超燃冲压发动机性能的初步分析
涡轮发动机和超燃冲压发动机的应用领域
涡轮发动机和超燃冲压发动机的应用领域1. 概述涡轮发动机和超燃冲压发动机作为先进的动力装置，正日益受到各行各业的关注和广泛应用。
它们在航空航天、汽车、船舶以及工业设备领域都具有重要的应用价值。
本文将围绕涡轮发动机和超燃冲压发动机的应用领域展开深入探讨，带您了解这两种先进动力装置的广泛应用和未来发展趋势。
2. 航空航天领域2.1 涡轮发动机涡轮发动机在航空领域具有重要地位，它被广泛应用于民航客机、军用飞机以及直升机等飞行器中。
其高效能、高可靠性和稳定的推力输出，使得现代航空器能够实现远程飞行、高速巡航和复杂飞行任务。
2.2 超燃冲压发动机超燃冲压发动机是未来航空航天领域的研究热点，其采用高温、高压的工作原理，可显著提高发动机的推力和燃烧效率，从而推动飞行器实现更高的速度和更远的航程。
未来，超燃冲压发动机有望成为下一代喷气式飞机的主要动力装置。
3. 汽车领域3.1 涡轮发动机汽车领域广泛应用着涡轮增压发动机，它利用废气能量驱动涡轮增压器增加进气量，从而提高发动机的功率输出和燃烧效率。
现代涡轮增压发动机在汽车行业被广泛用于提高动力性能和降低燃油消耗。
3.2 超燃冲压发动机虽然超燃冲压发动机目前在汽车领域还没有大规模应用，但其在未来汽车动力系统中的潜力备受关注。
超燃冲压发动机可以显著提高汽车动力性能，同时降低排放和燃油消耗，是未来引擎技术的发展方向之一。
4. 船舶和工业设备领域4.1 涡轮发动机在船舶和工业设备领域，涡轮发动机被广泛应用于各种大型船舶、发电机组和工业设备中。
其高功率、高可靠性和长期稳定运行的特点，使得涡轮发动机成为这些领域不可或缺的动力装置。
4.2 超燃冲压发动机船舶和工业设备领域对超燃冲压发动机的需求也在逐渐增加。
超燃冲压发动机能够提供更高的动力输出和更低的排放，符合现代船舶和工业设备对节能环保的要求，因此在这些领域有着广阔的应用前景。
5. 总结与展望本文围绕涡轮发动机和超燃冲压发动机的应用领域进行了深入探讨，从航空航天、汽车、船舶和工业设备领域分别进行了介绍和分析。
煤油超燃冲压发动机性能分析
煤油超燃冲压发动机性能分析摘要：本文旨在研究煤油超燃冲压发动机的性能。
通过使用数学建模和实验测试，我们研究了不同参数的煤油超燃冲压发动机的性能，包括压缩比，排气量，气缸径，入口气流速度，燃料喷射器形状，进气门尺寸以及喷射起动延迟。
结果表明，气缸径和压缩比对煤油超燃冲压发动机的性能有最大影响，并且入口气流速度，燃料喷射器形状，进气门尺寸以及喷射起动延迟也会影响它的表现。
关键词：冲压发动机、煤油超燃、性能分析、压缩比、排气量、气缸径、入口气流速度、燃料喷射器形状、进气门尺寸、喷射起动延迟。
正文：煤油超燃冲压发动机是一种非常有效的发动机，可以在更低压缩比下实现更高的排气量。
本文将通过数学建模和实验测试来研究不同参数的煤油超燃冲压发动机的性能。
首先，我们将对压缩比，排气量，气缸径，入口气流速度，燃料喷射器形状，进气门尺寸以及喷射起动延迟进行分析，以确定这些参数如何影响煤油超燃冲压发动机的性能。
然后，我们将使用不同的实验条件和不同的参数，以比较不同参数下冲压发动机的性能差异。
最后，我们将得出结论，讨论煤油超燃冲压发动机的性能优势，以及适当的参数配置对其性能的影响。
煤油超燃冲压发动机因其优越的性能而受到了广泛的应用。
它可以在工业，汽车，航空等行业中使用。
在工业行业，它可以用于发电机组，空调，涡轮增压器，纺织行业等。
汽车行业也大量使用煤油超燃冲压发动机，比如柴油发动机和气体发动机。
航空行业也是煤油超燃发动机的主要用户，它可以用于多种航空器，包括客机和运输机。
此外，它还可以用于陆上交通工具，如摩托车和拖拉机。
煤油超燃冲压发动机具有很多优势，比如低噪音，低温，低消耗，高效率，高功率密度，可靠性高，低成本等。
因此，煤油超燃冲压发动机被广泛应用于各个领域。
但是，其实现的性能也有一定的局限性，因此，市场上有必要不断改善性能，以更好地适应新市场的需求。
此外，随着技术的发展，煤油超燃冲压发动机可以在不同场合得到更加先进的应用。
冲压发动机
冲压发动机简介冲压发动机是一种高效且可靠的发动机系统，广泛应用于汽车、航空和航天等领域。
它通过冲击和挤压的方式将燃烧室中的燃料与氧气混合，从而产生高压气体，驱动发动机的转子运转，实现能量的转换。
优势1.高效能: 冲压发动机利用冲击和挤压的方式将燃料和氧气混合，可实现更高的燃烧效率，相较于传统发动机可提高燃料利用率，降低能量损耗。
2.低排放: 冲压发动机在燃料和空气的混合过程中，能够更好地控制燃烧速度和温度，减少燃料中的有害物质产生，降低尾气排放。
3.减少噪音: 冲压发动机相较于传统发动机具有更平滑和连续的燃烧过程，减少了机械运动中的震动和噪音，提升了乘坐舒适性。
工作原理冲压发动机通过一系列冲击波和挤压波的相互作用，将燃料和氧气混合并升温至可燃点。
其工作原理如下：1.进气阶段: 发动机通过进气道引入大量新鲜空气，同时将燃料喷入燃烧室。
2.冲击波阶段: 燃料和空气在燃烧室内迅速混合，并被点火引燃。
由于燃烧过程中燃气的膨胀，产生的高温和高压燃气会形成冲击波。
3.挤压波阶段: 冲击波传播至发动机进气道末端时，会产生挤压波。
挤压波起到将剩余燃气重新压缩至燃烧区域的作用，从而增强燃烧效率。
4.排气阶段: 发动机将燃烧产生的高温低压气体通过排气阀门排出，同时开始新的循环。
应用领域冲压发动机的高效能和环保特性使其在多个领域得到广泛应用，其中主要包括：1.汽车行业: 冲压发动机可以降低燃料消耗和废气排放，提高汽车的性能和经济性，逐渐成为主流的动力系统。
2.航空航天: 冲压发动机在航空航天领域中具有较高的推力和效率，被广泛应用于喷气式飞机、火箭等。
3.可再生能源: 冲压发动机可以利用氢气等可再生能源进行高效燃烧转化，对于推动环保能源的发展具有重要意义。
发展趋势冲压发动机作为一种重要的动力系统，随着科技的不断进步，其发展趋势主要集中在以下几个方面：1.高压比: 随着材料科学和工艺技术的发展，冲压发动机的工作压力将进一步提高，以获得更高的效率和推力。
固体燃料超燃冲压发动机原理性试验研究
Ｅ ｐ ｒ ｎ ｔｄ ｎ ｔｅｐ ｉｃｐｅｏ ｏｉ ｅ ｓｒ ｍｊｔ ｘ ｅｉ ｔ ｕ ｙ ｏ ｈ ｒｎ ｉｌ ｆｓｌ ｆ ｌ ｃａ ｅ ｍｅ ｓ ｄｕ
ＹＡＮＧ ａ ｇ— ｎ ＬＩ Ｗ ｅ — ａ ， Ｘｉｎ ｍｉ ｇ， Ｕ ｉｋ ｉ ＣＨＥＮ ｎ— ｕ ｎ， Ｌｉ ｑ ａ ＺＨＥＮＧ ｉｂ ｎ Ｋａ — ｉ
Ｆｇ２ Ｓ ｅ ｈｏ ｌ ｅ ｓｒｍｊｔ ｈ ｍｂ ｒｇｏ ｔｙ ｉ． ｋ ｔ ｆ ｏ ｄｆ ｌ ｃａ ｅ ａ ｅ ｅｍｅｒ ｃ ｓ ｕ ｃ
图 １ 室 工作 原 理 图
Ｆｇ １ Ｓ ｅｃ ｆ ｏ ｄｆｅ ｓｒ ｍ ｅ ｈ ｍｂ ｒｐ ｉｃ ｌ ｉ． ｋ ｔｈｏ Ｕ ｌ ｃａ ｊｔ ａ ｅ ｒ ｉ ｅ ｓ ｕ ｃ ｎｐ
对适用于超音速燃烧的固体燃料也进 行 了广 泛研究 ，
流 入 的气 流减 速 到低 超 音 速 进 行 燃 烧 产 生 推 力 ， 量 在 固体燃 料超 燃 冲压 发 动机结 构 以及燃 烧 室 火焰 稳定 能 损失 与 亚燃 冲 压发 动机 相 比较 少 。因 此 ， 燃 冲压 发 极 限的研究 方 面取得 了显 著成 就 。 国内对 固体燃 料超 超 还仅 处 于探索 性研 究 阶段 。 动机在高马赫数下具 有优于其他 类型发动 机的经济 燃 冲压发 动机 的研究 工作 ， 由于超 音 速气 流 流 动 速 度快 ， 极 短 时 间 内就 可 在 性， 其静 温 、 静压 相 对 较 低 也 给 设 计 带来 好 处 ， 明显 它 燃 的优 势 对 于 军 用 、 用 和 航 天 有 着 无 与 伦 比 的 吸 引 穿过燃 烧 室 （ 气 在 燃 烧 室 内 的 驻 留 时 间 通 常 小 于 民
ｃ ｍｂ ｓｉｎ ｏ ｔ ｎ ｎ ｓ ｔ ｅ ｐ ａ ｅ ａ ｄ ｃ ｍｂ ｓｉｎ ｒｇ ｏ ｘ ｉｉ ｏｕ ． ｏ ｕ ｔ ｕ ｌ ｅ ｔ ｄ ｏ ｂ ｌ ｎ ｎ ｏ ｕ ｔ ｅ ｉ ｎ ｅ ｈ ｂ ｔ ｃ ｌ ｍｎ ｏ ｉ ｅ ｏ ｓ
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
超燃冲压发动机技术
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12编辑ppt源自13❖ 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，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。
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❖ 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。
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❖ 过程H--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.
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❖ 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
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。
超燃发动机(飞行器空气动力学报告)
“IGLA”/GLL-VK（14马赫）
GLL-AP-02（6马赫）
2. 超燃发动机的发展历史—美国
项目计 划 起止年 份 19621978 19861995 主办机 构 NAVY JHU/AP L DARPA 主要研究内容 论证使用可贮存燃料的小型舰载导弹 采用模块化 Busemann进气道 研制X-30实验型单级入轨空天飞机 研制工作范围Ma=4~15 的氢燃料超燃 冲压发动机 设计思想基于1942年 德国空气动力学家 Busemann提出的内 锥形流概念 1.低马赫数来流条件 下不能自起动 2.长度较长 是一种未来的飞机，像 普通飞机一样起飞，在 30～100公里高空的飞 行速度为12～25倍音速， 而且可以直接加速进入 地球轨道，成为航天飞 行器，返回大气层后， 像飞机一样在机场着陆。
NASP HyTech /Hyset HyFly
19961995-
3. X-43A 与 X-51A 的简介
2004年3月27日，X-43A实现了超燃冲压发动机成功点火，并推动飞行器加速 的技术，发动机工作时间11 s，最高速度达到6.83马赫。
B-52挂载飞马座固体火箭飞行到28500米
飞马座火箭开始助推加速
涡轮喷气发动机
1. 研究背景与简介—原理
冲压发动机的原理无 非就是空气以超音速 进入发动机燃烧室与 燃料混合点燃，再从 喷嘴中喷出从而获得 推力。
因为留给空气压缩，与燃料在燃烧室混合，点火， 燃烧的时间只有毫秒量级，这样也就使得发动机 的控制极其困难。
注：1.亚音速与超声速燃 烧的区分是根据燃烧室中 的气流速度。 2.后面提到的双模即是可 以在一次飞行中实现二者 的转换。
2. 超燃发动机的发展历史—前期历史
1946年,Roy就提出了借助于驻波直接 将热量加入超声速流中的可能性。 1957年4月，Shchetinkov申请了超声 速燃烧冲压发动机专利。 1958年9月，在马德里举行了第一届 国际航空科学会议，Ferri 简略地概 述了并证明在Ma =3.0的超声速气流 中实现了稳定燃烧，没有强激波。 ①氢-空气系统的化学过程和现象 20世纪60年代通用应用物理实验室 (1)超燃冲压发动机增量飞行试验飞 行器(IFTV)1965年开始； (2)1964—1968年,低速固定几何尺寸 超燃冲压发动机,无可变几何尺寸,但 是具有随飞行速度而变化的空气动力 压缩比。
超燃冲压发动机总体化性能分析_张旭
1
引
言
超燃冲压发动机是高超声速飞行器有效的动力 装置， 其性能的快速预估是发动机研制阶段的必要工 具。现有的发动机性能计算方法 主要分为两类， 一类是基于简化模型的估算方法， 一类是基于 CFD 计算然后积分得到性能参数的方法。 第一类方法简 便快捷， 但精度低且适用范围窄。 第二类方法精度 高， 但 CFD 计算， 特别是发动机内外三维流场耦合计 ， 算的计算量大 耗时长， 难以适应参数化研究的需要。 Jonas A Sadunas［1］ 通过求解二维欧拉方程得到 发动机二维流场， 积分得到发动机的气动力和气动力 ［2 ］ May矩。Hideo Ikawa 分别采用冲量函数和 Prandtler 理论估计燃烧室和喷管的推力， 得到这两个部件的
Key words： Scramjet； Performance analysis； Threedimensional Parabolized NavierStokes equations； Onedimensional NavierStokes equation 道设计的基础上， 添加后掠平面侧压板， 设计方法如 下： 顶板外压段采用 3 级平面楔， 保证在不考虑侧压 激波的前提下， 设计点外压斜激波交汇于外罩唇口 点， 采用斜激波关系式计算激波角； 内压段侧板宽度 不变， 外罩采用 2 级楔压缩， 设计原则是外罩斜激波 交点在进气道外面， 与顶压外压段类似， 采用斜激波 关系式估算内压段进口马赫数和外罩激波角 ， 给定内 压段长度和内收缩比 CＲ in 可确定内压段型面； 等直隔 离段的关键设计变量是长高比 L4 ； 侧板起于顶板外 H4
2
2． 1
物理模型和计算方法
发动机模型
Fig． 2
Configuration of rectangular combustor（ mm）
超燃冲压发动机燃烧效率分析计算
清华大学航天航空学院《高等燃烧学》期末大作业超燃冲压发动机燃烧效率分析计算姓名：杨缙学号：2007211097授课教师：钟北京2008-6-7超燃冲压发动机燃烧效率分析计算燃烧效率是评价超燃冲压发动机能量利用效率的一个重要性能指标。
无论是在高超声速飞行器机身——超燃冲压发动机一体化研究中，还是在超然冲压发动机模型地面试验（直连式式试验、自由射流试验）研究中，都要进行燃烧效率的分析计算。
本文从分析超燃冲压发动机总的燃烧效率入手，简化分析了机身——超燃冲压发动机一体化系统的能量利用效率以及超燃冲压发动机模型地面试验（直连式试验、自由射流试验）系统的燃烧效率。
重点分析推导了超燃冲压发动机模型地面直连式试验的燃烧效率公式。
1. 超燃冲压发动机效率分析超燃冲压发动机的热力循环过程可以大致划分为飞行器前体和进气道的压缩过程、燃烧室内加热（燃烧）过程和喷管膨胀过程。
图1显示了超燃冲压发动机的基本结构和工作原理。
图1 超燃冲压发动机工作原理示意图相应地，超燃冲压发动机的总效率是压缩效率、加热效率和膨胀效率的乘积。
即：0c b e ηηηη= （1.1） 当把超燃冲压发动机的所有工作过程看做一个整体的热力循环来考虑时，可以从能量的角度出发，直接给出超燃冲压发动机的总效率。
与火箭发动机相同，超燃冲压发动机的功能，是把燃料的化学能最终转变为工质气体的推力功。
超然冲压发动机单位时间内对包括发动机本身的飞行器系统所做的功，称为推力功率，用下式表示：0e e N F V = （2）其中：Ne ——发动机推力功率；Fe ——发动机推力；V 0——飞行器飞行速度。
定义单位时间内供给发动机系统燃料的化学能为发动机系统的化学能量供应率，用下式表示：化学能量供应率：f u e m H =& （3）式中：f m &——燃料质量秒流量，；燃料低热值，。
/kg s w H /J kg 从能量的角度讲，超燃冲压发动机的能量利用总效率是推力功率与推进剂化学能量供应率之比，即：e 00N e f u f FV m H m H η==&&推力功率化学能量供应率u = （4）总效率直接描述了发动机对所携带燃料原始化学能的利用程度，或者说，对于给定的飞行任务，需要装载多少燃料才能够满足飞行任务的要求，对上式进行变换，不难得到发动机需要携带的燃料：0e f u F Lm H η= （5）式中L 为飞行器行程。
超燃冲压发动机技术
推进技术本文2002206216收到,作者系中国航天科工集团三院31所高级工程师———超燃冲压发动机技术———刘小勇 摘 要 超燃冲压发动机是研究对应飞行马赫数大于6、以超声速燃烧为核心的冲压发动机技术。
它的应用背景是高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机等。
半个世纪以来,它的研究受到了美、俄、法等国的重视。
目前,超燃冲压发动机技术已经开始进行飞行演示验证。
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,必定会对未来的军事、政治、经济等产生深远影响。
主题词 冲压发动机 超声速燃烧 超燃冲压发动机 高超声速飞行器概述冲压发动机(ramjet )属于吸气式喷气发动机类,由进气道、燃烧室和尾喷管构成,没有压气机和涡轮等旋转部件,高速迎面气流经进气道减速增压,直接进入燃烧室与燃料混合燃烧,产生高温燃气经尾喷管膨胀加速后排出,从而产生推力。
它结构简单,造价低、易维护,超声速飞行时性能好,特别适宜在大气层或跨大气层中长时间超声速或高超声速动力续航飞行。
当冲压发动机燃烧室入口气流速度为亚声速时,燃烧主要在亚声速气流中进行,这类发动机称为亚燃冲压发动机,目前得到广泛应用;当冲压发动机燃烧室入口气流速度为超声速时,燃烧在超声速气流中开始进行,这类发动机称为超燃冲压发动机,目前得到了广泛研究。
亚燃冲压发动机一般应用于飞行马赫数低于6的飞行器,如超声速导弹和高空侦察机。
超燃冲压发动机一般应用于飞行马赫数高于6的飞行器,如高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机。
超燃冲压发动机通常又可分为双模态冲压发动机(dual modle ramjet )和双燃烧室冲压发动机(dual combustor ramjet )。
双模态冲压发动机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、超声速燃烧状态或超声速燃烧/亚声速燃烧/超声速燃烧状态。
对于这种发动机如果其几何固定,通常能够跨4个飞行马赫数工作,目前研究较多的是M ∞=3(4)～7(8)的双模态冲压发动机;双模态冲压发动机如果几何可调,则能够在更宽的马赫数范围内工作,如M ∞=2～12。
2004一体化超燃冲压发动机初步设计计算模型
(11)
段的进出口参数变化关系如下
(12)
(19)
(13)
温度比
(14) 式中
T2 τ (λ2 ) = = T1 τ (λ1 )
一体化超燃冲压发动机初步设计计算模型
张蒙正 张忠利 葛李虎 仲伟聪
陕西动力机械设计研究所 陕西 西安 710100
摘
要
以总压恢复系数最大为目标 采用等激波强度和等激波角设计方法建立进气道模
型 采用 Ｉｋａｗａ 面积扩张因子 建立燃烧室模型 依据 Ｅｄｗａｒｄ 方法初估尾喷管型面 在此基 础上建立了一体化超燃冲压发动机进气道 隔离段 燃烧室及尾喷管计算模型 并对一体化设 计的超燃冲压发动机模型进行了初步计算 关键词 超燃冲压发动机 中图分类号 Ｖ４３０ 设计计算模型 文献标识码 Ａ 文章编号 （２００５）０１－００１４－０７
1+
k −1 Ma12 2 k −1 2 1+ Ma2 2
(20)
(15)
T1 为隔离段入口静温 K T2 为隔离段出 口静温 K λ1 为隔离段入口速度系数 λ2 为隔 离段出口速度系数 τ (λ ) 为气动函数
压强比
Ma 2 (1 + 2 L Ma2 − Ma12 k + 1 1 4f = + ln 2 D kMa12 Ma2 2k 2 Ma2 (1 +
dp kMa 2 [1 + (k − 1)Ma 2 ] dx =− 4f 2 p 2(1 − Ma ) D
(8)
超声速燃烧冲压发动机进气道起动性能研究
维普资讯
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大允许的燃烧室进 口气流温度在 １ ４ １ ７Ｋ，允许的燃烧室进 口Ｍａ与飞行 Ｍａ的比值在０ ３ ～ ０ ０ ４ ６ ．ｏ ０４ ． ５［ 当 Ｍａ增 加 ，允许 的起 动 最大 收缩 比也增 大 对 于 一些几 何结 构 的进 气道 ，允 许 的起 动 收 缩 比可达 到 ２ 。另外 ，如 果希 望在 高 收缩 比下 工作 ，进 气道 喉部 流场 要尽 可 能均 匀［ 。在 本 文 ～３ １ ］ 的设 计 中 ，固定几 何 高超进 气道 的收缩 比先 根据 以下 收缩 比限制 的经验 公 式［初 步 校核 ，然后 再根 】 ］
§
取 。前 体 的形 状 由前体 长度 和 多 楔 形体 的偏 转 角 决 定 ，前 体 长 度 一 般 选 接 近 整 个 发 动 机 长 度 的 一
（ ）外罩唇Ｉ平直 ａ ＝ １
（ ｂ）外罩唇 Ｉ具有楔面 ＝ １
图 １ 混压式 高超声速二维进气道结构简 图
前体 的外 部压 缩一 般 由二斜 激 波系 、三 斜激 波系 或 四斜激 波 系组成 ，综 合考 虑压缩 效 率和 总压 恢复系数的影响，选择外压缩波系 为三波系的混压式前体／ 进气道的方案较为普遍［ ］ １ 。本文 的二 维进 气道设 计 方案 选择 前 体压缩 为 三斜激 波 系 ，前体 长度 Ｌ ＝ １０ ，前 体预 压缩 楔 角 ＝５，隔 ．ｍ 。 离段 高度 Ｈ ＝００ ０ ． ３ｍ，外 罩唇 口楔 面角 ａ ：５，外 压缩 的 ３个 楔 面 总 转角 为 ２ ． 。 。 ０８，进 气 道 采用 多模 块结 构 。高超 声速 气 流通过 前 体／ 气 道 的压 缩 ，将 使 燃 烧 室进 口气 流 温 度 大 幅度 升 高 ，为 了 进 防止 气流 热离 解 ，必须 要 限制燃 烧 室进 口气 流温 度 ， 因此 燃烧 室进 口气 流 Ｍａ要 受到 限 制 。一 般最
固体火箭超燃冲压发动机结构
固体火箭超燃冲压发动机结构固体火箭超燃冲压发动机的结构一般由以下几个主要部分组成：燃烧室、喷管、推进剂、燃料、起爆装置、增压器和控制系统等。
下面我们来详细介绍固体火箭超燃冲压发动机的结构和工作原理。
1. 燃烧室固体火箭超燃冲压发动机的燃烧室是燃烧燃料和氧化剂的地方，它的设计非常关键，直接影响到燃烧效率和推力输出。
燃烧室一般由耐高温高压的材料制成，如金属或陶瓷材料。
燃烧室的内部表面一般会进行特殊的处理，以增加其抗热和抗腐蚀性能。
2. 喷管固体火箭超燃冲压发动机的喷管位于燃烧室的尾部，是气体喷出的通道，其设计对推进效率和推力输出也有重要影响。
喷管一般为锥形或聚焦结构，可以有效地将燃烧产生的高温高压气体加速喷出，产生更大的推力。
3. 推进剂固体火箭超燃冲压发动机的推进剂是燃料和氧化剂的组合，一般采用固体燃料和氧化剂的混合物。
推进剂的选择对火箭的性能和推力输出有重要影响，一般需要考虑推进剂的能量密度、燃烧速度、热值等参数。
4. 燃料固体火箭超燃冲压发动机的燃料一般为固体燃料，如固体燃料推进剂、石墨烯等。
固体燃料具有能量密度高、稳定性好、操作简单等优点，适合用于火箭推进系统。
5. 起爆装置固体火箭超燃冲压发动机的起爆装置用于引燃燃料和氧化剂，在火箭发射前需要通过起爆装置点燃燃料和氧化剂，启动火箭发动机。
起爆装置一般采用电火花或火药点火的方式，能够可靠地引燃推进剂。
6. 增压器固体火箭超燃冲压发动机在燃烧过程中会产生高温高压气体，为了提高燃烧效率和推力输出，通常会使用增压器来增加燃料和氧化剂的压力，促进燃烧反应。
增压器一般采用涡轮增压或液压增压的方式，能够有效提高发动机的性能。
7. 控制系统固体火箭超燃冲压发动机的控制系统用于监测和控制发动机的工作状态，根据需要调节推力输出和燃烧效率。
控制系统包括传感器、执行器、控制器等部分，能够确保发动机的正常运行和安全性。
综上所述，固体火箭超燃冲压发动机是一种高效推进系统，其结构复杂，但在现代航天领域有着重要的应用价值。
浅谈超燃冲压发动机外形发展与优化设计
浅谈超燃冲压发动机外形发展与优化设计【摘要】超燃冲压发动机是一种高效、低排放的新型发动机，在航空航天领域有着重要的应用价值。
本文从发动机外形设计和优化角度出发，介绍了超燃冲压发动机的发展历程、设计特点和优化方法。
通过分析其性能优势和未来发展趋势，揭示了超燃冲压发动机在提高动力性能和降低燃油消耗方面的潜力。
关于外形发展与优化设计的重要性，文章总结了其对发动机性能和整体效率的重要影响，展望了未来研究的方向。
超燃冲压发动机外形的不断优化设计将推动航空航天技术的发展，应用前景广阔。
【关键词】超燃冲压发动机、外形设计、优化、性能优势、发展历程、挑战、研究方向、重要性、发展趋势1. 引言1.1 背景介绍超燃冲压发动机是一种高性能发动机，在航空航天领域有着广泛的应用。
随着航空技术的不断发展和进步，越来越多的研究者开始关注超燃冲压发动机的外形设计和优化。
超燃冲压发动机外形的设计和优化对发动机的性能和效率至关重要，因此引起了广泛的关注和研究。
在过去的几十年里，随着材料科学、计算机技术和流体力学等领域的发展，超燃冲压发动机的外形设计和优化得到了越来越多的关注和重视。
通过对发动机外形的优化设计，可以提高发动机的燃烧效率、减少排放和降低能耗，从而实现更高效的能量利用和更好的环境保护。
本文旨在对超燃冲压发动机的外形发展与优化设计进行探讨，通过对其发展历程、设计特点、优化方法以及性能优势的详细分析，旨在为相关领域的研究者提供参考和借鉴。
通过对未来发展趋势和挑战的分析，展望超燃冲压发动机外形设计的发展方向，促进超燃冲压发动机技术的进一步发展和完善。
1.2 研究意义通过研究超燃冲压发动机外形的发展历程，可以深入了解其演化过程和技术创新，为未来的设计提供借鉴和指导。
了解超燃冲压发动机外形设计的特点，可以帮助工程师更好地把握设计要求，提高设计效率和质量。
研究超燃冲压发动机外形的优化方法，可以进一步提升其性能和效率，实现更好的推进效果。
超燃冲压发动机热效率
超燃冲压发动机热效率1. 引言随着环保和能源安全的要求逐渐提高，汽车行业也逐渐朝着高效动力系统的方向发展。
冲压发动机是近年来备受关注的一种技术，其具有高压缩比、高温度、高功率密度等特点，被认为是替代传统发动机的一种具有前景的动力源。
其中，提高冲压发动机的热效率是关键问题之一，本文将通过对冲压发动机热效率的分析，探讨超燃冲压发动机提高热效率的途径。
2. 冲压发动机的热效率冲压发动机由于具有高压缩比和高温度等特点，其热效率较传统发动机有较大提高。
热效率是指发动机输出功率与消耗燃料的比率。
通常情况下，热效率值越高，发动机的排放量和燃料消耗量就越低。
而冲压发动机由于利用高压缩比和温度等优势，其热效率值通常能够提高20%以上，达到40%以上，可以说是相当高效的一种动力系统。
3. 超燃冲压发动机的热效率超燃冲压发动机是目前冲压发动机技术的一种扩展，其能够在不增加机械结构复杂度的情况下，进一步提高燃烧过程的热效率。
超燃冲压发动机能够在燃烧室内加入额外的燃料和氧气，同时加入适量的水和催化剂，促进完全燃烧和蒸发过程，从而进一步提高热效率和动力性能。
4. 提高热效率的途径除了利用超燃冲压技术提高发动机热效率外，还可以采用以下途径：- 提高压缩比：增加压缩比能够提高燃烧室内的温度和压力，促进燃烧过程的发生和加速。
- 采用高温材料：使用高温材料能够抵御高温高压的环境，保证发动机的稳定性和寿命，并提高热效率。
- 加强燃油系统：采用高压燃油系统能够更好地控制燃料的喷射和燃烧过程，从而进一步提高热效率。
- 优化进气系统：优化进气系统能够增加燃料和空气的混合程度，进一步提高燃烧效率和热效率。
5. 结论随着能源和环保问题的不断突出，超燃冲压发动机作为一种高效、高性能的动力源渐渐替代了传统发动机，被广泛应用于航空、汽车等领域。
提高热效率是冲压发动机的关键之一，可以通过采用超燃冲压技术、加强燃油系统、优化进气系统等途径来实现。
预计冲压发动机在未来的技术和市场中将有更加宽广的发展前景。
超燃冲压发动机发展现状
超燃冲压发动机发展现状超燃冲压发动机是目前世界上最先进的航空发动机之一，其主要特点是采用超声速燃烧技术，使其推力比传统涡扇发动机大数倍，能够带领人类进入更高速、更高高度的航空时代。
随着科技的不断进步和人类对高速、高空的需求日益增长，超燃冲压发动机的发展变得越来越重要和紧迫。
目前，世界上已有多个国家和地区投入了巨资和人力资源研发超燃冲压发动机，其中以美国和欧洲的研究最为突出。
美国NASA和欧洲航天局均在研发超燃冲压发动机上进行了大量的实验和研究。
美国的超燃冲压发动机技术被认为是目前最为先进的，尤其是美国的斯库特空气动力研究所（Sc.ch）研究出的超燃冲压发动机性能更加强大。
目前，超燃冲压发动机的主要应用领域是航空、航天、国防等方面。
超燃冲压发动机能够在航空和航天领域中带来很多的好处，如加快航空和航天飞行速度、提高升空高度、增加载荷能力等等。
在军事领域，超燃冲压发动机可以增强飞行器的战斗力，提高作战效率；在民用方面，超燃冲压发动机还可以大大缩短航班时间，提高旅客的出行效率。
虽然超燃冲压发动机产业有着广阔的前景和巨大的发展空间，但它的研发仍然面临不少的问题。
首先是技术难题，超燃冲压发动机的研发需要跨越多个学科领域，涉及物理学、化学、力学、控制论和材料学等领域，需要巨大的研发投入和跨国合作。
其次，超燃冲压发动机存在着较高的投资和研发成本，制约了其发展速度和范围。
最后，环境和安全问题是超燃冲压发动机发展的重要制约因素，其排放物和噪音对环境和人类的危害显然是需要引起关注的。
总之，超燃冲压发动机是一项高技术含量、前景广阔的产业，有着极大的拓展空间和巨大的经济效益。
虽然其研发过程中面临着一些挑战，但在科技的不断进步和人类对高速、高空的需求不断增加的背景下，超燃冲压发动机的发展势头依然良好，相信它会成为未来航空和航天领域中重要的推动力量。
超燃冲压发动机燃烧室准一维建模与分析
超燃冲压发动机燃烧室准一维建模与分析张栋;唐硕【摘要】为了研究超燃冲压发动机燃烧室内气流变化规律，通过影响系数法，建立了超燃冲压发动机的准一维模型，该模型考虑了燃料质量添加、壁面传热、截面变化、壁面摩擦等影响因素，同时给出了燃烧室3种模态转换的边界条件。
以单模块超燃冲压发动机为研究对象，仿真分析了超燃无激波模态和超燃斜激波模态下燃油当量比、攻角等参数对燃烧室气流参数的影响，结果表明，气流马赫数随当量比的增大、攻角的增大而减小。
所建立的模型可为超燃冲压发动机总体设计及性能分析提供一种快速分析的手段。
%To study the change regularity of airflow in the combustor of scramjet engine,the influence coefficient method was used to mode the quasi one-dimensional model of scramjet combustor,which contained some influence factors such as fuel quality flow,wall heat transfer, cross-sectional variation and wall friction.The conversion boundary conditions of the three modes of the combustor were also presented in this work.A single-module scramjet engine was taken as study object.The effects of fuel equivalent ratio and attack angle on airflow parameters were simulated under scramjet modes without shock-wave and with oblique shock-wave.The presented model provides a method of the overall design of scramjet engine and performance analysis.【期刊名称】《弹道学报》【年(卷),期】2015(000)001【总页数】7页(P85-91)【关键词】超燃冲压发动机;燃烧室;双模态;一维模型【作者】张栋;唐硕【作者单位】西北工业大学航天飞行动力学技术重点实验室，西安 710072;西北工业大学航天飞行动力学技术重点实验室，西安 710072【正文语种】中文【中图分类】V235Keywords:scramjetengine;combustor;dualmode;one-dimensionalmodel燃烧室是超燃冲压发动机最重要也是研制难度最大的关键部件。
超燃冲压发动机支板热性能研究
超燃冲压发动机支板热性能研究
宋冈霖;田亮;冮强;王辽;徐旭
【期刊名称】《推进技术》
【年(卷),期】2013()6
【摘要】针对双模态超燃燃烧室内分别处于上游(高速、较低总温)和下游(较低速、高总温)不同热环境下十字交叉布置的支板,通过数值仿真,从材料选择、辐射影响程度及主被动热防护措施三方面研究了支板换热问题,并且研究了不同冷却水流速对
支板前缘冷却性能的影响。
结果表明:上游支板受气动加热影响比下游支板显著;对
于所计算工况,考虑支板与气体之间的辐射作用后,上下游支板前缘温度均下降约150K;对下游支板进行主动冷却效果明显,冷却水流速为10m/s能满足长时间工作
要求。
【总页数】8页(P809-816)
【作者】宋冈霖;田亮;冮强;王辽;徐旭
【作者单位】北京航空航天大学宇航学院;中国西昌卫星发射中心;中国航天科工集
团三十一研究所高超声速冲压发动机技术重点实验室
【正文语种】中文
【中图分类】V235.213
【相关文献】
1.超燃冲压发动机支板研究综述
2.带支板超燃冲压发动机燃烧流动过程试验研究
3.超燃冲压发动机支板热环境及热防护方案
4.支板喷射超燃冲压发动机激波/边界层相互作用研究
5.碳氢燃料超燃冲压发动机支板凹腔一体化稳焰性能研究
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第28卷 增刊航 空 学 报Vol 128Sup. 2007年 8月ACTA A ERONAU TICA ET ASTRONAU TICA SIN ICA Aug. 2007收稿日期:2006211215;修订日期:2007207206基金项目:国家863计划(2005AA721081)通讯作者:郑小梅E 2mail :cherry @ 文章编号:100026893(2007)增20S35207超燃冲压发动机性能的初步分析郑小梅,徐大军,蔡国飙(北京航空航天大学宇航学院,北京 100083)A Preliminary Study on H ypersonic Airbreathing Engine PerformanceZH EN G Xiao 2mei ,XU Da 2jun ,CA I Guo 2biao(School of Astronautics ,Beiing University of Aeronautics and Astronautics ,Beijing 100083,China )摘 要:超燃冲压发动机是发展高超声速技术的关键,以其为动力装置的高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机对于国防安全、未来空间作战和航天运输都有重要意义。
用热力循环的方法对超燃冲压发动机的性能作了初步的分析,建立了超燃冲压发动机准一维性能计算分析模型,并分析了一些影响参数对发动机效率的影响。
准一维的性能计算方法可作为多层次高超声速动力推进系统性能计算模型的第一层次的计算模型,具有简单、快捷的特点。
影响参数的分析可应用于高超声速飞行器概念设计阶段飞行器主要的设计参数和飞行参数的计算和确定。
关键词:高超声速飞行器;超燃冲压发动机;性能分析;准一维中图分类号:V590125 文献标识码:AAbstract :Scramjet is a key technology in developing the hypersonic vehicle.Hypersonic missiles ,aircraft and aerospace plane are based on scramjet and significantly important to future space battle and transportation.Thermodynamic cycle efficiency of hypersonic airbreathing engine is analyzed using thermal engine closed cycle analysis ,a quasi one 2dimensional performance calculation model of hypersonic airbreathing engines is developed by one 2dimensional flow approaches using the entire set of control volume conservation equations ,and the in 2fluence of some potentially important parameters are analyzed.The quasi one 2dimensional performance calcula 2tion approach can be used as a first leveled calculation model in the performance calculation model of multi 2lev 2eled hypersonic dynamic propulsion system.It ’s very simple and efficient ,and can be used to confirm some major parameters and flight parameters in the phase of conceptual design of the hypersonic aircraft.So this model has a very important practical value to the primary development of the feasibility scheme of the hyper 2sonic aircraft.K ey w ords :hypersonic vehicle ;scramjet ;performance calculation ;quasi one 2dimensional 吸气式高超声速技术的发展始于20世纪50年代,通过几十年的发展,美国、俄罗斯、法国、德国、日本、印度、澳大利亚等国自20世纪90年代以来已在高超声速技术方面陆续取得了重大进展,并相续进行了地面试验和飞行试验[124]。
高超声速技术已经从概念和原理探索阶段进入了以高超声速巡航导弹、高超声速飞机、跨大气层飞行器和空天飞机为应用背景的先期技术开发阶段。
超燃冲压发动机技术是发展高超声速技术的关键。
它涉及到空气动力学、气动热力学、燃烧学、材料学等多种学科的前沿问题及其交叉,是超声速燃烧、吸热型碳氢燃料、热防护、发动机/飞行器机体一体化、地面模拟试验和飞行试验等众多高新技术的集成,以其为动力装置的高超声速巡航导弹、空间作战飞行器/未来低成本可重复使用天地往返运输系统(空天飞机)对于国防安全、未来空间作战和航天运输都有重要意义。
本文用热力循环的方法[5]对超燃冲压发动机的性能作了初步的分析,建立了超燃冲压发动机准一维性能计算分析模型,并分析了一些影响参数对发动机效率的影响。
1 理论模型111 热力学循环分析模型热力学闭循环分析的出发点是经典的热力学,所得的结果也非常的直观。
运用热力学分析,必须遵循以下2条基本的规则。
首先,必须能将工作介质看成是纯净物。
假设空气一直都处于平衡状态,并且可用一个能提供相同能量的加热过S 航 空 学 报第28卷程来代替燃烧过程,不考虑质量的加入,成分也不改变。
其次,工作介质在经过了一系列的平衡过程之后回到初始状态。
图1表示了超燃冲压发动机参考点的标号和相关术语。
图2表示了这个过程的温2熵图(T 2s 图)[6]。
图1 超燃冲压发动机参考点的标号和相关术语Fig 11 Scramjet reference cross 2section numbers and related ter 2minologies点0—点3:绝热压缩过程,将静温为T 0的自由气流压缩到燃烧室入口静温T 3。
点3—点4:等压加热过程,将气体由静温T 3加热到静温T 4,过程无摩擦,气流无质量增加。
点4—点10:绝热膨胀过程,轴向膨胀,气流由燃烧室压强p 4=p 3膨胀到自由气流压强p 10=p 0。
点10—点0:整个热力学过程达到封闭。
此过程恒压、无摩擦,多余的热量由出口气流放出,气流恢复原来的温度状态。
图2 吸气式发动机热力循环T 2s 图Fig 12 Airbreat hing engine brayton cycle T 2s diagram112 部件分析将发动机分为若干个独立的部位分别进行考虑,按照热力循环的几个过程来划分发动机的部件。
为了方便分析,假设气体常数R 在各点不变。
(1)压缩部分(点0—点3)①S a 0[流体推力函数[7]]S a 0=V 01+R T 0V 20(1)②T 3T 3=ψT 0(2)式中:ψ为循环静温比。
③V 3[能量守恒]V 3=V 20-2C pc T 0(ψ-1)(3)④S a 3[流体推力函数]S a 3=V 31+R T 3V 23(4)⑤p 3/p 0[轴向压缩过程]p 3p 0=ψψ(1-ηc )+ηc(C pc /R )(5)⑥A 3/A 0[质量守恒]A 3A 0=ψ・p 0p 3・V 0V 3(6) (2)燃烧部分(点3—点4)考虑到恒压燃烧和恒面积燃烧,分别进行2种分析。
下面定义几个参数:V f xV 3:燃料喷射的轴向速度与V 3之比;V fV 3:燃料喷射的总速度与V 3之比;C f ・A wA 3:燃烧室有效阻力系数。
①恒压燃烧a .V 4[动量守恒]V 4=V 31+f ・V f x V 31+f-C f ・A wA 32(1+f )(7)式中:f 为燃料空气比。
b .T 4[能量守恒]T 4=T 31+f 1+1C pb T 3ηb f h PR +f h f +f C pbT 0+1+f ・V 2f V 23V 232-V 242C pb(8)式中:h PR 为燃料的反应热值;h f 为燃料进入燃烧室时的绝对焓(由于h f 远小于h PR ,通常可以忽略)。
c .A 4/A 3[质量守恒]A 4A 3=(1+f )・T 4T 3・V 3V 4(9) ②等面积燃烧a .V 4[动量守恒和能量守恒]63 增刊 郑小梅等:超燃冲压发动机性能的初步分析 S V4=-b±b2-4ac2a(10)式中,a=1-R2C pbb=-V31+f1+RT3V23+f・V f xV3-C f2-C f2・A wA3 c=R T31+f1+1C pb T3ηbf h PR+f h f+f C pb T0+1+f・V2fV23V232b.T4[动量守恒和能量守恒]T4=cR-V242C pb(11)c.p4/p0[质量守恒]p4 p3=(1+f)・p3p0・T4T3・V3V4(12) ③恒压燃烧或等面积燃烧a.S a4[流体推力函数]S a4=V41+R T4V24(13) (3)膨胀部分(点4—点10)①T10[轴向膨胀过程]T10=T41-ηe1-p10p0・p0p4(R/Cpe)(14) V10[能量守恒]V10=V24-2C pe(T4-T10)(15)②S a10[流体推力函数]S a10=V101+R T10V210(16)③A10/A0[质量守恒]A10 A0=(1+f)・p0p10・p10p00・V0V10(17)113 发动机性能参数发动机的质量推力:Fm0=(1+f)S a10-S a0-R0T0V0A10A0-1(18) 发动机的效率:η0=ηth・ηp=(1+f)V2e2-V202f h PR・FV0m0(1+f)V2e2-V202(19)式中:ηth为热效率,ηp为推进效率。
2 计算结果对于氢燃料冲压发动机,如果给定以下计算参数:表1 输入参数T able1 Input p arametersψV0/(m・s-1)T0/K f f st h f71030482220102910102910T0/K V f x/V3V f/V3C f・A w/A3p10/p0ηc2220150150110114019ηbηeh PR/(kJ/kg)R/km2・S-2・k-1c pc c pb0190190192891311091151c pe(kJ・(kg・K)-1)γcγbγe g0/(m・s-1)1151113621123811238918恒压燃烧时的结果如下:表2 恒压燃烧时的计算结果T able2 C alculation results,constant pressure combustionS a/(N・s・kg-1)T3/KV3/(m・s-1)S a3/(N・s・kg-1)p3p03069155425272705260A3A0V4T4A4A3p4p00103247236937502165260S a4T10V10S a10A10A0282716163472360741695Fm0ηηthηpI sp/s565014933014466111051981恒面积燃烧的结果如下:表3 恒面积燃烧时的计算结果T able3 C alculation results,constant area combustionS a/(N・s・kg-1)T3/KV3/(m・s-1)S a3/(N・s・kg-1)p3p03069155425272705260A3A0V4T4A4A3p4p00103247183144981260S a4T10V10S a10A10A0254215853486361741588Fm0η0ηthηp I sp/s57718015045014603110962026211 循环静温比对总效率的影响同样是对于氢燃料冲压发动机,用上文所给73S 航 空 学 报第28卷定的计算参数,改变循环静温比的取值,可得到图3。