中国超燃冲压发动机研究回顾

超燃冲压发动机的热防护技术

中国矿业大学电力工程学院 制冷设备技术进展报告 姓名： 班级： 学号：

超燃冲压发动机的热防护技术 摘要热防护技术是发展高超音速的关键技术之一。本文综合近年来高超音速飞行器中发动机的冷却方式的进展，对超燃冲压发动机的热防护技术进行简单介绍，并对未来有应用趋势的技术简述。 关键字：超燃冲压再生冷却闭式循环 飞行速度超过5倍声音速度的叫做“高超声速飞行器”[1]。高超声速飞行器有两大类，一类是在稠密大气层中较长时间飞行的“高超声速巡航飞行器”，主要有目前尚在研究发展阶段的，以超声速燃烧冲压发动机为动力的“空天飞机”和“高超声速巡航导弹”等；另一类是由火箭发动机发射到外层空间再返回地球的“再入航天器”(包括弹道式中远程导弹弹头，返回式卫星，宇宙飞船和航天飞机等)。 超燃冲压发动机是高超声速飞行的理想动力装置，结构简单、质量轻、成本低、易维护、超声速飞行时性能好，具有高比冲、高速度和大巡航推力的特性，适宜在大气层或跨大气层中长时间超声速或高超声速动力续航飞行[2]。但是由于其工作环境极其恶劣，一般在高马赫数下飞行，飞行过程中高温空气不断向壁面传热，为了保证发动机长时间安全正常运行，维持适宜的电子元器件工作环境，所以研究超燃冲压发动机的热防护技术十分必要[3]。 超燃冲压发动机的热防护技术按原理和冷却方式分为三种：被动式、半被动式和主动式。被动式是指采用轻质的耐烧蚀隔热材料对冷却结构进行热防护，热量被吸收或者是直接辐射出去；主动式是指利用低温冷却介质进行防护，全部热量或绝大部分被工作介质带走，主要包括发散冷却、对流冷却和气膜冷却；半被动式是指大部分热量由工作流体带走，主要有两种结构方式，热管理结构和烧蚀结构。 被动式涉及的防护与材料联系及其密切，局限性就是防护时间不宜过长，不涉及我们制冷原理。半被动式适用于高热流长时间使用要求，有图1，热量被工作介质由高温区传至低温区，通过对流和辐射进行冷却放热。 图1 1.主动式： 主动式中对流冷却方式应用于主体发动机喷管，如图2所示，主要是通过热量传递给冷却介质、冷却介质受热带走热量而达到冷却效果的。

中国超燃冲压发动机研究回顾

2008年8月第29卷 第4期 推 进 技 术 J OURNAL OF PRO PUL SI ON TECHNOLOGY Aug 2008 V ol 29 No 4 中国超燃冲压发动机研究回顾 * 刘兴洲 (北京动力机械研究所,北京100074) 摘 要:回顾了中国近年来在超燃冲压发动机领域的研究进展。首先是高超声速进气道的研究进展,包括高超声速进气道中激波与附面层干扰、起动和再起动、隔离段、进气道附面层抽吸、进气道通道内外压缩比、侧压式进气道、Buse m ann 进气道等。其次是超声速燃烧方面的研究及模型超燃冲压发动机研究。最后对研究工作进行了评述。 关键词:超燃冲压发动机;高超声速进气道;超声速燃烧;超燃冲压发动机试验 中图分类号:V 235 21 文献标识码:A 文章编号:1001 4055(2008)04 0385 11 * 收稿日期: 2008 01 09;修订日期:2008 03 06。 作者简介:刘兴洲(1933 ),男,工程院院士,研究领域为冲压发动机设计。 Revie w of scra m jet researc h i n Chi na LI U X i n g zhou (Be iji ng P o w er M ach i nery R esearch Inst .,Be iji ng 100074,China) Abstrac t : The scra m j e t research i n Chi na i n recent years i s rev ie w ed .F irstl y , stud i es for hyperson ic i n lets are re v ie w ed ,i nc l udi ng i ssues re lated to i nteracti on bet w een boundary and sho ck w av e i n hype rson i c i n l et ,unstarting /restarti ng phenom ena ,iso l a t o r ,boundary b l eeding f o r hypersonic inlet ,interna l/ex terna l compression rati o for inlet ,inlets w i th si dewa ll compression ,etc ..Second l y ,supe rson i c co m bustion research i s rev ie w ed .T hen ,i nvestigati on for scra m j e t eng i ne mode l is su mm ar i zed .F i na lly ,so m e co mments on the research wo rks a re g i ven . K ey word s : Scra m jet ;H yperson ic inlet ;Supersonic co m bustion ;Scra m jet test . 1 引 言 在中国的一些研究机构和高等学校进行了超燃冲压发动机的基础研究和模型超燃冲压发动机的研究。本文对中国在高超声速进气道、超声速燃烧和模型超燃冲压发动机研究等方面的工作作一简要回顾。 2 高超声速进气道的研究 2 1 激波/附面层干扰 通过求解二维N S 方程[1,2] ,对高超声速流中的激波/附面层干扰进行了数值研究,给出了入射斜激波在平直壁面引起湍流附面层分离的流动特征、分离点的反射激波、分离包引起的膨胀扇以及再附点的反射激波.计算的壁面压力分布与试验值吻合较好(见图1、图2)。 在三维管内激波/湍流附面层干扰流场的数值模拟中,对两方程湍流模型进行了可压缩性修正,计 F i g .1 M ach nu m ber d istribution in shock / boundary layer in teract i on area 算和试验结果比较表明,这一方法可以较准确地预测三维激波/湍流附面层干扰流动中激波结构和流动分离的基本特征。这些工作加深了对复杂流动现象的理解。 2 2 进气道的起动和再起动 对高超声速侧压式进气道模型不起动特性和再

超燃冲压发动机

超燃冲压发动机科技名词定义 中文名称：超燃冲压发动机英文名称：scramjet engine 定义：燃料在超声速气流中进行燃烧的冲压发动机。应用学科：航空科技（一级学科）；推进技术与航空动力装置（二级学科）以上内容由全国科学技术名词审定委员会审定公布 百科名片超燃冲压发动机超声速燃烧冲压式发动机，它简称超燃冲压发动机，可以在攀升过程中从大气里攫取氧气。放弃携带氧化剂，从飞行中获取氧气，节省重量，就意味着在消耗相同质量推进剂的条件下，超燃冲压发动机能够产生4倍于火箭的推力。 目录 概况简介 发展历史 主要特点 航空航天中的运用 主要类型双模态冲压发动机 双燃烧室冲压发动机 超燃组合发动机 超燃冲压发动机关健技术燃料的喷射、掺混、点火 燃烧室的设计 一体化设计 耐高温材料和吸热燃料 火焰保持器 热平衡 燃料的喷射 火焰特性描述 国内外研究现状及发展趋势俄罗斯 美国 法国 其他国家 发展趋势 发动机原理及工作过程超燃冲压发动机原理 展开概况简介 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位置4的较低超声速，然后燃料从壁面和/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。美国超然发动机 高超声速飞行器（飞行M数超过声速5倍的有翼和无翼飞行器）是未来军民用航空器的战略发展方向，被称为继螺旋桨、涡轮喷气推进飞行器之后航空史上的第三次革命。超燃冲压发动机是实现高超声速飞行器的首要关键技术，是目前世界各国竞相发展的热点领域之一。目前，国外发展较多的超燃冲压发动机包括亚燃/超燃双模态冲压发动机和亚燃/超燃双燃烧室冲压发动机。亚燃/超燃双模态冲压发动机是指发动机可以亚燃和超燃冲压两种模式工作的发动机。当发动机飞行M数大于6时，实现超音速燃烧，当马赫数低于6时。

2004 国外超燃冲压发动机技术的发展-胡晓煜

国外超燃冲压发动机技术的发展 2004-10-25 高超声速飞行器（飞行M数超过声速5倍的有翼和无翼飞行器）是未来军民用航空器的战略发展方向，被称为继螺旋桨、涡轮喷气推进飞行器之后航空史上的第三次革命。超燃冲压发动机是实现高超声速飞行器的首要关键技术，是目前世界各国竞相发展的热点领域之一。 国外超燃冲压发动机技术的发展已有50多年的历史。20世纪90年代，超燃冲压发动机技术取得了重大突破，目前已从概念和原理探索阶段进入了以飞行器为应用背景的先期技术开发阶段。预计，到2010年，以超燃冲压发动机为动力的高超声速巡航导弹将问世。到2025年，以超燃冲压发动机为动力的高超声速轰炸机和空天飞机将有可能投入使用。 本文将首先介绍超燃冲压发动机的基本概念、主要类型和性能特点，然后对各国超燃冲压发动机技术的研究进展和研究计划进行介绍，最后指出发展超燃冲压发动机的关键技术。 超燃冲压发动机的基本概念与主要特点 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被扩压到较低超声速，然后燃料从壁面和/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。 超燃冲压发动机具有结构简单、重量轻、成本低、比冲（单位质量流量推进剂产生的推力）高和速度快的优点。与火箭发动机相比，超燃冲压发动机无需携带氧化剂，因此，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。 超燃冲压发动机的主要类型 经过多年的发展，国外已研究设计过多种超燃冲压发动机的方案。主要包括普通超燃冲压发动机、亚燃/超燃双模态冲压发动机、亚燃/超燃双燃烧室冲压发动机、吸气式预燃室超燃冲压发动机、引射超燃冲压发动机、整体式火箭液体超燃冲压发动机、固体双模态冲压发动机和超燃组合发动机等。其中，双模态冲压发动机和双燃烧室冲压发动机是研究最多的两种类型。 （1）亚燃/超燃双模态冲压发动机 亚燃/超燃双模态冲压发动机是指发动机可以亚燃和超燃冲压两种模式工作的发动机。当发动机的飞行M数低于6时，在超燃冲压发动机的进气道内产生正激波，实现亚声速燃烧；当M数大于6时，实现超声速燃烧，使超燃冲压发动机的M数下限降到3，扩展了超燃冲压发动机的工作范围。 目前，美国、俄罗斯都研究了这种类型的发动机，俄罗斯多次飞行试验的超燃冲压发动机就是这种类型的发动机。NASA即将进行飞行试验的也是这种类型的发动机。这种超燃冲压发动机可用于高超声速的巡航导弹、无人驾驶飞机和有人驾驶飞机。 （2）亚燃/超燃双燃烧室冲压发动机 对于采用碳氢燃料的超燃冲压发动机来说，当发动机在M3~4.5范围工作时，会发生燃料不易着火的问题。为解决这一问题，人们提出了亚燃/超燃双燃烧室冲压发动机概念。这种发动机的进气道分为两部分：一部分引导部分来流进入亚声速燃烧室，另一部分引导其余来流进入超声速燃烧室。突扩的亚声速燃烧室起超燃燃烧室点火源的作用，使低M数下燃料的热量得以有效释放。由于亚燃预燃室以富油方式工作，不存在亚燃冲压在贫油条件下的燃烧室-进气道不稳定性。这种方案技术风险小，发展费用较低，较适合巡航导弹这样的一次性使用的飞行器。目前，掌握该技术的主要是美国霍布金斯大学的应用物理实验室。 （3）超燃组合发动机

超燃冲压发动机燃烧效率评价方法

超燃冲压发动机燃烧效率评价方法 摘要：超燃冲压发动机是未来快速飞行器的心脏，是目前世界各国正投入巨大精力研究的科研制高点。在评估发动机和燃烧室的各项性能时，燃烧效率是评价的重要性能指标之一。本文针对这一性能指标，将介绍几种评价超燃冲压发动机燃烧效率的方法：氢燃料特征原子团光谱辐射强度测量换算氢燃料燃烧效率的方法，探针取样组份分析方法、一维流动参数评估方法。在这些燃烧效率计算方法中涉及燃烧学的基本知识。在介绍这些评价燃烧效率的方法时，本文还将对这种方法做简单评价，并学习它们解决问题的思路。 关键词：超燃冲压发动机、燃烧效率、一维评价方法 超燃冲压发动机简单地说就是燃料在超声速气流中进行燃烧的冲压发动机。 ，其飞行速度一般都在马赫5以上，以美国X-51高超声速飞行器为例，其飞行速度达到马赫数6。但从速度来讲，高超声速飞行器在国防和军事领域将有很好的发展前景，可以应用于高超声速导弹和空天飞机，这也是为什么如今有实力的世界大国都在争先发展这种 飞 行 器的 主 要原 因 。 图 1高超声速导弹 超燃冲压发动机属于冲压发动机范畴。与一般的冲压发动机不同的是发动机进气前与进气后其气流都维持在5马赫的高超音速以上。而一般的冲压发动机则需要把气流减速增压。但气流速度一旦达到了5马赫的高超音速以上时， 气流减速增压所带来的高压强高温度会超过发动机材料承受极限。所以解决最好的办法就是以高超音速吸气后经过燃烧后马上高超音速喷出。这样发动机内滞留的静压静温就不会威胁发动机正常运作。当然要在这种速度下正常飞行，也是有很大的难度的，目前而言，困难主要集中在两个方面：一是点火困难，在高超音速中添加燃料并点火无异于在龙卷风中点燃一根火柴；二是飞行器热防护问题，在Ma>5时，飞行器将受到空气急剧地加热效应，这种加热是一般材料承受不了的，因此，高温条件下的主动热防护成为研究的关键之一。 对于超燃冲压发动机的研究，前人已经做了很多工作。在对超燃冲压发动机及其燃烧室的研究过程中，对其性能的评价是非常重要的工作。在评估发动机和燃烧室的各项性能时，燃烧效率是评价的重要性能指标之一。在这方面，人们也做了很多研究，取得了丰硕的成果。燃烧效率不能直接测量，需要通过一些测量的参数经过处理换算求出。经过多年研究，燃烧效率的评估方法不断得到完善，目前，各国研究中常

超燃冲压发动机原理与技术分析

本科毕业论文(设计) 题目：超燃冲压发动机原理与技术分析 学院：机电工程学院 专业：热能与动力工程系2010级热能2班 姓名：王俊 指导教师：刘世俭 2014年 5 月28 日

超燃冲压发动机原理与技术分析 The Principle and Technical Analysis of Scramjet Engine

摘要 通过对超燃冲压发动机的基本原理与特点的介绍，比较了世界主要国家在超燃冲压理论研究与工程实际中的一些成果；结合高超音速空气动力学以及流体力学的一些基本原理，阐述进气道、隔离段、燃烧室、尾喷管的设计并进行性能分析；列举目前投入应用的几种主流构型及其选择依据；分析主要参数对超燃冲压发动机的影响；最后综合阐述超燃冲压发动机的发展趋势以及用途。 关键词：超燃冲压发动机性能分析一体化设计热循环分析

Abstract: Introduction the basic principle and features of scramjet engine, comparison of major powerful countries’ theoretical researches and practical achievements on this project. Expound and analyses the design and property programmes of air inlet、isolator、combustion chamber、tailpipe nozzle with theories of hypersonic aerodynamics and hydrodynamics; Its application in several mainstream configuration and its choice; analysis of the effect of main parameters on the scramjet. Finally, the developing trend of integrated scramjet paper and uses Key words: scramjet engine property analysis integrating design Thermal cycle analys

冲压发动机在中国的发展[院士报告]

冲压发动机在中国的发展 刘兴洲 摘要 文章简要地回顾了冲压发动机在中国的发展。在60年代就着手发展了液体燃料冲压发动机。某几种液体燃料冲压发动机和固体火箭冲压发动机均获得成功。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面获得重要进展。高超音速组合吸气式发动机的概念研究和可行性研究正在进行。超音速燃烧的研究正在开展。 在60年代就着手发展了液体燃料冲压发动机。某几种液体燃料冲压发动机和固体火箭冲压发动机均获得成功。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面获得重要进展。高超音速组合吸气式发动机的概念研究和可行性研究正在进行。超音速燃烧的研究正在开展。 众所周知，在超音速领域中，冲压发动机的热效率优于其它可能的吸气式发动机。冲压发动机比冲高，结构简单，它获得了广泛的应用。在我国，钱学森和梁守磐教授倡议和领导了冲压发动机的发展工作。在60年代就积极着手发展了液体燃料冲压发动机。现在有几种液体燃料冲压发动机和固体火箭冲压发动机已经研制成功，某些发动机已用于低空超音速反舰导弹上。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面已获得重要进展。高超音速吸气式组合发动机的概念研究和可行性研究正在进行，目的是找出吸气式组合推进系统的最佳类型。超音速燃烧的研究工作正在开展。液体燃料冲压发动机曾研制了不同类型的高空、低空弹用冲压发动机。 在研制中，一个重要的问题是进气道。发展了几种类型的进气道，诸如带有单锥的外压式进气道、多激波进气道、侧面进气道、等熵进气道等。另一个重要问题是燃烧室。研究了不同类型的燃油喷嘴、喷油杆、V型槽稳定器、预燃室，以及气膜冷却方法。在上述研究工作的基础上，冲压发动机Ⅱ型获得成功的发展，该发动机在超音速和低空工作，性能如下：飞行速度Ma=2.0;起动速度Ma=1.5～1.8;高度H=0.1～0.5km;发动机直径D=440mm;相对进口面积A1=0.40;相对喉道面积Ah=0.80;相对出口面积A4=0.95。冲压发动机Ⅱ型结构示于图1（图略），该型发动机设计特点如下：使用带有中心锥的外压式进气道使用的进气道中心锥半角为25°。在结尾正冲波后，燃烧室进口马赫数约为0.2。亚音段当量扩张角为7°36’。进一步的研究表明，经过优化设计，可将当量扩张角提高到9°36’，总压恢复系数仍保持不变，这样可以显著缩短燃烧室长度。经验表明，在进气道设计中，要避免结尾正激波和中心锥支板的相互干扰，否则将诱发燃烧振荡。 使用带有旋流器的预燃室 预燃室流量大致为发动机总流量的1％。在起动中预燃室的混合比接近化学恰当比，在起动后，混合比显著下降，在预燃室设计中要考虑混合比的变化。使用双喷嘴环和V型槽稳定器发动机使用双喷嘴用环，喷嘴环上均匀装有离心式喷嘴。燃油浓度的分布对发动机的工作有显著影响，燃油在燃烧室中均匀分布，有利于提高燃烧效率；适当提高燃烧室中心浓度，有利于发动机起动。燃烧室中装有两个环形V型槽火焰稳定器。火焰稳定器在燃烧室中的布置直接影响发动机的工作。火焰稳定器安置不当，点火延迟时间拉长，甚至发动机不能起动。通过工业电视，可以清楚地看到，在起动过程中火焰稳定器之间的火焰传递。 使用气膜冷却 燃烧室火焰筒用气膜冷却，采用三段火焰筒，以提高气膜冷却效果。在火焰筒上开有小孔，以减少发动机振动。冲压发动机在地面上进行了充分的试验。主要设备有冲压发动机高空直连式试车台、冲压发动机自由射流试车台、涡轮泵试验台、离心泵试验台、进气道试验风洞等。高空直连式试车台（见图2）主要是模拟冲压发动机燃烧室进口气流参数，考查燃烧室和尾喷管工作性能。在高空直连式试车台上进行了冲压发动机本体性能试验、起动试验、结构考核试验、长时间工作试验、发动机和涡轮泵、调节器的联合工作试验、模拟飞行弹道的冲压发动机联合工作试验等。这一高空直连式试车台模拟高度可达30km，模拟飞

冲压发动机原理及技术(7-9)

第7章冲压发动机的燃料及材料 7.1. 冲压发动机液体燃料特性 冲压发动机所用的液体燃料与喷气式发动机的相同，典型代表是美国的JP和RJ系列军 用喷气燃料。其中JP-1、JP-2和JP-3是早期的喷气燃料，多为汽油或煤油提取物。1944年 首先发展起来的JP-1系煤油型燃料，易含水分；JP-2因提炼过程耗费太多原油而没有被广 泛使用；JP-3闪电太低（-40°），容易挥发。后来发展了JP-4和JP-5，具有良好的综合性能。RJ系列燃料，如RJ-4、RJ-4I、RJ-5、RJ-7，以及JP-9、JP-10等是一系列人工合成、含一种或几种化合物的燃料。上述燃料的性能见7.1所示。 表7.1 冲压发动机可用的喷气燃料主要特性 JP-4 C95H189 133 JP-5 C10H19 139 RJ-4 C12H20 164 RJ-4I C12H20 164 JP-5 C14H18 186 JP-9 C10.6H16.2 143 JP-10 C10H16 136 JP-7 C12H25 169 0.48 0.79 -44 60 JP-8 C11H21 153 0.52 0.81 -51 52.7 - 平均分子式平均分子量 C:H 0.50 0.77 <-72 -28.9 4.5 0.53 0.83 <-51 65.6 17 0.60 0.94 <-40 65.6 60 0.60 0.94 <-65 65.6 28 0.78 1.08 >0 0.65 0.94 <-65 21.1 24 0.62 0.94 <-110 54.4 19 比重 冰点，℃ 闪电，℃110 粘度（-40℃，cSt）热值 MJ/L 2000 44.9 - 32.9 34.8 39.0 38.5 39.6 39.6 - - 具有高密度、高体积热值的液体高密度烃类燃料，与普通的喷气燃料相比，能有效提高 燃料单位体积的热值，在燃料箱容积一定时，能有效地增加导弹所携燃料的能量，降低发动 机的油耗比，从而满足导弹高速和远射程的要求；或在导弹航速和射程不变的情况下，减小 发动机燃料箱容积，使导弹小型化，从而提高导弹的机动性和突防能力。 从20世纪50年年代起，高密度燃料就一直是喷气燃料发展的重点，它的发展经历了从宽泛的石油蒸馏筛选品到特定的高密度化合物，从单纯烃类到混合了金属的凝胶燃料，从天 然物质到人工合成物的复杂过程。1985年之后高密度燃料出现了两大跨越式发展：金刚烷 的发现和人工合成高密度燃料的发展。金刚烷是迄今发现最好的天然存在的高密度喷气燃料 原料，但储量十分有限。人为设计、合成的高密度燃料有诸多优点，是今后发展的方向。 7.1.1.石油蒸馏精制燃料 20世纪50年代发展的JP-4和JP-5是用于涡轮发动机飞行器和早期导弹上的石油蒸馏精制产品，两者均有较高的净热值。JP-4是美国1951~1995年最广泛使用的JP系列燃料之一，属宽馏分型喷气燃料，冰点和粘度低，挥发性高，适合空军低温操作条件的要求。JP-5 是高闪电型喷气燃料，以煤油混合少量汽油，挥发性低但闪电高，能确保燃料在舰船上储存 的安全性。这两种燃料在实际应用中都取得了成功，但随着新型导弹的出现，人们也在寻求 具有更高能量值的燃料。 7.1.2.以特定化合物为主的燃料 早期的特定高密度化合物燃料是用于美国海军“战斧”巡航导弹的RJ-4，它是高密度二 甲基双环戊二烯加氢制得的两种异构体的混合物。同JP-4和JP-5相比，RJ-4的燃烧热值提

超燃冲压发动机的第一个40年_占云

推进技术 超燃冲压发动机的第一个40年 摘　要　对近40年超声速燃烧冲压发动机(简称超燃冲压发动机)技术的出现与成熟进行了综合的论述。根据对美国、俄罗斯、德国、日本、澳大利亚及其它国家已完成的或者正在进行的研究工作进行了论述,简单地叙述了超燃冲压发动机燃烧室研制的问题。鉴别了两种新出现的超燃冲压发动机的应用,即通向空间入口用碳氢燃料高速发动机和高超声速空射导弹用碳氢燃料发动机。 主题词　超燃冲压发动机 高超声速 导弹 前言 大约40年以前,各种高速导弹用的碳氢燃料常规冲压发动机(CRJ)处于持续发展中。美国洛克希德的X-7可重复使用的试飞器论证了Ma=3～4范围内的冲压发动机性能。国际上对冲压发动机进行了很好的研究,同时一直对高超声速的常规冲压发动机很感兴趣。 20世纪50年代后期,发表了很多论文,对常规冲压发动机的发展历史进行了评估,并提出了提高飞行速度的各种设计方法。可是,关于将常规冲压发动机性能扩大到Ma=5.0以上的速度的可行性存在很大的分歧。 同时,对超燃冲压发动机的可行性引起了注意。早在1946年,Roy就提出了借助于驻波直接将热量加入超声速流中的可能性。1959年, Nicholls等人又论证了超声速氢气流中稳定的爆燃波,随后Gross和Chinitz也报导了类似的研究,此外,在这段时间,关于向围绕机体的外气流中加热以产生升力与推力,还有各种各样的研究。1958年9月在马德里举行了第一届国际航空科学会议。在这次会议上,Ferri简略地概述了Brookly n Poly-technic研究院的一些工作进展,并证明在Ma= 3.0的超声速气流中实现了稳定燃烧,没有强激波。他报导了这个重要新闻之后,就作为美国超燃冲压发动机技术研究的主要领导者出现。 早在1958年,加拿大蒙特利尔的麦吉尔大学开始了超燃冲压发动机研究工作。Sw ithenbank报导了一些早期有关超燃冲压发动机的进气道、燃料喷射与燃烧及排气喷管方面的工作,重点是Ma=10～25高速范围内的工作。 Weber和M ackay于1958年发表了超燃冲压发动机的基本分析,此分析研究Ma=4～7范围内超燃冲压发动机和常规冲压发动机(采用氢燃料)的有关性能,并指出在Ma=7.0以上的速度下超燃冲压发动机的潜在优越性。分析中明确预测了超燃冲压发动机研究中所面临的某些主要技术障碍,包括没有严重激波损失的燃料喷射与混合、燃烧气体动力学现象、壁面冷却与摩擦损失,以及喷管性能等。此外还讨论了对扩散燃烧室形状的要求以避免由于热阻塞而引起等面积管道中加热的局限性,同时提出了一种积分方法来计算这种扩散管道的壁面压力。很显然,超燃冲压发动机研究中必须提出的同类问题大约在40年前已经提出了。 1957年约翰霍普金斯大学的应用物理实验室的Avery和Dueger开始了超燃冲压发动机及其潜力的分析研究与试验研究。紧接着,于1960年Dugger发表了煤油燃料常规冲压发动机和超燃冲压发动机的有关性能的研究,此项工作的结论与Weber和M ackay的类似,即:在Ma=6～8的速度范围内,超燃冲压发动机性能在某些方面超过常规冲压发动机的性能,而且在较高的速度下将占优势。文章着重说明常规冲压发动机喷管的不平衡流对发动机性能有不好的影响。令人感兴趣的是,文章中也提出了爆燃波超声速燃烧室可能得到的性能优于超燃冲压发动机的可能性。虽然,他们确实对常规发动机和超燃冲压发动机的相关性能很感兴趣,但是由于缺少验证的超燃冲压发动机部件性能,又缺少有关高超声速常规冲压发动机的试验数

超燃冲压发动机燃烧效率分析计算

清华大学航天航空学院 《高等燃烧学》期末大作业 超燃冲压发动机燃烧效率分析计算姓名：杨缙学号：2007211097 授课教师：钟北京 2008-6-7

超燃冲压发动机燃烧效率分析计算 燃烧效率是评价超燃冲压发动机能量利用效率的一个重要性能指标。无论是在高超声速飞行器机身——超燃冲压发动机一体化研究中，还是在超然冲压发动机模型地面试验（直连式式试验、自由射流试验）研究中，都要进行燃烧效率的分析计算。本文从分析超燃冲压发动机总的燃烧效率入手，简化分析了机身——超燃冲压发动机一体化系统的能量利用效率以及超燃冲压发动机模型地面试验（直连式试验、自由射流试验）系统的燃烧效率。重点分析推导了超燃冲压发动机模型地面直连式试验的燃烧效率公式。 1. 超燃冲压发动机效率分析 超燃冲压发动机的热力循环过程可以大致划分为飞行器前体和进气道的压缩过程、燃烧室内加热（燃烧）过程和喷管膨胀过程。图1显示了超燃冲压发动机的基本结构和工作原理。 图1 超燃冲压发动机工作原理示意图 相应地，超燃冲压发动机的总效率是压缩效率、加热效率和膨胀效率的乘积。即： 0c b e ηηηη= （1.1） 当把超燃冲压发动机的所有工作过程看做一个整体的热力循环来考虑时，可以从能量的角度出发，直接给出超燃冲压发动机的总效率。 与火箭发动机相同，超燃冲压发动机的功能，是把燃料的化学能最终转变为工质气体的推力功。超然冲压发动机单位时间内对包括发动机本身的飞行器系统

所做的功，称为推力功率，用下式表示： 0e e N F V = （2） 其中：Ne ——发动机推力功率；Fe ——发动机推力；V 0——飞行器飞行速度。 定义单位时间内供给发动机系统燃料的化学能为发动机系统的化学能量供应率，用下式表示： 化学能量供应率：f u e m H =& （3） 式中：f m &——燃料质量秒流量，；燃料低热值，。 /kg s w H /J kg 从能量的角度讲，超燃冲压发动机的能量利用总效率是推力功率与推进剂化学能量供应率之比，即： e 0 0N e f u f FV m H m H η==&&推力功率化学能量供应率u = （4） 总效率直接描述了发动机对所携带燃料原始化学能的利用程度，或者说，对于给定的飞行任务，需要装载多少燃料才能够满足飞行任务的要求，对上式进行变换，不难得到发动机需要携带的燃料： 0e f u F L m H η= （5） 式中L 为飞行器行程。 由式（4），根据比冲的定义/e f ISP F m g =&，得到： 0e u g V ISP H η= （6） 可见，对于在一定高度以一定马赫数飞行的吸气式发动机来说，燃料比冲和总效率与燃料种类有关，当燃料种类选定以后，总效率与燃料比冲间存在如上式所述的正比关系。由热力学第一定律，发动机的总效率不可能大于1，由此得到

冲压发动机发展现状与展望

冲压发动机发展现状与展望 王祎 摘要：对当今冲压发动机发展现状进行简要分析，说明我国加快发展冲压发动机技术以及开展相关计术研究的必要性。分析了冲压发动机较传统发动机在当今空天一体化发展趋势中的优势、广泛的应用前景以及所面临的技术难题。 关键词：空天一体化、冲压发动机、高超声速飞行器、战略导弹动力装置、发展趋势 前言 冲压发动机包括亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机。一般而言，亚燃冲压发动机工作马赫数范围是 1．5～5，而超燃冲压发动机工作马赫数在 5以上。冲压发动机经济性比较好，结构相对简单，生产成本较低，适合于大量装备使用，具有适合于超声速和高超声速远程巡航飞行的显著特点。多种整体式冲压发动机已经成功用于战术导弹，并继续得到广泛发展；以高超声速巡航导弹、高超声速飞机和未来低成本可重复使用天地往返运输系统为应用背景的超燃冲压发动机 正受到技术先进国家的高度重视。以超燃冲压发动机与火箭发动机组合的动力装置将可望用于未来的空天飞机上，从而实现先进的、经济的、可重复使用的天地往返运输系统，在空间控制和空间利用上将发挥重要作用。吸气式高超声速巡航飞行的实现将使航空航天飞行出现崭新的面貌。以冲压发动机为动力的巡航导弹具有很强的杀伤力和威慑力，必将对未来军事态势产生重大影响。抓住冲压发动机技术发展的机遇，加速发展冲压发动机技术，势在必行。 1、冲压发动机的优势 选择超音速飞行推进系统的几个关键指标是比冲高、推重比大和推阻比大。火箭发动机与冲压发动机相比的关键问题是比冲问题。由于火箭发动机自带氧化剂，而氧化剂又占推进剂总重的 70％～80%，所以火箭发动机的比冲很低。冲压发动机由于自身不携带或者携带少量的氧化剂，所以其比冲比火箭发动机高

超燃冲压发动机技术

推进技术 本文2002206216收到,作者系中国航天科工集团三院31所高级工程师 ———超燃冲压发动机技术——— 刘小勇 摘　要　超燃冲压发动机是研究对应飞行马赫数大于6、以超声速燃烧为核心的冲压发动机技术。它的应用 背景是高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机等。半个世纪以来,它的研究受到了美、俄、法等国的重视。目前,超燃冲压发动机技术已经开始进行飞行演示验证。21世纪,超燃冲压发动机技术必将得到较快发展和实际应用,必定会对未来的军事、政治、经济等产生深远影响。 主题词　冲压发动机 超声速燃烧 超燃冲压发动机 高超声速飞行器 概述 冲压发动机(ramjet )属于吸 气式喷气发动机类,由进气道、燃烧室和尾喷管构成,没有压气机和涡轮等旋转部件,高速迎面气流经进气道减速增压,直接进入燃烧室与燃料混合燃烧,产生高温燃气经尾喷管膨胀加速后排出,从而产生推力。它结构简单,造价低、易维护,超声速飞行时性能好,特别适宜在大气层或跨大气层中长时间超声速或高超声速动力续航飞行。 当冲压发动机燃烧室入口气流速度为亚声速时,燃烧主要在亚声速气流中进行,这类发动机称为亚燃冲压发动机,目前得到广泛应用;当冲压发动机燃烧室入口气流速度为超声速时,燃烧在超声速气流中开始进行,这类发动机称为超燃冲压发动机,目前得到了广泛研究。亚燃冲压发动机一般应用于飞行马赫数低于6的飞行器,如超声速导弹和高空侦察机。超燃冲压发动机一般应用于飞行马赫数高于6的飞行器,如高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机。 超燃冲压发动机通常又可分为双模态冲压发动机(dual modle ramjet )和双燃烧室冲压发动机(dual combustor ramjet )。双模态冲压发动机是指发动机根据不同的来流速度,其燃烧室分别工作于亚声速燃烧状态、超声速燃烧状态或超声速燃烧/亚声速燃烧/超声速燃烧状态。对于这种发动机如果其几何固定,通常能够跨4个飞行马赫数工作,目前研究较多的是M ∞=3(4)～7(8)的双模态冲压发动机;双模态冲压发动机如果几何可调,则能够在更宽的马赫数范围内工作,如M ∞=2～12。双燃烧室冲压发动机是指同一发动机同时具有亚燃冲压和超燃冲压双循环的超燃冲压发动机,采用双循环的主要目的是用亚燃冲压发动机点燃超燃冲压发动机来解决煤油燃料的点火和稳定燃烧等问题。 超燃冲压发动机技术是发展 高超声速技术的关键。它涉及到空气动力学、气动热力学、计算流体力学、燃烧学、材料学等多学科的前沿问题及其交叉,是超声速燃烧、吸热型碳氢燃料、热防护、发动机/飞行器机体一体化、地面模拟试验和飞行试验等众多高新技术的集成,以其为动力装置的高超声速巡航导弹、高超声速飞机、空间作战飞行器/未来低成本可重复使用大地往返运输系统(空天飞机)对于国防安全、未来空间作战和航天运输都有重要意义。 目前,美、俄、法、日、德、英、印度等都正大力发展这方面技术。预计美国将在2010年前后完成高超声速巡航导弹研制,在2020年前后研制成实用的高超声速飞机,在2025年前后研制成功未来低成本可重复使用大地往返运输系统(空天飞机)。1　超燃冲压发动机的应用背景 超燃冲压发动机的应用背景是高超声速巡航导弹、高超声速

液体冲压发动机推进技术

1 XXXXXXXX学报 液体冲压发动机推进技术的发展历程 袁一超 （南京理工大学机械工程学院，南京210094） 摘要：液体冲压发动机是采用液体燃料的冲压发动机，是一种构造非常简单、可以发出很大推力、适用于高空高速飞行的空气喷气发动机。它是超声速、小体积、中远程导弹动力系统的最佳选择。因此世界各军事大国对冲压发动机都很重视。对国外液体亚燃/超燃冲压发动机的研制历程进行了回顾和论述，提出了冲压发动机技术发展的主要方向和趋势。 关键词：液体冲压发动机；导弹；发展方向；研究进展 中图分类号：TJ303.4 文献标识码：A 文章编号：5141-010X(2015)-0001-01 The Development Course of Liquid Fuel Ramjet Propulsion Technology YUAN Yi-chao (School of Mechanical Engineering，NUST，Nanjing 210094，China) Abstract:The liquid ramjet engine is a kind of ramjet uses liquid fuels. Its Construction is quite simple with high thrust and applicable to high speed air jet engines. It is the best choice for the propulsion system of supersonic, small volume, medium-and long-range missile. All the military powers attached importance to the liquid ramjet.Through reviewing and expounding on the development process of liquid ramjet/scramjet abroad，the development trends and directions of ramjet／scramjet technology were sorted out. Keywords: liquid ramjet；missile；technical direction；research progress 冲压发动机没有压气机及涡轮等转动鄞件，是一种结构简单，经济性较好的发动机。但必须用助推器将它助推到一定的速度后，冲压发动机才能开始工作。助推器无论是串联还是并联，都将增大导弹的阻力和重量，所以冲压发动机在50~60年代曾一度受到冷落[1]。 液体冲压发动机包括液体亚燃冲压发动机和液体超燃冲压发动机。一般而言，亚燃冲压发动机工作马赫数范围是1.56，而超燃冲压发动机工作马赫数是5以上[2]。液体冲压发动机的比冲性能高于火箭发动机。在马赫数大约高于3时，冲压发动机的比冲高于涡喷、涡扇发动机。液体冲压发动机经济性比较好，结构简单、质量轻、推重比高、生产成本较低，适合于大量装备使用。世界各军事大国都正大力发展冲压发动机技术。多种整体式冲压发动机已经成功用于战术导弹，并将继续得到广泛发展。 本文主要根据国外冲压发动机的发展历史、研制进展情况,讨论了冲压发动机技术的发展趋势和方向以及浅显讨论冲压发动机仿真模型和冲压发动机级间分离仿真。 1 国内外冲压发动机发展历程 冲压发动机的概念由法国人Rene Lorin在1913年首次提出[3]，上世纪该项技术得到了迅猛发展。从技术层面上讲亚燃冲压发动机主要经历了三个主要阶段。 第一阶段为上世纪20到60年代初期，该时期是

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…………………………………………………………………...

超燃冲压发动机燃烧室工作过程理论和试验研究

超燃冲压发动机燃烧室工作过程理论和试验研究 余勇 【摘要】：本文综合运用理论分析、试验研究和数值模拟等多种手段,对煤油燃料超燃冲压发动机燃烧室的性能分析评价方法、方案设计及其优化、点火燃烧性能及其影响因素、内流场结构及其特点进行了系统深入的研究,取得了很多有意义的成果。提出了超燃冲压发动机燃烧室的性能分析评价方法。开发了燃烧室两相多组分一元反应流分析程序,为超声速燃烧室方案设计阶段的快速性能评估与设计优化提供了一种有效的手段。在燃料射流穿透度概念的基础上,提出了燃料射流相对穿透度的概念,并将其成功应用于发动机点火燃烧性能的分析。进行了338次相同模拟条件、不同发动机点火方式、结构和工作参数下的超燃冲压模型发动机试验,对煤油燃料超燃冲压发动机燃烧室的点火燃烧性能及其影响因素进行了系统的研究。结果发现,利用全高度支板前缘产生的斜激波可以实现煤油的自燃着火和稳定燃烧,但支板太厚可能致使燃烧室壅塞。利用半高度后掠支板和氢气引导火焰相结合的点火方式,也可以实现煤油的可靠点火和稳定燃烧。由于受射流相对穿透度影响,氢气引导火焰的点火特性和燃烧室尺度有关,表现出明显的尺度效应。当利用点火器强制点火时,存在一个能够点火的能量阈值。煤油能够维持稳定燃烧且不出现热壅塞的当量比范围与点火方式和燃烧室构型等因素密切相关。燃料喷注压降和当量比、燃料喷嘴位置、燃料射流相对穿透度、点火方式、燃烧室结构、凹腔火焰稳定器结构等因素影响发动机燃烧室燃烧性能。 【关键词】：超燃冲压发动机燃烧室性能分析设计参数分析点火特性燃烧性能理论分析试验研究数值模拟 【学位授予单位】：国防科学技术大学 【学位级别】：博士 【学位授予年份】：2004 【分类号】：V235 【目录】： ?目录4-8 ?插图目录8-11 ?插表目录11-12 ?摘要12-13 ?ABSTRACT13-14 ?符号说明14-18 ?第一章绪论18-40 ?1．1 超燃冲压发动机研究发展综述18-30 ?1．1．1 研究背景18-19 ?1．1．2 超燃冲压发动机研究发展简史19-29 ?1．1．3 超燃冲压发动机技术发展展望29-30 ?1．2 超燃冲压发动机燃烧室工作过程研究现状30-37 ?1．2．1 概述30