脉冲爆震发动机 和超燃冲压发动机
单级入轨火箭综述
气动塞式喷管发动机
高效的新型火箭发动机，长度只有常规钟型火箭发动机的1/4，重量 只有航天飞机主发动机(SSME)的2/3 可以充塞在升力体尾部结构内,并具备高度自动补偿能力 采用气动塞式发动机的发射运载器可以实现结构紧凑、体积小、重量 轻以及单级入轨目标,
新概念发动机
三组元火箭发动机 脉冲爆震发动机 冲压火箭发动机 超燃冲压发动机
单级入轨运载火箭
2014.12.03
单级入轨火箭
概念
–能直接把有效载荷送入轨道并返回地面可重复 使用的单级火箭
优势
– 结构简单，分系统少—可靠性高 – 可重复使用—降低开支 – 发射准备时间缩短
VentureStar计划 单级入轨、重复使用 新隔热技术
新推进技术-LAE在各种
高度具有高效率 X-33实验机
塞式喷管 部件：内喷管、塞锥 轴心设有一外伸的特殊型面的塞锥，使排气流流经内 喷管排出后，能继续膨胀为超声速流
塞式喷管原理图
பைடு நூலகம்式喷管
喷出燃气外侧与大气相通可以自由膨胀，内侧则作用与柱塞上产 生推力 具有连续的高度补偿能力：可以随pa变化自动调节膨胀, 使燃气任 何高度上均完全膨胀，运行在最佳性能点附近 凭借自身结构的巧妙布置便获得了对环境的自适应能力
提高燃尽速度V
喷气速度ve
-提高喷气速度，使用高比冲的推进剂，目 前常用的液体燃料是液氢，用液氧做氧化剂。
质量比R=M0/Mf
-质量比与火箭的结构和材料有关，现代火 箭质量比不超过10，一级火箭的最终速度还达 不到发射人造卫星所需要的速度，发射卫星要 用多级火箭。
喷气速度ve
喷气速度真空最优，大气层运行火箭仍具有很大 的提高范围 有效喷气速度ve， 特征速度c＊ 推进系数CF
航空发动机解析
动能而产生反作用力，推动飞机前进。
特点：完全依赖燃气流产生推力，速度较高，油 耗比涡扇发动机高，采用了涡轮驱动压气机，因 而在低速时也有足够的压力来产生强大的推力， 但是又限制了飞机速度。
涡喷发动机
航空发动机类型（三）
• 涡扇发动机
• 工作原理：燃气发生器出口的燃气在低压涡轮中进一 步膨胀做功，用于带动外涵道风扇，使外涵道气流的 喷射速度增大，剩下的可用能量继续在喷管中转变为 高速排气的动能
燃烧室
涡轮机
• 作用：使高温高压燃气膨胀做功，把 燃气中的部分热能转换为机械能，输 出涡轮功带动压气机和其他附件工作 • 分类：轴流式和径流式 • 特点：轴流式，尺寸小、流量大、效 率高，适用于大功率的动力装置 径流式，级功率大，工作可靠 性好，对于小流量的涡轮还具有较 高的效率
• 作用：进一步压缩空气，为燃烧，冷 却等方面提供压缩空气。 • 基本类型：轴流式 离心式 混合式
压气机
• 设计要求：
• （1）满足发动机性能的各项要求，性能稳 定，稳定工作范围宽； • （2）有足够的强度，适宜的刚度和更小的 振动； • （3）结构简单，尺寸小，重量轻； • （4）工作可靠，寿命长； • （5）维修性、检测性好，性能制造成本比 高
航空发动机
小组成员：王晨 赵丹 周玉鑫 李龙
概要
• • • • • 航空发动机发展史 航空发动机类型 核动力在航空中的应用 航空发动机结构组成 国内航空发动机发展
航空发动机发展史（一）
• 1.活塞式发动机时期:
莱特兄弟（1903） 8.95 kW的功率，重量81 kg，功重比为0.11kW/daN 伊斯潘诺-西扎V型液冷发动机 功率 130~220kW, 功重比为0.7kW/daN左右。飞行速度超 过200km/h，升限6650m 双排气冷星型发动机 功率600~820kW， 飞行速度已超过500km/h，飞行高度达10000m，功 重比超过1kW/daN 狄塞尔循环活塞式发动机 功率为150 kW； 耗油率0.22 kg/(kW· h)
新概念脉冲爆震发动机研究的最新进展
新概念脉冲爆震发动机研究的最新进展范玮,严传俊,黄希桥,张群,郑龙席(西北工业大学发动机系,西安 710072) 摘 要:论述了新概念脉冲爆震发动机的工作原理、热力循环方式、优点及应用范围,对国外脉冲爆震发动机的最新研究进展和存在的问题进行了综述,介绍了作者在脉冲爆震发动机探索性研究方面的主要成果:修正了比冲计算公式;发展了一种新的低能量(50mJ)单级起爆系统;采用爆震性较差的液体燃料C8H16/空气混合物,在国际上,首次成功地进行了两相脉冲爆震发动机原理性试验,所测量的爆震波压力比非常接近充分发展的C-J爆震,说明已获得了充分发展的两相脉冲爆震波;实验研究了脉冲爆震发动机的直径和爆震频率对其性能的影响;突破了将脉冲爆震发动机长度缩短到1m,爆震频率提高到36Hz的关键技术。
关键词:脉冲;爆震波;发动机;性能;模型试验R ecent Advances in N e w-Concept PulseDetonation Engine R esearchFan Wei,Yan Chuanjun,Huang Xiqiao,Zhang Qun,Zheng Longxi (Department of Aeroengine,Northwestern Polytechnical University,Xi’an 710072,China) Abstract:In this paper,the principle of a new-concept pulse detonation engine(PDE),its thermodynamic cycle,its advantages over conventional engines and its potential applications are broadly described;the research developments abroad are briefly reviewed and existing problems are analyzed.Moreover,the recent advances in explorative study on PDE by authors are presented:the formula for specific impulse is updated and a low-energy,single-stage initiation system is devel2 oped.Most importantly,the principle demonstration experiments of a two-phase PDE are success2 fully implemented,using poor detonable liquid C8H16/Air mixture.The obtained pressure ratio is very close to that of theoretical fully-developed C-J detonation which reveals that the fully-de2 veloped two-phase detonation wave is achieved in this study.In addition,the effects of the PDE geometry and detonation frequency on its performance are investigated experimentally.The study is focused on key technologies of shortening PDE length and increasing detonation frequency,resulting in a stable operation with36Hz-frequency and less than1m length of PDE,which has made a stride toward practical PDE. K ey w ords:pulse;detonation wave;engine;performance;model test脉冲爆震发动机(Pulse Detonation Engine,简称PDE)是一种利用周期性爆震波发出的冲量来产生推力的非稳态推进装置。
脉冲爆震发动机技术的发展
阀式脉 冲爆震 发动机 的 作循 环 过程 主要包 括 ： 充 填 隔 ① 离气体 ， Ｈ时扫除上循 环 的燃 气 ； 充 填 可爆 燃气 ； 点火 ② ③
４ 的燃气 。同时 ， ） 由于爆震 波传 播 的高速 特点 ， 燃烧 过程 其 可看作是 等容燃 烧过 程 ， 闪此 热效 率 高。据 此 ， 冲爆震 发 脉
动机具 有如下性能特点 ：
冉 航 天 动 力 之 一 。 在 航 空 方 面 ， 高 比 冲 、 推 重 比 的 儿 其 高 特 点 可 以 川 于 载 人 飞机 的 动 力 装 置 ， 现 高 速 洲 际 航 行 ； 实 在 航 人 力 ， 岛 比 冲 和 结 构 简 单 、 积 小 的 特 点 可 以用 于 单 ‘ 其 休 级 入 轨航 天 １ 等 的初 始 段 推 进 装 置 ； 低 成 本 的 特 点 町 用 ｛ － 机 其 作 导弹 、 机 、 饵 机 和 无 人机 的 动 力 。 靶 诱
脉 ｌ ｌ ｌ 爆 发 动 机 （ Ｄ ｐ ｌ ｄ ｄ ｔ ａ ｏ ｎ ｉｅ 是 一 种 Ｐ Ｅ， ｕｓ ｅ ｎ ｔ ｎ ｅ ｇ ） ｅ ｏ ｉ ｎ
利 Ｊ ｆ 墩 』 或 脉 冲 爆 波 产 生 的 高 温 、 压 燃 气 来 产 生 推 ｔ． ＪＪ ℃ 高
现象 ， 以超 声 速 传 播 的 爆 震 波 ， ～ 般 喷 气 发 动 机 中使 用 的 与 以 亚 声 速 传 播 的 爆 燃 波 不 同 ，它 能 产 生 高 温 （ 于 高 ２０ ０℃ ） 高 压 （ 于 １ ０ 、 大 ０～１０ａｍ） 高 速 燃 烧 与 释 热 （ ＞ ０ ｔ 、 Ｍ
第３ ２巷 第 ３期
美国高性能涡轮发动机技术IHPTET研究计划简介
美国高性能涡轮发动机技术IHPTET 研究计划简介1、综合高性能涡轮发动机技术计划1988年，美国空军首先发起制订并实施高性能涡轮发动机技术(IHPTET)计划，空军、海军、陆军、国防部预研局、NASA和七家主要发动机制造商都参与了这项计划。
计划总的目标是到2005年使航空推进系统能力翻一番，即推重比或功率重量比增加100%~120%，耗油率下降15%~30%。
也就是说，要用15~20年时间取得过去30~40年取得的成就，生产和维修成本降低35%~60%。
可以说，航空推进技术正呈现出一种加速发展的态势。
在欧洲，以英国为主，意大利和德国参与共同实施了先进核心军用发动机计划的第二阶段(ACME-Ⅱ)，英国和法国又联合实施了先进军用发动机技术(AMET)计划。
ACME-Ⅱ的目标是在2005~2008年验证推重比18~20、耗油率降低15%~30%、制造成本低30%和寿命期费用低25%的技术。
俄罗斯也有类似的计划，其目标是在2010~2015年验证的技术，与俄罗斯的第五代发动机相比，重量减轻30~50%，耗油率减少15~30%，可靠性提高60%~80%，维修工作量减少50%~65%。
美国的IHPTET计划，它采取变革性的技术途径，综合运用发动机气动热力学、材料、结构设计和控制方面突破性的成就，大大提高涡轮前温度，简化结构，减轻重量，实现最佳性能控制，最终达到预定的目标。
计划投资50亿美元，以1995、2000和2005财年分为三个阶段，分别达到总目标的30%、60%和100%。
目前，第二阶段的任务已经完成，第三阶段计划正在实施中，已进入核心机的验证机试验阶段。
下面将以涡喷/涡扇发动机技术为例说明其进展。
●第一阶段ゾ方选普拉特惠特尼公司为主承包商，通用电气公司为备选承包商。
以普拉特惠特尼公司的XTE65/2验证机为代表，在1994年9月的试验中已经达到并超过了第一阶段的目标--推重比增加30%，涡轮进口温度比现有先进发动机高222℃，超过目标55℃。
人类航空百年回顾与展望
人类航空百年回顾与展望国防大学李大光王宏德20世纪人类在科学技术方面最伟大的贡献之一，就是发明了飞机。
1903年12月17日，美国莱特兄弟驾驶自己制造的飞机，实现了人类首次持续的、有动力的、可操纵的飞行，从此开创了人类航空史上的新纪元。
航空百年历史回顾航空技术是随着以各种作战飞机为主的航空兵器的发展而发展的，从第一架飞机诞生之日到今天，可将人类航空发展史大致分为四个阶段。
初始阶段（1903至1938年）莱特兄弟的航空试验，实现了人类多年来在天空飞翔的梦想，进而实现了航空器动力升空自主飞行。
在1911至1912年的意土战争中，意大利第一次使用航空兵对土耳其军队进行了侦察和轰炸。
在第一次世界大战中，飞机开始得到大规模使用，推动了军用飞机的发展。
20世纪20至30年代初，由于科学技术的日益活跃，研究建立了飞机设计方法，并积累了空气动力、飞行力学和结构强度等方面大量的实验资料。
这一时期，飞机从采用机翼面积很大的多翼机，发展到张臂式单翼机，从木布结构到全金属结构，从敞开式座舱到密闭式座舱，从固定式起落架到收放式起落架的过渡，飞机的发展走过了初始阶段。
完善阶段（1939至1945年）这一阶段，由于正处在第二次世界大战中，因战争的需要促进了空军迅猛发展，飞机数量、种类以及性能得到空前提高。
当时飞机研发的目标：首先是加大发动机的功率，提高效能和高空性能；其次是对亚音速气动布局的精心设计和推敲。
在提高发动机功率方面，加大气缸容积，增加气缸数量，加大发动机转速和预压缩工作介质等措施。
在改进气动方面，采取了整流措施，如发动机加整流罩，都大大降低了飞机的废阻力。
在翼型研究上也有了突破，出现了层流翼型、尖锋翼型等低阻翼型。
在这一时期，由于仍然采用的是活塞式发动机，因受音障限制，飞行速度已经接近这类飞机的极限（时速750千米左右），因此这一时期飞机经过了完善的发展阶段，也可以说是活塞式内燃发动机发展到极限的特殊阶段。
突破阶段（1946至1957年）这一阶段是航空技术发生根本性变革的重要阶段。
21世纪的航空发动机
２１世纪的航空发动机超高速飞行器用发动机超高速飞行器是指飞行马赫数大于4以上的飞行器。
由于中低空空气密度大，飞行器高速飞行时空气与其机体产生的气动加热问题难于解决，所以其一般只在高空或高高空(飞行高度大于30公里)飞行。
在这种高空高速工作状况下，燃气涡轮发动机已失去优势，必须依靠其他动力形式或与其他动力形成组合动力。
超燃冲压发动机这是一种燃料可在超声速气流中进行燃烧的冲压喷气发动机(目前航空发动机的燃料都是在亚声速气流中进行燃烧的，故被称为亚声燃烧)。
采用超声速燃烧的优点是：能减少气流压缩和膨胀的损失；降低气流温度和压力；减轻发动机的结构负荷。
发动机采用液氢或碳氢燃料后，可在马赫数6～25的范围内工作，并可将飞行高度延伸到大气层边缘(50～60公里)。
与火箭发动机相比，这种发动机无需自带氧化剂，使有效载荷大大增加，可作为高超声速巡航导弹、高超声速飞机、跨大气层飞行器、可重复使用的空间发射器和单级入轨的空天飞机的动力装置。
按燃烧形式，超燃冲压发动机分为扩散燃烧(燃料和氧化剂边混合边燃烧)和爆震燃烧(燃料和氧化剂预先混合后再燃烧)；按流动方式分为内部燃烧和外部燃烧。
典型的型式有：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、与飞行器机体一体化的超燃冲压发动机、组合式超燃冲压发动机等。
早在上世纪50年代，国外就投入大量的人力物力进行超燃冲压发动机的研究。
从90年代开始，超燃冲压发动机的研究重点转向高速巡航导弹用发动机。
目前，美国、法国、俄罗斯、加拿大、德国、印度、意大利等国都在发展马赫数4～8、采用碳氢燃料、射程1000公里以上的巡航导弹用超燃冲压发动机。
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就将问世；到2025年，以超燃冲压发动机为动力的高超声速空天飞机有可能投入使用。
在超燃冲压发动机的发展方面，俄罗斯在世界居领先地位。
1991年，俄罗斯的亚燃／超燃双模态冲压发动机首次进行了飞行试验，迄今共完成了5次飞行，飞行马赫数最高达65。
航空发动机原理
航空发动机原理：
《航空发动机原理》以国内外综合高性能航空发动机的最新技术为着眼点，系统而重点地阐述了涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺桨发动机和超燃冲压发动机的工作原理、参数选择、性能计算以及航空燃气涡轮发动机压缩系统的气动稳定性等内容。
简介：
《航空发动机原理》共分10章，前8章对航空燃气发动机进行了介绍，第9章介绍了航空燃气涡轮发动机风扇压气机的气动不稳定工作状态，及进气畸变对发动机性能和稳定性的影响，第10章介绍了超燃冲压发动机。
航空发动机：
航空发动机（aero-engine）是一种高度复杂和精密的热力机械，作为飞机的心脏，不仅是飞机飞行的动力，也是促进航空事业发展的重要推动力，人类航空史上的每一次重要变革都与航空发动机的技术进步密不可分。
经过百余年的发展，航空发动机已经发展成为可靠性极高的成熟产品，正在使用的航空发动机包括涡轮喷气/涡轮风扇发动机、涡轮轴/涡轮螺旋桨发动机、冲压式发动机和活塞式发动机等多种类型，不仅作为各种用途的军民用飞机、无人机和巡航导弹动力，而且利用航空发动机派生发展的燃气轮机还被广泛用于地面发电、船用动力、移动电站、天然气和石油管线泵站等领域。
进入21世纪，航空发动机正在进一步加速发展，将为人类航空
领域带来新的重大变革。
传统的航空发动机正在向齿轮传动发动机、变循环发动机、多电发动机、间冷回热发动机和开式转子发动机发展，非传统的脉冲爆震发动机、超燃冲压发动机、涡轮基组合发动机，以及太阳能动力和燃料电池动力等也在不断成熟，这些发动机的发展将使未来的航空器更快、更高、更远、更经济、更可靠，并能够满足更加严格的环保要求，并将使高超声速航空器、跨大气层飞行器和可重复使用的天地往返运输成为现实。
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由于爆震燃烧产生的爆震波可使燃料的压 力、温度迅速升高(压力可达100×10 Pa， 温度可达2 000cI=)，因此，爆震燃烧的发动 机可以不用传统发动机中的压气机和涡轮
部件就能达到对气体进行压缩的目的，从 而使发动机结构大为简化，质量大大减轻。
脉冲爆震发动机的循环过程可以分为以下几个 阶段： ①燃料／氧化剂填充爆震室。 ②点火起爆。 ⑨爆震波向敞口端传播。
爆震起爆装置是最重要的关键技术之一。
一方面，通常飞行器上的可用能源是有限
的，另一方面，直接起爆爆震所要求的临 界能量非常高并且取决于飞行点(爆震燃烧 室的压力和温度水平)。这两方面必须综合 起来考虑，以获取一个可行的PDE系统。
燃烧室的爆震起爆有两种方法。
1)采用一个燃料混合物工作的预爆震系统。燃气 混合物先喷射进一个小的二级爆震燃烧室以获 取短时爆燃到爆震的转变，爆震再进入充满了 吸气反应气体混合物的主燃烧室里以触发直接 爆震或短时的从爆燃向爆震转变(DDT)过程；
开发双模态关键技术
2.1 优点：
与爆燃不一样，它以马赫数Ma= 5—6的速度向 未燃烧的反应物传播，能产生3×10。Pa一 1×1O’Pa的峰值压升。爆震发动机利用这种超 声速波产生一个频率达到100Hz数量级的极短周 期循环，所以其燃烧方式是不稳定和间歇式的。 由于爆震波的传播速度极快，因此整个燃烧过 程接近定容燃烧，而爆燃接近定压燃烧，从热 力学角度来看，定容燃烧的热力循环效率可达 47％，明显高于定压燃烧的27％ ，因此，采用 爆震燃烧的推进系统可极大地改善性能。
④爆震波到达出口，膨胀波反射进来，爆震产 物从爆震室排出。
⑤恢复初始状态。
爆燃向爆震转变(DDT)的过程是层流火焰改变传播机 理并最终发展成为自持爆震波的过程。为了获得最 优DDT性能，爆燃向爆震的转变所需的时间和距离 应该最小。DDT可以概括为5步：1)点燃和波的传播； 2)火焰起皱，产生紊流，燃速剧增；3)由于气体膨 胀，使得混合物前面的流速增加；火焰前阵面前的 不稳定压缩波导致温度增加，对反应速率产生了加 速的效果；4)开始爆震，即一个爆炸接着一个爆炸， 期间，激波中突然出现爆炸中心或“热点”；5)爆 震波传播(如果能成功形成爆震波)，发展成为 亚．稳态自持波，该波以CJ波速传播，并满足热力 学条件。
脉冲爆震发动机 和超燃冲压发动机
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。
Hale Waihona Puke 与一般的冲压发动机不同的是发动机进气 前与进气后气流都维持在5马赫的高超音速 以上。
优点：喷气式发动机的燃料燃烧需要氧气，但 大气层外没有足够的氧气来维持燃烧。因此， 飞往太空需要火箭推进，还要携带燃料和氧化 剂。即使像航天飞机这样当今最先进的发射系 统，液氧和固体氧化剂也占去了发射重量的一 半，这才保证了在进入地球轨道的整个航程中， 燃料能持续燃烧。超声速燃烧冲压式发动机可 能是解决方法之一。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。
冲压发动机和脉冲喷气发动机则不同，它们没 有专门的压气部件，冲压发动机通过速度压缩 空气，但只有在进口速度超过Ma=2时才能将 速度转换成压力，并具有较高的效率。脉冲喷 气发动机在低压室间
隙燃烧，因此效率较低。
组合循环脉冲爆震发动机系统，把脉冲爆震发 动机与冲压发动超燃冲压发动机的流路或其它 推进循环组合在一起，每一循环在不同飞行速 度范围内工作，以优化整个系统性能。
发动机内部没有转动部件，结构简单，
质量小，成本低，推重比高。
缺点：不能自身起动，
需要助推器加速到一定速度才可工作，但 这个缺点并不突出；对飞行状态的改变较 敏感，当在宽马赫数范围内飞行时，要对 进气道进行调节，这样使得进气道结构复 杂。
奥巴马总统也将批准开发超燃冲压发动机提 供动力的导弹，拓宽战略打击的备选技术 手段。