沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)

1、回憶與總結(jié)：a）發(fā)動(dòng)機(jī)推力；b）推力系數(shù)；c）噴管流動(dòng)的三種膨脹狀態(tài)；d）噴管排氣速度；e）比沖；f）混合比；g）固體推進(jìn)劑的燃?xì)馍陕?。fum 中心錐進(jìn)氣道唇口/進(jìn)氣口整流罩/唇罩外罩燃燒室噴管典型沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)示意圖 因此，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)是一種吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)（air-breathing engines ）。MaIsp(N.s/kg)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)1.02.03.04.05.0200010000沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)比沖變化示意圖根據(jù)燃料的形式，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)分為：a) 固體推進(jìn)劑沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，簡(jiǎn)稱固體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)；b) 液體推進(jìn)劑沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，簡(jiǎn)稱液體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)。按結(jié)構(gòu)和工作原理，固體推進(jìn)劑沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)主要

2、分為：a）固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)（又稱管道火箭DR，ducted rockets）；b）固體燃料沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)（SFRJ，solid fuel ramjets）；c）整體式?jīng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)（又稱集成式?jīng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)，integrated ramjets）。 彈頭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃料空氣進(jìn)氣道固體火箭推進(jìn)劑沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)噴管可拋掉的火箭噴管內(nèi)襯可爆破進(jìn)氣口整體式火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)集成了火箭和火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，由火箭提供助推加速到超聲速2馬赫數(shù)以上，然后沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作，其典型部件為可爆破進(jìn)氣口、可拋掉的火箭噴管和共用燃燒室。 整體式?jīng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)原理圖 與前述發(fā)動(dòng)機(jī)相比，結(jié)構(gòu)上吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)（如沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)）的顯著不同是存在進(jìn)氣道，從

3、動(dòng)力學(xué)分析，它對(duì)推力存在影響。沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的輸入動(dòng)量與輸出動(dòng)量maVa.mVe.回憶：火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的推力公式？(a)(b)xppaAapeAemVemaVa.pa沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)控制體示意圖 取整個(gè)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為控制體，滿足動(dòng)量定律 aaeVmVmR合力R包括四部分力，為 FApApApRAAeadaaee結(jié)合上述兩式，得 eadaaeeaaeAAApApApVmVmFRFeaeaeaeaead)()( dd)( d)()( daaeeaaeaaeeaaeaeaaeeaaeaaeeaaeAAAAAAAAAAAppppVmVmApApppAVmVmApAApppAVmVmApApApVmVmF表面壓差研究發(fā)

4、動(dòng)機(jī)只考慮發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出動(dòng)力，而不考慮其他力，故取 稱為發(fā)動(dòng)機(jī)的名義推力，或內(nèi)推力。 )(aeeaaeppAVmVmF定義空燃比 （回憶：混合比？） fuammr給定空燃比，則 fuafua) 1(1mrmrrmmm一般沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)中，燃料流量很小，即 ，因此，初步設(shè)計(jì)時(shí)，可取 afumm)()(aeeaeappAVVmFmm完全膨脹 )(aeVVmF 與推力有關(guān)的幾個(gè)性能參數(shù)： a) 單位迎面推力發(fā)動(dòng)機(jī)推力與最大橫截面積之比，即 c) 推重比單位重量所產(chǎn)生的推力，即 d) 推力系數(shù)定義為單位迎風(fēng)面積的推力與迎面氣流動(dòng)壓的比值，即 maxAFFAWFR b) 比沖單位時(shí)間燃燒單位質(zhì)量推進(jìn)劑所產(chǎn)生的

5、推力，即 AqFCFafuspmFI例：已知某沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)固體燃料密度rp=1600 kg/m3，燃燒面積Ab=0.1m2，燃速 =0.8mm/s。飛行馬赫數(shù)Ma=2.5，進(jìn)口流束面積Aa=0.002m2。設(shè)噴管擴(kuò)張比為1.5，燃燒室燃燒溫度T0=1800K，燃?xì)獾臍怏w常數(shù) Rg=320 J/(kg.K)，比熱比g =1.3，試計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)的推力和比沖。（已知高空空氣ra=1.0 kg/m3，a=300m/s，完全膨脹） r 解：由推力公式，完全膨脹時(shí) aaeVmVmF，只要分別計(jì)算各個(gè)參數(shù)即可。 a) b)c)d)0 .7503005 . 2aaMaV(m/s)5 . 1002. 00 .750

6、0 . 1aaaaAVmr(kg/s)128. 0108 . 01 . 00 .16003bpfurAmr(kg/s) 628. 1fuammm(kg/s)8 .146493. 118003200geVFTRV(m/s) 7 .12590 .7505 . 18 .1464628. 1aaeVmVmF(N)練習(xí)：試計(jì)算比沖的大小。s/kg)(N 4 .9841128. 07 .1259fuspmFI火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)是火箭與沖壓相對(duì)獨(dú)立的一種沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)。 空氣火箭燃?xì)饣旌先細(xì)饪諝鈖0p1火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)示意圖a) 這里的火箭又稱為燃?xì)獍l(fā)生器（gas generator），根據(jù)噴出燃?xì)馐欠襁_(dá)到臨界狀態(tài)，

7、 火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)由分為臨界火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和非臨界火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)兩種；其設(shè)計(jì)必須考慮外壓的影響，即 p0和 p1的關(guān)系；火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的工作壓強(qiáng) p1常較低，一般46 MPa以下，故噴喉較大。b) 火箭燃?xì)馀c空氣要充分混合，以提高燃燒效率故一般燃燒室較長(zhǎng)。 c) 燃燒室中的流動(dòng)可以近似為加熱流動(dòng)。 Q1212燃燒室加熱流動(dòng)示意圖連續(xù)方程： 動(dòng)量方程： 能量方程： ConstVAmrConstVr（等通道A不變） Const2 Vpr121020Qhhh01h02沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)中常用加熱比來表示加熱量的多少，即 0102TT加熱量Q12與加熱比 的關(guān)系為 0112) 1(hQ思考：為什么？ 由能量方程

8、121020Qhh120102QTcTcpp10120112010211hQTcQTTp1012) 1(hQ練習(xí)：某沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室入口總溫T01=350 K，燃燒加入的熱量達(dá)到Q12=1306 kJ/kg，求發(fā)動(dòng)機(jī)的加熱比。已知燃?xì)獾臍怏w常數(shù)Rg=287.04 J/kg.K，比熱比g =1.3。 例：某沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室入口總溫T01=350 K，燃燒加入的熱量達(dá)到Q12=1306 kJ/kg，求發(fā)動(dòng)機(jī)的加熱比。已知燃?xì)獾臍怏w常數(shù)Rg=287.04 J/kg.K，比熱比g =1.3。 解： (J/kg.K) 8 .12431gggRcp0 . 43508 .124310130611301120

9、102TcQTTp 固體燃料沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)是一種固體燃料與空氣沖壓過程渾然一體的發(fā)動(dòng)機(jī)。因此，結(jié)構(gòu)上簡(jiǎn)單緊湊，效率高。 空氣再附著點(diǎn)突擴(kuò)燃燒室補(bǔ)燃室A3A2固體燃料沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)示意圖a) 與火箭沖發(fā)動(dòng)機(jī)相比，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，比沖高，一般工作壓強(qiáng)更低（一般1MPa以下），故喉部直徑更大。b) 固體燃料沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒穩(wěn)定性主要由突擴(kuò)燃燒室的突擴(kuò)比決定。 突擴(kuò)比eA定義為突擴(kuò)燃燒室內(nèi)截面面積與空氣進(jìn)口截面面積之比， eA=A3/A2 突擴(kuò)臺(tái)階可以形成流動(dòng)的再附著點(diǎn)（reattachment point）和渦流區(qū)，形成流速相對(duì)較低的區(qū)域，起到火焰穩(wěn)定器的作用，從而增加燃燒穩(wěn)定性。空氣空氣二次進(jìn)氣固體燃料沖壓發(fā)動(dòng)

10、機(jī)示意圖c) 有時(shí)為了充分燃燒，還采用二次進(jìn)氣的結(jié)構(gòu)。d) 突擴(kuò)燃燒室中的流動(dòng)為加質(zhì)、加熱的多驅(qū)動(dòng)勢(shì)流動(dòng)，補(bǔ)燃室中的流動(dòng)與火箭沖壓的燃燒室流動(dòng)相同。 突擴(kuò)燃燒室流動(dòng)控制體A3A2AsA4Q24下面分析突擴(kuò)燃燒室的流動(dòng)規(guī)律。取控制體如圖所示。 連續(xù)方程： 動(dòng)量方程： 能量方程： 引入流量比124mmrmmmmmmm1112fu2fu224流量比與空燃比的關(guān)系同樣引入加熱比表示能量的加入，即 0204TT44233222244)(ApAApApVmVm 242040Qhhssl4l4lslseAeAl2l22.04.06.08.000.960.70.20.40.60.801.00.72.04.06

11、.08.000.80.20.40.60.800.30.20.1突擴(kuò)燃燒室典型參數(shù)變化規(guī)律0203pps突擴(kuò)總壓恢復(fù)系數(shù) 沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)依靠空氣提供的氧與燃料燃燒才能進(jìn)行有效的工作。因此，如何讓空氣高效率的進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)是沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)首先要解決的問題這就是進(jìn)氣道設(shè)計(jì)。 中心錐進(jìn)氣道立體圖 中心錐進(jìn)氣道唇口/進(jìn)氣口整流罩/唇罩外罩燃燒室噴管典型沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)示意圖 進(jìn)氣道需要實(shí)現(xiàn)的功能包括：擴(kuò)壓擴(kuò)壓、降速降速、高效高效（總壓恢復(fù)系數(shù)和動(dòng)能效率 ）。 總結(jié)：a）亞聲速流動(dòng)在收斂通道的流動(dòng)規(guī)律；b）亞聲速流動(dòng)在擴(kuò)張通道的流動(dòng)規(guī)律；c）超聲速流動(dòng)在收斂通道的流動(dòng)規(guī)律；d）超聲速流動(dòng)在擴(kuò)張通道的流動(dòng)規(guī)律；e）什么是

12、Laval噴管，其流動(dòng)規(guī)律是什么？f ）什么是擴(kuò)壓器？沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道參數(shù)變化總壓恢復(fù)系數(shù)動(dòng)能效率a002pps2/2/2a2a2VV 2 進(jìn)氣道出口 p2 p02 V2a1 自由流 pa p0a Va亞聲速進(jìn)氣道按結(jié)構(gòu)分為中心進(jìn)氣道和側(cè)進(jìn)氣道。 中心進(jìn)氣道 側(cè)進(jìn)氣道 按進(jìn)氣道形狀分為錐形進(jìn)氣道、半錐形進(jìn)氣道、二元進(jìn)氣道、下頷式（或下頦式）進(jìn)氣道等。一般二元進(jìn)氣道、下頷式進(jìn)氣道具有較高的升阻比和較寬的攻角適應(yīng)性。 后置四半錐形進(jìn)氣道和雙下側(cè)二元進(jìn)氣道下頷式進(jìn)氣道 按空氣流動(dòng)馬赫數(shù)分為亞聲速進(jìn)氣道和超聲速進(jìn)氣道。亞聲速進(jìn)氣道主要應(yīng)用在民航飛機(jī)等亞聲速飛行的飛行器上；超聲速進(jìn)氣道主要應(yīng)用在超聲速飛

13、行的飛行器上。 不管是亞聲速進(jìn)氣道還是超聲速進(jìn)氣道，都要求空氣以亞聲速速度離開進(jìn)氣道而進(jìn)入燃燒室（超聲速燃燒的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)除外）。 每類又可分為外壓式進(jìn)氣道和內(nèi)壓式進(jìn)氣道。外壓式進(jìn)氣道是指壓縮過程發(fā)生在進(jìn)氣道之外的自由流中，內(nèi)壓式進(jìn)氣道是指壓縮過程發(fā)生在進(jìn)氣道的內(nèi)部。 亞聲速進(jìn)氣道所截獲的空氣在它的整個(gè)流道上全是亞聲速的。分為外壓式和內(nèi)壓式兩類。 外壓式亞聲速進(jìn)氣道，其特點(diǎn)是進(jìn)氣道是等截面的， 空氣壓縮全部發(fā)生在進(jìn)氣道口1截面的上游（由于沒有固體壁面磨擦，因此，外部壓縮過程是等熵的）； 空氣均勻來流不斷減速，為保持流量相等，必然A1Aa，Aa稱為截獲面積（或捕獲面積）； 在進(jìn)口前緣會(huì)發(fā)生溢流，故

14、一般不宜用于高亞聲速范圍，因?yàn)?，其壓縮會(huì)產(chǎn)生較大外部阻力。 V1Aa進(jìn)口截面A1等熵壓縮外壓式亞聲速進(jìn)氣道示意圖 Ma0V0 內(nèi)壓式亞聲速進(jìn)氣道，它被用于所有的空氣噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)上。 其特點(diǎn)是進(jìn)氣道是截面擴(kuò)張的，A2A1=Aa，空氣壓縮發(fā)生在進(jìn)氣道內(nèi)部（由于存在壁面磨擦，因此，壓縮過程是不等熵的）； 擴(kuò)壓器長(zhǎng)度的設(shè)計(jì)需要折衷考慮：壓縮過程盡可能緩慢以降低總壓損失從而增加長(zhǎng)度（Ma1.80時(shí)，總壓損失急劇增加，因此，該進(jìn)氣道一般適宜于Ma1Ma01Ma01斜激波正激波斜激波Aa弓形激波溢流AaA1A1AaA1斜激波正激波 (a)設(shè)計(jì)狀態(tài)激波位于進(jìn)口臨界 (b) 增加反壓激波推出亞臨界 (c) 降低反

15、壓激波吸入超臨界正激波超聲速進(jìn)氣道原理 收斂擴(kuò)張型超聲速進(jìn)氣道利用收斂擴(kuò)張噴管流動(dòng)的逆過程實(shí)現(xiàn)超聲速流動(dòng)的減速增壓； （回憶：Laval噴管的流動(dòng)規(guī)律？） 對(duì)于固定收斂比的流道，擴(kuò)壓過程的啟動(dòng)十分困難（需要利用“超速”來實(shí)現(xiàn)啟動(dòng)，即如果設(shè)計(jì)點(diǎn)為 Ma=1.8，可能需要達(dá)到 Ma=3.2 才能啟動(dòng)）。 可采用可變幾何形狀的進(jìn)氣道來解決啟動(dòng)問題，但結(jié)構(gòu)太復(fù)雜，在二維平面型進(jìn)氣道中有應(yīng)用的報(bào)道。 Ma 1Ma1 錐形超聲速進(jìn)氣道利用錐形激波（斜激波）的壓縮特性實(shí)現(xiàn)超聲速流動(dòng)的減速增壓，其總壓損失比正激波要小很多，其特點(diǎn)是采用中心錐結(jié)構(gòu)。 分為外壓式和混合壓縮式兩類。 外壓式錐形超聲速進(jìn)氣道示意圖Ma

16、01Ma01Ma01Ma 1Ma1Ma1Ma1Ma1離體激波錐形激波(a)設(shè)計(jì)狀態(tài)激波位于進(jìn)口臨界 (b) 增加反壓激波推出亞臨界 (c) 降低反壓激波吸入超臨界外壓式錐形超聲速進(jìn)氣道原理 外壓式錐形超聲速進(jìn)氣道的超聲速壓縮全部發(fā)生在進(jìn)氣道外部，根據(jù)下游出口反壓的大小不同，同樣有臨界、亞臨界和超臨界三種情況。 外壓式錐形超聲速進(jìn)氣道在唇口產(chǎn)生的正激波強(qiáng)度還很強(qiáng)，有較大的總壓損失，為降低正激波強(qiáng)，常采用混合壓縮式超聲速進(jìn)氣道，它以超聲速進(jìn)入進(jìn)氣道，產(chǎn)生一系列斜激波，最后是一道正激波，使超聲速氣流強(qiáng)度逐漸降低。 錐形激波正激波Ma01斜激波Ma1abd1d2雙錐超聲速進(jìn)氣道示意圖因此，錐形超聲速進(jìn)氣道按偏轉(zhuǎn)角的數(shù)量可分為：a) 單錐進(jìn)氣道；b) 雙錐進(jìn)氣道；c) 多錐進(jìn)氣道；d) 等熵錐進(jìn)氣道。 進(jìn)氣道的能量損失主要有兩種：a) 流動(dòng)產(chǎn)生的總壓損失；b) 壁面磨擦和流動(dòng)分離產(chǎn)生的損失。 中心錐角度越多，多錐進(jìn)氣道的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)是錐體越長(zhǎng)，壁面磨擦損失會(huì)增加，同