中国超燃冲压发动机研究回顾
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Ｆｉｇ．８ Ｍａｃｈ ｎｕｍｂｅｒ ｃｏｎｔｏｕｒ ｉｎ ｉｓｏｌａｔｏｒ ｗｉｔｈ ｓｔｎｌｔ ａⅡｄ ｗｉｔｈｏｕｔ ｓｔｒｕｔ ｕｎｄｅｒ船ｙｍｍｅｔｒｉｃ ｉｎｃｏｍｉｎｇ ｎＯｗ
总压０．７ ＭＰａ和总温度３００ Ｋ条件下进行了ｃＦＤ计 算模拟和试验研究。结果表明，模型进气道自起动的 内收缩比是在１．２４～１．２８之间。对于一个已起动的 模型进气道，可以保持起动条件直到收缩比１．３３。 前缘向后和向前过程中均有延迟现象。侧压进气道 模型依靠向后移动前缘实现自起动，见图１１。 ２．６进气道通道内外压缩比
Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ： Ｓｃｍｍｊｅｔ；Ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃ ｉｎｌｅｔ；Ｓｕｐｅ瑙ｏｎｉｃ ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ；Ｓｃｒａｍｊｅｔ ｔｅ￥ｔ．
１引 言
在中国的一些研究机构和高等学校进行了超燃 冲压发动机的基础研究和模型超燃冲压发动机的研 究。本文对中国在高超声速进气道、超声速燃烧和模 型超燃冲压发动机研究等方面的工作作一简要回顾。
２高超声速进气道的研究
２．１激波／附面层干扰 通过求解二维Ｎ．Ｓ方程¨工】，对高超声速流中的
激波／附面层干扰进行了数值研究，给出了入射斜激 波在平直壁面引起湍流附面层分离的流动特征、分离 点的反射激波、分离包引起的膨胀扇以及再附点的反 射激波．计算的壁面压力分布与试验值吻合较好（见 图１、图２）。
在三维管内激波／湍流附面层干扰流场的数值 模拟中，对两方程湍流模型进行了可压缩性修正，计
”勰引Ｍ，
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＾缸司．２５
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Ｏ．１４
ｌ
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耐ｍ ＾缸＝７．８５
Ｏ Ｏ ＩＩ－，＾ ０ Ｏ ４ ＂勰扒Ｍ，
Ｏ．３５
对高超声速进气道的再起动问题的分析发现，当 进气道不起动发生后，加大来流马赫数到起动马赫 数，进气道不能立即再起动，继续加大来流马赫数到
一定数值，进气道才可以再起动，但再起动马赫数远 大于起动马赫数，小于设计马赫数。在高超声速进气 道再起动过程中有迟滞回路现象。
图４，图５描述ｒ进气道从不起动到起动的过
＂ｍ
ｐ√虹２１．０００ ｏ．０５ ｐ√见２１．２７８ Ｏ．０５ ｐｏｐ于、ｌＱ４ ＱＱｓ ｐ√见２１．８７４ ｏ．０５ ｐ以２１．９２５ ｏ．０５ 既能２２．００４ ｏ．０５ ｐ以２２．１２９ ｏ．０５ ｐ√红２２．３８５ ｏ．０５ 以饥２２．５５５ ｏ．０５ ｐ和。２２．７２６ ｏ．０５ ｐ以＝２．９引Ｏ．０５ ｐｂ／ｐ产３．４０７ ｏ．０５ ｐ√钒２３．５７８ Ｏ．ｏ ｐ扣。。３．７８４ Ｏ．０５
２００８年８月 第２９卷第４期
推进技 术
ＪＯＵＲＮＡＴ。０Ｆ ＰＲＯＰＵＴ，ＳＴＯＮ ＴＥＣＨＮＯＬＯＧＹ
Ａｕｇ．２００８ Ｖ０１．２９ Ｎｏ．４
中国超燃冲压发动机研究回顾串
刘兴洲
（北京动力机械研究所，北京１０００７４）
摘要：回顾了中国近年来在超燃冲压发动机领域的研究进展。首先是高超声速进气道的研究进展，包括高超 声速进气道中激波与附面层干扰、起动和再起动、隔离段、进气道附面层抽吸、进气道通道内外压缩比、侧压式进气
对进气道抽吸作用进行了分析哺，９］，讨论了在不 同位置进行抽吸的组合发动机进气道３Ｄ流场。结
万方数据
第２９卷第４期
巾同超燃冲压发动机研究回顾
３８７
Ｏ．３５ 二Ｏ．２８ Ｘ０．２１
０．１４ １
０．３５ ｇ ０．２８ ｊ、０．２ｌ
Ｏ．１４ ｌ
０．３５ ｇ ０．２８ 、夏Ｏ．２１
０．１４ ｌ
Ｏ Ｏ ｇ盖 Ｏ Ｏ
为了改善隔离段的性能，提出了在隔离段中放置 隔板的新方法川，目的是在满足气动性能的前提下 缩短隔离段的长度。采用数值计算的方法对带隔板 的二维隔离段与不带隔板的隔离段性能进行了比较。 在非对称来流、不同进口附面层厚度条件下，研究了 隔离段内弯曲隔板的形状，给出了非对称来流条件下 隔离段内弯曲隔板的设计参数。研究结果表明，在进 口马赫数为２，隔离段进口下板附面层厚度６／日＝ ０．２４，上板附面层厚度为。时，通过放置弯曲隔板，在 进出口压比相同与出口总压恢复系数基本不变的情 况下，隔离段长高比减小了３３％。弯曲隔板可以较 好地平衡高能主流区与低能附面层区之间的动量分 布，从而保证上下管道激波串位于同一位置。提出在 非均匀入口条件下，隔离段进口截面上的动量积分是 判断隔离段承受反压能力的重要指标，见图８。 ２．４进气道附面层抽吸
盎Ｏ．０ｌ ｉ
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叫ｍ
０．Ｏｌ
Ｆｉｇ．１ Ｍａｃｈ ｎｕｍｂｅｒ ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ ｉｎ ｓｈｏｃｌ∥ ｂ∞ｎｄａｒｙ ｌａｙｅｒ ｉｎｔｅｒａｃ“ｏｎ ａｒｅａ
算和试验结果比较表明，这一方法可以较准确地预测 三维激波／湍流附面层干扰流动中激波结构和流动分 离的基本特征。这些工作加深了对复杂流动现象的 理解。 ２．２进气道的起动和再起动
暑Ｏ．２８ ’甍０．２１
０．１４ ｌ
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Ｏ．３５
ｇ Ｏ．２８ ｘ０．２ｌ
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Ｆｉ晷４ Ｒｅｓｔａｒｔ ｐｒｏｃｅｓｓ ｏｆ ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃ ｉｎｌｅ臼
叫ｍ
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Ｆ喀５
Ｍ嬲ｓ ｎｏｗ聃廿ｏ ｉｎ恤ｅ ｕｎｓｔａｎｉｎｇ ａｎｄ
研究了进气道隔离段流场”。１。可看到，随着反 压的增加，激波串首先在隔离段出口平面形成。随着 反压进一步的增加，激波串继续向前移动。激波串的 特点是“斜激波＋附面层分离＋气流加速和压力减 少”，见图６。
在马赫数５．３和３．８５，对带有侧压进气道的隔 离段流动特点进行了试验分析。用数字模拟获取详 细的流程结构，对计算和试验结果进行了比较分析。 发现一个重要的特点是在隔离段进口存在附面层的 非对称分布，唇口激波加强了隔离段内及其出口流场 的不均匀性。隔离段下壁面亚声速区沿壁面增长很 快，导致隔离段压力恢复下降。在设计中希望进气道 提供均匀气流流场，见图７。
研究了内通道几何参数对高超声速进气道性能 的影响…。。用Ｎ—Ｓ方程模拟了不同收缩比，不同波 系配置的内压缩通道内流动。发现在外压缩程度不 变的条件下，随着内压缩面积收缩比增大，进气道温 升比、压比增加，出口流场畸变下降，起动性能变差。 在进气道总压比相同的条件下，高超声速进气道的内 外压缩比将影响进气道的综合性能，见图１２。 ２．７侧压式进气道
ＬＩＵ Ｘｉｎｇ—ｚｈｏｕ （Ｂｅｉｊｉｎｇ Ｐｏｗｅｒ Ｍａｃｈｉｎｅｒｙ Ｒｅｓｅａｒｃｈ Ｉｎｓｔ．，Ｂｅｉｊｉｎｇ １０００７４，ｃｈｉｎａ）
Ａｂｓｔｒａｃｔ： Ｔｈｅ ＢｃｍＩｎｊｅｔ ｒｅｓｅａｒｃｈ ｉｎ Ｃｈｉｎａ ｉｎ ｒｅｃｅｎｔ ｙｅａ船ｉｓ ｒｅｖｉｅｗｅｄ． Ｆｉｒｓｎｙ， ｓｔｕｄｉｅｓ ｆｏｒ ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃ ｉｎｌｅｔ８ ａ地ｒｅ－ ｖｉｅｗｅｄ，ｉｎｃｌｕｄｉｎｇ ｉ￥￥ｕｅ￥ｒｅｌａｔｅｄ ｔｏ ｉｎｔｅｒａｃｔｉｏｎ ｂｅｔｗｅｅｎ ｂｏｕｎｄａｒｙ ａｎｄ ｓｈｏｃｋ ｗａｖｅ ｉｎ ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃ ｉｎｌｅｔ，ｕｎｓｔａｒｔｉｎｇ／ｒｅ８ｔａＩｔｉｎｇ ｐｈｅｎｏｍｅｎａ，ｉｓ０１ａｔｏｒ，ｂｏｕｎｄａｒｙ ｂｌｅｅｄｉｎｇ ｆｏｒ ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃ ｉｎｌｅｔ，ｉｎｔｅｍａＬ／ｅｘｔｅｍａｌ ｃｏｍｐｒｅｓ８ｉｏｎ ｒａｔｉｏ ｆｏｒ ｉｎｌｅｔ，ｉｎｌｅｔｓ ｗｉｔＩｌ Ｂｉｄｅｗａｌｌ ｃｏｍｐｒｅｓｓｉｏｎ，ｅｔｃ．． Ｓｅｃｏｎｄｌｙ，ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ ｒｅｓｅａｒｃｈ ｉｓ ｒｅｖｉｅｗｅｄ． Ｔｈｅｎ，ｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｉｏｎ ｆｏｒ ｓｃｍｍｊｅｔ ｅｎｇｉｎｅ ｍｏｄｅｌ ｉｓ ｓｕｍｍａｒｉｚｅｄ． Ｆｉｎａｌｌｙ，ｓｏｍｅ ｃｏｍｍｅｎｔ￥ｏｎ ｔｈｅ ｒｅ８ｅａｒｃｈ ｗｏｒｋ８盯ｅ ｇｉｖｅｎ．
起动特性进行了研究一’４－，得到了在不同来流马赫数
下进气道的流动特征。随着马赫数的减小，激波角增
大，压缩波强度逐渐减弱，总压恢复系数逐渐增大。
当马赫数减小到一定数值，在等直隔离段出现喉道截
பைடு நூலகம்
面。进一步减小来流马赫数，则引起压力升高，波系 向进口方向移动，导致流量阻塞。可以根据激波位
置和相应的进气道性能参数曲线在起动与不起动分
嘲协ｒＵｎｇ ｐｒｏｃｅｓｓ
果表明，在外压表面上用吸除孔吸除的流量很小，起 动特性和气动特性变化很小。在内通道表面上吸除， 喉道处的流场可以更均匀，同时总压恢复比较高，但 是静压力比和温度比的增加，比没有吸除的情况要 小，见图９。
研究了抽吸对高超声速二元进气道起动能力的 影响。计算表明，抽吸可以改善高超声速进气道的起 动能力。得到了高超声速二元进气道性能参数随抽 吸开孔率的变化规律。抽吸可以降低进气道的起动 马赫数，改善进气道的流动性能，改善进气道的迟滞 回流曲线，降低再起动马赫数，提高总压恢复系数和 隔离段出口马赫数，同时也降低了增压比。在相同开 孔率条件下，抽吸流量随来流马赫数减小而减小，见 图１０。
道、Ｂｕｓｅｍａｎｎ进气道等。其次是超声速燃烧方面的研究及模型超燃冲压发动机研究。最后对研究工作进行了评述。 关键词：超燃冲压发动机；高超声速进气道；超声速燃烧；超燃冲压发动机试验
中图分类号：Ｖ２３５．２１
文献标识码：Ａ
文章编号：ｌｏｏｌ－４０５５（２００８）０４一０３８５—１１
ＲｅＶｉｅｗ ｏｆ ｓｃｒａｎｌｊｅｔ ｒｅｓｅａｒｃｈ ｉｎ Ｃｌｌｉｎａ
界点上的突然变化特征，来判定不起动现象的发生，
并确定不起动马赫数（见图３）。
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Ｆｉｇ．３ Ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ ａＩｏｎｇ ｔｈｅ ｃｅｎｔｅｒＨｎｅ ｏｆ ｔｈｅ ｂｏｔｔｏｍ ｗａｎ ａｔ ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ ｉｎｃＯｍｉｎｇ ｎＯｗ Ｍａｃｈ ｎｕｍｂｅｒｓ
对侧压式进气道进行了研究，设计了顶压与侧压 相结合的前掠侧压式进气道¨引，工作马赫数范围 Ｍ口＝４—６，进气道以马赫数５．３为设计点，通过数值 模拟和实验，获得了进气道基本性能。试验结果表 明，采用前掠侧压式进气道的流量系数可以达到 Ｏ．８５以上。前掠侧压式进气道顶压激波与侧压激波 之间的干扰较小，通过数值模拟和实验研究发现，进 气道下游隔离段内，由于上下壁面的巨大压差导致顶 板对称面两侧出现对涡，涡面将隔离段内的流动分为 高速高能区与低速低能区两种流动，这对于隔离段的 性能是不利的（见图６，图７）。
对高超声速侧压式进气道模型不起动特性和再
· 收稿日期：２００８ｍ１—０９；修订日期：２００８＿０３旬６。 作者简介：刘兴洲（１９３３一），男，工程院院士，研究领域为冲压发动机设计。
万方数据
３８６
推进技术
２００８年
Ｓ
Ｓｅｐｅｒａｔｉｏｎ ｎｏｗ Ｒ
Ｆｉｇ．２ Ｆｌｏｗ ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ ｏｆ ｔｕｒｂｕＩｅｎｔ ｉｎ ｂｏｕｎｄａｒｙ ｌａｙｅｒ ｓｅｐａｒａｔｉｏｎ ｏｎ ｎａｔ ｗａｎｓ
验证了双楔顶压，有侧板并有中间支板的侧压式 进气道¨“，进气面积１１０ ｍｍ×９１ ｍｍ，在直径３００ ｍｍ高焓脉冲风洞中进行了实验。在Ｍ口＝６来流条 件下，流量系数为０．８３，隔离段出口平均马赫数为 ２．５７，总压恢复系数为０．２９６，增压比为２３．７。数值 模拟结果与实验得到的进气道内静压分布符合较好， 见图１３。测量表明，隔离段进出口流场有变化，但均 不均匀，见图１４。
Ｆｉ晷６ Ｓｈｏｃｋ ｔｒａｉｎ ａｔ ｄｉ骶ｒｅｎｔｂａｃｋ ｐｒｅｓ鲫ｒｅ ｗｉ恤ｎＯｎ·ｕｎｉｆｂｍ ｉｎｎｏｗ
２．５ 内收缩比 研究了不同内收缩比的三维侧压进气道自起动特
性‘１０ ３，进气道带有可移动的前缘。在马赫数３．８５，
万方数据
３８８
推进技术
２００８乍
Ｆｉ昏７ Ｐｉｔｏｔ ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ ａｔ ｔｈｅ ｅｎｔｒａｎｃｅ ａｎｄ ｅｘｉｔ ｓｅｃｔｉｏｎ ０ｆ ｔｈｅ ｉｓＯＩａｔｏｒ
程。在讹＝４．２５时，进气道不起动，随着马赫数提
高，激波角减小，进气道进口前溢流减少，进气道流量 增多，直到Ｍｎ＝７．９进气道实现完全再起动。再起 动问题说明，在实际应用时应充分考虑由此可能给高 超声速进气道正常工作带来的影响，同时要注意到高 超声速进气道的再起动过程会造成超温、超压，对发 动机结构不利。 ２．３ 隔离段
总压０．７ ＭＰａ和总温度３００ Ｋ条件下进行了ｃＦＤ计 算模拟和试验研究。结果表明，模型进气道自起动的 内收缩比是在１．２４～１．２８之间。对于一个已起动的 模型进气道，可以保持起动条件直到收缩比１．３３。 前缘向后和向前过程中均有延迟现象。侧压进气道 模型依靠向后移动前缘实现自起动，见图１１。 ２．６进气道通道内外压缩比
Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ： Ｓｃｍｍｊｅｔ；Ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃ ｉｎｌｅｔ；Ｓｕｐｅ瑙ｏｎｉｃ ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ；Ｓｃｒａｍｊｅｔ ｔｅ￥ｔ．
１引 言
在中国的一些研究机构和高等学校进行了超燃 冲压发动机的基础研究和模型超燃冲压发动机的研 究。本文对中国在高超声速进气道、超声速燃烧和模 型超燃冲压发动机研究等方面的工作作一简要回顾。
２高超声速进气道的研究
２．１激波／附面层干扰 通过求解二维Ｎ．Ｓ方程¨工】，对高超声速流中的
激波／附面层干扰进行了数值研究，给出了入射斜激 波在平直壁面引起湍流附面层分离的流动特征、分离 点的反射激波、分离包引起的膨胀扇以及再附点的反 射激波．计算的壁面压力分布与试验值吻合较好（见 图１、图２）。
在三维管内激波／湍流附面层干扰流场的数值 模拟中，对两方程湍流模型进行了可压缩性修正，计
”勰引Ｍ，
州ｍ
驯ｍ
＾缸司．２５
Ⅳｍ
列ｍ ＾缸＝７．７
Ｏ Ｏ Ｉ＿口≥ Ｏ
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皇Ｏ．２８ ｘＯ．２１
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耐ｍ ＾缸＝７．８５
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对高超声速进气道的再起动问题的分析发现，当 进气道不起动发生后，加大来流马赫数到起动马赫 数，进气道不能立即再起动，继续加大来流马赫数到
一定数值，进气道才可以再起动，但再起动马赫数远 大于起动马赫数，小于设计马赫数。在高超声速进气 道再起动过程中有迟滞回路现象。
图４，图５描述ｒ进气道从不起动到起动的过
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ｐ√虹２１．０００ ｏ．０５ ｐ√见２１．２７８ Ｏ．０５ ｐｏｐ于、ｌＱ４ ＱＱｓ ｐ√见２１．８７４ ｏ．０５ ｐ以２１．９２５ ｏ．０５ 既能２２．００４ ｏ．０５ ｐ以２２．１２９ ｏ．０５ ｐ√红２２．３８５ ｏ．０５ 以饥２２．５５５ ｏ．０５ ｐ和。２２．７２６ ｏ．０５ ｐ以＝２．９引Ｏ．０５ ｐｂ／ｐ产３．４０７ ｏ．０５ ｐ√钒２３．５７８ Ｏ．ｏ ｐ扣。。３．７８４ Ｏ．０５
２００８年８月 第２９卷第４期
推进技 术
ＪＯＵＲＮＡＴ。０Ｆ ＰＲＯＰＵＴ，ＳＴＯＮ ＴＥＣＨＮＯＬＯＧＹ
Ａｕｇ．２００８ Ｖ０１．２９ Ｎｏ．４
中国超燃冲压发动机研究回顾串
刘兴洲
（北京动力机械研究所，北京１０００７４）
摘要：回顾了中国近年来在超燃冲压发动机领域的研究进展。首先是高超声速进气道的研究进展，包括高超 声速进气道中激波与附面层干扰、起动和再起动、隔离段、进气道附面层抽吸、进气道通道内外压缩比、侧压式进气
对进气道抽吸作用进行了分析哺，９］，讨论了在不 同位置进行抽吸的组合发动机进气道３Ｄ流场。结
万方数据
第２９卷第４期
巾同超燃冲压发动机研究回顾
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Ｏ．３５ 二Ｏ．２８ Ｘ０．２１
０．１４ １
０．３５ ｇ ０．２８ ｊ、０．２ｌ
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０．３５ ｇ ０．２８ 、夏Ｏ．２１
０．１４ ｌ
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为了改善隔离段的性能，提出了在隔离段中放置 隔板的新方法川，目的是在满足气动性能的前提下 缩短隔离段的长度。采用数值计算的方法对带隔板 的二维隔离段与不带隔板的隔离段性能进行了比较。 在非对称来流、不同进口附面层厚度条件下，研究了 隔离段内弯曲隔板的形状，给出了非对称来流条件下 隔离段内弯曲隔板的设计参数。研究结果表明，在进 口马赫数为２，隔离段进口下板附面层厚度６／日＝ ０．２４，上板附面层厚度为。时，通过放置弯曲隔板，在 进出口压比相同与出口总压恢复系数基本不变的情 况下，隔离段长高比减小了３３％。弯曲隔板可以较 好地平衡高能主流区与低能附面层区之间的动量分 布，从而保证上下管道激波串位于同一位置。提出在 非均匀入口条件下，隔离段进口截面上的动量积分是 判断隔离段承受反压能力的重要指标，见图８。 ２．４进气道附面层抽吸
盎Ｏ．０ｌ ｉ
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０．Ｏｌ
Ｆｉｇ．１ Ｍａｃｈ ｎｕｍｂｅｒ ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ ｉｎ ｓｈｏｃｌ∥ ｂ∞ｎｄａｒｙ ｌａｙｅｒ ｉｎｔｅｒａｃ“ｏｎ ａｒｅａ
算和试验结果比较表明，这一方法可以较准确地预测 三维激波／湍流附面层干扰流动中激波结构和流动分 离的基本特征。这些工作加深了对复杂流动现象的 理解。 ２．２进气道的起动和再起动
暑Ｏ．２８ ’甍０．２１
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ｇ Ｏ．２８ ｘ０．２ｌ
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Ｆｉ晷４ Ｒｅｓｔａｒｔ ｐｒｏｃｅｓｓ ｏｆ ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃ ｉｎｌｅ臼
叫ｍ
驯ｍ ＾如＝７．５
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驯ｍ 朋钮＝７．９
Ｆ喀５
Ｍ嬲ｓ ｎｏｗ聃廿ｏ ｉｎ恤ｅ ｕｎｓｔａｎｉｎｇ ａｎｄ
研究了进气道隔离段流场”。１。可看到，随着反 压的增加，激波串首先在隔离段出口平面形成。随着 反压进一步的增加，激波串继续向前移动。激波串的 特点是“斜激波＋附面层分离＋气流加速和压力减 少”，见图６。
在马赫数５．３和３．８５，对带有侧压进气道的隔 离段流动特点进行了试验分析。用数字模拟获取详 细的流程结构，对计算和试验结果进行了比较分析。 发现一个重要的特点是在隔离段进口存在附面层的 非对称分布，唇口激波加强了隔离段内及其出口流场 的不均匀性。隔离段下壁面亚声速区沿壁面增长很 快，导致隔离段压力恢复下降。在设计中希望进气道 提供均匀气流流场，见图７。
研究了内通道几何参数对高超声速进气道性能 的影响…。。用Ｎ—Ｓ方程模拟了不同收缩比，不同波 系配置的内压缩通道内流动。发现在外压缩程度不 变的条件下，随着内压缩面积收缩比增大，进气道温 升比、压比增加，出口流场畸变下降，起动性能变差。 在进气道总压比相同的条件下，高超声速进气道的内 外压缩比将影响进气道的综合性能，见图１２。 ２．７侧压式进气道
ＬＩＵ Ｘｉｎｇ—ｚｈｏｕ （Ｂｅｉｊｉｎｇ Ｐｏｗｅｒ Ｍａｃｈｉｎｅｒｙ Ｒｅｓｅａｒｃｈ Ｉｎｓｔ．，Ｂｅｉｊｉｎｇ １０００７４，ｃｈｉｎａ）
Ａｂｓｔｒａｃｔ： Ｔｈｅ ＢｃｍＩｎｊｅｔ ｒｅｓｅａｒｃｈ ｉｎ Ｃｈｉｎａ ｉｎ ｒｅｃｅｎｔ ｙｅａ船ｉｓ ｒｅｖｉｅｗｅｄ． Ｆｉｒｓｎｙ， ｓｔｕｄｉｅｓ ｆｏｒ ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃ ｉｎｌｅｔ８ ａ地ｒｅ－ ｖｉｅｗｅｄ，ｉｎｃｌｕｄｉｎｇ ｉ￥￥ｕｅ￥ｒｅｌａｔｅｄ ｔｏ ｉｎｔｅｒａｃｔｉｏｎ ｂｅｔｗｅｅｎ ｂｏｕｎｄａｒｙ ａｎｄ ｓｈｏｃｋ ｗａｖｅ ｉｎ ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃ ｉｎｌｅｔ，ｕｎｓｔａｒｔｉｎｇ／ｒｅ８ｔａＩｔｉｎｇ ｐｈｅｎｏｍｅｎａ，ｉｓ０１ａｔｏｒ，ｂｏｕｎｄａｒｙ ｂｌｅｅｄｉｎｇ ｆｏｒ ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃ ｉｎｌｅｔ，ｉｎｔｅｍａＬ／ｅｘｔｅｍａｌ ｃｏｍｐｒｅｓ８ｉｏｎ ｒａｔｉｏ ｆｏｒ ｉｎｌｅｔ，ｉｎｌｅｔｓ ｗｉｔＩｌ Ｂｉｄｅｗａｌｌ ｃｏｍｐｒｅｓｓｉｏｎ，ｅｔｃ．． Ｓｅｃｏｎｄｌｙ，ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ ｒｅｓｅａｒｃｈ ｉｓ ｒｅｖｉｅｗｅｄ． Ｔｈｅｎ，ｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｉｏｎ ｆｏｒ ｓｃｍｍｊｅｔ ｅｎｇｉｎｅ ｍｏｄｅｌ ｉｓ ｓｕｍｍａｒｉｚｅｄ． Ｆｉｎａｌｌｙ，ｓｏｍｅ ｃｏｍｍｅｎｔ￥ｏｎ ｔｈｅ ｒｅ８ｅａｒｃｈ ｗｏｒｋ８盯ｅ ｇｉｖｅｎ．
起动特性进行了研究一’４－，得到了在不同来流马赫数
下进气道的流动特征。随着马赫数的减小，激波角增
大，压缩波强度逐渐减弱，总压恢复系数逐渐增大。
当马赫数减小到一定数值，在等直隔离段出现喉道截
பைடு நூலகம்
面。进一步减小来流马赫数，则引起压力升高，波系 向进口方向移动，导致流量阻塞。可以根据激波位
置和相应的进气道性能参数曲线在起动与不起动分
嘲协ｒＵｎｇ ｐｒｏｃｅｓｓ
果表明，在外压表面上用吸除孔吸除的流量很小，起 动特性和气动特性变化很小。在内通道表面上吸除， 喉道处的流场可以更均匀，同时总压恢复比较高，但 是静压力比和温度比的增加，比没有吸除的情况要 小，见图９。
研究了抽吸对高超声速二元进气道起动能力的 影响。计算表明，抽吸可以改善高超声速进气道的起 动能力。得到了高超声速二元进气道性能参数随抽 吸开孔率的变化规律。抽吸可以降低进气道的起动 马赫数，改善进气道的流动性能，改善进气道的迟滞 回流曲线，降低再起动马赫数，提高总压恢复系数和 隔离段出口马赫数，同时也降低了增压比。在相同开 孔率条件下，抽吸流量随来流马赫数减小而减小，见 图１０。
道、Ｂｕｓｅｍａｎｎ进气道等。其次是超声速燃烧方面的研究及模型超燃冲压发动机研究。最后对研究工作进行了评述。 关键词：超燃冲压发动机；高超声速进气道；超声速燃烧；超燃冲压发动机试验
中图分类号：Ｖ２３５．２１
文献标识码：Ａ
文章编号：ｌｏｏｌ－４０５５（２００８）０４一０３８５—１１
ＲｅＶｉｅｗ ｏｆ ｓｃｒａｎｌｊｅｔ ｒｅｓｅａｒｃｈ ｉｎ Ｃｌｌｉｎａ
界点上的突然变化特征，来判定不起动现象的发生，
并确定不起动马赫数（见图３）。
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Ｆｉｇ．３ Ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ ａＩｏｎｇ ｔｈｅ ｃｅｎｔｅｒＨｎｅ ｏｆ ｔｈｅ ｂｏｔｔｏｍ ｗａｎ ａｔ ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ ｉｎｃＯｍｉｎｇ ｎＯｗ Ｍａｃｈ ｎｕｍｂｅｒｓ
对侧压式进气道进行了研究，设计了顶压与侧压 相结合的前掠侧压式进气道¨引，工作马赫数范围 Ｍ口＝４—６，进气道以马赫数５．３为设计点，通过数值 模拟和实验，获得了进气道基本性能。试验结果表 明，采用前掠侧压式进气道的流量系数可以达到 Ｏ．８５以上。前掠侧压式进气道顶压激波与侧压激波 之间的干扰较小，通过数值模拟和实验研究发现，进 气道下游隔离段内，由于上下壁面的巨大压差导致顶 板对称面两侧出现对涡，涡面将隔离段内的流动分为 高速高能区与低速低能区两种流动，这对于隔离段的 性能是不利的（见图６，图７）。
对高超声速侧压式进气道模型不起动特性和再
· 收稿日期：２００８ｍ１—０９；修订日期：２００８＿０３旬６。 作者简介：刘兴洲（１９３３一），男，工程院院士，研究领域为冲压发动机设计。
万方数据
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推进技术
２００８年
Ｓ
Ｓｅｐｅｒａｔｉｏｎ ｎｏｗ Ｒ
Ｆｉｇ．２ Ｆｌｏｗ ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ ｏｆ ｔｕｒｂｕＩｅｎｔ ｉｎ ｂｏｕｎｄａｒｙ ｌａｙｅｒ ｓｅｐａｒａｔｉｏｎ ｏｎ ｎａｔ ｗａｎｓ
验证了双楔顶压，有侧板并有中间支板的侧压式 进气道¨“，进气面积１１０ ｍｍ×９１ ｍｍ，在直径３００ ｍｍ高焓脉冲风洞中进行了实验。在Ｍ口＝６来流条 件下，流量系数为０．８３，隔离段出口平均马赫数为 ２．５７，总压恢复系数为０．２９６，增压比为２３．７。数值 模拟结果与实验得到的进气道内静压分布符合较好， 见图１３。测量表明，隔离段进出口流场有变化，但均 不均匀，见图１４。
Ｆｉ晷６ Ｓｈｏｃｋ ｔｒａｉｎ ａｔ ｄｉ骶ｒｅｎｔｂａｃｋ ｐｒｅｓ鲫ｒｅ ｗｉ恤ｎＯｎ·ｕｎｉｆｂｍ ｉｎｎｏｗ
２．５ 内收缩比 研究了不同内收缩比的三维侧压进气道自起动特
性‘１０ ３，进气道带有可移动的前缘。在马赫数３．８５，
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推进技术
２００８乍
Ｆｉ昏７ Ｐｉｔｏｔ ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ ａｔ ｔｈｅ ｅｎｔｒａｎｃｅ ａｎｄ ｅｘｉｔ ｓｅｃｔｉｏｎ ０ｆ ｔｈｅ ｉｓＯＩａｔｏｒ
程。在讹＝４．２５时，进气道不起动，随着马赫数提
高，激波角减小，进气道进口前溢流减少，进气道流量 增多，直到Ｍｎ＝７．９进气道实现完全再起动。再起 动问题说明，在实际应用时应充分考虑由此可能给高 超声速进气道正常工作带来的影响，同时要注意到高 超声速进气道的再起动过程会造成超温、超压，对发 动机结构不利。 ２．３ 隔离段