超燃冲压发动机技术

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1、超燃冲压发动机技术,超燃冲压发动机技术,高超声速飞行器是指以吸气式及其组合式发动机为动力, 在大气层内或跨大气层以Ma5 以上的速度远程巡航飞行的飞行器. 高超声速飞行器主要在临近空间, 以Ma6 Ma15 的高速度巡航飞行, 其巡航飞行速度、高度数倍于现有的飞机;同时由于采用吸气式发动机, 其燃料比冲远高于传统火箭发动机, 而且能实现水平起降与可重复使用, 因此空间运输成本将大大降低. 高超声速飞行器技术的发展将导致高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机等新型飞行器的出现, 成为人类继发明飞机、突破音障、进入太空之后又一个划时代的里程碑.,超燃冲压发动机的应用背景,1.高超声速巡航导弹 具

2、有快速反应能力、相当高的突防概率、具有很强的穿透力。凭借其高速度, 在很短时间(不超过10min)内就能够打击近千千米以外的目标。美国发展巡航导弹的重要目标就是增强快速反应与打击能力, 尤其是打击机动目标, 如导弹发射架、航空母舰等高价值机动目标。高超声速巡航导弹能有效地遏制地基、机载、舰载预警及武器系统整体功能的发挥。在满足命中精度要求的条件下, 高超声速巡航导弹的巨大动能能有效地提高对加固目标(包括深埋地下目标) 等目标的毁伤概率,高超声速飞机 高超声速飞机在实时侦察、远程快速部署和精确打击方面具有明显的军事价值。高超声速飞机实施实时侦察有独特的优越性。目前, 各国主要依靠卫星和常规侦察机

3、执行侦察任务, 这两种侦察手段均有局限性, 特别是在对一些重大突发事件的实时侦察方面存在明显不足。高超声速飞机具有突防能力强, 被拦截概率小, 能深入敌纵深进行侦察的特点。 高超声速战斗机配挂防区外攻击武器, 以高空、高速进入或退出目标区, 或战斗机配挂高超声速防区外攻击武器, 利用武器的高超声速实施突防、攻击, 都必将大大提高航空武器系统的突防概率、作战生存力和作战效能。当然, 高超声速战斗机配挂高超声速巡航导弹则更是如虎添翼 超燃冲压发动机技术进一步发展还可能用在洲际飞机上, 这种洲际飞机飞行速度约为Ma =56 , 航程达数万公里, 各大洲之间约2h 即可到达, 有很大的潜在市场。,空天

4、飞机 能够象普通飞机一样起飞, 以高超声速在大气层中飞行, 在30km 100km高空的飞行速度可达1225 倍声速; 能够直接加速进入地球轨道; 能安全返回并再入大气层, 象普通飞机一样在大气层中滑翔并降落; 能够重复使用。 空天飞机(包括跨大气层飞机) 将作为反卫星武器平台、监视和侦察平台、天基系统的支援平台, 在未来的空间控制和空间战中将发挥重要作用: 迅速回收或更换与国家安全密切相关的失效或失误的航天器(如卫星等) ;检查来历不明和可疑的轨道飞行目标; 捕捉或摧毁不友好的航天器; 当航天器观察到地面或空间出现严重事件时, 可用空天飞机迅速查明情况, 救援处于困境或生病的宇航员或使他们摆

5、脱困境。,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,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

6、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,1.它可以利用大气中的氧气做为氧化剂，所以冲压发动机在高超声速飞行时，经济性能显著优于涡喷发动机和火箭发动机；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。 2.冲压发动机也有某些缺点：不能自身起动，需要助推器加速到一定速度才可工作，

7、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。,超燃冲压发动机 冲压发动机是吸气式发动机的一种, 它利用大气中的氧气作为全部或部分的氧化剂, 与自身携带的燃料进行反应. 与压气机增压的航空发动机不同, 它利用结构部件产生激波来对高速气流进行压缩, 实现气流减速与增压, 整体结构相对简单. 其工作原理是首先通过进气道将高速气流减速增压, 在燃烧室内空气与燃料发生化学反应, 通过燃烧将化学能转变为气体的内能. 最终气体经过喷管膨胀加速, 排入大气中, 此时喷管出口的气体速度要高于进气道入口的速度, 因此就产生了向前的推力,过程H-

8、2为绝热压缩, 在进气道中实现; 2-3 为等压加热, 在燃烧室中进行; 3-4 为绝热膨胀, 在尾喷管中完成; 4-H 为工质在大气中冷却的过程. 在实际工作工程中, 由于存在多种因素导致的流动与热量损失, 冲压发动机的实际工作效率会低于布莱顿循环的效率. 理想的冲压发动机的工作循环示意图,传统的冲压发动机首先通过进气道将来流速度滞止为Ma0.3 以下的低速气流, 然后在气流中喷注燃料、组织燃烧, 称之为亚燃冲压发动机. 当飞行器速度高于Ma5 以上时, 将气流速度降至低速将导致燃烧室入口气流静温急剧升高, 对发动机结构设计与热防护等方面造成了极大的困难;同时, 高静温也会导致煤油分解, 热

9、量无法加入,发动机不能产生推力; 另一方面, 将高超声速气流压缩到低速将产生很大的激波损失, 降低推力性能, 因此亚燃冲压发动机的应用受到了严重制约.为避免燃烧室入口高静温来流所带来的诸多问题,超燃冲压发动机让气流以超声速进入燃烧室, 在超声速气流中组织燃烧, 来流静温、静压和总压损失大大降低, 因而可以实现较高的性能, 成为大气层内高超声速飞行的理想动力装置, 在Ma 8 时是唯一可用的吸气式动力装置.,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

10、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, 激波串的长度和位置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置,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.,与传统吸气式发动机相比, 超

11、燃冲压发动机的阻力较大, 实现推阻平衡比较困难. 为了降低飞行器阻力, 必须采用飞行器机体/发动机一体化设计. 通常将超燃冲压发动机置于高升阻比机体下腹部, 飞行器前体下壁面作为进气道外压缩段, 后体下壁面作为喷管的外膨胀段,分为纯超燃冲压发动机、双模态超燃冲压发动机和双燃烧室超燃冲压发动机3 类. 纯超燃冲压发动机是指其完全采用超声速燃烧模态(简称超燃), 工作模态单一、工作范围一般大于Ma6; 双模态超燃冲压发动机(scramjet-dual mode scramjet, DM) 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。对于这种发动机如果几何固定，通

12、常能够跨4Ma飞行工作，目前研究较多的是Ma=4-8的双模态冲压发动机；如果几何可调，则能够在Ma=2-12范围内工作。 双燃烧室超燃冲压发动机(dual combustor ramjet, DCR) 串联了亚燃与超燃两个燃烧室, 其中亚燃燃烧室起到提供高温富燃燃气或点火源的作用,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.其有效的工作范围为Ma3Ma6.,这种发动机有两套进气系统，吸入的超声速空气经由一套进气系统减速至亚声速速度，然后与富油环境中的常规液体碳氢燃料混合并点火，膨胀的燃烧产物则与经另一套进气系统进入的超声速空气混合，并在超声速燃烧室中更加完

13、全的燃烧。工作界限Ma=3，最大工作速度Ma=6.5。 进气道 1.前体压缩面 为进气道提供流场品质足够好、流量达到要求的预压缩气流 2.进气道压缩面 对气流进一步压缩，使气流的马赫数、压力满足设计指标 3.隔离段 隔离燃烧室的压力波动对进气道的影响；在高燃烧室反压条件下形成预燃激波系,难点及关键技术 高超声速飞行器动力系统与传统的航空、航天动力系统存在很大差异, 许多都是原理上创新的, 因此在研制过程中, 面临的难点很多, 需要攻克大量的关键技术, 才有可能进入实用. 难点 1.高效进气与压缩在兼顾飞行器其它总体技术要求的情形下,实现发动机的高效进气与压缩, 是高超声速飞行器动力系统的难点之

14、一. 进气道是完成发动机进气与压缩的关键部件, 主要作用是对来流进行扩压减速, 为发动机燃烧室提供高品质的压缩空气流, 其性能高低直接影响着发动机的综合性能.进气道的设计一般应满足以下几个方面的性能要求: (1) 进气扩压过程总压损失小; (2) 进气道出口气流流场品质满足燃烧室要求; (3) 进气道的速度、攻角特性好、稳定裕度高; (4) 进气道外阻小;(5) 结构简单、维护方便等. 前3 方面是进气道高效进气与压缩的要求, 后两方面则是飞行器气动性能与结构方面的要求.,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

15、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.,高超声速来流首先受到进气道前体压缩面的预压缩, 然后再受到隔离段激波串的进一步压缩, 最后以超声速进入燃烧室. 高超声速进气道的工作过程就是一个将高超声速来流进行压缩减速的过程,高超声速进气道设计的关键是如何实现高效进气与压缩 （1）进气道启动限制 当进气道收缩比过大或进气道反压过高时，进气道会陷入不启动状态。在这种状态下进气流量急剧减小，将直接导致发动机推力下降，甚至熄火。进气道设计的最低要求是能够正常启动，确保足够的

16、进气流量。 （2）高温效应 由于压缩效应和黏性的影响，当马赫数较高时来流总温较高，进气道气流将出现振动能激发、电离、离解等现象，即高温效应,（3）钝前缘效应 为了满足承受气动加热的需要，高超飞行器的千元需要钝化处理。高超声速钝前缘将导致熵层的出现，从而影响边界层的发展、转捩，影响进气道性能。 （4）黏性效应 在高温条件下，边界层对进气道性能存在较大的影响：在有逆压梯度的区域会产生边界层分离，在进气道构型设计中必须细致分析分离的位置、大小、不确定性因素较多；流动边界层导致的机械能损失占据高超声速进气道损失的重要部分 （5）波系配置难 进气道预压缩段与进气道入口段存在较为复杂的激波誉膨胀波系，激波与边界层发生干扰之后，还会在流场中产生更为复杂的波系结构，因此对波系进行合理配置存在较大困难,（6）边界层控制难 高超声速飞行器，进气道入口处边界层较厚，在流程内斜激波作用下极易发生边界层分离，除了合理配置激波波系外，对边界层进行流量控制也能降低分离程度 （7）进排气调节难 在快速度范围内或机动飞行时，进气道的波系会出现较大的变化，设计状态的波系配置方案很难保证在严