超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)

1、超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)高超聲速飛行器是指以吸氣式及其組合式發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力, 在大氣層內(nèi)或跨大氣層以Ma5 以上的速度遠(yuǎn)程巡航飛行的飛行器. 高超聲速飛行器主要在臨近空間, 以Ma6 Ma15 的高速度巡航飛行, 其巡航飛行速度、高度數(shù)倍于現(xiàn)有的飛機(jī);同時(shí)由于采用吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī), 其燃料比沖遠(yuǎn)高于傳統(tǒng)火箭發(fā)動(dòng)機(jī), 而且能實(shí)現(xiàn)水平起降與可重復(fù)使用, 因此空間運(yùn)輸成本將大大降低. 高超聲速飛行器技術(shù)的發(fā)展將導(dǎo)致高超聲速巡航導(dǎo)彈、高超聲速飛機(jī)和空天飛機(jī)等新型飛行器的出現(xiàn), 成為人類繼發(fā)明飛機(jī)、突破音障、進(jìn)入太空之后又一個(gè)劃時(shí)代的里程碑.超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的應(yīng)用背景1.高超聲速巡航導(dǎo)彈 具有快速反

2、應(yīng)能力、相當(dāng)高的突防概率、具有很強(qiáng)的穿透力。憑借其高速度, 在很短時(shí)間(不超過(guò)10min)內(nèi)就能夠打擊近千千米以外的目標(biāo)。美國(guó)發(fā)展巡航導(dǎo)彈的重要目標(biāo)就是增強(qiáng)快速反應(yīng)與打擊能力, 尤其是打擊機(jī)動(dòng)目標(biāo), 如導(dǎo)彈發(fā)射架、航空母艦等高價(jià)值機(jī)動(dòng)目標(biāo)。高超聲速巡航導(dǎo)彈能有效地遏制地基、機(jī)載、艦載預(yù)警及武器系統(tǒng)整體功能的發(fā)揮。在滿足命中精度要求的條件下, 高超聲速巡航導(dǎo)彈的巨大動(dòng)能能有效地提高對(duì)加固目標(biāo)(包括深埋地下目標(biāo)) 等目標(biāo)的毀傷概率高超聲速飛機(jī) 高超聲速飛機(jī)在實(shí)時(shí)偵察、遠(yuǎn)程快速部署和精確打擊方面具有明顯的軍事價(jià)值。高超聲速飛機(jī)實(shí)施實(shí)時(shí)偵察有獨(dú)特的優(yōu)越性。目前, 各國(guó)主要依靠衛(wèi)星和常規(guī)偵察機(jī)執(zhí)行偵察任

3、務(wù), 這兩種偵察手段均有局限性, 特別是在對(duì)一些重大突發(fā)事件的實(shí)時(shí)偵察方面存在明顯不足。高超聲速飛機(jī)具有突防能力強(qiáng), 被攔截概率小, 能深入敵縱深進(jìn)行偵察的特點(diǎn)。 高超聲速戰(zhàn)斗機(jī)配掛防區(qū)外攻擊武器, 以高空、高速進(jìn)入或退出目標(biāo)區(qū), 或戰(zhàn)斗機(jī)配掛高超聲速防區(qū)外攻擊武器, 利用武器的高超聲速實(shí)施突防、攻擊, 都必將大大提高航空武器系統(tǒng)的突防概率、作戰(zhàn)生存力和作戰(zhàn)效能。當(dāng)然, 高超聲速戰(zhàn)斗機(jī)配掛高超聲速巡航導(dǎo)彈則更是如虎添翼 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)進(jìn)一步發(fā)展還可能用在洲際飛機(jī)上, 這種洲際飛機(jī)飛行速度約為Ma =56 , 航程達(dá)數(shù)萬(wàn)公里, 各大洲之間約2h 即可到達(dá), 有很大的潛在市場(chǎng)。空天飛機(jī) 能夠象

4、普通飛機(jī)一樣起飛, 以高超聲速在大氣層中飛行, 在30km 100km高空的飛行速度可達(dá)1225 倍聲速; 能夠直接加速進(jìn)入地球軌道; 能安全返回并再入大氣層, 象普通飛機(jī)一樣在大氣層中滑翔并降落; 能夠重復(fù)使用。 空天飛機(jī)(包括跨大氣層飛機(jī)) 將作為反衛(wèi)星武器平臺(tái)、監(jiān)視和偵察平臺(tái)、天基系統(tǒng)的支援平臺(tái), 在未來(lái)的空間控制和空間戰(zhàn)中將發(fā)揮重要作用: 迅速回收或更換與國(guó)家安全密切相關(guān)的失效或失誤的航天器(如衛(wèi)星等) ;檢查來(lái)歷不明和可疑的軌道飛行目標(biāo); 捕捉或摧毀不友好的航天器; 當(dāng)航天器觀察到地面或空間出現(xiàn)嚴(yán)重事件時(shí), 可用空天飛機(jī)迅速查明情況, 救援處于困境或生病的宇航員或使他們擺脫困境。超燃

5、沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)涉及到大量基礎(chǔ)和應(yīng)用科學(xué)問(wèn)題, 是高難度的高新技術(shù)。從高超聲速技術(shù)發(fā)展來(lái)看高超聲速技術(shù)飛行距離實(shí)際應(yīng)用還有些距離。但是, 由于高超聲速巡航導(dǎo)彈和空天飛機(jī)等需求的牽引, 越來(lái)越多的國(guó)家和地區(qū)仍在持續(xù)進(jìn)行超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)研究。21 世紀(jì), 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)必將得到較快發(fā)展和實(shí)際應(yīng)用, 必將對(duì)軍事、航天、國(guó)民經(jīng)濟(jì)等產(chǎn)生深遠(yuǎn)影響革命性的動(dòng)力系統(tǒng)首先, 由于巡航飛行馬赫數(shù)遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于傳統(tǒng)戰(zhàn)斗機(jī), 現(xiàn)有的吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)已不再適用. 當(dāng)馬赫數(shù)高于3 時(shí)由于進(jìn)氣道激波產(chǎn)生的壓縮已經(jīng)很強(qiáng), 不再需要壓氣機(jī),而應(yīng)當(dāng)采用沖壓發(fā)動(dòng)機(jī); 而當(dāng)馬赫數(shù)達(dá)到6 左右時(shí), 氣流的總溫已達(dá)1500K以上, 傳統(tǒng)的亞聲

6、速燃燒沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)效率大大降低; 而如果保持進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)的氣流為超聲速, 在超聲速氣流中組織燃燒, 發(fā)動(dòng)機(jī)仍能有效地工作, 這就是超聲速燃燒沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)(scramjet-supersonic combustion ramjet, SSCR). 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在Ma6 以上的性能遠(yuǎn)高于亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī), 它能工作到Ma12 Ma15 左右1.它可以利用大氣中的氧氣做為氧化劑，所以沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在高超聲速飛行時(shí)，經(jīng)濟(jì)性能顯著優(yōu)于渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)和火箭發(fā)動(dòng)機(jī)；發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部沒(méi)有轉(zhuǎn)動(dòng)部件，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，質(zhì)量小，成本低，推重比高。2.沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)也有某些缺點(diǎn)：不能自身起動(dòng)，需要助推器加速到一定速度才可工作，但這個(gè)缺點(diǎn)并不突出；對(duì)

7、飛行狀態(tài)的改變較敏感，當(dāng)在寬?cǎi)R赫數(shù)范圍內(nèi)飛行時(shí)，要對(duì)進(jìn)氣道進(jìn)行調(diào)節(jié)，這樣使得進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)復(fù)雜。超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī) 沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)是吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的一種, 它利用大氣中的氧氣作為全部或部分的氧化劑, 與自身攜帶的燃料進(jìn)行反應(yīng). 與壓氣機(jī)增壓的航空發(fā)動(dòng)機(jī)不同, 它利用結(jié)構(gòu)部件產(chǎn)生激波來(lái)對(duì)高速氣流進(jìn)行壓縮, 實(shí)現(xiàn)氣流減速與增壓, 整體結(jié)構(gòu)相對(duì)簡(jiǎn)單. 其工作原理是首先通過(guò)進(jìn)氣道將高速氣流減速增壓, 在燃燒室內(nèi)空氣與燃料發(fā)生化學(xué)反應(yīng), 通過(guò)燃燒將化學(xué)能轉(zhuǎn)變?yōu)闅怏w的內(nèi)能. 最終氣體經(jīng)過(guò)噴管膨脹加速, 排入大氣中, 此時(shí)噴管出口的氣體速度要高于進(jìn)氣道入口的速度, 因此就產(chǎn)生了向前的推力過(guò)程H-2為絕熱壓縮, 在進(jìn)氣道中

8、實(shí)現(xiàn); 2-3 為等壓加熱, 在燃燒室中進(jìn)行; 3-4 為絕熱膨脹, 在尾噴管中完成; 4-H 為工質(zhì)在大氣中冷卻的過(guò)程. 在實(shí)際工作工程中, 由于存在多種因素導(dǎo)致的流動(dòng)與熱量損失, 沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)際工作效率會(huì)低于布萊頓循環(huán)的效率. 理想的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的工作循環(huán)示意圖傳統(tǒng)的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)首先通過(guò)進(jìn)氣道將來(lái)流速度滯止為Ma0.3 以下的低速氣流, 然后在氣流中噴注燃料、組織燃燒, 稱之為亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī). 當(dāng)飛行器速度高于Ma5 以上時(shí), 將氣流速度降至低速將導(dǎo)致燃燒室入口氣流靜溫急劇升高, 對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與熱防護(hù)等方面造成了極大的困難;同時(shí), 高靜溫也會(huì)導(dǎo)致煤油分解, 熱量無(wú)法加入,發(fā)動(dòng)機(jī)不能產(chǎn)生推

9、力; 另一方面, 將高超聲速氣流壓縮到低速將產(chǎn)生很大的激波損失, 降低推力性能, 因此亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的應(yīng)用受到了嚴(yán)重制約.為避免燃燒室入口高靜溫來(lái)流所帶來(lái)的諸多問(wèn)題,超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)讓氣流以超聲速進(jìn)入燃燒室, 在超聲速氣流中組織燃燒, 來(lái)流靜溫、靜壓和總壓損失大大降低, 因而可以實(shí)現(xiàn)較高的性能, 成為大氣層內(nèi)高超聲速飛行的理想動(dòng)力裝置, 在Ma 8 時(shí)是唯一可用的吸氣式動(dòng)力裝置.超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)主要由進(jìn)氣道、隔離段、燃燒室與尾噴管組成. 進(jìn)氣道的主要功能是捕獲足夠的空氣, 并通過(guò)一系列激波系進(jìn)行壓縮, 為燃燒室提供一定流量、溫度、壓力的氣流, 便于燃燒的組織. 隔離段是位于進(jìn)氣道與燃燒室之間的等直

10、通道, 其作用是消除燃燒室的壓力波動(dòng)對(duì)進(jìn)氣道的影響, 實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道與燃燒室在不同工況下的良好匹配. 當(dāng)燃燒室著火后壓力升高, 隔離段中會(huì)產(chǎn)生一系列激波串, 激波串的長(zhǎng)度和位置會(huì)隨著燃燒室反壓的變化而變化. 當(dāng)隔離段的長(zhǎng)度足夠時(shí), 就能保證燃燒室的壓力波動(dòng)不會(huì)影響進(jìn)氣道. 燃燒室是燃料噴注和燃燒的地方, 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)中燃料可從壁面和支板或噴油桿噴射. 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)中的火焰穩(wěn)定與亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)不同, 它不能采用V型槽等侵入式火焰穩(wěn)定裝置,因?yàn)樗鼈儗?lái)巨大的阻力, 因此目前普遍采用凹腔作為火焰穩(wěn)定器. 尾噴管則是氣流膨脹產(chǎn)生推力的地方.與傳統(tǒng)吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)相比, 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的阻力較大, 實(shí)現(xiàn)推

11、阻平衡比較困難. 為了降低飛行器阻力, 必須采用飛行器機(jī)體/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì). 通常將超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)置于高升阻比機(jī)體下腹部, 飛行器前體下壁面作為進(jìn)氣道外壓縮段, 后體下壁面作為噴管的外膨脹段分為純超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)、雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)3 類. 純超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)是指其完全采用超聲速燃燒模態(tài)(簡(jiǎn)稱超燃), 工作模態(tài)單一、工作范圍一般大于Ma6; 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)(scramjet-dual mode scramjet, DM) 是指發(fā)動(dòng)機(jī)根據(jù)不同的來(lái)流速度，其燃燒室分別工作于亞聲速燃燒狀態(tài)、超聲速燃燒狀態(tài)。對(duì)于這種發(fā)動(dòng)機(jī)如果幾何固定，通常能夠跨4Ma飛行工作，目前研究較

12、多的是Ma=4-8的雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)；如果幾何可調(diào)，則能夠在Ma=2-12范圍內(nèi)工作。 雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)(dual combustor ramjet, DCR) 串聯(lián)了亞燃與超燃兩個(gè)燃燒室, 其中亞燃燃燒室起到提供高溫富燃燃?xì)饣螯c(diǎn)火源的作用,主要目的是用亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)燃超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)來(lái)解決煤油燃料的點(diǎn)火和穩(wěn)定燃燒等問(wèn)題.其有效的工作范圍為Ma3Ma6.這種發(fā)動(dòng)機(jī)有兩套進(jìn)氣系統(tǒng)，吸入的超聲速空氣經(jīng)由一套進(jìn)氣系統(tǒng)減速至亞聲速速度，然后與富油環(huán)境中的常規(guī)液體碳?xì)淙剂匣旌喜Ⅻc(diǎn)火，膨脹的燃燒產(chǎn)物則與經(jīng)另一套進(jìn)氣系統(tǒng)進(jìn)入的超聲速空氣混合，并在超聲速燃燒室中更加完全的燃燒。工作界限Ma=3，最大工作

13、速度。進(jìn)氣道1.前體壓縮面 為進(jìn)氣道提供流場(chǎng)品質(zhì)足夠好、流量達(dá)到要求的預(yù)壓縮氣流2.進(jìn)氣道壓縮面 對(duì)氣流進(jìn)一步壓縮，使氣流的馬赫數(shù)、壓力滿足設(shè)計(jì)指標(biāo)3.隔離段 隔離燃燒室的壓力波動(dòng)對(duì)進(jìn)氣道的影響；在高燃燒室反壓條件下形成預(yù)燃激波系難點(diǎn)及關(guān)鍵技術(shù) 高超聲速飛行器動(dòng)力系統(tǒng)與傳統(tǒng)的航空、航天動(dòng)力系統(tǒng)存在很大差異, 許多都是原理上創(chuàng)新的, 因此在研制過(guò)程中, 面臨的難點(diǎn)很多, 需要攻克大量的關(guān)鍵技術(shù), 才有可能進(jìn)入實(shí)用.難點(diǎn) 1.高效進(jìn)氣與壓縮在兼顧飛行器其它總體技術(shù)要求的情形下,實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)的高效進(jìn)氣與壓縮, 是高超聲速飛行器動(dòng)力系統(tǒng)的難點(diǎn)之一. 進(jìn)氣道是完成發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣與壓縮的關(guān)鍵部件, 主要作用是對(duì)

14、來(lái)流進(jìn)行擴(kuò)壓減速, 為發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室提供高品質(zhì)的壓縮空氣流, 其性能高低直接影響著發(fā)動(dòng)機(jī)的綜合性能.進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)一般應(yīng)滿足以下幾個(gè)方面的性能要求: (1) 進(jìn)氣擴(kuò)壓過(guò)程總壓損失小; (2) 進(jìn)氣道出口氣流流場(chǎng)品質(zhì)滿足燃燒室要求; (3) 進(jìn)氣道的速度、攻角特性好、穩(wěn)定裕度高; (4) 進(jìn)氣道外阻小;(5) 結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、維護(hù)方便等. 前3 方面是進(jìn)氣道高效進(jìn)氣與壓縮的要求, 后兩方面則是飛行器氣動(dòng)性能與結(jié)構(gòu)方面的要求.高超聲速進(jìn)氣道從構(gòu)型上可以分為二維進(jìn)氣道、三維側(cè)壓進(jìn)氣道、軸對(duì)稱進(jìn)氣道和內(nèi)轉(zhuǎn)向進(jìn)氣道等, 這幾種進(jìn)氣道形式各有優(yōu)缺點(diǎn), 一般根據(jù)行器的具體形式選擇合理的進(jìn)氣道形式. 高超聲速進(jìn)氣道的基

15、本構(gòu)型為一個(gè)收縮通道后接一等直或微擴(kuò)通道, 其基本工作原理是利用這一收縮通道將高超聲速來(lái)流壓縮減速至較低馬赫數(shù). 高超聲速來(lái)流首先受到進(jìn)氣道前體壓縮面的預(yù)壓縮, 然后再受到隔離段激波串的進(jìn)一步壓縮, 最后以超聲速進(jìn)入燃燒室. 高超聲速進(jìn)氣道的工作過(guò)程就是一個(gè)將高超聲速來(lái)流進(jìn)行壓縮減速的過(guò)程,高超聲速進(jìn)氣道設(shè)計(jì)的關(guān)鍵是如何實(shí)現(xiàn)高效進(jìn)氣與壓縮（1）進(jìn)氣道啟動(dòng)限制 當(dāng)進(jìn)氣道收縮比過(guò)大或進(jìn)氣道反壓過(guò)高時(shí)，進(jìn)氣道會(huì)陷入不啟動(dòng)狀態(tài)。在這種狀態(tài)下進(jìn)氣流量急劇減小，將直接導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)推力下降，甚至熄火。進(jìn)氣道設(shè)計(jì)的最低要求是能夠正常啟動(dòng)，確保足夠的進(jìn)氣流量。（2）高溫效應(yīng) 由于壓縮效應(yīng)和黏性的影響，當(dāng)馬赫數(shù)較高

16、時(shí)來(lái)流總溫較高，進(jìn)氣道氣流將出現(xiàn)振動(dòng)能激發(fā)、電離、離解等現(xiàn)象，即高溫效應(yīng)（3）鈍前緣效應(yīng) 為了滿足承受氣動(dòng)加熱的需要，高超飛行器的千元需要鈍化處理。高超聲速鈍前緣將導(dǎo)致熵層的出現(xiàn)，從而影響邊界層的發(fā)展、轉(zhuǎn)捩，影響進(jìn)氣道性能。（4）黏性效應(yīng) 在高溫條件下，邊界層對(duì)進(jìn)氣道性能存在較大的影響：在有逆壓梯度的區(qū)域會(huì)產(chǎn)生邊界層分離，在進(jìn)氣道構(gòu)型設(shè)計(jì)中必須細(xì)致分析分離的位置、大小、不確定性因素較多；流動(dòng)邊界層導(dǎo)致的機(jī)械能損失占據(jù)高超聲速進(jìn)氣道損失的重要部分（5）波系配置難 進(jìn)氣道預(yù)壓縮段與進(jìn)氣道入口段存在較為復(fù)雜的激波譽(yù)膨脹波系，激波與邊界層發(fā)生干擾之后，還會(huì)在流場(chǎng)中產(chǎn)生更為復(fù)雜的波系結(jié)構(gòu)，因此對(duì)波系進(jìn)行

17、合理配置存在較大困難（6）邊界層控制難 高超聲速飛行器，進(jìn)氣道入口處邊界層較厚，在流程內(nèi)斜激波作用下極易發(fā)生邊界層分離，除了合理配置激波波系外，對(duì)邊界層進(jìn)行流量控制也能降低分離程度（7）進(jìn)排氣調(diào)節(jié)難 在快速度范圍內(nèi)或機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，進(jìn)氣道的波系會(huì)出現(xiàn)較大的變化，設(shè)計(jì)狀態(tài)的波系配置方案很難保證在嚴(yán)重偏離設(shè)計(jì)狀態(tài)時(shí)還能維持高效工作模式，甚至?xí)霈F(xiàn)無(wú)法啟動(dòng)的情況，導(dǎo)致綜合性能大幅下降隔離段 是一個(gè)等截面或微擴(kuò)張角的管道，位于進(jìn)氣道與燃燒室之間，有兩個(gè)作用：1.隔離燃燒室和進(jìn)氣道間的相互干擾，能支持燃燒室內(nèi)的較高反壓，以提供進(jìn)氣道一個(gè)較寬的穩(wěn)定工作范圍；使超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)以雙模態(tài)方式工作，及可以讓超然沖壓發(fā)

18、動(dòng)機(jī)在亞燃模態(tài)和超燃模態(tài)下相互轉(zhuǎn)換激波與附面層的相互干擾 可看到，隨著反壓的增加，激波串首先在隔離段出口平面形成。隨著反壓進(jìn)一步的增加，激波串繼續(xù)向前移動(dòng)。激波串的特點(diǎn)是“斜激波+附面層分離+氣流加速和壓力減少” 在隔離段流場(chǎng)中，激波與附面層相互干擾，這時(shí)，在激波與附面層相交處，壁面附面層分離，引起主流截面收斂，以至于初始正激波后的中心區(qū)亞音速主流加速至音速，此后附面層再附著，中心區(qū)主流超音速膨脹直到形成第二道激波，這樣，最終形成激波串（1）在隔離段未擾動(dòng)區(qū)內(nèi)，激波串前面附面層逐漸加厚，靜壓逐漸增加，而馬赫數(shù)逐漸降低（2）隨著反壓的擾動(dòng)沿附面層向上游傳播，在附面層附近產(chǎn)生壓縮波，從而形成激波，

19、在激波后壓力升高許多，核心區(qū)的氣流以一定角度向中心先方向偏轉(zhuǎn)（3）激波在中心線相交后被互相壓縮有產(chǎn)生兩道激波。這兩道激波反射向壁面并和壁面撞擊，核心區(qū)的流動(dòng)又變?yōu)楹捅诿嫫叫校诿嫣幍膲毫眲∩?，并使附面層?yán)重分離，在氣流分離區(qū)，形成一個(gè)高壓平臺(tái)（4）在撞擊點(diǎn)后，氣流分離區(qū)與核心區(qū)壓力的差異導(dǎo)致激波在壁面附近發(fā)生普朗特邁耶反射形成稀疏膨脹波，核心區(qū)的氣流以一定的角度偏離中心線（5）這些膨脹波在中心線相交并反射仍為膨脹波，核心區(qū)的氣流就又和中心線平行（6）如果氣流分離區(qū)的壓力低于下游的壓力，在附面層有形成一道壓縮波燃燒室 燃燒室是超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的核心部件，超聲速燃燒所涉及的關(guān)鍵技術(shù)都體現(xiàn)在燃燒室

20、中。超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室技術(shù)主要解決的問(wèn)題是在有限的空間、時(shí)間內(nèi)和在高速氣流中實(shí)現(xiàn)燃料的噴射、霧化、蒸發(fā)、摻混、點(diǎn)火、穩(wěn)定燃燒，將化學(xué)能最大限度地轉(zhuǎn)化為熱能，有高的熱效率和較小的壓力損失，而且要能夠適應(yīng)較寬的燃料/空氣當(dāng)量比變化、燃燒室的壓力變化、速度變化，以滿足飛行器不同空域和不同速度飛行、加速以及巡航等要求。遇到的問(wèn)題 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)也需要經(jīng)過(guò)一個(gè)由壓縮、加熱、膨脹、排氣組成的熱力循環(huán)過(guò)程才能將燃料燃燒的熱能轉(zhuǎn)化為有用功. 然而工作在高超聲速范圍, 激波壓縮與超聲速燃燒過(guò)程的熵增是非常嚴(yán)重的, 使得系統(tǒng)可用功迅速下降, 同時(shí)高超聲速飛行時(shí), 發(fā)動(dòng)機(jī)外阻過(guò)大, 以至于很難實(shí)現(xiàn)凈推力(即發(fā)動(dòng)機(jī)

21、總推力與阻力之差). 如何實(shí)現(xiàn)化學(xué)能熱能動(dòng)能的高效轉(zhuǎn)換, 提高熱力循環(huán)效率,實(shí)現(xiàn)凈推力是超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的核心問(wèn)題, 而其中的瓶頸是實(shí)現(xiàn)高效率、低阻力的混合與燃燒超聲速燃燒屬于擴(kuò)散燃燒, 是由混合控制的燃燒過(guò)程, 所以快速均勻混合是實(shí)現(xiàn)高效燃燒的前提與基礎(chǔ). 但超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室入口空氣來(lái)流速度達(dá)到1 000 m/s 左右, 燃料在燃燒室內(nèi)的滯留時(shí)間只有毫秒級(jí), 而且超聲速混合層的穩(wěn)定性較強(qiáng)(在同樣的密度比條件下其擴(kuò)展率僅有不可壓剪切層的1/3), 要在如此短的時(shí)間內(nèi)完成燃料與來(lái)流的混合, 難度很大. 尤其是液體碳?xì)淙剂?還要考慮液滴破碎、霧化和蒸發(fā)過(guò)程, 更加增加了快速、均勻混合的難度. 同

22、樣, 燃料滯留時(shí)間短也對(duì)穩(wěn)定燃燒制造了困難, 首先是在高速氣流中穩(wěn)定火焰難, 其次是在穩(wěn)定火焰同時(shí)還要實(shí)現(xiàn)燃燒過(guò)程低損失就更困難了.超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為適應(yīng)飛行器不同馬赫數(shù)下的工作要求，需要在同一燃燒室中實(shí)現(xiàn)亞燃和超燃雙模態(tài)燃燒，這是超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)工程應(yīng)用的關(guān)鍵技術(shù)。 實(shí)現(xiàn)的方法 一種是通過(guò)控制燃料噴射位置、燃燒程度來(lái)實(shí)現(xiàn)。但是燃燒控制非常困難，因?yàn)槠洳粌H受到燃料的物理化學(xué)狀態(tài)、噴射情況、燃料與空氣的摻混情況、燃燒室中渦流及附面層等因素的影響，且要求在飛行馬赫數(shù)及設(shè)計(jì)油氣比范圍內(nèi)穩(wěn)定燃燒。另一種方法是通過(guò)調(diào)節(jié)燃燒室通道的幾何面積來(lái)適應(yīng)雙模態(tài)燃燒要求，但由于燃燒室溫度高達(dá)2000K3000K，使

23、得幾何調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)相當(dāng)困難。如何可靠點(diǎn)火并使燃燒穩(wěn)定和增強(qiáng)混合技術(shù)也是超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室關(guān)鍵技術(shù)之一。 目前的點(diǎn)火方式有自燃點(diǎn)火，加氣氫輔助點(diǎn)火等，也可以借鑒火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的研制經(jīng)驗(yàn)，考慮用強(qiáng)制點(diǎn)火的辦法（如火炬點(diǎn)火等）實(shí)現(xiàn)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火燃燒室的另一關(guān)鍵技術(shù)是冷卻 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)外部是高超聲速氣流，氣動(dòng)加熱很嚴(yán)重，計(jì)算表明，當(dāng)飛行器馬赫數(shù)達(dá)到6 時(shí)，飛行器頭部來(lái)流滯止溫度達(dá)1700K，而發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部流場(chǎng)氣流總溫可達(dá)3000K以上，因此必須采用主動(dòng)冷卻的方法來(lái)保證發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作。在發(fā)動(dòng)機(jī)冷卻中，只能采用燃料冷卻，而發(fā)動(dòng)機(jī)工作中所需的燃料流量很小，這就給發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)熱防護(hù)帶來(lái)更大困難，尤其是采用碳

24、氫燃料（如煤油）時(shí)更是如此。 尾噴管超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管技術(shù)主要是在不同的燃燒室出口條件下使氣流能夠膨脹到接近外界大氣條件，它與性能和效率有關(guān)。噴管推力系數(shù)是確定整個(gè)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)循環(huán)效率的最敏感的參數(shù)。噴管性能特性由排氣氣流路徑中的損失機(jī)理表示，即不完全膨脹、擴(kuò)散、化學(xué)動(dòng)力和摩擦。因此，噴管的主要問(wèn)題與超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)性能沒(méi)有直接關(guān)系而與飛行器性能有關(guān)，是噴管推力矢量及其產(chǎn)生的俯仰力矩。如果噴管推力矢量過(guò)大，或者方向相反，那么飛行器飛行控制面需要大幅度調(diào)整，這會(huì)導(dǎo)致阻力增加。在設(shè)計(jì)過(guò)程中，通過(guò)改變發(fā)動(dòng)機(jī)傾斜角和噴管表面角，可以很容易地控制推力矢量角。超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管技術(shù)主要解決的問(wèn)題是在不

25、同的燃燒室出口條件下使氣流能夠膨脹到接近外界大氣條件。需要研究噴管氣動(dòng)輪廓、具有軸向和法向壓力梯度的粘性流場(chǎng)、非平衡化學(xué)反應(yīng)等。由于不同飛行狀態(tài), 噴管需要的膨脹比變化大(可達(dá)6倍以上) , 在給定幾何尺寸下使出/ 進(jìn)口氣流沖量差最大, 為此需要研究噴管輪廓與機(jī)體后體的一體化設(shè)計(jì)、氣體主動(dòng)分離技術(shù)、尾噴管調(diào)節(jié)技術(shù)等。燃料燃料方面的問(wèn)題重點(diǎn)放在其用作吸熱冷卻劑并提高其點(diǎn)火延遲和燃燒速度上。高超聲速飛行中氣流的高速度給飛行器結(jié)構(gòu)帶來(lái)了非常顯著的氣動(dòng)力熱載荷。實(shí)際上未冷卻區(qū)燃燒室溫度能夠超過(guò)3000K，完全超過(guò)已知結(jié)構(gòu)材料的承受能力。因此，根據(jù)所得燃料熱載荷要求可用燃料再生冷卻發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)。煤油, 甲

26、烷- 點(diǎn)火滯后時(shí)間比氫點(diǎn)火滯后時(shí)間長(zhǎng)一個(gè)數(shù)量級(jí)以上，火焰?zhèn)鞑ニ俣缺葰涞幕鹧鎮(zhèn)鞑ニ俣纫鸵粋€(gè)數(shù)量級(jí)，煤油點(diǎn)火和穩(wěn)定燃燒困難，而液體碳?xì)淙剂宵c(diǎn)火延遲時(shí)間居于兩者之中，因此，吸熱型碳?xì)淙剂霞夹g(shù)的研究受到了特別的重視。因?yàn)殚L(zhǎng)的液體碳?xì)淙剂湘溡蚱溆米魑鼰崂鋮s劑而破裂或裂解成氣態(tài)煤油和小分子碳?xì)淙剂系?，所以點(diǎn)火延遲隨著噴射燃料成分的變化而變化，可以通過(guò)添加燃料添加劑, 硅烷SH4改變點(diǎn)火延遲的變化。吸熱碳?xì)淙剂献鳛槔鋮s劑,吸收了發(fā)動(dòng)機(jī)部件的熱量, 同時(shí)通過(guò)催化、裂解、發(fā)生相變形成氣態(tài)煤油、小分子碳?xì)淙剂?如甲烷、乙烯等) 和氫的混合物進(jìn)入燃燒室。一方面燃料通過(guò)相變和裂解能夠吸收大量的熱量, 滿足了燃燒室等

27、壁面的冷卻要求,另一方面大大改善了液體燃料霧化、摻混性能以及燃燒性能。吸熱型碳?xì)淙剂霞夹g(shù)主要包括燃料催化裂解、擬制結(jié)焦及其在超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)用等。進(jìn)氣道/燃燒室的匹配高超聲速飛行器動(dòng)力系統(tǒng)在非設(shè)計(jì)狀態(tài)下各部件之間的匹配性能往往下降很快, 要滿足高超聲速飛行器飛行空域廣、發(fā)動(dòng)機(jī)工作范圍寬的要求非常困難.超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的超聲速燃燒特性決定了其流動(dòng)與燃燒的耦合很強(qiáng), 同時(shí)與發(fā)動(dòng)機(jī)的幾何結(jié)構(gòu)也具有較強(qiáng)的耦合關(guān)系, 導(dǎo)致在偏離設(shè)計(jì)狀態(tài)時(shí)各部件匹配性能下降, 發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定裕度小, 其中進(jìn)氣道/燃燒室寬范圍匹配尤為困難. 由于隨飛行馬赫數(shù)變化, 進(jìn)氣道出口氣流參數(shù)變化范圍大, 而隔離段抗燃燒室反壓能力有限,

28、燃燒室壓力過(guò)高將導(dǎo)致預(yù)燃激波串被推出隔離段、造成進(jìn)氣道不起動(dòng), 壓力過(guò)低則可能導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)熄火. 這意味著燃燒過(guò)程組織必須與進(jìn)氣道、燃燒室以及尾噴管的設(shè)計(jì)相匹配, 并實(shí)時(shí)控制, 以適應(yīng)不同的飛行條件.熱防護(hù)由于高超聲速飛行波阻大, 發(fā)動(dòng)機(jī)推力裕量小, 故進(jìn)氣道前緣必須采用尖銳外形以減小阻力.在大氣層中高超聲速飛行時(shí), 氣動(dòng)加熱與飛行速度的立方成正比(Ma6 狀態(tài)時(shí)駐點(diǎn)氣流溫度便高達(dá)約1 800 K)、當(dāng)?shù)責(zé)崃髅芏扰c前緣半徑的平方根成反比, 由此可見進(jìn)氣道尖銳前緣的熱負(fù)荷非常嚴(yán)重(典型的單級(jí)入軌飛行器進(jìn)氣道唇口前緣熱流密度高達(dá)500mJ/m2s).另一方面, 發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)燃?xì)鉁囟雀?2 500K

29、3 000 K)、氣流沖刷顯著、且環(huán)境呈氧化特性, 對(duì)熱防護(hù)系統(tǒng)研制也提出了很高要求. 首先, 燃燒室入口氣流溫度已達(dá)到600K 以上, 故吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)常用的氣膜冷卻方法已不可用; 其次,發(fā)動(dòng)機(jī)燃料流量較小, 很難滿足再生冷卻所需冷卻劑流量要求, 對(duì)于Ma6Ma8 動(dòng)力系統(tǒng)可采用吸熱型碳?xì)淙剂蟻?lái)提高熱沉, 而對(duì)于采用液氫燃料的Ma 10 動(dòng)力系統(tǒng)則尚未有解決方案超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的研究方法超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的主要研究方法有：數(shù)值計(jì)算模擬、縮比模型發(fā)動(dòng)機(jī)或部件的實(shí)驗(yàn)研究、發(fā)動(dòng)機(jī)過(guò)程研究、縮比發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行試驗(yàn)、全尺寸發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行試驗(yàn)等。這些方法是相輔相成、相互促進(jìn)的。在用數(shù)值計(jì)算模擬研究時(shí)，要用到各種基本數(shù)據(jù)，可以是實(shí)驗(yàn)研究、工作過(guò)程研究、縮比飛行試驗(yàn)和全尺寸飛行試驗(yàn)中獲得數(shù)據(jù)。其它的研究方法可以對(duì)實(shí)驗(yàn)研究得到的結(jié)果進(jìn)行驗(yàn)證和外推。1.數(shù)值計(jì)算模擬的目的是預(yù)估超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的性能; 研究?jī)?nèi)外流參數(shù)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)效率、經(jīng)濟(jì)性、推重比等的影響; 在給定目標(biāo)下函數(shù)(如推力、幾何尺寸、重量等) 下研究氣流通道參數(shù)的優(yōu)化。 數(shù)值計(jì)算模擬的優(yōu)點(diǎn)是可以在很寬的范圍內(nèi)計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)的各種參數(shù), 提供總體和部件設(shè)計(jì)所需的各種氣流數(shù)據(jù), 還可以把原理性試驗(yàn)研究、工作過(guò)程研究