冲压发动机燃烧室性能参数探讨
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∙1．2．2 关键技术30-32∙1．2．3 研究进展32-37∙1．3 本文主要研究内容37-40∙第二章超燃冲压发动机燃烧室性能分析评价方法研究40-60 ∙2．1 引言40∙2．2 超燃冲压发动机燃烧室性能评价方法40-43∙2．3 两相多组分一元反应流方法43-58∙2．3．1 连续相模型43-47∙2．3．2 离散相模型47-50∙2．3．3 两相耦合模型50-51∙2．3．4 化学动力学模型与组分方程51∙2．3．5 两相多组分一元反应流分析程序编制51-56∙2．3．6 燃烧室性能分析56-58∙2．4 小结58-60∙第三章超燃冲压发动机燃烧室内型面分析60-72∙3．1 引言60∙3．2 超燃冲压模型发动机内型面设计60-65∙3．2．1 发动机内通道几何参数确定61-63∙3．2．2 凹腔、喷注面板、支板设计63-65∙3．3 超燃冲压发动机燃烧室内型面参数分析65-69∙3．3．1 计算条件66-67∙3．3．2 第一燃烧室67-68∙3．3．3 第二燃烧室68∙3．3．4 燃烧室扩张段68-69∙3．4 超燃冲压发动机燃烧室内型面参数组合优化69-71∙3．5 小结71-72∙第四章超燃冲压发动机燃烧室加热规律研究72-80∙4．1 引言72∙4．2 超燃冲压发动机加热规律的特点72-75∙4．3 燃料喷嘴位置对模型发动机性能的影响75-77∙4．4 燃料当量比对模型发动机性能的影响77∙4．5 燃料加热规律的试验研究77-79∙4．6 小结79-80∙第五章超燃冲压发动机点火特性研究80-104∙5．1 引言80∙5．2 燃烧室区域着火与火焰稳定条件分析80-81∙5．3 超燃冲压发动机直连式试验研究基础81-87∙5．3．1 试验系统82-84∙5．3．2 关键试验技术84-87∙5．4 支板诱导斜激波点火特性研究87-90∙5．4．1 8kg/s模型发动机支板诱导斜激波点火特性研究87-88∙5．4．2 2kg/s模型发动机支板诱导斜激波点火特性研究88-89∙5．4．3 试验结果分析89-90∙5．5 氢气引导火焰点火特性研究90-94∙5．5．1 8kg/s模型发动机支板诱导斜激波点火特性研究91∙5．5．2 2kg/s模型发动机支板诱导斜激波点火特性研究91-94∙5．6 点火器强制点火特性研究94-96∙5．7 超燃冲压发动机点火特性影响因素分析96-102∙5．7．1 当量比对模型发动机点火特性的影响97-100∙5．7．2 燃料射流相对穿透度对模型发动机点火特性的影响100-102 ∙5．8 小结102-104∙第六章超燃冲压发动机燃烧性能研究104-124∙6．1 引言104∙6．2 超燃冲压发动机燃烧效率分析104-111∙6．2．1 超燃冲压发动机效率分析104-106∙6．2．2 超燃冲压模型发动机燃烧效率计算方法106-109∙6．2．3 直连式超燃冲压模型发动机燃烧效率计算实例109-111∙6．3 超燃冲压发动机燃料喷注方案研究111-114∙6．3．1 燃料喷注方案构成因素分析111-112∙6．3．2 喷嘴位置对超燃冲压发动机性能的影响112-113∙6．3．3 喷注压降对超燃冲压发动机性能的影响113-114∙6．4 支板凹腔结构对超燃冲压发动机性能影响分析114-116∙6．4．1 支板凹腔阻力特性研究114-115∙6．4．2 支板凹腔结构对超燃冲压发动机性能的影响115-116∙6．5 燃料射流相对穿透度对超燃冲压发动机性能影响分析116-119 ∙6．5．1 燃料射流穿透度的经验计算公式116-117∙6．5．2 燃料射流相对穿透度对发动机性能影响分析117-119∙6．6 燃料当量比对超燃冲压发动机性能影响分析119∙6．7 点火方式对超燃冲压发动机性能影响分析119-122∙6．8 小结122-124∙第七章超燃冲压发动机燃烧室工作过程数值仿真124-146∙7．1 引言124-125∙7．2 燃烧流动控制方程125-128∙7．2．1 气相控制方程125-127∙7．2．2 液相控制方程127-128∙7．3．物理模型128-132∙7．3．1 湍流模型128-129∙7．3．2 喷雾蒸发模型129-130∙7．3．3 相间耦合模型130∙7．3．4 化学动力学模型与组分方程130-132∙7．4．数值计算方法132-133∙7．4．1 网格生成132∙7．4．2 边界条件132-133∙7．5 计算结果与分析133-144∙7．5．1 模型发动机冷态流场的数值仿真133-136∙7．5．2 模型发动机燃烧流动过程的数值仿真136-144∙7．6 小结144-146∙第八章结束语146-149∙8．1 结论146-147∙8．2 对未来研究工作的展望147-149∙致谢149-151∙参考文献表151-165∙附录A．热力学函数温度系数表165-167∙攻读博士期间所发表论文及撰写报告167下面是赠送的范文，不需要的朋友可以下载后编辑删除2013党风建设心得体会范文按照上级的统一部署，我们认真组织开展了党风廉政建设教育活动。
煤油超燃冲压发动机性能分析
煤油超燃冲压发动机性能分析摘要：本文旨在研究煤油超燃冲压发动机的性能。
通过使用数学建模和实验测试，我们研究了不同参数的煤油超燃冲压发动机的性能，包括压缩比，排气量，气缸径，入口气流速度，燃料喷射器形状，进气门尺寸以及喷射起动延迟。
结果表明，气缸径和压缩比对煤油超燃冲压发动机的性能有最大影响，并且入口气流速度，燃料喷射器形状，进气门尺寸以及喷射起动延迟也会影响它的表现。
关键词：冲压发动机、煤油超燃、性能分析、压缩比、排气量、气缸径、入口气流速度、燃料喷射器形状、进气门尺寸、喷射起动延迟。
正文：煤油超燃冲压发动机是一种非常有效的发动机，可以在更低压缩比下实现更高的排气量。
本文将通过数学建模和实验测试来研究不同参数的煤油超燃冲压发动机的性能。
首先，我们将对压缩比，排气量，气缸径，入口气流速度，燃料喷射器形状，进气门尺寸以及喷射起动延迟进行分析，以确定这些参数如何影响煤油超燃冲压发动机的性能。
然后，我们将使用不同的实验条件和不同的参数，以比较不同参数下冲压发动机的性能差异。
最后，我们将得出结论，讨论煤油超燃冲压发动机的性能优势，以及适当的参数配置对其性能的影响。
煤油超燃冲压发动机因其优越的性能而受到了广泛的应用。
它可以在工业，汽车，航空等行业中使用。
在工业行业，它可以用于发电机组，空调，涡轮增压器，纺织行业等。
汽车行业也大量使用煤油超燃冲压发动机，比如柴油发动机和气体发动机。
航空行业也是煤油超燃发动机的主要用户，它可以用于多种航空器，包括客机和运输机。
此外，它还可以用于陆上交通工具，如摩托车和拖拉机。
煤油超燃冲压发动机具有很多优势，比如低噪音，低温，低消耗，高效率，高功率密度，可靠性高，低成本等。
因此，煤油超燃冲压发动机被广泛应用于各个领域。
但是，其实现的性能也有一定的局限性，因此，市场上有必要不断改善性能，以更好地适应新市场的需求。
此外，随着技术的发展，煤油超燃冲压发动机可以在不同场合得到更加先进的应用。
超燃冲压燃烧室混合及燃烧效率的影响
收稿日期:2003 11 06;修订日期:2004 04 28基金项目:国家863计划(863 2 1 4 5)资助项目文章编号:1000 6893(2004)06 0556 04燃料引射方式对超燃冲压燃烧室混合及燃烧效率的影响王晓栋,宋文艳(西北工业大学动力与能源学院,陕西西安 710072)Effects of Fuel Injection Scheme on the Mixing and C ombustion Efficiency of a Scramjet CombustorWANG Xiao dong,SONG Wen yan(College of Power and Energy ,No rthw ester n Polytechnical U niversit y,Xi an 710072,China)摘 要:应用含组分守恒方程的质量平均Navier Stokes 方程和B L 代数湍流模型,数值模拟了后台阶构型燃烧室在采用台阶上游支板引射和壁面垂直引射燃料时的内部流场。
在计算过程中,对方程的对流项采用空间为二阶精度的T V D 格式,扩散项则采用二阶中心差分离散。
通过流场计算,对比研究了引射方式对燃料混合性能的影响。
结果表明,台阶上游的支板在燃烧室的流场中产生了一对相对稳定的大尺度轴向旋涡,该旋涡不利于燃料的混合。
采用壁面垂直引射时,在喷嘴下游的燃料流场中产生了小尺度轴向旋涡,该旋涡是提高燃料混合及燃烧效率的关键。
关键词:冲压发动机;超声速燃烧;数值模拟;支板;后台阶中图分类号:V 231 2 文献标识码:AAbstract:T he internal flow fields of supersonic combustion r amjet (scramjet)combustion chamber with strut or normal w all injectors are simulated numer ically by using the Favre aver ag ed Navier Stokes equations with the Bald w in Lomax alg ebraic turbulence mo del.Dur ing the simulations,the second order H. C.Y ee s T V D scheme is used for the inviscid flux terms and a central difference is used for the diffusion terms.I n computing the flow fields in the combustor,the effects of the fuel injection scheme on the fuel/air mix ing process and the combustion perfo rmance of t he scramjet combustor are studied comparatively.For strut fuel injection upstream of the backw ar d facing step,a pair of larg e scale ax ial vo rtices induced by struts has a strong o pposite effect on the fuel distr ibution in the combustor and prevents the fuel/air mix ing process,while the normal w all fuel injection will bring the small scale ax ial vortices w ithin the fuel fields behind the injectors,which is the key to enhance the mix ing efficiency and combustion efficien cy of the scramjet combustor.Key words:r amjet;supersonic combust ion;numerical simulation;strut;backward facing step如何在有限的时间和空间内实现燃料的高效混合,将燃料的化学能最大限度地转化为热能是超燃冲压发动机研究中的一项关键技术。
水冲压发动机燃烧稳定性数值研究
水冲压发动机燃烧稳定性数值研究
近年来，随着环境和能源问题焦虑，汽车发动机技术正发展得越来越迅速。
水冲压发动机是节能减排环保的技术之一，具有节能、污染少和结构简单等特点。
为更好地研究水冲压发动机的燃烧稳定性，本文将采用数值模拟的方法，分析水冲压发动机的燃烧稳定性和性能特性。
水冲压发动机作为一种新型的小型发动机，其基本原理是利用发动机的进气量和水的压力来平衡加速度，从而改善发动机的性能和燃油经济性，实现减少汽车排放的目标。
因此，相比传统的汽油机，水冲压发动机在燃烧性能方面具有明显的优势。
在本文中，采用数值模拟软件ANSYS FLUENT研究水冲压发动机燃烧室内部的流动特性和燃烧稳定性，并以实际工况为研究基础，考虑到影响发动机性能的参数，研究了发动机燃烧温度和燃烧压力的变化，以及排气阶段的燃料燃烧特性，并且分析了发动机压力波动的原因。
在研究过程中，分别选取不同水冲压发动机的标准工况条件，分析发动机性能。
结果表明，当发动机燃料进气量增大时，发动机的燃料燃烧温度和燃烧压力也呈增加趋势，并且燃烧压力波动幅度也随之增大，因此燃烧不稳定性增加了。
另外，在燃油注入过程中，燃料燃烧和排气阶段的温度表现出逐渐减小的趋势，这也是导致发动机燃烧压力波动的原因之一。
综上所述，本文采用数值模拟方法研究了水冲压发动机的燃烧稳
定性和发动机性能，得出了一些有价值的结论，为进一步改善发动机燃烧稳定性和各种工况条件下发动机的性能提供参考。
固体燃料超燃冲压发动机燃烧室中pmma自点火性能数值研究
固体燃料超燃冲压发动机燃烧室中pmma自点火性能数值研究摘要：本研究试图探索PMMA（聚甲基丙烯酸甲酯）在固体燃料超燃冲压发动机燃烧室中的自点火性能，以及该材料如何影响整体发动机性能。
通过对PMMA的温度和相对湿度的测量及数值模拟，得出了其自点火温度及燃烧时间、燃烧过程中的温度场分布、燃烧压力随时间的变化情况等结论。
结果表明，PMMA具有稳定的自点火特性，而燃烧密度对自点火特性的影响不大。
关键词： PMMA；自点火；固体燃料；超燃冲压发动机正文：1. 研究背景固体燃料燃气发动机是一种新型发动机，具有结构紧凑、操作灵活、排放少、热收率高等优点，是未来代替燃油发动机的先进技术。
然而，固体燃料发动机必须有一种有效的发动机自点火系统，才能使发动机正常工作。
2. 研究方法为了研究固体燃料超燃冲压发动机燃烧室中PMMA的自点火特性，首先给出了PMMA样品的物理和化学特性，然后进行了实验模拟，测量PMMA的温度和相对湿度，以及利用数值模拟对PMMA燃烧过程的分析。
3. 研究结果通过实验和模拟，本文得出了PMMA的自点火温度及燃烧时间、燃烧过程中的温度场分布、燃烧压力随时间的变化情况等结论。
结果表明，PMMA具有稳定的自点火特性，而燃烧密度对自点火特性的影响不大。
4. 结论本文研究了PMMA在固体燃料超燃冲压发动机燃烧室中的自点火特性，并得出了其自点火温度及燃烧时间、燃烧过程中的温度场分布、燃烧压力随时间的变化情况等数据。
结果表明PMMA具有较高的自点火性能。
PMMA是一种新型的固体燃料，具有自点火性能高、热稳定性好、燃烧速度稳定、热震动小、排放低等优点。
因此，PMMA可以作为固体燃料发动机的理想自点火材料，用于超燃冲压发动机、飞机、火箭、汽车等的火箭发动机及汽车发动机的燃烧室中。
另外，由于PMMA的热解温度较低，其解离温度更高，可以很好地保护发动机结构免受热冲击，因此PMMA还可以应用于固体火箭引擎的燃烧室以及火箭发动机燃烧室中以吸收和分解火焰扩散所带来的热量。
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。
燃烧室设计对发动机性能的影响分析
燃烧室设计对发动机性能的影响分析燃烧室作为内燃机的重要组成部分，其设计的优劣直接影响着发动机的性能。
本文将对燃烧室设计对发动机性能的影响进行分析，探讨不同燃烧室设计参数对发动机性能的影响，以期为燃烧室设计提供一定的参考。
燃烧室设计参数对发动机性能的影响燃烧室设计参数包括燃烧室形状、大小、油气混合方式等。
这些参数的不同组合将直接影响发动机的功率、燃油消耗率、排放等性能指标。
燃烧室形状燃烧室的形状对发动机性能有很大的影响。
常见的燃烧室形状有球形、方形、圆柱形等。
研究表明，球形燃烧室可以提供更好的油气混合，提高燃烧效率，从而提高发动机的功率和燃油经济性。
燃烧室大小燃烧室的大小也是影响发动机性能的重要因素。
燃烧室过大，会导致燃烧延迟，降低发动机的功率和燃油经济性；燃烧室过小，则会导致燃烧不完全，增加排放。
因此，合理选择燃烧室大小对于提高发动机性能至关重要。
油气混合方式油气混合方式影响着燃烧的速率和效率。
常见的油气混合方式有预混合燃烧和边喷射燃烧。
预混合燃烧可以提供更好的燃烧速率，提高发动机的功率和燃油经济性；边喷射燃烧则可以提供更好的排放性能。
因此，选择合适的油气混合方式也是提高发动机性能的关键。
燃烧室设计对发动机性能有着重要的影响。
合理的燃烧室形状、大小和油气混合方式的选择，可以提高发动机的功率和燃油经济性，降低排放。
因此，在进行燃烧室设计时，需要充分考虑这些因素，以实现发动机性能的最优化。
这是整篇的内容，下一部分将继续深入分析燃烧室设计参数对发动机性能的影响。
燃烧室设计对发动机性能的详细影响分析燃烧室形状的影响不同的燃烧室形状对发动机性能的影响是显著的。
球形燃烧室由于其独特的几何形状，能够提供更好的油气混合，从而提高燃烧效率。
球形燃烧室的设计有助于减少燃烧延迟，增加燃烧速率，进而提高发动机的功率输出。
此外，球形燃烧室还能有效降低NOx排放，对于满足严格的排放标准具有重要意义。
另一方面，方形和圆柱形燃烧室在某些应用中可能更为合适。
超燃冲压发动机总体化性能分析_张旭
1
引
言
超燃冲压发动机是高超声速飞行器有效的动力 装置， 其性能的快速预估是发动机研制阶段的必要工 具。现有的发动机性能计算方法 主要分为两类， 一类是基于简化模型的估算方法， 一类是基于 CFD 计算然后积分得到性能参数的方法。 第一类方法简 便快捷， 但精度低且适用范围窄。 第二类方法精度 高， 但 CFD 计算， 特别是发动机内外三维流场耦合计 ， 算的计算量大 耗时长， 难以适应参数化研究的需要。 Jonas A Sadunas［1］ 通过求解二维欧拉方程得到 发动机二维流场， 积分得到发动机的气动力和气动力 ［2 ］ May矩。Hideo Ikawa 分别采用冲量函数和 Prandtler 理论估计燃烧室和喷管的推力， 得到这两个部件的
Key words： Scramjet； Performance analysis； Threedimensional Parabolized NavierStokes equations； Onedimensional NavierStokes equation 道设计的基础上， 添加后掠平面侧压板， 设计方法如 下： 顶板外压段采用 3 级平面楔， 保证在不考虑侧压 激波的前提下， 设计点外压斜激波交汇于外罩唇口 点， 采用斜激波关系式计算激波角； 内压段侧板宽度 不变， 外罩采用 2 级楔压缩， 设计原则是外罩斜激波 交点在进气道外面， 与顶压外压段类似， 采用斜激波 关系式估算内压段进口马赫数和外罩激波角 ， 给定内 压段长度和内收缩比 CＲ in 可确定内压段型面； 等直隔 离段的关键设计变量是长高比 L4 ； 侧板起于顶板外 H4
2
2． 1
物理模型和计算方法
发动机模型
Fig． 2
Configuration of rectangular combustor（ mm）
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2011年2月第32卷第1期推进技术JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY Feb.2011Vol.32No.1冲压发动机燃烧室性能参数探讨*李庆，潘余，谭建国，王振国（国防科技大学航天与材料工程学院，湖南长沙410073）摘要：针对亚燃冲压发动机直连式试验中燃烧室性能评价的问题，对原有的燃烧效率及总压损失等评价指标进行了介绍，同时对自由射流试验与直连式试验之间的联系与区别进行了分析，并阐述了现有评价指标的局限性。
为了综合衡量总温及总压对直连式试验中发动机整体性能的影响，从而为自由射流试验中燃烧室结构的设计提供参考，依据直连式试验的特点，建立了基于推力性能的新型评价指标———修正动量比。
针对一组亚燃冲压发动机直连式试验数据，计算了其燃烧效率、总压损失及修正动量比。
结果显示，三种方法计算出的修正动量比具有相同的变化趋势，修正动量比与燃烧效率及总压损失所反映的燃烧室性能比较吻合。
关键词：燃烧效率；总压损失；评价指标；修正动量比中图分类号：V235.213文献标识码：A文章编号：1001-4055（2011）01-0065-05*收稿日期：2009-07-21；修订日期：2010-01-15。
作者简介：李庆（1982—），男，博士，讲师，研究领域为高超声速推进技术。
E-mail ：nudtliqing@ Discussion for evaluation of connected-pipe ramjet combustorperformance parametersLI Qing ，PAN Yu ，TAN Jian-guo ，WANG Zhen-guo（Inst．of Aerospace and Material Engineering ，National Univ．of Defence Technology ，Changsha 410073，China ）Abstract ：With regard to the method for the evaluation of connected-pipe ramjet performance ，present evaluation index such as combustion efficiency and total pressure loss is introduced ，and the connection between connected-pipe experiment and free-jet experiment is analyzed ，and the limit of the present evaluation index is illustrated．In order to evaluate the comprehen-sive effect of combustion efficiency and total pressure loss towards the performance of connected-pipe ramjet combustor and give a reference to the design of ramjet to be tested in free-jet experiment ，according to the characteristics of connected-pipe experiment ，a new evaluation index named revised impulse ratio based on thrust performance is introduced．The combustion efficiency ，total pressure loss and revised impulse ratio is calculated．The results show that the value of revised impulse ratio based on three different methods shows the same variation trend．There exists a good match among the value of revised impulse ratio ，combustion efficiency and total pressure loss．Key words ：Combustion efficiency ；Total pressure loss ；Evaluation index ；Modified momentum ratio1引言地面试验是亚燃冲压发动机研制过程中的重要环节。
一般来说，地面试验主要分为直连式试验与自由射流试验。
在地面试验过程中，做为亚燃冲压发动机的核心部件，燃烧室性能一直是地面试验过程中研究的重点问题。
直连式试验中通常使用燃烧效率及总压损失来衡量燃烧室的性能。
而自由射流中则考虑的是包括进气道、燃烧室及尾喷管在内的整个发动机的性能，通常通过推力和比冲来衡量。
对于直连式试验中的亚燃冲压发动机性能评价方法，北约航天研究与发展顾问小组（AGARD ）［1］进行了详细的论述；对于自由射流试验中的性能评价方法，刘兴洲［2］等人也进行了详细的介绍。
潘余［3］对超燃冲压发动机中燃烧效率计算方法进行了详细的介绍，王振锋［4，5］和王芳［6］也分别通过一维分析发展了超燃冲压发动机中的性能评估方法。
上述超燃冲压发动机中的性能评估方法同样适用于亚燃冲压发动机。
燃烧效率及总压损失分别是评价燃烧室内的燃烧性能与阻力特性的单项指标，由于二者对发动机推力性能存在相互抵消的影响，因此如何综合考虑二者的影响也是当前需要解决的问题。
本文提出了一种评价亚燃冲压发动机燃烧室性能的新型指标，可以作为燃烧效率及总压损失评价体系的重要补充，同时也起到了联结直连式试验与自由射流试验的桥梁作用。
2原有性能评价指标简介及其局限性在介绍原有评价指标之前，首先对通用的亚燃冲压发动机截面符号进行一下介绍［1］。
如图1所示，其中ɕ代表自由来流截面；0代表进气道激波上游截面；1代表进气道唇口截面；2代表进气道亚扩段出口截面；3代表燃烧室入口截面；4代表燃烧室出口截面；5代表尾喷管喉部截面；6代表尾喷管出口截面。
Fig．1Denotation of the cross-section of the ramjet2．1原有性能评价指标2．1．1燃烧效率燃烧效率表示燃料燃烧时热量的利用程度，定义为燃料燃烧的实际放热量与理论放热量之比。
由于历史的原因，燃烧效率存在以下四种计算方式［1］：基于特征速度的燃烧效率；基于温度升高的燃烧效率；基于真空比冲的燃烧效率；基于当量比的燃烧效率。
2．1．2总压损失总压可以看作是能量可利用的量度，表征着气流做功能力的大小［7］。
总压损失的计算公式为δ=pt2－pt4pt2（1）式中δ为总压恢复系数，p t2和p t4分别为截面2和截面4处的总压（文中所指的截面参数，均为截面处的平均参数）。
总压损失的原因主要包括两个方面，即气动原因产生的总压损失及燃烧原因产生的总压损失。
其中气动原因产生的总压损失，主要包括突扩损失、壁面摩擦、气流转向及燃料喷射装置及火焰稳定装置产生的损失［8］；而燃烧原因产生的总压损失，其主要原理是燃烧会释放大量的热能，而在等截面管流中加入热量就会引起总压的减小。
2．1．3燃料推力增益比冲试验中还经常采用燃烧推力增益比冲作为一种评价指标。
直连式试验中的推力增益比冲定义为燃烧状态与冷流状态下的台架推力之差。
推力增益计算公式为ΔF= mu6，hot－ m a u6，cold+（p6，hot－p6，cold）A6（2）式中ΔF为台架推力增益，u6，hot和u6，cold分别为燃烧状态下和冷态下截面6处的气流速度，p6，hot和p6，cold 分别为燃烧状态下和冷态下截面6处的静压。
m为发动机出口的总流量，等于空气流量 m a和燃料流量 mf之和。
式（2）可以进一步写为ΔF= mλ6，hot C cr6，hot－ m aλ6，cold C cr6，cold+（p6，hot－p6，cold）A6（3）式中λ6，hot及C cr6，hot分别为燃烧状态下截面6处的速度系数和临界声速，λ6，cold及C cr6，cold分别为截面6处冷态下的速度系数和临界声速。
由q（λ6）=A5A6（4）式中q（λ6）为流量公式中的速度系数函数，A5，A6分别为截面5与截面6处的面积。
则λ6，hot=λ6，cold（5）由If=ΔF/ mf（6）If=［（ mCcr6，hot－ maCcr6，cold）λ6，hot+（p6，hot－p6，cold）A6］/ mf（7）而p6，hot=pt6，hot（1+γ－1γ+1λ6，hot2）γγ－1（8）p6，hot=m Tt5，槡hotKA5（1+γ－1γ+1λ6，hot2）γγ－1（9）同理p6，cold=maTt5，槡coldKA5（1+γ－1γ+1λ6，cold2）γγ－1（10）式中γ为气体的比热比。
由式（7 10）可见，由于临界声速及截面6处的静压只与当地总温有关，在直连式试验中流量确定的情况下，推力增益比冲只与燃烧室进出口总温有关，而与燃烧室内的总压无关。
因此，推力增益比冲只反映了燃料的燃烧性能，并未反应燃烧室内的总压损失情况。
2．2直连式试验与自由射流试验的区别与联系直连式试验中，空气加热器与燃烧室直接相连，燃烧室入口流量为定值。
由流量公式m=K p t5T槡t5A5（11）可知，在喷管喉部面积不变的情况下，当喉部总温为定值时，喉部总压也是一个定值。
其中p t5，T t5分别为截面5处的总压与总温。
燃烧室入口气流的总温由空气加热器喷管出口的气流总温决定，但是燃烧室入口气流的总压由发动机喉部总压及模拟气流经过燃烧室后的总压损失决定，即p t2=pt5/（1－δ）（12）同时，由公式（7 10）可知，忽略总温变化时引起的R 及γ的变化，在流量及燃烧室结构相同的情况下，直连式试验中发动机出口截面处的气流推力只与出口处的总温有关，而与总压无关。
自由射流试验中，将发动机进口置于超声速空气射流中，真实地模拟飞行马赫数、环境压力、环境温度、攻角等，从而使整台发动机的内部流动状态得到真实的模拟。
对于自由射流试验，由于真实模拟了飞行情况，因此燃烧室入口的总压存在一个最大值，对应着进气道的最大总压恢复系数。
当燃烧室入口总压大于这个最大值时，就会导致进气道的溢流，甚至是进气道的不启动。
这就是进气道与燃烧室的压力匹配问题，也是自由射流试验与直连式试验最主要的区别。