体力学、测量技术与飞行试验等领域也都取得了突破性的科研进展，为超燃冲压发动机的发展及应用铺平了道路。可以说，在不久的将来以超燃冲压发动机或双模态超燃冲压发动机为动力的高超声速巡航导弹、高超声速侦查/打击飞机将成为一国综合科技、军事实力的重要方面。

第二章一体化设计

2.1 机体构型选择

超燃冲压发动机流道由进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管等四个主要部件组成，在考虑机体一体化时，可包含机体上壁面和外罩下壁面等外流道。发动机流道设计优化研究的主要内容包括:1)发动机部件/系统性能评估与分析:2)发动机部件/系统流道设计与优化;3)对发动机流道与总体性能有重要影响的相关技术:4)设计优化方法。

目前，高超声速飞行器主要有两种构型，即轴对称构型和升力体构型，前者主要用于高超声速导弹，如美国的HyFly导弹；后者主要用于高超声速飞机，如美国的X43-A。升力体构型飞行器的前体下壁面为进气道外压缩段，后体下壁面为喷管的外膨胀段，这种构型相对于轴对称构型具有更好的气动性能、结构效率和操作性能。升力体构型的高超声速飞行器已成为各国主要研究对象，包含了二维升力体、乘波体、圆柱翼体等有多种外形。

二维升力体构型的高超声速飞行器具有显著的发动机/机体一体化特征，在此以二维升力体构型的超燃冲压发动机为研究对象，详细介绍发动机的整体设计优化思路。

2.2 进气道设计与性能研究

高超声速进气道是超燃冲压发动机的重要部件，由前体构成的外压缩面和外罩唇口到隔离段入口间的内压缩段组成。进气道的主要功能是利用迎面高速空气来流的速度冲压来压缩空气来流，为燃烧室提供一定压强、温度、速度和流量的空气。

随着一体化构型理念的广泛渗透，进气道构型趋向于三种基本形式：1）轴对称式；2）二维压缩形式；3）三维侧压式。

轴对称进气道一般采用中心锥作为外压缩面，并可利用外罩内压缩面进一步压缩来流。轴对称进气道的另一种形式是采用外罩纯内压缩方式，这种进气道先利用外罩进行等熵压缩并使气流汇聚，然后用最后一道激波使流动转向水平。轴对称进气道具有较好的装载特性，比较适合用于高超音速导弹。

二维进气道常采用多级楔面的飞行器前体来流进行预压缩，然后利用飞行器机体与外罩构成的矩形截面内压缩通道进一步压缩来流。由于二维进气道的外罩唇口容易设计成可动部件，因此常用于变几何进气道和进气道启动过程。二维进气道流场结构比较简单、易于分析，国内外对这种进气道开展了大量数值仿真、流动机理试验以及型面优化等研究工作。

三维侧压式进气道在二维进气道纵向压缩的基础上增加了可对气流进行横向压缩的侧壁。侧压式进气道可减小楔面压缩角，降低唇口激波强度，侧壁与外界间的溢流窗口能够使进气道在低马赫数时自动溢流，有利于提高进气道的起动性能。由于侧压式进气道具有一定优势，在固定几何进气道设计中多被采用。

下面以二维进气道为例简要介绍侧压式进气道的设计方法研究情况。

二维进气道构型设计主要包括前体外压缩面设计和外罩内压缩面设计两部分，主要设计思想为:在设计状态时外压缩斜激波汇交于外罩唇口，内压缩斜激波汇交于内流道转平点(即肩点)，通过肩点处的膨胀波使气流转平。这种设计方法可获得尽可能大的捕获流量，并保证出口流场的均匀性。

外压缩面设计主要是确定各楔面角度和长度，楔面角度可以按等激波角或等激波强度来设计，但这两种方法设计的外压缩性能差异不大，楔面长度则可由激波汇交条件和几何约束确定。内压缩面一般采用多级楔面转折、多项式曲线等型面，通过减小内压缩激波强度、削弱边界层分离来减小内压缩激波损失。由于来流条件变化以及内流道流场的复杂性，采用肩点“消波”的方法难以发挥效果，范小墙提出了将内压缩斜激波汇交于内通道外某焦点上的内压缩面设计方法。

评估进气道气动性能的主要参数有:流量系数、总压恢复系数、阻力系数、压升比、出口流场均匀度等。这些参数相互关联，需要进一步权衡才能准确地评价进气道的综合性能。但由于影响进气道性能的因素众多，难以给出通用的综合性能评估参数。

进气道起动性能是评价进气道性能的关键指标。当进气道收缩比过大或出口反压过高时，进气道会出现不起动状态，此时进气流量急剧减小，将直接导致发动机推力下降，甚至熄火。因此，进气道能够正常起动是进气道设计的基本原则。影响进气道起动的因素较多，包括当地马赫数、进气道收缩比、流场结构、边界层厚度、雷诺数、壁面温度与自由流温度比以及起动过程细节等因素。国内外对进气道起动性能开展了比较广泛的数值研究和试验研究。

2.3 隔离段设计与性能研究

隔离段是进气道与燃烧室的过渡段，进气道压缩后的超声速气流在隔离段内进一步减速增压，当燃烧室反压较高时，隔离段内形成预燃激波串，可以在一定程度上隔离燃烧室的压力扰动对进气道的影响。在大多进气道和燃烧室研究中，一般都包含了隔离段，为了便于分析，在进气道研究中常将隔离段出口作为进气道出口，而在燃烧室研究中将隔离段入口作为燃烧室入口。

隔离段一般采用等截面流道，也有采用扩张截面的流道构型。隔离段构型设计主要是确定其长度，以考察它抗燃烧室反压的能力，这对于预防因燃烧室一进气道干扰而导致进气道不起动有重要意义。

2.4 燃烧室设计与性能研究

燃烧室是超燃冲压发动机核心部件，一直是超燃冲压发动机技术的研究重点，燃烧室的研究进展决定了超燃冲压发动机技术的总体发展水平。燃烧室关键技术研究主要涉及以下几个方面:1)燃烧室构型研究;2)燃料喷注、点火与火焰稳定研究;3)燃烧室性能评估研究;4)燃烧室流场仿真与试验研究。

燃烧室构型总体上与发动机构型一致，主要有轴对称构型和矩形截面构型两大类，另有一些较为特殊的构型，如双燃烧室构型。在流道设计上，燃烧室一般由等直段和扩张段组成，其中无燃料喷注的等直段也可作为隔离段。扩张段主要有台阶式和斜面式两种，当燃料喷注采用支板和凹腔等方式时，支板和凹腔的布置也将改变燃烧室流道构型，从而影响燃烧室性能。

燃烧室构型设计主要是确定各级流道扩张比和长度，并考虑燃料喷注、火焰稳定装置的安装，流道几何的变化与燃料喷注分布共同导致了复杂的流动与燃烧耦合问题。从而影响到燃烧室的总体性能。目前，国内外在燃烧室构型对燃烧室性能影响的研究方面还不够系统，缺乏定量分析比较；燃料喷注、火焰稳定装置（如凹腔、支板等）对燃烧室总体性能的影响也有待于深入研究。

燃料喷注、点火与火焰稳定技术是超燃冲压发动机燃烧室关键技术研究中一个比较活跃的领域。由于燃料在燃烧室中停留时间很短，要在短时间内实现燃料与空气的混合、点火、形成扩散火焰并传播至整个燃烧室，实现稳定、高效的燃烧流场，这是非常困难的。特别是液体碳氢燃料，还要考虑液滴破碎、雾化和蒸发过程，增加了研究的复杂性和困难性。

燃料喷注主要有两大类:壁面喷注和插入式喷注。壁面喷注主要有垂直喷注、有倾角喷注和轴向喷注等方式。为了增强混合，研究者设计了无后掠斜坡、后掠斜坡和气动式斜坡等特殊形式的喷注器，研究表明后掠斜坡喷注器比无后掠斜坡喷注器的混合增强效果更好，气动式斜坡在燃料横向扩散能力方面与后掠式斜坡喷注器基本相当，但总压损失和局部热负荷更低。

氢燃料一般采用自燃点火，碳氢燃料的点火方式主要有：自燃点火、引导火焰点火、等离子点火器点火、火焰点火器点火等。

超燃冲压发动机燃烧室中气流速度很高，对火焰稳定技术要求很高，设计高燃烧效率、宽稳焰边界、低阻低损失的火焰稳定器是燃烧室构型设计与性能研究的重点之一。常用的火焰稳定方法有:1)利用壁面垂直喷注燃料时在超声速流中形成弓形激波，使喷注器上游壁面边界层分离、形成汇流区，部分燃料在汇流区内与气流混合燃烧，这种方式稳焰范围小、总压损失大;2)采用具有燃料喷注与火焰稳定功能的支板，支板底部的回流区可起到火焰稳定作用，但阻力、总压损失和热负荷较大;3)采用后向台阶形成的大回流区稳定火焰，这种方式火焰稳定范围比支板更宽，但阻力更大，而且分离流在下游壁面再附着时产生较强的激波，总压

损失也较大;4)采用凹腔火焰稳定器，这种方式稳焰范围较大、分离流再附激波强度较弱。由于凹腔火焰稳定器效果较好，运用广泛，国内外对凹腔的流动特性·阻力特性、稳焰特性开展了大量数值仿真与试验研究。

由于超燃冲压发动机燃烧室工作过程与常规航空发动机和火箭发动机有很大不同，而且燃烧室内存在极其复杂的流动与燃烧祸合的现象，因此难以准确地评估燃烧室性能。一维分析、数值仿真和地面试验是评估燃烧室性能的主要方法。

一维分析模型可快速估算燃烧室性能，但由于所用假设条件与实际情况相差较大，因此分析结果的准确性较低，而且对多喷点、流道复杂等情况的适应性较差。采用数值仿真方法可以获得燃烧室流场结构，深入分析燃烧室工作过程，具有一定的参考价值。发动机燃烧室地面试验是准确获得燃烧室性能的主要手段，但受到试验条件和成本限制。

2.5 尾喷管设计与性能研究

尾喷管构型在总体上与发动机构型一致，与燃烧室流道构型相匹配，大体上分为轴对称喷管和单边扩张喷管两大类，这里主要考虑单边扩张尾喷管的研究情况。在发动机/机体一体化构型中，尾喷管上壁扩张面即为机体下壁面，内膨胀段下壁和侧壁由机体外罩构成。

尾喷管上壁面型面主要有斜面、曲面，曲面型线有2次方程、3次方程、圆弧和样条曲线等多种形式。尾喷管研究内容主要包括：1）推力性能；2）非平衡过程的影响；3）型面优化。

2.6 系统优化研究

2.6.1 发动机各部件优化

为了平衡复杂系统分析精度和计算成本，提高设计水平和效率，上世纪80年代末J.Sobieszczanski-Sobieski提出了一种新型的综合设计优化方法——多学科设计优化，该方法可适用于复杂层次型系统的优化。由于MDO方法的强开放性和适应性，一经提出就引起高校、政府部门和工业界等研究单位的极大关注，使其得到了迅速发展，在航空航天、机械、电子、医疗、建筑、运输等众多领域得到广泛应用。NASA已经明确将MDO作为高超声速飞行器设计优化技术研究所的一项重要内容。此外，MDO所采用的结合试验设计、响应面模型的优化策略也适用于电子系统优化，这对于提高子系统优化水平很有意义。

相对于燃烧室而言，进气道和尾喷管较为简单，易于开展优化研究。在进气道优化方面，早期的研究常采用基于一维等嫡流的斜激波理论建立进气道总体性能关于进气道构型的模型，并以总压恢复系数为目标对进气道进行优化。CFD技术逐步成熟后，在进气道优化中得的越来越多的运用。早期的尾喷管优化将上壁膨胀面作为斜面处理，并采用简单的分析模型，认为喷管内流场处于化学平衡状态。90年代之后，基于CFD的数值仿真技术被用于尾喷管设计优化。在尾喷管优化中，通常没有考虑入口流非均匀性和喷管内化学非平衡过程的影响。

发动机部件优化可以得到部件性能最优的方案，但由于切断了各部件的紧密联系，不能准确反映部件性能改进对发动机总体性能改进的影响，因此只有通过发动机一体化流道优化，才一能获得发动机总体性能改进的方案。

2.6.2 发动机一体化优化研究

超燃冲压发动机流道优化分两个次层:其一是对发动机流道即进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管进行优化;其二是考虑发动机与机体的一体化特点，对发动

机/机体构型进行优化。由于采用低精度分析模型不能准确获得发动机/机体的总体性能，而基于CFD的数值仿真计算成本极其过高，难以直接集成在发动机/机体优化过程中，这使得发动机一体化优化研究进展缓慢。目前，大多数发动机优化还处于第一个层次。

两层集成系统综合方法是一种典型的MDO优化过程，它采用一种分解协调策略将子系统优化与系统级优化联系起来。在发动机构型优化特别是高超声速飞行器总体优化中，MDO方法得到了广泛的应用。高超声速飞行器的集成框架（即MDO环境）研究体现了MDO的运用水平。NASA的系统分析办公室在飞行器一体化设计方法的基础上，通过引入数据库支持，开发了高超声速飞行器设计分析平台HOLIST，初步构建了一个高超声速飞行器MDO环境。

2.7 一体化设计的意义

超燃冲压发动机一体化流道设计优化是发动机总体研究的一个重要内容。利用数值仿真、试验等手段对碳氢燃料超燃冲压发动机一体化流道的设计优化及性能研究其意义主要在于：

（1）发展可用于发动机流道设计优化的复杂系统优化方法，使之可采用高精度分析模型和试验数据，以提高优化水平和效率；

（2）系统地研究燃烧室型面和燃料喷注分布对燃烧室性能的影响，对改善燃烧室性能具有参考意义；

（3）对燃烧室推力控制和燃烧室-隔离段交互控制开展试验研究，可以为进一步深入研究发动机主动控制、提高发动机适应性奠定基础。

（4）结合定性和定量分析方法，深入研究流道设计参数对发动机部件/系统性能的影响，可以为改善发动机总体性能提供一些建议。