HyShot是第一个成功地实现净推力的超燃冲压发动机
超燃冲压发动机
气动力一体化、结构设计一体化、燃料供应和冷却系统设计一体化、调节 控制设计一体化。
第三部分 关键技术
第三部分 关键技术
材料技术、点火技术
1、高温坏境，高压载荷，对材料要求特别高 2、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。
进气道技术
进气道技术要解决的主要问题是要求高超声速进气道能够让发动机可 以持续稳定的进气出气，且维持稳定的压力，否则发动机就会变得不可控 制甚至突然熄火。此外因为空气流动时在和发动机交界处流速恒定为0，这 就会产生一个阻力，这个交界层叫做附面层，高超音速时，这一阻力效应 非常大，要解决这些问题都需要对进气道进行精密设计，研究其三维压缩 效应，附面层效应等。
超燃冲压发动机
scramjet engine
授课教员：李倩
汇报人：曹栋栋
目录 CONTENTS
第一部分 技术概况
第二部分 主要类型
第三部分 关键技术
第四部分 各国现状
第一部分
技术概况
第一部分 技术概况
高超声速飞行器（飞行马赫数超过声速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21世纪以来世界各国竞相发展的热点领域之 一。
第三部分 关键技术
热平衡管理
在采用碳氢燃料的超燃冲压发动机中，燃料还作为冷却剂。达到 一个热平衡，使发动机携带的燃料与燃烧所需的燃料量相当是非 常重要的。但是，冷却的燃油需求量可能超出燃烧所需的燃料量 ，这意味着用于冷却的燃料量将比燃烧消耗的燃料多。这样，热 的多余燃料必然堆积在发动机的某处，这将有可能使飞行器的航 程受影响。替代的方案是在更低的速度下飞行，以减少达到正确 热平衡的热负荷。
超燃冲压发动机喷管推力性能理论预测
第７卷㊀第１期２０２２年１月气体物理ＰＨＹＳＩＣＳＯＦＧＡＳＥＳＶｏｌ．７㊀Ｎｏ．１Ｊａｎ．２０２２收稿日期 ２０２０⁃１１⁃３０ 修回日期 ２０２０⁃１２⁃１４基金项目 国家自然科学基金（１１６７２３１２）第一作者简介 韩信（１９９６⁃）㊀男 硕士 主要研究方向为爆轰㊁激波诱导燃烧．Ｅ⁃ｍａｉｌｈａｎｘｉｎ＠ｉｍｅｃｈ．ａｃ．ｃｎ通信作者简介 刘云峰（１９７１⁃）㊀男 高工 主要研究方向为激波与爆轰物理㊁激波风洞．Ｅ⁃ｍａｉｌ ｌｉｕｙｕｎｆｅｎｇ＠ｉｍｅｃｈ．ａｃ．ｃｎ㊀㊀ＤＯＩ １０．１９５２７／ｊ．ｃｎｋｉ．２０９６⁃１６４２．０８８８超燃冲压发动机喷管推力性能理论预测韩㊀信１ ２ ㊀张子健１ ３ ㊀马凯夫１ ２ ㊀刘云峰１ ２（１．中国科学院力学研究所 北京１００１９０２．中国科学院大学工程科学学院 北京１０００４９ ３．香港理工大学航空工程跨领域学部 中国香港９９９０７７）ＴｈｅｏｒｅｔｉｃａｌＰｒｅｄｉｃｔｉｏｎｏｎｔｈｅＮｏｚｚｌｅＴｈｒｕｓｔｏｆＳｃｒａｍｊｅｔｓＨＡＮＸｉｎ１ ２ ㊀ＺＨＡＮＧＺｉ⁃ｊｉａｎ１ ３ ㊀ＭＡＫａｉ⁃ｆｕ１ ２ ㊀ＬＩＵＹｕｎ⁃ｆｅｎｇ１ ２（１．ＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＭｅｃｈａｎｉｃｓ ＣｈｉｎｅｓｅＡｃａｄｅｍｙｏｆＳｃｉｅｎｃｅｓ Ｂｅｉｊｉｎｇ１００１９０ Ｃｈｉｎａ２．ＳｃｈｏｏｌｏｆＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇＳｃｉｅｎｃｅ ＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＣｈｉｎｅｓｅＡｃａｄｅｍｙｏｆＳｃｉｅｎｃｅｓ Ｂｅｉｊｉｎｇ１０００４９ Ｃｈｉｎａ３．ＩｎｔｅｒｄｉｓｃｉｐｌｉｎａｒｙＤｉｖｉｓｉｏｎｏｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃａｌａｎｄＡｖｉａｔｉｏｎＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ ＴｈｅＨｏｎｇＫｏｎｇＰｏｌｙｔｅｃｈｎｉｃＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ ＨｏｎｇＫｏｎｇ９９９０７７ Ｃｈｉｎａ）摘㊀要 超燃冲压发动机发展６０多年来 虽然取得了很大的进步 但是对其推力大小的理论评估是一个没有很好解决的问题．超燃冲压发动机的推力主要由喷管产生 因此重点研究了喷管的推力特性．将燃烧室出口参数作为喷管入口边界条件 利用等熵膨胀理论 通过对喷管壁面压力积分 得到了简化的无量纲推力公式 获得了影响推力大小的关键参数和物理规律．理论分析表明 对于给定的喷管 超声速燃烧对于提高推力是有利的．提高推力的主要途径就是提高燃烧气体的压力．理论分析结果与数值结果吻合比较好 证明了理论分析的准确性．关键词 超燃冲压发动机 推力 喷管 等熵膨胀理论 理论分析㊀㊀㊀中图分类号 Ｖ２３５．２１文献标志码 ＡＡｂｓｔｒａｃｔ Ａｂｉｇｐｒｏｇｒｅｓｓｈａｓｂｅｅｎｍａｄｅｆｏｒｓｃｒａｍｊｅｔｓｉｎｔｈｅｐａｓｔ６０ｙｅａｒｓ．Ｈｏｗｅｖｅｒ ｗｈｅｔｈｅｒｉｔｈａｓｅｎｏｕｇｈｔｈｒｕｓｔｏｒｎｏｔｉｓｎｏｔｃｌｅａｒｔｏｄａｔｅ．Ｉｎｔｈｉｓｐａｐｅｒ ｔｈｅｔｈｒｕｓｔｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆｔｈｅｎｏｚｚｌｅｗａｓａｎａｌｙｓｅｄｂｙｕｓｉｎｇｔｈｅｉｓｅｎｔｒｏｐｉｃｅｘｐａｎｓｉｏｎｔｈｅｏｒｙ ｂｅｃａｕｓｅｔｈｅｔｈｒｕｓｔｉｓｍｏｓｔｌｙｐｒｏｄｕｃｅｄｂｙｔｈｅｎｏｚｚｌｅｉｎｓｃｒａｍｊｅｔｓ．Ｔｈｅｐａｒａｍｅｔｅｒｓｉｎｔｈｅｃｏｍｂｕｓｔｏｒｗｅｒｅｕｓｅｄａｓｔｈｅｂｏｕｎｄａ⁃ｒｙｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ．Ａｄｉｍｅｎｓｉｏｎｌｅｓｓｔｈｒｕｓｔｅｑｕａｔｉｏｎｗａｓｏｂｔａｉｎｅｄｂｙｉｎｔｅｇｒａｔｉｎｇｔｈｅｐｒｅｓｓｕｒｅａｌｏｎｇｔｈｅｎｏｚｚｌｅｗａｌｌ．Ｔｈｅｋｅｙｐａ⁃ｒａｍｅｔｅｒｓａｎｄｐｈｙｓｉｃａｌｌａｗｓｇｏｖｅｒｎｉｎｇｔｈｅｔｈｒｕｓｔｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｗｅｒｅｄｉｓｃｕｓｓｅｄ．Ｔｈｅａｎａｌｙｓｉｓｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｔｈｅｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｉｓｇｏｏｄｆｏｒｐｒｏｄｕｃｉｎｇｈｉｇｈｅｒｔｈｒｕｓｔ．Ｔｈｅｍａｉｎｗａｙｔｏｇｅｔｈｅａｖｙｔｈｒｕｓｔｉｓｔｏｉｎｃｒｅａｓｅｔｈｅｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｓｔａｔｉｃｐｒｅｓ⁃ｓｕｒｅｉｎｔｈｅｃｏｍｂｕｓｔｏｒ．ＴｈｅａｎａｌｙｓｉｓｒｅｓｕｌｔｓａｒｅｉｎｇｏｏｄａｇｒｅｅｍｅｎｔｗｉｔｈＣＦＤｒｅｓｕｌｔｓ ｗｈｉｃｈｄｅｍｏｎｓｔｒａｔｅｓｉｔｓｃｏｒｒｅｃｔｎｅｓｓ．Ｋｅｙｗｏｒｄｓ ｓｃｒａｍｊｅｔｓ ｔｈｒｕｓｔ ｎｏｚｚｌｅ ｉｓｅｎｔｒｏｐｉｃｅｘｐａｎｓｉｏｎｔｈｅｏｒｙ ｔｈｅｏｒｅｔｉｃａｌａｎａｌｙｓｉｓ引㊀言超燃冲压发动机概念自提出以来 有６０多年研究历史（１９５８ ２０２０年） 取得了很大的进展［１⁃９］．但是 如何评估超燃冲压发动机的推力性能是一个难题．美国Ｘ⁃４３Ａ氢燃料超燃冲压发动机Ｍａ＝７的飞行试验虽然只进行了１１ｓ 但测得有加速度 然而Ｍａ＝９．８的飞行试验则未能测得明显的加速度［１０］ 说明Ｍａｃｈ数越高 净推力越难获得．美国空军Ｘ⁃５１Ａ碳氢燃料冲压发动机的第１次飞行试验虽然运行时间达２００ｓ 但是没有达到从Ｍａ＝４．７５加速到Ｍａ＞５的预计目标．第４次飞行试验虽然获得成功 但是最终只加速到Ｍａ＝５．１．飞行试验结果说明 碳氢燃料超燃冲压发动机比氢燃料超燃冲压发动机更难获得净推力．. All Rights Reserved.气体物理２０２２年㊀第７卷除了数值模拟和试验测量手段以外 对超燃冲压发动机的推力性能进行理论分析和评估 找出影响推力的关键参数和物理规律就显得格外重要．目前主要有两类分析方法 第一类方法是基于Ｔｓｉｅｎ等在１９４９年提出的一维加热管流理论［１１］．Ｂｉｒｚｅｒ等发展了氢燃料超燃冲压发动机燃烧室准一维模型［１２］ ＯᶄＢｒｉｅｎ等发展了有限化学反应速率的准一维模型 可以预测燃烧室内的压力分布［１３］ Ｖａｎｙａｉ等开展了超燃冲压发动机理想燃烧过程的理论分析［１４］．第二类方法是基于Ｒｉｇｇｉｎｓ等提出的推力势分析方法［１５⁃１６］．Ｓｉｓｌｉａｎ等利用该方法分析了激波诱导燃烧冲压发动机的推力性能［１７⁃２０］但是该方法也只能给出定性的结果．超燃冲压发动机的燃烧室一般是等截面的 燃烧后的流动仍然保持超声速流动．喷管采用扩张型喷管 推力主要由高温高压的燃烧气体在尾喷管中膨胀做功产生．在本文中 利用气体动力学等熵膨胀理论 对理想气体在喷管中的膨胀做功过程进行了分析 通过对喷管壁面的压力积分得到发动机的推力 提出无量纲推力的理论表达式．通过理论表达式可以明显地发现影响发动机推力的关键参数和物理规律．与以前准一维理论研究方法不同的是 本研究的特点是将超燃冲压发动机的燃烧室与喷管分离 把燃烧室出口参数作为理论分析的边界条件 得到一般化的物理规律．１ 理论分析图１给出了亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机的工作原理图［２１］．对于亚燃冲压发动机 超声速气流经过进气道减速后 变成亚声速气流 在燃烧室内燃烧 产生高温高压燃烧产物．高温高压燃烧产物经过Ｌａｖａｌ喷管膨胀 产生推力．亚燃冲压发动机有两个推力部件 一是燃烧室 二是尾喷管．对于超燃冲压发动机 超声速气流经过进气道减速后 仍然保持超声速流动 在燃烧室内燃烧产生高温高压气体 经过喷管膨胀产生推力．由于高温高压燃烧产物仍然是超声速的 超燃冲压发动机的喷管是扩张型喷管．隔离段和燃烧室几乎是等截面的 因此 超燃冲压发动机只有尾喷管一个推力部件．图１㊀亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机的示意图［２１］Ｆｉｇ．１㊀Ｓｃｈｅｍａｔｉｃｓｏｆｒａｍｊｅｔａｎｄｓｃｒａｍｊｅｔ［２１］２. All Rights Reserved.第１期韩信等超燃冲压发动机喷管推力性能理论预测㊀㊀与亚燃冲压发动机相比超燃冲压发动机只有尾喷管一个推力部件因此只须研究尾喷管的流动特征即可得到发动机的推力性能．二者的不同在于亚燃冲压发动机的燃烧产物是从Ｍａ＝１开始膨胀而超燃是从Ｍａ＞１开始膨胀．因此超燃冲压发动机燃烧产物的Ｍａｃｈ数是影响推力性能的一个关键参数．由于推力主要是由喷管壁面的压力积分产生因此喷管入口的静压是影响推力的另一个关键参数．接下来利用理想气体等熵膨胀关系式推导得到超燃冲压发动机尾喷管推力的无量纲关系式．对于Ｌａｖａｌ喷管中的理想气体等熵膨胀过程气体压力和喷管面积随喷管出口Ｍａｃｈ数的变化关系式分别见式（１）和（２）ｐｐ０＝１＋γ－１２Ｍａ２æèçöø÷－γγ－１（１）Ａ∗Ａ＝γ＋１２æèçöø÷γ＋１２（γ－１）Ｍａ１＋γ－１２Ｍａ２æèçöø÷－γ＋１２（γ－１）（２）其中Ｍａ是喷管出口Ｍａｃｈ数ｐ和ｐ０分别是静压和总压Ａ和Ａ∗分别是喷管出口截面积和喉道截面面积γ是比热比．对喷管壁面压力进行积分得到无量纲推力Ｆ∗ｐ∗Ａ∗＝γＭａ＋１Ｍａæèçöø÷㊃２γ＋１（１＋éëêêγ－１２Ｍａ２öø÷ùûúú－１２－γ－１（３）其中Ｆ∗是特指气体从喉道（Ｍａ＝１）开始膨胀产生的推力ｐ∗Ａ∗是喷管喉道的静压和面积的乘积Ｍａ是喷管出口Ｍａｃｈ数γ是气体比热比．式（３）的计算结果见图２ 从图２可以看出无量纲推力随喷管出口Ｍａｃｈ数的增加呈先增加后趋于平缓的趋势．当喷管出口Ｍａｃｈ数较高时即Ｍａ＞５时无量纲推力超过８０％ 继续增加喷管出口Ｍａｃｈ数无量纲推力变化缓慢．此时继续增大喷管尺度不但无量纲推力增加不大反而会急剧增加喷管的体积和重量．对于超燃冲压发动机因为高温高压的燃烧气体是从Ｍａ＞１开始膨胀因此根据式（３）推导得到的无量纲推力见式（４）Ｆｐ∗Ａ∗＝γＭａ２＋１Ｍａ２æèçöø÷㊃２γ＋１１＋γ－１２Ｍａ２２æèçöø÷éëêêùûúú－１２－γＭａ１＋１Ｍａ１æèçöø÷㊃２γ＋１１＋γ－１２Ｍａ２１æèçöø÷éëêêùûúú－１２（４）其中Ｆ是超燃冲压发动机喷管产生的推力Ｍａ１和Ｍａ２分别是超燃冲压发动机喷管入口和出口的Ｍａｃｈ数．图２㊀无量纲推力与喷管出口Ｍａｃｈ数的关系曲线Ｆｉｇ．２㊀ＲｅｌａｔｉｏｎｓｈｉｐｂｅｔｗｅｅｎｄｉｍｅｎｓｉｏｎｌｅｓｓｔｈｒｕｓｔａｎｄＭａｃｈｎｕｍｂｅｒａｔｎｏｚｚｌｅｏｕｔｌｅｔ对于一个给定的喷管求解式（４）须知道Ｍａ２．假设是等熵膨胀那么Ｍａ２是Ｍａ１和喷管面积比Ａ２／Ａ１的函数见式（５）Ｍａ２＝ｆＭａ１Ａ２Ａ１æèçöø÷（５）因为推导过程中存在一个隐函数式（５）无法给出显式的解析解但是可以通过数值方法求解．式（４）给出的推力是通过喷管喉道参数ｐ∗Ａ∗进行无量纲化的．在实际工程应用中须用燃烧室出口参数或喷管入口参数ｐ１Ａ１进行无量纲化二者关系见式（６）ｐ∗Ａ∗＝Ｍａ１２γ＋１１＋γ－１２Ｍａ２１æèçöø÷éëêêùûúú１２ｐ１Ａ１（６）在实际的工程应用中发动机的喷管尺度是固定不变的而燃烧室出口或喷管入口的Ｍａｃｈ数是变化的．用数值方法对Ａ２／Ａ１＝５ １０ １５ ２０ ２５的无量纲推力进行了求解求解结果见图３．上述面积比大约对应理想气体Ｌａｖａｌ喷管Ｍａ＝３ ４ ４．５４．７ ５的状态基本覆盖了超燃冲压发动机喷管的尺度范围．注意图３中的推力是用喷管入口参数ｐ１Ａ１进行无量纲化的．从图３中可以看出几个明显的流动规律．首先对于固定的喷管面积比无量纲推力随着Ｍａ１的增加先增加而后趋于平缓到Ｍａ１＝２时变化３. All Rights Reserved.气体物理２０２２年㊀第７卷非常缓慢．这是因为Ｍａ１不同 导致喷管Ｍａ２不同无量纲推力发生变化．其次 随着喷管面积比的增大 无量纲推力增大 但是趋于收敛．当Ａ２／Ａ１＞１５以后 变化很小 此时对应的大约是Ｌａｖａｌ喷管Ｍａ＝４．５的状态 从图１已知 此时已经获得了大于８０％的无量纲推力．继续增大面积比 无量纲推力增加不大．图３㊀超声速燃烧喷管产生的无量纲推力与入口Ｍａｃｈ数的关系Ｆｉｇ．３㊀ＲｅｌａｔｉｏｎｓｈｉｐｂｅｔｗｅｅｎｄｉｍｅｎｓｉｏｎｌｅｓｓｔｈｒｕｓｔａｎｄｉｎｌｅｔＭａｃｈｎｕｍｂｅｒｆｏｒｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｎｏｚｚｌｅｓ为了得到更直观的理论公式对式（３）和（６）的理论求解结果进行拟合（假设γ＝１．３） 得到拟合公式 拟合曲线见图４和５ 拟合公式见式（７）和（８） 最终得到拟合后的无量纲推力式（９）和（１０）．Ｆ∗ｐ∗Ａ∗＝０．７４４６ｌｎＭａ－０．１３２（７）ｐ∗Ａ∗＝０．８８３５Ｍａ１．５３３９１ｐ１Ａ１（８）Ｆｐ∗Ａ∗＝０．７４４６ｌｎＭａ２Ｍａ１æèçöø÷（９）Ｆｐ１Ａ１＝０．６５７８Ｍａ１．５３３９１ｌｎＭａ２Ｍａ１æèçöø÷（１０）从式（１０）可以明显看出 超燃冲压发动机的无量纲推力主要受两个参数影响 一是喷管入口Ｍａｃｈ数 随着Ｍａｃｈ数的增大 对发动机的无量纲推力是有利的 说明高Ｍａｃｈ数超燃冲压发动机和斜爆轰冲压发动机在推力性能方面是有一定优势的．二是喷管出口和入口Ｍａｃｈ数的比值Ｍａ２／Ｍａ１ 可以看出 Ｍａｃｈ数比值越大 相当于喷管尺度越大 喷管产生的推力越大．但是 在工程应用中 发动机的喷管尺度是固定不变的 因此这一项的变化不是很大．最后 从式（１０）还可以看出 为了提高超燃冲压发动机的绝对推力 主要途径就是提高燃烧产物的静压ｐ１．图４㊀喷管无量纲推力的拟合结果Ｆｉｇ．４㊀Ｅｘａｃｔｓｏｌｕｔｉｏｎａｎｄｆｉｔｔｉｎｇｃｕｒｖｅｏｆｄｉｍｅｎｓｉｏｎｌｅｓｓｔｈｒｕｓｔ图５㊀喷管喉道参数与出口参数的关系Ｆｉｇ．５㊀Ｅｘａｃｔｓｏｌｕｔｉｏｎａｎｄｆｉｔｔｉｎｇｃｕｒｖｅｏｆｃｒｉｔｉｃａｌｐａｒａｍｅｔｅｒｓ２ 数值算例验证开展了斜爆轰冲压发动机的数值模拟研究 用数值模拟结果对上述理论分析结果进行验证 这里只简要介绍数值模拟 具体结果详见文献［２２⁃２６２９］．图６给出的是发动机模型图 图７是发动机的三维立体图．发动机采用二维结构 总长度为２．２ｍ 高度为０．５５ｍ 宽度为０．５ｍ．进气道为一级进气道 压缩角度为１５ʎ 长度为１．６ｍ．燃烧室是等截面的 长度为４１０ｍｍ 高度为７６．５ｍｍ 向下倾斜１５ʎ．尾喷管长度是４００ｍｍ 单边膨胀１５ʎ 面积比为２．４．在进气道前缘处用３个小支板实现氢气燃料的喷射和混合过程 在燃烧室入口处留有边界层抽吸缝．采用ＣＦＤ＋＋软件进行数值模拟研究 控制方程采用带化学反应的Ｒｅｙｎｏｌｄｓ平均的Ｎ⁃Ｓ方程（ＲＡＮＳ） 湍流模型采用ＳＳＴｋ⁃ω全湍流模型［２７］ 化学反应模型采用９组分１９步反应的基元反应模４. All Rights Reserved.第１期韩信 等 超燃冲压发动机喷管推力性能理论预测型［２８］．数值方法㊁湍流模型以及化学反应模型的合理性在之前的论文中已有详细的说明［２２ ２４ ２９］ 本文不再赘述．为了节省运算时间 将整个计算域划分为两部分．对于进气道中的燃料喷射和混合问题 采用三维数值模拟．由于燃烧室是二维矩形燃烧室 因此 对于燃烧室内的燃烧过程 采用二维数值模拟 其网格如图８所示 网格总数约３ˑ１０６ 入口参数从三维数值模拟结果中提取．Ｍａ＝７．０ 总温是３３７２Ｋ 总压是２．２６ＭＰａ．氢气喷口Ｍａｃｈ数为声速 总温３００Ｋ 总压是２．４ＭＰａ 平均当量比为１．２．壁面采用无滑移等温壁面边界条件 壁面温度是３００Ｋ．图６㊀斜爆轰发动机示意图（单位 ｍｍ）Ｆｉｇ．６㊀ＳｃｈｅｍａｔｉｃｏｆｔｈｅＯＤＥ（ｄｉｍｅｎｓｉｏｎｉｎｍｍ）图７㊀斜爆轰发动机的三维设计图Ｆｉｇ．７㊀Ｔｈｒｅｅ⁃ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌｓｔｅｒｅｏｇｒａｐｈｏｆｔｈｅＯＤＥ图８㊀燃烧室计算域和网格图Ｆｉｇ．８㊀ＭｅｓｈｅｓａｎｄｂｌｏｃｋｓｏｆｔｈｅＯＤＥｃｏｍｂｕｓｔｏｒａｎｄｔｈｅｎｏｚｚｌｅ如图６所示 自由来流经过前体进气道压缩后 形成一道斜激波（ｏｂｌｉｑｕｅｓｈｏｃｋｗａｖｅ ＯＳＷ） 斜激波在燃烧室上壁面反射形成斜爆轰波（ｏｂｌｉｑｕｅｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｗａｖｅ ＯＤＷ） 斜爆轰波正好打在燃烧室下壁面唇口处．进气道形成的湍流边界层在燃烧室入口前面被抽吸缝抽吸 避免对燃烧流场的影响．高温高压的爆轰产物经过等截面燃烧室后 进入尾喷管膨胀做功并产生推力．燃烧室的上壁面是可以前后移动的．如果斜爆轰波不是打在下壁面唇口处 而是打在下壁面内部 激波／边界层相互作用就会产生分离泡．分离泡前面产生斜激波 激波／激波相互作用会产生过驱动的正爆轰波．在数值模拟中 通过调节燃烧室上壁面的位置 可以产生斜爆轰波（ＯＤＷ）和过驱动正爆轰波（ｎｏｒｍａｌｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｗａｖｅ ＮＤＷ）两种典型的流场结构．图９给出了斜爆轰模态（ＯＤＷ）的燃烧室和喷管流场压力云图和沿一条流线上的Ｍａｃｈ数和压力分布曲线（云图方向旋转为水平方向）．喷管出口和入口的面积比为２．４．从图上可以看出 一道斜爆轰波打在下壁面唇口处．从流线图可以看出 燃烧室入口处Ｍａ＝３．５ 经过斜爆轰后 Ｍａｃｈ数降低为Ｍａ＝１．５ 但是仍然保持超声速流动．受复杂波系的影响 燃烧室内的Ｍａｃｈ数有微小波动．高温高压爆轰产物经过喷管膨胀 Ｍａｃｈ数升高 喷管入口处Ｍａ＝１．５（ｘ＝１．６ｍ处） 喷管出口处约为Ｍａ＝２．３．（ａ）Ｐａｒａｍｅｔｅｒｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎａｌｏｎｇｔｈｅｓｔｒｅａｍｌｉｎｅ（ｂ）Ｐｒｅｓｓｕｒｅｃｏｎｔｏｕｒｓ图９㊀斜爆轰模态流场压力云图和沿流线Ｍａｃｈ数分布Ｆｉｇ．９㊀ＦｌｏｗｆｉｅｌｄｏｆｔｈｅＯＤＥｃｏｍｂｕｓｔｏｒａｎｄｔｈｅｎｏｚｚｌｅａｔｏｂｌｉｑｕｅｄｅｔｏｎａｔｉｏｎ图１０给出了正爆轰模态（ＮＤＷ）的流场压力云图和沿流线的Ｍａｃｈ数和压力分布．在正爆轰模态中 燃烧室的上壁面后移 斜爆轰打在燃烧室下壁面上 引起边界层分离 形成分离泡．分离泡前面产生斜激波 激波／激波相互作用形成过驱动正爆５. All Rights Reserved.气体物理２０２２年㊀第７卷轰波．从图中流线可以看出流线与正爆轰波面是正交的．经过正爆轰波后燃烧室内流动变为亚声速流动经过非定常流动后又变为超声速流动．喷管入口处约为Ｍａ＝１．２（ｘ＝１．６ｍ处） 喷管出口处约为Ｍａ＝２．１．图１１ １２分别给出了斜爆轰模态和正爆轰模态的喷管入口截面和出口截面参数分布从图中可以看出截面上的参数分布是非常不均匀的．为了用理论方法计算喷管产生的无量纲推力须给出喷管入口和出口截面上的静压和Ｍａｃｈ数．因此采用平均方法计算得到各个参数的平均值利用平均值再计算得到喷管沿流动方向产生的推力．同时将数值模拟结果进行积分得到推力．将二者进行比较比较结果见表１．注意表１中的推力是沿着喷管上壁面方向的不是水平方向．推力计算时喷管宽度假定为１ｍ．（ａ）Ｐａｒａｍｅｔｅｒｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎａｌｏｎｇｔｈｅｓｔｒｅａｍｌｉｎｅ（ｂ）Ｐｒｅｓｓｕｒｅｃｏｎｔｏｕｒｓ图１０㊀正爆轰模态流场压力云图和沿流线Ｍａｃｈ数分布Ｆｉｇ．１０㊀ＦｌｏｗｆｉｅｌｄｏｆｔｈｅＮＤＥｃｏｍｂｕｓｔｏｒａｎｄｔｈｅｎｏｚｚｌｅａｔｎｏｒｍａｌｄｅｔｏｎａｔｉｏｎ（ａ）Ｉｎｌｅｔ（ｂ）Ｏｕｔｌｅｔ图１１㊀斜爆轰模态的喷管入口和出口参数分布Ｆｉｇ．１１㊀Ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎｓｏｆｎｏｚｚｌｅｉｎｌｅｔａｎｄｏｕｔｌｅｔｐａｒａｍｅｔｅｒｓｆｏｒｔｈｅｏｂｌｉｑｕｅｄｅｔｏｎａｔｉｏｎ（ａ）Ｉｎｌｅｔ㊀（ｂ）Ｏｕｔｌｅｔ图１２㊀正爆轰模态的喷管入口和出口参数分布Ｆｉｇ．１２㊀Ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎｓｏｆｎｏｚｚｌｅｉｎｌｅｔａｎｄｏｕｔｌｅｔｐａｒａｍｅｔｅｒｓｆｏｒｔｈｅｎｏｒｍａｌｄｅｔｏｎａｔｉｏｎ６第１期韩信 等 超燃冲压发动机喷管推力性能理论预测表１㊀理论推力与数值模拟壁面压力积分推力比较Ｔａｂｌｅ１㊀Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｏｆｔｈｅｏｒｅｔｉｃａｌｒｅｓｕｌｔｓａｎｄｎｕｍｅｒｉｃａｌｒｅｓｕｌｔｓｍｏｄｅｐ１／ＰａＭａ１Ａ１／ｍ２ｐ２／ＰａＭａ２Ａ２／ｍ２Ｆｔｈｅｏｒｙ／ＮＦｔｈｅｏｒｙ／（ｐ１Ａ１）ＦＣＦＤ／ＮＦＣＦＤ／（ｐ１Ａ１）ｄｉｓｃｒｅｐａｎｃｙ／（％）ＯＤＷ２９８６３．８１．３６０．０７６３６４４２．６２．２６９０．１８３４１２７４０．５６１２９８０．５７－１．７８ＮＤＷ１３０８７．３１．７６０．０７６３３２２１．２２．５５０．１８３４６３５０．６３６１１０．６１３．２８㊀㊀从表１可以看出 尽管燃烧室和喷管中的流场非常不均匀 但是理论预测结果与数值积分后的推力吻合得较好 斜爆轰模态的偏差为－１．７８％ 正爆轰模态的偏差为３．２８％．在该算例中 斜爆轰模态的推力约为正爆轰模态推力的２．１２倍 主要是因为前者喷管入口压力约为后者压力的２．２８倍．这是因为 在正爆轰模态中 由于分离泡的影响 燃烧室入口有效流道面积减少 燃烧气体经过分离泡膨胀后在喷管入口处静压降低．图１３给出了正爆轰模态的燃烧室流场数值纹影局部放大图 可以看出 对于正爆轰模态 受分离泡影响 燃烧室流道面积变小 形成了气动喉道 而斜爆轰则不受影响．喷管入口和出口Ｍａｃｈ数的不同也会产生一定的影响 但是影响很小．上述结果证明了理论分析的可靠性．图１３㊀正爆轰模态燃烧室流场数值纹影图Ｆｉｇ．１３㊀ＮｕｍｅｒｉｃａｌｓｃｈｌｉｅｒｅｎｉｎｔｈｅＮＤＥｃｏｍｂｕｓｔｏｒ３㊀结论利用气体动力学等熵膨胀理论对超燃冲压发动机尾喷管的推力性能进行了理论分析 得到简化的无量纲推力计算公式Ｆｐ１Ａ１＝０．６５７８Ｍａ１．５３３９１ｌｎＭａ２Ｍａ１æèçöø÷理论分析表明 对于给定的发动机结构 超燃冲压发动机喷管入口Ｍａ＞１对提高发动机的推力是有利的．提高发动机推力的主要途径是提高燃烧后的压力．理论分析结果与数值模拟结果吻合得比较好 证明了理论分析结果的可靠性．致谢㊀本研究得到了国家自然科学基金项目复现飞行条件下高超声速气动力测量技术研究（Ｎｏ．１１６７２３１２） 的资助 在此表示感谢．参考文献（Ｒｅｆｅｒｅｎｃｅｓ）［１］㊀ＦｅｒｒｉＡ．Ｒｅｖｉｅｗｏｆｐｒｏｂｌｅｍｓｉｎａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｏｆｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ［Ｊ］．ＴｈｅＪｏｕｒｎａｌｏｆｔｈｅＲｏｙａｌＡｅｒｏｎａｕｔｉｃａｌＳｏｃｉｅｔｙ １９６４ ６８（６４５） ５７５⁃５９７．［２］ＦｅｒｒｉＡ．Ｒｅｖｉｅｗｏｆｓｃｒａｍｊｅｔｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＡｉｒｃｒａｆｔ １９６８ ５（１） ３⁃１０．［３］ＦｅｒｒｉＡ．Ｍｉｘｉｎｇ⁃ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｄｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ［Ｊ］．ＡｎｎｕａｌＲｅｖｉｅｗｏｆＦｌｕｉｄＭｅｃｈａｎｉｃｓ １９７３ ５ ３０１⁃３３８．［４］ＣｕｒｒａｎＥＴ．Ｓｃｒａｍｊｅｔｅｎｇｉｎｅｓ ｔｈｅｆｉｒｓｔｆｏｒｔｙｙｅａｒｓ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＰｒｏｐｕｌｓｉｏｎａｎｄＰｏｗｅｒ ２００１ １７（６） １１３８⁃１１４８．［５］ＣｕｒｒａｎＥＴ ＨｅｉｓｅｒＷＨ ＰｒａｔｔＤＴ．Ｆｌｕｉｄｐｈｅｎｏｍｅｎａｉｎｓｃｒａｍｊｅｔｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｓｙｓｔｅｍｓ［Ｊ］．ＡｎｎｕａｌＲｅｖｉｅｗｏｆＦｌｕｉｄＭｅｃｈａｎｉｃｓ １９９６ ２８ ３２３⁃３６０．［６］ＦｒｙＲＳ．Ａｃｅｎｔｕｒｙｏｆｒａｍｊｅｔｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙｅｖｏｌｕ⁃ｔｉｏｎ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＰｒｏｐｕｌｓｉｏｎａｎｄＰｏｗｅｒ ２００４ ２０（１） ２７⁃５８．［７］俞刚 范学军．超声速燃烧与高超声速推进［Ｊ］．力学进展 ２０１３ ４３（５） ４４９⁃４７１．ＹｕＧ ＦａｎＸＪ．Ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎａｎｄｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ［Ｊ］．ＡｄｖａｎｃｅｓｉｎＭｅｃｈａｎｉｃｓ ２０１３ ４３（５）４４９⁃４７１（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）．［８］王振国 梁剑寒 丁猛 等．高超声速飞行器动力系统研究进展［Ｊ］．力学进展 ２００９ ３９（６） ７１６⁃７３９．ＷａｎｇＺＧ ＬｉａｎｇＪＨ ＤｉｎｇＭ ｅｔａｌ．Ａｒｅｖｉｅｗｏｎｈｙ⁃ｐｅｒｓｏｎｉｃａｉｒｂｒｅａｔｈｉｎｇｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎｓｙｓｔｅｍ［Ｊ］．ＡｄｖａｎｃｅｓｉｎＭｅｃｈａｎｉｃｓ ２００９ ３９（６） ７１６⁃７３９（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）．［９］ＵｒｚａｙＪ．Ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｉｎａｉｒ⁃ｂｒｅａｔｈｉｎｇｐｒｏｐｕｌ⁃ｓｉｏｎｓｙｓｔｅｍｓｆｏｒｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｆｌｉｇｈｔ［Ｊ］．ＡｎｎｕａｌＲｅｖｉｅｗｏｆＦｌｕｉｄＭｅｃｈａｎｉｃｓ ２０１８ ５０ ５９３⁃６２７．［１０］ＰｅｅｂｌｅｓＣ．Ｅｌｅｖｅｎｓｅｃｏｎｄｓｉｎｔｏｔｈｅｕｎｋｎｏｗｎ ａｈｉｓｔｏｒｙｏｆｔｈｅｈｙｐｅｒ⁃Ｘｐｒｏｇｒａｍ［Ｍ］．ＡＩＡＡ ２０１１．［１１］ＴｓｉｅｎＨＳ ＢｅｉｌｏｃｋＭ．Ｈｅａｔｓｏｕｒｃｅｉｎａｕｎｉｆｏｒｍｆｌｏｗ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆｔｈｅＡｅｒｏｎａｕｔｉｃａｌＳｃｉｅｎｃｅｓ １９４９ ７５６⁃７５６．［１２］ＢｉｒｚｅｒＣ ＤｏｏｌａｎＣＪ．Ｑｕａｓｉ⁃ｏｎｅ⁃ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌｍｏｄｅｌｏｆｈｙｄｒｏｇｅｎ⁃ｆｕｅｌｅｄｓｃｒａｍｊｅｔｃｏｍｂｕｓｔｏｒｓ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＰｒｏ⁃ｐｕｌｓｉｏｎａｎｄＰｏｗｅｒ ２００９ ２５（６） １２２０⁃１２２５．［１３］ＯᶄＢｒｉｅｎＴＦ ＳｔａｒｋｅｙＲＰ ＬｅｗｉｓＭＪ．Ｑｕａｓｉ⁃ｏｎｅ⁃ｄｉｍｅｎ⁃７. All Rights Reserved.气体物理２０２２年㊀第７卷ｓｉｏｎａｌｈｉｇｈ⁃ｓｐｅｅｄｅｎｇｉｎｅｍｏｄｅｌｗｉｔｈｆｉｎｉｔｅ⁃ｒａｔｅｃｈｅｍｉｓｔｒｙ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＰｒｏｐｕｌｓｉｏｎａｎｄＰｏｗｅｒ ２００１ １７（６）１３６６⁃１３７４．［１４］ＶａｎｙａｉＴ ＢｒｉｃａｌｌｉＭ ＢｒｉｅｓｃｈｅｎｋＳ ｅｔａｌ．Ｓｃｒａｍｊｅｔｐｅｒ⁃ｆｏｒｍａｎｃｅｆｏｒｉｄｅａｌｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｐｒｏｃｅｓｓｅｓ［Ｊ］．ＡｅｒｏｓｐａｃｅＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ２０１８ ７５ ２１５⁃２２６．［１５］ＲｉｇｇｉｎｓＤＷ ＭｃｃｌｉｎｔｏｎＣＲ ＲｏｇｅｒｓＲＣ ｅｔａｌ．Ｉｎｖｅｓｔｉ⁃ｇａｔｉｏｎｏｆｓｃｒａｍｊｅｔｉｎｊｅｃｔｉｏｎｓｔｒａｔｅｇｉｅｓｆｏｒｈｉｇｈＭａｃｈｎｕｍｂｅｒｆｌｏｗｓ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＰｒｏｐｕｌｓｉｏｎａｎｄＰｏｗｅｒ１９９５ １１（３） ４０９⁃４１８．［１６］ＲｉｇｇｉｎｓＤＷ ＭｃｃｌｉｎｔｏｎＣＲ ＶｉｔｔＰＨ．ＴｈｒｕｓｔｌｏｓｓｅｓｉｎｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｅｎｇｉｎｅｓＰａｒｔ１ Ｍｅｔｈｏｄｏｌｏｇｙ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＰｒｏｐｕｌｓｉｏｎａｎｄＰｏｗｅｒ １９９７ １３（２） ２８１⁃２８７．［１７］ＳｉｓｌｉａｎＪＰ ＭａｒｔｅｎｓＲＰ ＳｃｈｗａｒｔｚｅｎｔｒｕｂｅｒＴＥ ｅｔａｌ．Ｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｏｆａｒｅａｌｓｈｃｒａｍｊｅｔｆｌｏｗｆｉｅｌｄ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＰｒｏｐｕｌｓｉｏｎａｎｄＰｏｗｅｒ ２００６ ２２（５）１０３９⁃１０４８．［１８］ＣｈａｎＪ ＳｉｓｌｉａｎＪＰ ＡｌｅｘａｎｄｅｒＤ．ＮｕｍｅｒｉｃａｌｌｙｓｉｍｕｌａｔｅｄｃｏｍｐａｒａｔｉｖｅｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆａｓｃｒａｍｊｅｔａｎｄｓｈｃｒａｍｊｅｔａｔＭａｃｈ１１［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＰｒｏｐｕｌｓｉｏｎａｎｄＰｏｗｅｒ ２０１０２６（５） １１２５⁃１１３４．［１９］ＡｌｅｘａｎｄｅｒＤＣ ＳｉｓｌｉａｎＪＰ．Ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌｓｔｕｄｙｏｆｔｈｅｐｒｏｐｕｌｓｉｖｅｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆａｓｈｃｒａｍｊｅｔｅｎｇｉｎｅ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＰｒｏｐｕｌｓｉｏｎａｎｄＰｏｗｅｒ ２００８ ２４（１） ３４⁃４４．［２０］ＷａｎｇＹＷ ＳｉｓｌｉａｎＪＰ．Ｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｏｆｇａｓｅｏｕｓｈｙｄｒｏｃａｒｂｏｎｆｕｅｌｉｎｊｅｃｔｉｏｎｉｎａｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｉｎｌｅｔ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＰｒｏｐｕｌｓｉｏｎａｎｄＰｏｗｅｒ ２０１０ ２６（５） １１１４⁃１１２４．［２１］ＤｅｎｍａｎＺＪ ＣｈａｎＷＹＫ ＢｒｉｅｓｃｈｅｎｋＳ ｅｔａｌ．ＩｇｎｉｔｉｏｎｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓｏｆｈｙｄｒｏｃａｒｂｏｎｓｉｎａＭａｃｈ８ｓｈａｐｅ⁃ｔｒａｎｓｉｔｉｏ⁃ｎｉｎｇｓｃｒａｍｊｅｔｅｎｇｉｎｅ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＰｒｏｐｕｌｓｉｏｎａｎｄＰｏｗｅｒ ２０１６ ３２（６） １４６２⁃１４７１．［２２］ＺｈａｎｇＺＪ ＭａＫＦ ＺｈａｎｇＷＳ ｅｔａｌ．Ｎｕｍｅｒｉｃａｌｉｎｖｅｓ⁃ｔｉｇａｔｉｏｎｏｆａＭａｃｈ９ｏｂｌｉｑｕｅｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｅｎｇｉｎｅｗｉｔｈｆｕｅｌｐｒｅ⁃ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ［Ｊ］．ＡｅｒｏｓｐａｃｅＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ２０２０ １０５ １０６０５４．［２３］ＭａＫＦ ＺｈａｎｇＺＪ ＬｉｕＹＦ ｅｔａｌ．Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｐｒｉｎｃｉ⁃ｐｌｅｓｏｆｓｈｏｃｋ⁃ｉｎｄｕｃｅｄｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｒａｍｊｅｔｅｎｇｉｎｅｓ［Ｊ］．ＡｅｒｏｓｐａｃｅＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ２０２０ １０３ １０５９０１．［２４］ＺｈａｎｇＺＪ ＷｅｎＣＹ ＺｈａｎｇＷＳ ｅｔａｌ．Ｆｏｒｍａｔｉｏｎｏｆｓｔａｂｉｌｉｚｅｄｏｂｌｉｑｕｅｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｗａｖｅｓｉｎａｃｏｍｂｕｓｔｏｒ［Ｊ］．ＣｏｍｂｕｓｔｉｏｎａｎｄＦｌａｍｅ ２０２１ ２２３ ４２３⁃４３６．［２５］沈欢张子健刘云峰等．超燃冲压发动机推进性能理论分析［Ｊ］．气体物理２０１８ ３（１） １２⁃１９．ＳｈｅｎＨ ＺｈａｎｇＺＪ ＬｉｕＹＦ ｅｔａｌ．Ａｎａｌｙｓｉｓｏｎｔｈｅｐｒｏ⁃ｐｕｌｓｉｏｎｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆｓｃｒａｍｊｅｔｅｎｇｉｎｅ［Ｊ］．ＰｈｙｓｉｃｓｏｆＧａｓｅｓ ２０１８ ３（１） １２⁃１９（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）．［２６］马凯夫张子健刘云峰等．斜爆轰发动机流动机理分析［Ｊ］．气体物理２０１９ ４（３） １⁃１０．ＭａＫＦ ＺｈａｎｇＺＪ ＬｉｕＹＦ ｅｔａｌ．Ｆｌｏｗｍｅｃｈａｎｉｓｍｏｆｏｂｌｉｑｕｅｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｅｎｇｉｎｅｓ［Ｊ］．ＰｈｙｓｉｃｓｏｆＧａｓｅｓ ２０１９４（３） １⁃１０（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）．［２７］ＭｅｎｔｅｒＦＲ．２⁃ｅｑｕａｔｉｏｎｅｄｄｙ⁃ｖｉｓｃｏｓｉｔｙｔｕｒｂｕｌｅｎｃｅｍｏｄｅｌｓｆｏｒｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｓ［Ｊ］．ＡＩＡＡＪｏｕｒｎａｌ １９９４ ３２（８） １５９８⁃１６０５．［２８］ＪａｃｈｉｍｏｗｓｋｉＣＪ．Ａｎａｎａｌｙｔｉｃａｌｓｔｕｄｙｏｆｔｈｅｈｙｄｒｏｇｅｎ⁃ａｉｒｒｅａｃｔｉｏｎｍｅｃｈａｎｉｓｍｗｉｔｈａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｔｏｓｃｒａｍｊｅｔｃｏｍｂｕｓ⁃ｔｉｏｎ［Ｊ］．ＮＡＳＡＴＰ⁃２７９１ １９８８．［２９］张子健．斜爆轰推进理论㊁技术及其实验验证［Ｄ］．北京中国科学院大学２０２０．ＺｈａｎｇＺＪ．Ｏｂｌｉｑｕｅｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎｔｈｅｏｒｙ ｔｅｃｈ⁃ｎｏｌｏｇｙａｎｄｉｔｓｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｄｅｍｏｎｓｔｒａｔｉｏｎ［Ｄ］．ＢｅｉｊｉｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＣｈｉｎｅｓｅＡｃａｄｅｍｙｏｆＳｃｉｅｎｃｅｓ ２０２０（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）．８. All Rights Reserved.。
火箭冲压发动机结构
火箭冲压发动机结构
火箭冲压发动机是一种新型的发动机结构，它的研发使得现代航
空航天技术得到了质的飞跃。
它是由压气机、燃烧室、涡轮和喷嘴等
部件组成的高压涡扇发动机，它的燃气转子与压气机转子共用一个轴线，可以实现高效能的推力。
火箭冲压发动机的结构十分复杂，但它的优点是显而易见的。
相
比传统的燃气轮机，它拥有更高的热效率和推力，同时也更加节能环保，因此得到了广泛的应用。
具体来说，火箭冲压发动机可以分为压气机、燃烧室、涡轮和喷
嘴四部分。
其中，在压气机中，气体可以被压缩到很高的压力，进而
被喷入到燃烧室中。
在燃烧室中，燃烧的燃料与空气混合后被点燃，
产生高温高压气体，这些气体经过涡轮驱动之后接着通过喷嘴发射出来，从而产生推力。
除此之外，火箭冲压发动机的制造难度也是非常高的。
一般来说，其制造需要采用先进的轻量材料，比如钛合金、高温合金等，以保证
机身的强度和耐久性，同时也需要进行精密的设计和加工，以确保各
个部件的精准匹配和紧密接触。
总的来说，火箭冲压发动机的结构和制造是一项十分重要的航空
航天技术，它的研发与应用对实现人类探索宇宙的梦想具有重要的推
动作用。
因此，需要在这一领域加强研究和合作，努力推进这项技术
的发展。
印度首次进行“高超音速技术验证器”飞行试验，等
4 2019.08军事文摘资 讯据印度国防新闻6月13日报道，印度于6月12日首次发射了自主研发的“高超音速技术验证器”（HSTDV），但由于助推器失控，未能将HSTDV送至预定高度，试验未达到预期目标。
按照原计划，HSTDV 飞行至30～40千米高空后，将与烈火-1弹道导弹助推器分离，并启动以煤油为燃料的超燃冲压发动机，以马赫数6的飞行速度巡航。
HSTDV是2005年开始研制的超燃冲压发动机验证器，是印度高超音速巡航导弹系统开发计划的重要组成部分。
印度首次进行“高超音速技术验证器”飞行试验据海军技术网6月28日报道，英国海军与奎奈蒂克公司签订一份为期5年的合同，购买该公司的指示器T数据分析与测量系统，以优化水面战训练。
指示器T系统由奎奈蒂克公司与英国国防部国防科学与技术实验室联合研发，包括一部可安装在武器上的激光测距仪，可使用编码装置检测武器系统的准确位置，通过全球定位系统定位威胁目标。
此外该系统还可在训练中检测“敌方打击”的性质和效果，传输的数据将实时显示在一部便携设备上，这将使训练者根据性能数据对训练演习做出改进，以应对快速近岸攻击艇的威胁。
英国海军水面战训练使用奎奈蒂克公司指示器T系统据《航空周刊》6月16日报道，雷神公司在巴黎航展前夕公布了基于超燃冲压发动机动力形式的未来高超音速导弹概念图。
这雷神公司披露吸气式动力高超音速导弹概念图俄罗斯萨尔马特重型洲际导弹性能首次公开据俄新社6月27日报道，俄罗斯“军队-2019”国际军事技术论坛期间，首次公开了萨尔马特新型重型洲际弹道导弹的技战术性能。
萨尔马特洲际导弹的射程1.8万千据航天新闻网5月29日报道，美国总统特朗普与日本首相安倍晋三在东京举行的联合新闻发布会上表示，两国在进一步加强太空领域的合作方面达成协议，尤其是扩大在载人太空探索方面的合作。
美国国务院发布的简报指出，双方“就人类在月球及其周围持续存在的重要性达成了共识”，“日本航天员将以其在国际空间站的经验为基础，努力参与美国航天员在月球和其他目的地的工作。
冲压发动机
冲压发动机简介冲压发动机是一种高效且可靠的发动机系统，广泛应用于汽车、航空和航天等领域。
它通过冲击和挤压的方式将燃烧室中的燃料与氧气混合，从而产生高压气体，驱动发动机的转子运转，实现能量的转换。
优势1.高效能: 冲压发动机利用冲击和挤压的方式将燃料和氧气混合，可实现更高的燃烧效率，相较于传统发动机可提高燃料利用率，降低能量损耗。
2.低排放: 冲压发动机在燃料和空气的混合过程中，能够更好地控制燃烧速度和温度，减少燃料中的有害物质产生，降低尾气排放。
3.减少噪音: 冲压发动机相较于传统发动机具有更平滑和连续的燃烧过程，减少了机械运动中的震动和噪音，提升了乘坐舒适性。
工作原理冲压发动机通过一系列冲击波和挤压波的相互作用，将燃料和氧气混合并升温至可燃点。
其工作原理如下：1.进气阶段: 发动机通过进气道引入大量新鲜空气，同时将燃料喷入燃烧室。
2.冲击波阶段: 燃料和空气在燃烧室内迅速混合，并被点火引燃。
由于燃烧过程中燃气的膨胀，产生的高温和高压燃气会形成冲击波。
3.挤压波阶段: 冲击波传播至发动机进气道末端时，会产生挤压波。
挤压波起到将剩余燃气重新压缩至燃烧区域的作用，从而增强燃烧效率。
4.排气阶段: 发动机将燃烧产生的高温低压气体通过排气阀门排出，同时开始新的循环。
应用领域冲压发动机的高效能和环保特性使其在多个领域得到广泛应用，其中主要包括：1.汽车行业: 冲压发动机可以降低燃料消耗和废气排放，提高汽车的性能和经济性，逐渐成为主流的动力系统。
2.航空航天: 冲压发动机在航空航天领域中具有较高的推力和效率，被广泛应用于喷气式飞机、火箭等。
3.可再生能源: 冲压发动机可以利用氢气等可再生能源进行高效燃烧转化，对于推动环保能源的发展具有重要意义。
发展趋势冲压发动机作为一种重要的动力系统，随着科技的不断进步，其发展趋势主要集中在以下几个方面：1.高压比: 随着材料科学和工艺技术的发展，冲压发动机的工作压力将进一步提高，以获得更高的效率和推力。
飞机发动机的发展历程
飞机发动机的发展历程飞机发动机的发展历程可以追溯到19世纪末20世纪初的早期阶段。
以下是飞机发动机的一些重要里程碑：1.德里克索莫铁器时代（19世纪末）：第一台飞机发动机是由法国工程师德里克索发明的。
这台二冲程汽油发动机是水冷式的，可提供大约20马力。
然而，这种发动机太重且效率低下，无法应对未来飞机的需求。
2.莱特兄弟的成功（1903年）：美国莱特兄弟是第一位成功飞行的人。
他们使用了一台由自己设计和制造的内燃机。
这台发动机采用了4冲程循环原理，燃料是汽油，并且采用了点火火花塞。
这一创新使飞机发动机实现了可靠的动力输出。
3.一战时期的发展（1914-1918年）：第一次世界大战加速了航空技术的发展。
飞机在军事用途上得到了广泛应用。
这一时期见证了多种发动机类型的出现，如水冷式发动机、空冷式发动机和倒转V型发动机等。
4.喷气发动机的诞生（1930年代）：在1930年代初，英国发明家弗兰克·惠特利成功地构建了第一种喷气式发动机。
这种发动机采用了压气机和燃烧室的组合，以喷气的方式产生推力。
喷气发动机的推出打破了传统螺旋桨推进系统的限制，为实现更高速度和高空飞行提供了可能。
5.二战后的进步（1945年以后）：二战结束后，航空技术迅速发展。
喷气式发动机得到改进，并引入了新的冷气推力增强（阿夫雷特效应）和涡轮增压技术。
冷气推力增强通过将空气引入发动机周围的超音速管道来增加推力。
涡轮增压则通过利用排气气流来增加进气发动机的压力，从而提高发动机性能。
6.现代航空技术（2000年以后）：近年来，航空技术取得了巨大的进步。
先进的数字控制系统和轻质复合材料的使用使发动机更强大、更经济高效。
涡扇发动机和涡轮螺旋桨发动机是当前商用飞机发动机的主流，其高效性和环保性能使得航空工业发展迅速。
以上是飞机发动机发展的一些关键历程，这些里程碑性的技术进步推动了飞机性能的提升，并推动了航空工业的快速发展。
涡轮冲压发动机
涡轮冲压发动机众所周知，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。
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。
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。
对于获得高超音速的飞行来说，冲压发动机是比较优秀的选择。
美国冲压发动机的实验，马赫数8-10。
但是，我们也注意到，试验飞行器被带到高空投放后，飞十几秒钟，燃料也没了。
可见这种发动机，耗油率非常大，工作时间非常短，燃烧效率也不高。
而现在的航空涡轮发动机，燃烧效率一般都达到了90%以上，主燃烧室的燃烧效率甚至会达到在98到99%。
而这种冲压发动机，燃烧效率在60%到70%左右，浪费了很多的燃料，工作时间也非常短。
因此，北航的高歌教授认为：采用新的涡轮发动机原理以后，完全有可能在一个比较短的时间内，获得推重比20的新型航空涡轮发动机,并以此来实现音速4-5倍的飞行器。
因为现有冲压发动机或者脉冲震爆发动机有局限性，比如冲压发动机不能从地面起飞，不能0速启动。
而他认为新一代的涡轮发动机能够把这个飞行器的马赫数达到4-5，可以和冲压发动机竞争。
未来的涡轮发动机，它也是要充分利用冲压的效果，但是，这个涡轮发动机本身新的原理以后，它的应用零件可以减少70%。
在研制中，我们也遇到了很多问题，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。
亚燃冲压发动机用途
亚燃冲压发动机用途1.引言1.1 概述亚燃冲压发动机是一种新型的内燃机，其工作原理是将燃料的氧化过程和混合过程分离，并控制好燃烧过程中的氧浓度，以实现更高的燃烧效率和更低的排放。
亚燃冲压发动机可以达到高效率和低排放的双重目标，因此在汽车、航空航天和能源领域等多个领域具有广泛的应用前景。
亚燃冲压发动机的核心优势在于其高效率的燃烧过程。
传统的内燃机存在着燃烧温度过高和燃烧速度过快的问题，容易导致能量损失和产生大量的氮氧化物等有害物质。
而亚燃冲压发动机则通过优化燃烧过程，实现了更加充分的燃烧和更低的燃烧温度，从而提高了热能转化效率和燃烧控制的精准性。
亚燃冲压发动机的应用领域十分广泛。
在传统燃气轮机领域，亚燃冲压发动机可以提高燃烧效率和环保性能，使得燃气轮机在航空、发电和工业等领域更加高效和清洁。
在汽车领域，亚燃冲压发动机可以有效降低燃油消耗和排放，提高汽车的动力性能和经济性，成为未来汽车节能减排的主流技术之一。
此外，亚燃冲压发动机还可以在航空航天、能源储备和再生能源利用等领域发挥重要作用。
总而言之，亚燃冲压发动机具有高效率、低排放和广泛的应用领域等诸多优势，因此引起了广泛的关注和研究。
随着技术的不断进步和创新，亚燃冲压发动机的发展前景十分广阔，将成为未来能源领域的重要技术和方向。
1.2文章结构文章结构部分应包含以下内容：本文包含三个主要部分：引言、正文和结论。
引言部分将概述整篇文章的内容，包括对亚燃冲压发动机的定义和原理进行简要介绍，明确文章的目的和结构。
正文部分将详细探讨亚燃冲压发动机的定义和原理，并阐述其在不同领域中的优势和应用。
在2.1章节中，将对亚燃冲压发动机的定义进行解释，并介绍其工作原理。
此处可以涵盖亚燃冲压发动机的基本原理、燃烧方式以及与传统发动机的区别。
在2.2章节中，将深入探讨亚燃冲压发动机的优势和应用领域。
可以根据实际情况列举亚燃冲压发动机在能源利用效率、排放减少、动力输出等方面的优势，并介绍其在航空、汽车、船舶等领域的具体应用案例。
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HyShot是第一个成功地实现净推力的超燃冲压发动机。
超声速燃烧冲压式发动机，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。
记者刘晓莹通讯员刘一丹
从1913年法国工程师雷纳·劳伦提出冲压发动机概念，人类已经在这条与速度赛跑的路上前行了整整一百年。
这个9月，以“纪念冲压发动机问世百年”为主题的第四届冲压发动机技术交流会在北京召开。
这场冲压发动机技术交流“国家级盛会”不仅带人们回顾了我国冲压发动机事业发展历程中经历的巨大变化和取得的辉煌成就，更为促进冲压发动机领域的科技创新和进步提供了一个具有国际影响力的交流平台。
超高速飞行梦从想象变为现实
“冲压发动机是冲压空气喷气发动机的简称，它利用迎面气流进入发动机后减速增压，再进入燃烧室与燃料混合燃烧，产生高温高压燃气经尾喷管膨胀加速后排除，从而产生推力。
”北京动力机械研究所所长刘振德说，“这种动力装置结构简单，而且超声速飞行时经济性好，且自身重量轻、推重比大。
”
据刘振德介绍，在这一概念被雷纳提出后的20年间。
“最初，想法只停留在图纸上，很多有关冲压发动机的研究都只在人们的设想之中。
”
直到1935年，法国工程师雷内·莱杜克完成了世界上首次冲压发动机地面点火试验，证明了冲压发动机作为推进装置的可行性，那之后，德国、英国、美国以及前苏联等国都积极开展了相关理论和试验研究。
“上世纪40年代后期，美国…大黄蜂‟计划、法国…Leduc-010‟飞机等项目，都先后成功开展了冲压发动机飞行试验。
”刘振德说，“到了50年代的时候，冲压发动机就开始进入工程应用阶段了。
”
美国“波马克-B”地对空导弹、“黄铜骑士”舰空导弹、英国“警犬”地空导弹、“海标枪”舰空导弹、前苏联“SA-4”地空导弹等，这些都是采用马赫数在2.0至3. 0之间的液体冲压发动机作为动力装置的导弹系统。
而在60年代的美国“D-21”高空高速无人机所采用冲压发动机上，这一飞行马赫数即已达到3.2以上，高度24千米。
与此同时，美国开始进行超燃冲压发动机概念方案和部件试验等探索性研究。
“这一时期，整体式冲压发动机技术极大地促进了冲压发动机的发展和应用。
”刘振德说，“而从80年代以来，超声速远程攻击导弹武器对冲压发动机提出了急迫的需求，一大批高性能冲压发动机被陆续研制，冲压发动机也进入了黄金发展期。
”
据他介绍，而今的冲压发动机以高超声速导弹、空天飞机等为应用背景，高超声速冲压发动机成为研究热点，各世界强国竟相开展了超燃冲压发动机研究工作。
中国冲压梦我们需要“争气”机
“我国冲压发动机事业在钱学森的倡导下，在1957年组建了冲压发动机研究室，也就是现在北京动力机械研究所的前身，那个时候开始，我国也启动了大量开创性的研究工作。
”
“刚刚来到单位，粱守槃教授在谈话中提到我国发展冲压发动机的意图，布置我们从试验设备入手开始研究。
并告诉我们，搞冲压发动机是国防需要，是…争气‟机，要为中国人民争气。
可当时这一技术在国内还是空白，谁也没见过，更没学过。
几天后在他的办公室，梁教授在一张纸上简单地画了一个原理图，这才让我们恍然大悟，也正是这张简图开启了我国冲压发动机研制之路。
”这段往事，一直深深刻在中国工程院院士、我国冲压发动机事业的主要开创者之一刘兴洲的记忆里。
虽然后来到苏联留学学的是冲压发动机，但是由于保密，直到他毕业回国，也没看到冲压发动机的真实面目。
“谁也不会把最先进的东西给我们，创新不能靠别人。
”刘院士与大家一起做了大量开创性的研究工作，他主持翻译的《冲压发动机与火箭发动机原理》，成为当时我国冲压发动机研制的重要参考资料。
经过老一辈创业者的不懈努力，我国于1960年实现了第一台冲压发动机的成功点火;1969年，我国首型冲压发动机取得飞行试验成功，使中国成功跨入世界上少数几个掌握冲压发动机技术的国家行列。
“在随后的几十年里，我国立足于自主研发，冲压发动机技术保持了与国际先进技术水平的同步。
”刘振德说。
下一个百年没有最快，只有更快为纪念冲压发动机问世百年，全面展示我国冲压发动机事业发展历程中经历的巨大变化和取得的辉煌成就，9月4日，以“纪念冲压发动机问世百年”为主题的第四届冲压发动机技术交流会在北京召开。
“这是冲压发动机技术交流的一场…国家级盛会‟。
”中国航天科工集团公司科技委副主任承文说。
之所以称之为“盛会”，是因为在为期两天的技术交流会聚集了国内12家科研机构、10所高校的院士、专家和代表，大会还特为获得首届“兴洲奖”获奖者颁奖。
承文表示：“从2005年首次召开以来，冲压发动机技术交流会充分发挥技术交流主渠道的作用，为国内各高校、科研院所、军工单位实现大协作搭建了沟通合作的桥梁，为我国冲压发动机技术的发展作出了很大的贡献。
未来，主办方中国航天科工集团公司科技委希望将这一盛会打造成为具有国际影响力的交流平台，促进科技创新和进步。
”
“从莱特兄弟发明飞机开始，人类就开始了与速度的赛跑，科学家从来都没有停止过追寻更快的速度。
”承文说，“在冲压发动机技术踏上新的百年征程的今天，促进技术沟通和学术交流，推动我国航天动力技术持续创新和发展，无疑是对迅速成长起来的年轻一代冲压发动机专家的一种巨大的鼓舞和鞭策。
”
名词解释冲压发动机
冲压发动机(Ramjet, stovepipe jet, athodyd)是喷气发动机的一种，它是利用高速气流在速度改变下产生的压力改变，达到气体压缩的目的原理来运作。
冲压发动机本身没有活动的部分，气流从前端进气口进入发动机之后，利用涵道截面积的变化，让高速气流降低，并且提高气体压力。
压缩过后的气体进入燃烧室，与燃料混合之后燃烧。
世界上第一台冲压发动机在1913年由法国发明家雷纳·劳伦(RenéLorin)发明。
“兴洲奖”
“兴洲奖”是为纪念我国已故冲压发动机技术主要开创者之一刘兴洲院士而
设立，旨在奖励在冲压发动机及其组合循环发动机科学研究方面取得较大成就的科学技术工作者。
2013年9月，首届“兴洲奖”的五位获奖者马雪松、刘卫东、张香文、杨顺华、范学军、在第四届冲压发动机技术交流会上领奖。