超燃冲压发动机主动再生冷却
采用双毛细管等流量法测量航空煤油RP-3的动力黏度
采用双毛细管等流量法测量航空煤油RP-3的动力黏度冯松;毕勤成;刘朝晖;潘辉;曹冬冬【摘要】为实现超临界压力下航空煤油RP-3的动力黏度测量,在原双毛细管黏度计对比计算法基础上,采用等流量法并引入离心力修正系数对测试段毛细管压降进行修正,测量压力可达10 MPa,测量温度范围提高至306.6～673.4 K.等流量法根据上下游毛细管质量流量相等,通过测试流体在上下游毛细管中的压降关系及下游测试段毛细管热膨胀系数推算出该流体动力黏度.该方法简便可靠,在所测温度范围内的相对标准不确定度为1.16％～2.92％.通过纯物质十二烷及质量比为1:1的正辛烷正庚烷二元混合物对等流量法进行标定,试验结果与文献值的相对偏差在±2.18％以内,相对偏差绝对平均值小于0.74％.在压力为3、4、5 MPa,温度为306.6～673.5 K的条件下,采用该方法测量了航空煤油RP-3的动力黏度.该方法的应用可为进一步提高超临界航空煤油动力黏度的测量温度范围创造条件.%To measure the viscosity of the aviation kerosene RP-3,this paper proposed a new flow meter based on the double-capillary viscometer with the comparison calculation and the centrifugal effect due to coiling of the capillary being considered to revise the pressure drop of tested capillary.This calculation was applied to the measurement of viscosities of aviation kerosene at supercritical pressures up to 10 MPa and temperatures from 306.6 K to 673.5 K.The viscosity of the tested fluid is deduced through the measured relationship of the pressure drop between the upstream and downstream capillaries and the thermal expansion of the downstream capillary.The relative standard uncertainty of dynamic viscosity measurement is identified as 1.16％-2.92％ within this paper's measuring range oftemperatures.The n-dodecane and the binary mixtures of n-octane and n-heptane with a mass ratio of 1 ∶ 1 were tested.The results showed a relative deviation within ± 2.18％ and an absolute average relative deviation below 0.74％.The viscosity of aviation kerosene RP-3 was measured on the basis of the calibration experiments at the pressures of 3,4 and 5 MPa and the temperatures from 306.6 K to 673.5 K.The method can be further extended for a larger temperature measurement range of the dynamic viscosity of aviation kerosene under supercritical pressures.【期刊名称】《西安交通大学学报》【年(卷),期】2017(051)003【总页数】6页(P48-53)【关键词】双毛细管;动力黏度;航空煤油RP-3【作者】冯松;毕勤成;刘朝晖;潘辉;曹冬冬【作者单位】西安交通大学动力工程多相流国家重点实验室,710049,西安;西安交通大学动力工程多相流国家重点实验室,710049,西安;西安交通大学动力工程多相流国家重点实验室,710049,西安;西安交通大学动力工程多相流国家重点实验室,710049,西安;西安交通大学动力工程多相流国家重点实验室,710049,西安【正文语种】中文【中图分类】TK123;O621.2在超燃冲压发动机主动再生冷却技术中，航空煤油在注入燃烧室之前，作为冷却剂冷却发动机外表面，吸收多余热负荷［1－2］。
【国家自然科学基金】_超燃冲压发动机_基金支持热词逐年推荐_【万方软件创新助手】_20140730
推荐指数 11 2 2 2 2 2 2 2 2 2 2 2 2 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1
53 54 55 56 57 58 59 60 61 62 63 64 65 66 67 68 69 70 71 72 73 74 75 76 77 78 79 80 81 82 83 84 85 86
科研热词 超燃冲压发动机 高超声速飞行器 高超声速 高精度格式 隔离段 附面层抽吸 超声速燃烧 超声速湍流燃烧 点火 火焰面模型 火焰传播 流动分离 不起动 风洞试验 预燃室 非对称喷管 非均匀来流 静配平分析 陶瓷基复合材料 进气道/隔离段 过膨胀 超燃冲压发动机进气道 超声速燃烧室 超声速流动 超声速 被动控制 被动吹吸 表面油滴显示 薄反应区模式 结构弹性 等离子体火炬 示踪粒子 磁流体发电器 电阻加热 特征尺度 牛顿冲击理论 燃烧效率 燃烧室性能 煤油喷雾 煤油 热阻 热防护 热环境 热流 热射流 火花塞 激波与边界层相互作用 激波/附面层干扰 混合效率 液态煤油 涡发生器 流向涡掺混
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1
2013年 序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42 43 44 45 46 47 48 49 50 51 52
流向涡 流动形态 波系配置 波瓣掺混器 波与边界层相互作用 氢气 气动力工程预估 气动伺服弹性 格子boltzmann方法 数值计算 数值模拟 数值仿真 推力耦合 强迫点火 弹性体运动方程 弯曲激波 多凹腔 壁温 可压缩流动 双燃室冲压发动机 双分布函数 参数化外形 动力学稳定性 分离判据 凹腔驻留火焰 凹槽 冷流 二维高超声速进气道 二元高超声速进气道 主动冷却 三面压缩进气道 一体化建模 piv c/sic
超燃冲压发动机 热管理
超燃冲压发动机热管理全文共四篇示例，供读者参考第一篇示例：超燃冲压发动机（Supercritical Combustion Ramjet，简称SCRJ）是一种新型的高速发动机，采用了超燃燃烧技术，结合了冲压发动机的特点，能够实现更高的飞行速度和更高的燃烧效率。
热管理对于SCRJ来说至关重要，它能够影响发动机的性能和寿命，保证发动机的正常运行。
热管理对SCRJ的重要性：SCRJ是一种高速发动机，工作温度非常高，燃烧室内温度可达到3000K以上，如果热管理不当，会导致发动机过热，损坏发动机零部件，甚至导致爆炸。
热管理是SCRJ发动机设计的重要组成部分，关系到发动机的性能和安全。
热管理的主要技术：1.冷却系统：SCRJ采用冷却系统来降低发动机零部件的温度，保持发动机在正常工作温度范围内。
冷却系统包括内部冷却和外部冷却两种方式。
内部冷却主要是利用发动机本身的流体循环来将燃烧室和喷嘴降温，外部冷却则采用空气或液体来冷却发动机表面。
2.燃烧控制：燃烧控制是通过调整燃料供给和空气流量来控制燃烧室内温度，保持发动机在安全工作范围内。
燃烧控制技术包括喷射式燃烧和旋流燃烧等方式，能够有效地降低燃烧室内温度，提高燃烧效率。
3.隔热材料：SCRJ发动机使用隔热材料来包裹发动机零部件，减少热量传导和辐射，防止发动机温度过高。
隔热材料有陶瓷、碳纤维等材料，能够有效地减少温度梯度，提高发动机的使用寿命。
1.性能提升：良好的热管理能够提高SCRJ的燃烧效率，降低燃料消耗，提高推力和飞行速度。
合理的燃烧控制和冷却系统能够实现发动机的最佳工作状态，提高整体性能。
2.安全保障：热管理对于SCRJ的安全性至关重要，能够保证发动机在高温环境下正常工作，防止过热导致的事故发生。
合理的热管理能够延长发动机寿命，减少维护和更换成本。
3.环保节能：SCRJ发动机采用超燃燃烧技术，具有更高的燃烧效率和更低的排放，通过热管理技术能够进一步提升能源利用率，减少对环境的影响。
超燃冲压发动机技术
超燃冲压发动机技术涉及到大量基础和应用科学问题, 是高 难度的高新技术。从高超声速技术发展来看高超声速技术飞 行距离实际应用还有些距离。但是, 由于高超声速巡航导弹 和空天飞机等需求的牵引, 越来越多的国家和地区仍在持续 进行超燃冲压发动机技术研究。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, 必将对军事、航天、国民 经济等产生深远影响
超燃冲压发动机主要由进气道、隔离段、燃烧室与尾喷管组成. 进气道的主要功能是捕获足够的空气, 并通过一系列激波系进行压缩, 为 燃烧室提供一定流量、温度、压力的气流, 便于燃烧的组织. 隔离段是位于进气道与燃烧室之间的等直通道, 其作用是消除燃烧室的 压力波动对进气道的影响, 实现进气道与燃烧室在不同工况下的良好匹配 . 当燃烧室着火后压力升高, 隔离段中会产生一系列激波串, 激波串的长度 和位臵会随着燃烧室反压的变化而变化. 当隔离段的长度足够时, 就能保 证燃烧室的压力波动不会影响进气道. 燃烧室是燃料喷注和燃烧的地方, 超燃冲压发动机中燃料可从壁面和支板 或喷油杆喷射. 超燃冲压发动机中的火焰稳定与亚燃冲压发动机不同, 它 不能采用V型槽等侵入式火焰稳定装臵,因为它们将带来巨大的阻力, 因此 目前普遍采用凹腔作为火焰稳定器. 尾喷管则是气流膨胀产生推力的地方.
高超声速进气道从构型上可以分为二维进气道、三维侧压进 气道、轴对称进气道和内转向进气道等, 这几种进气道形式 各有优缺点, 一般根据行器的具体形式选择合理的进气道形 式. 高超声速进气道的基本构型为一个收缩通道后接一等直 或微扩通道, 其基本工作原理是利用这一收缩通道将高超声 速来流压缩减速至较低马赫数.
革命性的动力系统
首先, 由于巡航飞行马赫数远远高于传统战斗机, 现有的吸气 式发动机已不再适用. 当马赫数高于3 时由于进气道激波产生 的压缩已经很强, 不再需要压气机,而应当采用冲压发动机; 而 当马赫数达到6 左右时, 气流的总温已达1500K以上, 传统的亚 声速燃烧冲压发动机效率大大降低; 而如果保持进入发动机 的气流为超声速, 在超声速气流中组织燃烧, 发动机仍能有效 地工作, 这就是超声速燃烧冲压发动机(scramjet-supersonic combustion ramjet, SSCR). 超燃冲压发动机在Ma6 以上的性能 远高于亚燃冲压发动机, 它能工作到Ma12 » Ma15 左右
超燃冲压发动机燃烧室壁面再生冷却研究
超燃冲压发动机燃烧室壁面再生冷却研究
超燃冲压发动机燃烧室壁面再生冷却技术是一项能够提高汽油内燃机的发动机效率和性能的高科技技术，它利用复杂的装置在冲压发动机的燃烧室中利用再生冷却的方法，使得燃烧室的壁面分子晶体结构表面重新形成，并且获得良好的再生热量散发能力，从而达到提高汽油机发动机效率和性能的目的。
首先，需要对燃烧室壁面进行调整，将原来的旧的燃烧室壁面变得更加光滑和细腻，以便后续的再生热散发工作。
其次，采用特殊的技术制备复合材料的喷射机器，将特定的复合材料精确地喷射在燃烧室壁面上，这种复合材料的密度非常高，可以有效的减少燃烧室壁面在点燃的过程中的热量传播，从而改善再生冷却效果。
然后，结合有效载荷技术，在燃烧室壁面上进行精确的再生加工，使得燃烧室壁面再生冷却技术达到最佳效果。
最后，要采用高性能精密测试设备，对燃烧室壁面的实际效果进行测试，以确保技术的有效性。
通过超燃冲压发动机燃烧室壁面再生冷却技术，能够显著改善汽油机的发动机效率和性能，使发动机的燃耗、排放性能都处于高水平的状态。
这项技术的应用也有利于环境保护，能够有效的提高汽车的综合能源效率，并减少空气污染，节约能源，减少交通饱和的现象，从而达到为社会发展做出贡献的目的。
超燃冲压发动机
超燃冲压发动机的工作原理
• 在冲压喷气发动机的基本原理的基础上，还包括 燃料喷射和混合在超音速流场条件下的稳定技术。
超燃冲压发动机的关键技术
• • • • • • • 燃料的喷射、掺混、点火 燃烧室的设计和试验技术 发动机与机体（弹体）的一体化设计 耐高温材料和吸热燃料 火焰保持器 热平衡 火焰特性描述
• 由澳大利亚昆士兰大学的一个研究小组在 2002 年先于 NASA 成功地试验了超燃冲压发动机，首 次在飞行中产生净推力，发动机工作了 10 秒钟。
超燃冲压发动机的类型
• • • • • • • • 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 超燃组合发动机
超燃冲压发动机
什么是超燃冲压发动机
• 超声速燃烧冲压式发动机，简称超燃冲压发动机， 即燃料在超声速气流中进行燃烧的冲压发动机。
什么是超燃冲压发动机
• 采用碳氢燃料时，飞行M数在8以下，当使用液氢 燃料时，飞行M数可达到6~25。
什么是超燃冲压发动机
• 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 ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ。
超燃冲压发动机的发展
• 80年代中期，美国政府启动了以超燃冲压发动机 为动力的国家空天飞机计划。1994年取消该计划。 • 2004年，NASA的HyperX计划完成，成功地进行了 两次氢燃料超燃冲压发动机飞行试验。
超燃冲压发动机的发展
• X-51A计划可以看作是美国“国家空天飞机” （NASP）计划和X-43计划的一个延续。
超燃冲压发动机的发展
超燃冲压发动机原理
超燃冲压发动机原理
哇塞！你知道超燃冲压发动机吗？这东西可太厉害了！
我之前呀，听老师讲过，一下子就被它给迷住了。
超燃冲压发动机，就像是一个超级强大的动力怪兽！
想象一下，普通的发动机就像慢慢悠悠的老牛拉车，而超燃冲压发动机呢，那简直就是飞奔的猎豹！它的工作原理可神奇啦！
当飞行器飞得特别快的时候，空气就像被一股巨大的力量推着，呼呼地冲进超燃冲压发动机里。
这时候，燃料也跟着进来了，然后“砰”的一下，发生剧烈的燃烧。
你说这像不像在一个超级大的风洞里点火？风呼呼地吹，火猛地燃烧起来，产生巨大的推力，推着飞行器向前冲。
我还跟我的小伙伴们讨论过这个呢！我问他们：“你们能想象那种速度吗？一下子就飞出去老远！”他们有的睁大眼睛，摇摇头说：“想象不出来呀！”有的则兴奋地说：“那肯定超级快，像闪电一样！”
老师给我们讲的时候，说超燃冲压发动机里的气流速度快得吓人，比声音传播的速度还快好多好多倍呢！这难道不令人惊叹吗？这就好比我们跑步，普通发动机是慢慢跑，超燃冲压发动机那是“嗖”的一下就没影啦！
而且哦，这种发动机还特别轻，不像有些发动机又大又重。
它就像一个轻巧的小精灵，却有着无比强大的力量。
你想想，如果未来的飞机、火箭都用上超燃冲压发动机，那我们去太空旅行不就变得更容易了吗？说不定一天就能到月球上玩耍啦！
总之，超燃冲压发动机真的是太神奇、太厉害了，它一定会让未来的世界变得更加不可思议！。
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 ofScramjet 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 usesKey words: scramjet engine property analysis integrating design Thermal cycle analys目录1 概述及原理 (1)1.1研究背景与意义 (1)1.2超燃冲压发动机基本原理 (3)1.3国内外相关研究概况 (5)1.4研究内容 (10)2系统一体化研究意义与总体热性能分析 (11)2.1系统一体化研究的意义 (11)2.2 总体热力性能分析 (12)3 超然冲压发动机核心部件设计与性能研究 (17)3.1 进气道设计与性能研究 (17)3.2 隔离段设计与性能研究 (18)3.3 燃烧室设计与性能研究 (20)3.4 尾喷管设计与性能研究 (23)4总结与展望 (28)5结语 (31)6参考文献 (32)1 概述及原理1.1研究背景与意义吸气式高超声速飞行器是指飞行马赫数大于6、以吸气冲压发动机与其组合发动机为动力、而且能在大气层和跨大气层中远程飞行的飞行器。
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8°
O3
8° 5°
2008-8-25
30
3. 局部强化换热
3.1 提出的原因
ii.移动的激波附面层干涉
2008-8-25
31
3.3 局部强化换热目的
采用超燃冲压发动机的主动再生冷却系统进行强
化换热研究。即超燃冲压发动机利用燃料进行主动再 生冷却的同时，在发动机燃烧室局部高热流区域的壁
面针对性地采取局部强化换热措施,目的如下：
1.5 计 结
宽度优化后
果
宽度优化前
0.5
1
沿轴向的长度(m)
26
1.5
2.3 消除低温传热恶化的结构优 化
相同h=1.2mm，燃料不同初始温度 对壁温的影响
2008-8-25
W=δ=1.2mm及 T0=300K冷却通 道结构优化
28
3. 局部强化换热
3.1 提出的原因
i. 固定喷油点附近局部高热流
1
燃料压力(亚、超临界)
cp↑： 冷却剂物性 燃料温度
★
物理热沉 m ↑： 冷却剂流量可能大于燃烧用流量
Tl”↑：可能高温吸热分解
４
Q↑
Tl’ ↓: 可能引起低温传热恶化
１
燃料分解程度
化学热沉 燃料结焦及抑制
４
Q2
高温传热恶化
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13
一、燃料工作条件
专题内容
• 燃料工作条件 • 冷却通道结构 • 局部强化换热 • 燃料（燃料选择／高温分解／结焦及抑
IIa – 孤立气泡区，泡状流； IIб – 完全沸腾区，块状流； III –过渡沸腾区； IV – 膜态沸腾区；
C – 泡-膜沸腾过渡点； D – 膜-泡沸腾过渡点； π –完全泡沸腾与过渡沸腾的边界
点；产生不稳定气膜点； Tw – 表面温度； Ts - 饱和温度
18
1. 燃料压力--亚临界
亚临界沸腾时的传热恶化特性 • 存在滞后现象； • 可能存在过渡模态； • 一种模态跳跃到另一种 模态
¾ 降低局部高热流区的壁面温度；
¾ 降低主动再生设计用的热流密度，即降低了冷却用 燃油的需求，使燃油流量尽可能地满足于冷却。
¾ 减少了冷却剂的热沉损失，相应地提高了发动机的
性能。
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33
3.4 局部强化换热方法--固定人工粗糙度
冷却用燃油出口温度对比表(℃)
当量比 简单主动冷却 高度优化 高度和粗糙度共同优化
燃料压力(亚、超临界、相变)
燃料温度
铣槽
2
冷却通道结构 销钉 ★
冷却剂流量
微细通道
冷却剂的扰流←增加扰流器（粗糙度等）
ql↑
流动方式（顺流、逆流或综合）
3
Twl↑：取决于壁面材料
Tl ↓: 取决于冷却剂吸热量、燃料入口温度
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12
4. 冷却剂吸热量 Ql = cpm (Tl'' − Tl' )
惩罚，使发动
机整体性能降
低。
9
2. 耐高温壁面材料研究
( ) qδ
=λ δ
Twg − Twl
要求：
• 耐高温材料（~1200K）
• 导热性能好（易疏导热量）
• 有一定刚度（承受结构强度）
• 壁厚尽量薄（结构重量轻）（~8mm）
• 燃气侧是否覆盖隔热涂层（ZrO2）
• 冷却剂侧壁面材料对结焦的影响（不易结焦的
制） • 冷却循环
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14
1. 燃料压力引起物性变化
2008-8-25
15
1. 燃料压力引起物性变化
不同压力下的比容随温度的变化
2008-8-25
17
2008-8-25 不同压力下的密度随温度的变化
16
1. 燃料压力--亚临界
2008-8-25 亚临界饱和沸腾曲线
I – 自然对流区，无气泡； II – 泡状沸腾区：
2008-8-材25 料、表面光洁度）
11
超燃冲压发动机热防护面临的问 题之一
再生冷却下燃料热沉不足
¾液氢燃料发动机。当Ma>10 时，冷却流量将会超过按恰 当化学混合比反应得燃料流 量。
¾美俄进行的Ma6.5联合试验， 最大冷却用氢燃料流量是最大
推进用燃料流量的2倍。 ？
燃料热沉 能力不足
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约束条件
T * ≤ T材料允许温度 = Const m 冷却 = m 燃烧
W + δ = const 0.5mm ≤ δ ≤ 3.5mm
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冷侧壁面温度(C )
冷却通道肋壁厚度(m )
4 x 10-3 3.5
3 2.5
2 1.5
1 0.5
0 0
1200
1100
1000
900
800
700
ii. 利用记忆合金随温度变化而改变形状的特性来进行局 部强化换热。
(a) 正常情况下
2008-8-25
(b) 局部激波附面层干涉
36
3.4 局部强化换热方法--高热流壁面冷却通道自适应热流控制
不同冷却措施冷却剂流量比较
当量比 0.71
自适应热流控制 冷却剂流量（kg/s
）
0.059
无自适应强化换热 冷却剂流量 （kg/s）
优化目标函数
p
∑ min (Twli (H ) − T* )2 i=1
约束条件 T * ≤ T材料允许温度 = Const m 冷却 = m 燃烧
W = const δ = const 1mm ≤ H ≤ 5mm
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主动冷却通道侧壁温(C )
冷却通道的高度(m )
6 x 10-3 5 4 3 2 1 0 0
• 当前最先进的耐高温材料C\C和SiC复合材料耐热温 度为2200℃左右。因此，发展先进的冷却技术即主 动热防护技术就显得尤为重要。
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2
主动热防护方式
热流
气流
冷却 剂流
发汗冷却
热流
气流
冷却 剂流
气膜冷却
热流
辐射
冷却 剂流
对流冷却
主动防热主要利用冷却介质减少气动热对材料的加
热，对材料和结构的要求都很高，一般用于热疏导
600 0
寻优的肋壁厚 设计的肋壁厚
冷
却
通
道
肋
壁
0.5
1
沿轴向的长度(m)
1.5厚Βιβλιοθήκη 设肋厚优化后计
肋厚优化前
结
果
0.5
1
沿轴向的长度(m)
27
1.5
三、局部强化换热
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29
2.2 冷却通道宽度优化
40
2.2.1 冷却通道数优化 35
冷却通道数(个)
30
优化设计的目标函数 p
25
∑ min (Twli (n) − T* )2 i=1
48
燃料结焦过滤抑制
•超临界压力下管壁结焦
• 超临界压力下管壁结焦引起
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49
五、冷却循环
2008-8-25
51
燃料热沉研究并行之路 —冷却循环
高温热源TH 1100K
由于高温热源和有限低温热源的存在， 我们提出基于热转功的原理，将燃料吸 收的部分热量以功的形式疏导出来，此 时燃料处于未饱和热沉状态，可用于吸 收额外更多的热量。热转功热力过程的 存在，针对相同流量的燃料，更多的热 量被吸收带走，使得有限低温热源的情 况得到改善，燃料热沉能力得到了“间 接”提高，所需的冷却用燃料用量将随之 降低。
8
1. 燃气侧的对流：
( ) qg = α g Tg − Twg
= m ∆h A
αg: 取决于组分、物性、速度、燃烧室结构
Tg：取决于近壁燃气温度 ← 中心流温度 ←
qg
推力
Twg: 取决于壁面材料
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10
3. 冷却侧换热 ql = ( αl Twl − Tl )
1
α↑:
冷却剂物性 冷却剂速度
20 15
n=[ w ]
10
(W + δ )
5 0
约束条件
1200
T * ≤ T材料允许温度 = Const
1100
冷侧壁面温度(C)
m 冷却 = m 燃烧
1000
δ = const
900
8 ≤ n ≤ 36
800
700
2008-8-25
600 0
寻优的通道数 设计的通道数
冷
却
通
道
数
设
0.5
1
沿轴向的长度(m)
超燃冲压发动机的主动再生冷却研究
报告人：周伟星 2008-8-5
发动机冷却原理（M>1）
燃烧室边界层速度与静焓的分布（M>1）
2008-8-25
3
典型的薄膜冷却
对于严重加热问题他是最佳或唯一的解决 方法。
主动热防护技术是发展吸气式高 超声速飞行器的关键技术之一
• 超燃冲压发动机工作在高速、高温、高强度燃烧的 极端热物理条件下，燃烧室内温度可高达3000K以 上。高超声速飞行器，在Ma12飞行时外部空气滞止 温度可达4950K。
4.2 碳氢燃料化学热沉的需求
2000 1000
Scramjet
4000
Rocket
2000
0 0 2 4 6 8 10 Mach No.
2008-8-25
40
4.4 燃料结焦条件
热氧化沉积
2008-8-25