动力与能源学院航空推进系党支部高超声速推进技术的新进展

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超声速燃烧与高超声速推进

超声速燃烧与高超声速推进俞刚;范学军【摘要】50多年的努力和曲折经历证明了超声速燃烧冲压发动机概念的可行性.本文对影响超燃冲压发动机技术成熟的主要因素作了扼要的分析.高超声速推进的首要问题是净推力,利用超声速燃烧获得推力遇到各种实际问题的制约,它们往往互相牵制.几次飞行试验表明高超声速飞行需要的发动机净推力仍差强人意,液体碳氢燃料(煤油)超燃冲压发动机在飞行马赫数5上下的加速和模态转换过程,成为高超声速吸气式推进继续发展的瓶颈.研究表明,利用吸热碳氢燃料不仅是发动机冷却的需要也是提高发动机推力和性能的关键举措,燃料吸热后物性改变对燃烧性能的附加贡献对超燃冲压发动机的净推力至关重要.当前,实验模拟技术和测量技术相对地落后,无法对环境、尺寸和试验时间做到完全的模拟.计算流体动力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)逐渐成为除实验以外唯一可用的工具,然而,超声速燃烧的数值模拟遇到湍流和化学反应动力学的双重困难.影响对发动机的性能作正确可靠的评估.提出双模态超燃冲压发动机模态转换、吸热碳氢燃料主动冷却燃料催化裂解与超声速燃烧耦合、燃烧稳定性、实验模拟技术与装置、内流场特性和发动机性能测量、数值模拟中的湍流模型、煤油替代燃料及简化机理等研究前沿课题,和未来5～10年重点发展方向的建议.%After the long and strenuous efforts covering more than 50 years and the tortuous experiences,feasibility of the scramjet concept has finally been proven.In this paper,the main factors influencing the technical maturity of the scramjet engine are briefly analysed.A matter of utmost concern for this new type of air-breathing engine is the net thrust.The production of engine thrust using supersonic combustion encountered a number of practical requirements which were often foundto contradict each other.Several flight tests showed that the net engine thrust was still not as good as expected.The acceleration capability and mode transition of scramjet with liquid hydrocarbon fuels (kerosene) operating at flight Mach numbers about 5 has become the bottleneck preventing scramjet engine from continuing development.Research showed that the use of endothermic hydrocarbon fuels is not only necessary for engine cooling but also a critical measure for improving engine thrust and performance.Changes of thermo-physical-chemical characteristics of endothermic fuels during heat absorption make additional contributions to the combustion performance which is essential to the scramjet net thrust.Currently,the technology of experimental simulation and measurement is still lagging behind the needs.The complete duplication or true similarity of atmospheric flight environment,engine size and test duration remainsimpossible.Therefore,computational fluid dynamics (CFD) has become an important tool besides experiment.However,nunerical simulation of supersonic combustion encountered challenges which come from both turbulence and chemical kinetics as well as their interaction.It will inevitably affect the proper assessment of the engine perfornance.Several frontiers of research in this developing field are pointed out:mode transition in the dual-mode scramjet,active cooling by endothermic hydrocarbon fuel with catalytic cracking coupled with supersonic combustion,combustion stability,experimental simulation and development of test facilities,measurements of the inner flow-fieldcharacteristics and engine performance,turbulence modeling,kerosene surrogate fuels and reduced chemical kinetic mechanisms,and soon.Also,directions for future research efforts are proposed and suggestions for the next 5-10 years are given.【期刊名称】《力学进展》【年(卷),期】2013(043)005【总页数】23页(P449-471)【关键词】超声速燃烧;高超声速推进;超燃冲压发动机;吸热碳氢燃料;燃烧稳定性;模态转换【作者】俞刚;范学军【作者单位】中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室,北京100190;中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室,北京100190【正文语种】中文【中图分类】V231.11.1 超声速燃烧与高超声速推进超音速燃烧是一种燃料在超声速气流中混合与燃烧的物理化学过程,这种概念源自超声速燃烧冲压发动机(简称超燃冲压发动机),由美籍意大利空气动力学家安东尼奥·费里在1950年代提出 (Ferri et al.1962,Weber et al. 1958).这种发动机的特点是几何形状简单,没有任何转动部件,由进气道、燃烧室和尾喷管3大部件组成,其中进气道通过收缩壁面将高超声速空气来流压缩到适合燃烧的温度与压力,然后气流与燃料在燃烧室混合燃烧释热、转变成高温高压气体后通过尾喷管膨胀产生推力.燃料与空气来流燃烧可以是亚声速,也可以是超声速,取决于飞行速度.当飞行速度超过5倍声速时,进气道壁面的压缩不再能把高超声速的空气来流转变为适合燃烧的温度与压力,而且空气开始离解,如果进入燃烧室的气流速度为超声速,这些弊端就能得以化解,超声速燃烧于是应运而生(Murthy and Curran 1991,Curran 2000).通常,当飞行速度超过5倍声速或马赫数5.0以上时、气流的动能将占气流总能量的80%以上,会对流动起控制作用.此外,5倍声速亦是不需要考虑空气离解的最高飞行马赫数,钱学森在20世纪40年代将这种流动定名为高超声速(Hypersonic)(Heiser and Pratt 1994).由于超燃冲压发动机是吸气式高超声速推进唯一的候选者,因此,基本上它也是高超声速推进的同义语.超声速燃烧冲压发动机只需要携带燃料,氧气可从大气中吸取,具有涡轮喷气发动机和火箭发动机不具备的性能优点,有可能开发成为飞得更高、更快的高超声速飞行器.未来还有可能发展成为更加便捷、安全和低成本的天地往返运输系统,提高我们进入空间和利用空间的能力.1.2 解决超声速燃烧遇到的实际问题有巨大的挑战性超燃冲压发动机由3个部件组成,但是仅有燃烧室是主动部件,推力靠燃料燃烧释热产生,被认为是发动机的心脏.因此,发动机的性能很大程度上取决于燃烧室的性能.然而,决定燃烧室性能的超声速燃烧过程十分复杂,燃烧流场中充满激波、混合、湍流、边界层,以及它们与化学反应动力学的相互作用,是气体动力学领域最后尚未解决的几个难题之一,也是气体动力学与物理学、化学交叉学科的新生长点.由于现象过于复杂,对它的认知和现状仍可借用 Enrico Ferm i精辟的话语概括“We are still confused,but at a higher level”(Heiser and Pratt 1994).超声速燃烧的理论问题虽然极为复杂,但是利用超声速燃烧获得推力遇到的实际问题更具挑战性.因为高超声速飞行的空气阻力巨大,发动机的推力克服阻力后是否还有足够的净推力一直存在疑虑和争议.法国人将它归结为推力与阻力之间的较量(Aero-Propulsion Balance),据他们估计,当飞行马赫数为 2时，获得 1份纯推力时喷管仅需要产生 2份推力克服1份阻力,而当飞行马赫数为8时获得1份纯推力则需要喷管产生 7份推力克服 6份阻力(Francos and Laurent 2002).所以,高超声速飞行巨大的阻力导致可用的纯推力可能非常临界.作为发动机正能量的唯一来源的超声速燃烧必须充分利用好.至少,捕获的超声速空气流与注入燃料混合后必需形成均匀的燃料空气混合物进行有效的燃烧.此外,全部过程须在一个合理的长度(时间)内完成,并且在发动机中不引起和少引起激波以便减少阻力损失.总之,对一切可能影响推力的正反因素都需要做到锱铢必究.然而,棘手的是上述各种因素的要求往往相互牵制导致顾此失彼.1.3 6分钟巡航230英里飞行试验经过50多年的曲折经历和最近10多年的努力,超声速燃烧和超燃冲压发动机的研究在美国进入飞行试验的阶段.2004年NASA氢燃料超燃冲压发动机的飞行试验机X-43A,在第2次马赫数7的飞行试验中测到了加速度,表明有了净推力.据报道获得的发动机性能数据与CFD的计算结果保持了很好的一致性,称其误差落在标准偏差之内(Curtis Peebles 2008,Cur-tis Peebles 2011).空军代号为X-51A的吸热碳氢燃料超燃冲压发动机的飞行试验,2011年以来不断地失利,终于在2013年5月1日的第4次飞行试验中实现了从马赫数4.8加速到马赫数5.1、实现了6分钟巡航230英里的创举(Guy Norris 2013).氢燃料和碳氢燃料超燃冲压发动机飞行试验的成功演示,表明技术的成熟程度,同时也证明了超燃冲压发动机产生的推力能够克服高超声速飞行巨大的空气阻力获得净推力.因此,有理由相信超燃冲压发动机概念的可行性,其挑战性的科学技术问题已经找到解决的方法,包括燃烧室中的燃料混合、点火、稳定燃烧,以及实验和测量技术.相信吸热碳氢燃料的应用和贡献起了“临门一脚”的关键性作用(Norries 2001).1.4 面临挑战依然严峻,双模态超燃冲压发动机成为发展的瓶颈盘点50多年来的主要成就,氢燃料超燃冲压发动机马赫数7的飞行虽然只进行了11s但测得有加速度,然而马赫数9.8的飞行试验则未能测得明显的加速度 (Curtis Peebles 2008),说明马赫数越高净推力越难获得.X-51获得成功的第1次飞行试验虽然运行时间达200 s,但是没有达到从马赫数4.75自主动力飞行加速到马赫数大于5的预计目标.X-51的第2和第3次都以失败告终,最近2013年5月1日的第4次飞行虽然获得成功,但是试验前非常低调,取消了计划飞行马赫数6的目标,最终只加速到5.1,为历时数年的X-51飞行试验计划打上句号.结果亦说明,碳氢燃料超燃冲压发动机比氢燃料超燃冲压发动机更难以获得净推力.时至今日,美国的超燃冲压发动机研究已进入飞行试验阶段,研究计划必然有所调整和侧重,通过每年国际大会的报告可以看出端倪.广泛的基础性研究和关键技术研究的活动明显减少.在超声速燃烧研究方面比较关注的主要是双模态超燃冲压发动机的模态转换和吸热碳氢燃料的超声速燃烧等问题.当然,这种状况仅限美国而已.双模态超燃冲压发动机,顾名思义是把亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机合二为一,这不仅合理也是未来高超声速吸气式推进和组合式发动机技术发展通向实际应用必经之途.但是,亚燃冲压和超燃冲压两种模态的几何通道迥然不同,要想在运行过程中改变发动机几何通道想法,按目前的科技水平尚无具体可行的技术途径.唯一可行的是如何利用发动机的固定几何通道做文章,其中受到比较一致认可的是“热壅塞喉道＋预燃激波串”的概念(Heiser and Pratt 1994),虽然这种利用气动原理实现模态转换的理论早已提出,但是进展不大(Sullins 1993,Jensen and Braend lein 1996,M orrison 1997),至今仍停留在理论分析和实验室规模的研究阶段.注意到X-43飞行试验是越过模态转换过程直接飞马赫数7和10,没有加速过程.X-51A第4次飞行试验虽然从马赫数4.8开始获得0.3个马赫数的加速,显然并没有完成从亚声速燃烧到全超声速燃烧的转换,模态转换仅走了一小步.当然,前进一小步得来亦不易.所以,面临的挑战还是十分严峻,剩下的模态转换和加速任务应该更艰巨,成为制约高超声速吸气式推进通向实际应用的瓶颈.关于吸热碳氢燃料在超燃冲压发动机中的应用问题,由于碳氢燃料的燃烧特性远逊于氢燃料,其性能是否能满足发动机的要求一直存有疑虑,直到2001年美国的性能发动机(Performance Test Engine,PTE)利用经过裂解的吸热碳氢燃料首次获得净推力才得以消除 (Norries 2001).表明应用吸热碳氢燃料对发动机获得净推力的重要性.然而,后续的研究很少发表.1.5 影响超燃冲压发动机技术成熟的因素高超声速推进技术几十年的发展和技术成熟程度显然远不能与火箭技术相比.究其原因,人为的因素是计划制定者对困难估计不足,如《Road to Mach 10》一书的作者所述“把潜在的可能 (potentiality)当成现实(reality)”(Curtis 2008).具体表现为研发计划的大起大落和左右摇摆.当然,归根到底还是技术上的原因,吸气式发动机与火箭不同的特点是吸气,这正所谓是“成也萧何败也萧何”,正因为吸的是高超声速空气,高超声速的高焓高压特性导致地面试验、CFD数值模拟和飞行试验3方面存在巨大的困难.由于高超声速飞行的气动热物理条件,现在还没有一种地面试验装置能同时对所有参数,包括环境、尺寸和试验时间做到完全的重复,也即在一个试验装置上不可能满足对所有参数都模拟的要求(Tishkoff et al.1997),所以实验结果不等于真实结果.此外,CFD数值模拟理应作为补充对实际复杂过程的规律提供深入的理解,但是许多起控制作用的因素,包括激波、边界层、湍流、化学动力学及与湍流的相互作用等知之不多或未知,从而限制了利用CFD模拟这些现象的能力.而且,试验结果的不确定性,也影响对CFD结果的确认.飞行试验的必要性是由于地面试验和CFD计算中存在这些不可克服的不确定性,导致发动机是否真正具有克服空气阻力的净推力需要通过自由飞行试验才能证明.然而,飞行试验要受技术和经费的双重限制,任何微小失误都会导致前功尽弃,纵观这些年X-43A和X-51的几次飞行试验,真正成功的几率很低,不过20%～30%.凡此种种,必然会限制超燃冲压发动机技术的发展和成熟.2.1 燃料选择与应用燃料对发动机的运行能力起重要作用.根据燃料的反应速率、热值和热沉(冷却能力)等3个方面性能的综合考虑,一般认为美国JP型的碳氢燃料能用到马赫数4～8的发动机,但是马赫数6以上将有重要的技术挑战,需要利用有催化反应的吸热碳氢燃料,典型的如为美空军SR-71高空侦察机研制的JP-7.液体甲烷有可能用于马赫数大于8,但马赫数10以上需要利用氢燃料(Tishkoff et al.1997).由于发动机实际尺寸重量的严格限制,气流在燃烧室中的驻留时间仅允许1m s左右.要求选择的燃料能尽可能快地燃烧释热.氢燃料反应速度快、热值高,双原子分子,有关的物理化学性质研究也比较透彻成熟,因而成为首选.氢燃料超声速燃烧的研究从1950年代经过1980年代美国空天飞机计划NASP,到2004年美国X-43A的飞行试验达到顶点.与氢燃料超声速燃烧的研究平行,JP型航空煤油超声速燃烧的研究在美国也一直是间歇性地在进行.美国空天飞机计划NASP终止以后,美国空军转向主攻吸热碳氢燃料超声速燃烧的研究.碳氢燃料(液体)与氢燃料相比具有容易储存、携带,便于实际应用的优点,但重要的缺点是化学反应速度慢(比氢慢了3～5个数量级)、热值低(单位质量的热值只有氢的1/3)和有限的热沉(单位质量的热沉只有氢的1/6),特别是液体碳氢燃料与空气混合成可燃气体之前,还需要经过雾化和气化过程.X-51A的飞行试验证明这些缺点在一定程度上是可以克服的.这应该归功于吸热碳氢燃料的热物理特性和在超燃冲压发动机上的成功应用 (Ianovsky et al.1993,Huang etal.2003,M aurice et al. 2001,Kay 1992,Yu et al.2005,Yu et al.2006).因为氢燃料在马赫数4～8没有优势,所以丧失它在近期军事应用中的地位,但是在未来需要更高马赫数的跨大气层飞行研究中有重要的地位.2.2 利用吸热碳氢燃料不仅是冷却的需要也是提高燃烧性能的关键超燃冲压发动机燃烧室气流温度有可能高达3000 K,其热负荷已超过了现有材料结构的允许极限.所以碳氢燃料超声速燃烧的问题必须和发动机的热管理协同考虑.换言之,燃料除了为发动机提供热源之外,还须用作冷却剂,利用燃料的吸热量对燃烧室进行主动冷却应该是最合理的选择.按估算飞行马赫数6时燃烧室中的热流可达2.0～2.5MW/m2,而当飞行马赫数7时燃烧室中的热流更高达3.0～3.5MW/m2(Lander and Nixon 1971).航空煤油所能提供的显热远小于氢气,从常温吸热到 1000 K的吸热量大约是2300 kJ/kg,基本上只能满足马赫数 6以下飞行器的冷却要求,但对于更高的马赫数,额外的吸热量必须通过吸热裂解反应的化学吸热量提供.研究表明,裂解反应可以把1000 K煤油的吸热量提高50%,约3500 kJ/kg,达到马赫数8飞行的冷却要求 (Lander and Nixon 1971,Kay et al.1992,W iese 1992,Edwards 1996,Edwards 2003).如图1所示.美国的联合技术研究公司(UTRC)于1990年代就已从事吸热碳氢燃料 JP-7的研究,大量有关 JP-7的基础研究包括物态、吸热量、裂解等热物性及相应的超声速燃烧特性研究在这个时期完成,促成了美国空军的性能发动机(PTE)在前期研究成果的基础上,于2001年利用裂解的 JP-7燃料获得正 (净)推力 (Norries 2001).中国科学院力学研究所从2000年开始,利用国产航空煤油RP-3对加热煤油的物理化学性质以及超声速燃烧特性方面做了大量的基础研究 (Yu et al.2000,Yu et al.2001,Yu et al. 2002,Yu et al.2003,Fan et al.2004,Yu et al. 2005,Fan et al.2005,Fan et al.2006a,Fan et al.2006b).图 2是国产航空煤油 RP-3的 TD物态变化图,RP-3的化学成分类似于美国的航空煤油JetA,它的临界点在630 K,25 atm 左右.该图能很好地区分液态区,气/液两相区,临界点,气态区和超临界态区.在超临界态下煤油的密度类似于液体,扩散性能类似于气体.所以RP-3裂解后注入燃烧室立即变成气态与空气混合,免除了燃料(液体)的雾化和气化过程.此外,裂解反应产生的小分子的碳氢燃料化学反应速度快,比煤油分子更适合超声速燃烧对燃料反应速度的要求,相对于液体煤油裂解态煤油的超声速燃烧性能可能有10%～15%的提高(Yu et al.2005,Yu et al.2006,Fan et al. 2007a,Fan et al.2007b,Fan etal.2008,Zhong et al.2008,Fan et al.2009,Zhong et al.2009a, Zhong etal.2009b,Zhong et al.2010),参见图3.所以,利用吸热碳氢燃料应该可以一举解决发动机燃烧室的冷却和性能问题,它不仅是冷却的需要也是提高燃烧性能的关键. 必须指出,被动冷却方法即利用耐高温复合材料也许可以解决发动机的热防护问题,但是,无法获得燃料吸热后热物理性质改变对燃烧性能的附加贡献,这些附加贡献对于超燃冲压发动机临界状态的净推力至关重要.2.3 燃烧室壁孔注射 (Flashwallinjection)获得实际应用燃料空气混合是超声速燃烧首先必须解决的问题.早在1980年代,由于美国空天飞机计划NASP吸气式跨大气层飞行的任务,提出飞行马赫数8以上的氢燃料超燃冲压发动机的需求,燃烧室进口气流马赫数有可能达到高超声速,于是燃料与空气的混合成为当时主要的困难.为了利用一切有利于增加推力的因素,甚至连燃料射流的动量都要加以利用,因此燃料射流必须平行地注入空气流,而平行射流主要依靠扩散混合,由于超声速气流中的压缩性对混合层的稳定性影响比较强(在同样的密度比条件下其混合扩展率仅有不可压混合层的 1/3),所以混合效率很低,达不到快速混合的目的,必须在平行混合的条件下考虑混合增强的方法.导致包括斜坡混合(ram p injector)在内的各种混合增强的手段的提出.这些方法依靠产生旋涡,将空气卷入燃料核心,增大燃料与空气的接触面积,从而提高扩散混合的效果.随着 1990年代NASP计划的终止,这些研究成果也被搁置(Seiner andKenzakowski2001,Cutmark et al. 1989,D rummond 1992,Riggins 1991,Billig 1998).另一方面,燃料横向混合与空气发生动量交换,主要依靠对流作用所以混合效率高.当燃烧室中的气流马赫数相对低时,利用燃料射流动量的必要性不大,所以燃料通过燃烧室壁孔横向注射 (flash wall injection)(Donbar et al. 2001),通常能提供良好的燃料射流穿透深度和相对快的近场混合.许多实验表明如果用燃料射流穿透深度除以喷咀出口直径,则无量纲穿透深度与燃料射流动量与气流动量之比成正比.但燃料射流与横向超声速气流相互作用产生弓形激波和局部三维流将会增加气流的总压损失.为了增强混合的效果又提出了伸入气流中间的支板混合 (strutsinjector)(Brandstetter et al.2002).支板混合综合了所有有利于混合的因素,而且支板基座下游的回流区还能起稳定火焰的作用.但是后来的研究发现,混合的优化、高的混合和燃烧效率可能还不是对推力起主导作用的因素.内部摩擦力能使发动机推力遭受很大的损失.因此一方面应避免燃烧室内部湿面积过大,要特别小心侵入式燃料喷嘴支板的应用,因为除了难以处理的冷却要求之外,支板波阻造成的气流总压损失也很可观.所以实际上,从整个系统的性能协调优化考虑.为了使发动机的纯推力最大,往往需要放弃最完全的混合作为代价.乍看这似乎对混合的论述有些自相矛盾,然而这恰恰是超声速燃烧复杂诡谲之处.混合效果的完全程度与气流总压损失是一对矛盾,例如燃料平行混合和垂直混合是两个极端情形.处理时往往顾此失彼,要做到顾此而不失彼.研究人员注意到壁面喷注孔的形状还可以改进.即利用非圆形孔,包括椭圆形和楔形孔,它们能减弱弓形激波和减少分离,而且喷咀出口还可以设法产生旋涡增强混合.这些努力试图在减少总压损失的同时能够保持混合效果不减.此外,同样是燃料通过壁面小孔横向喷注混合,仿照物理斜坡提出气动斜坡混合(aeroram p in jector)概念(Raym ond et al.1998),气动斜坡对混合增强的效果也许不及物理斜坡,但它没有棘手的冷却问题,而且重要的是,可以降低物理斜坡诱导的波阻损失.总之,尽管混合和混合增强问题受到过不止一代超声速燃烧研究人员的重视,但是事实情况是,美国空军所开发的发动机,包括性能试验发动机PTE、飞行重量发动机GDE、直到飞行试验X-51A的发动机,燃料喷注的方式虽然没有明确地说明,但根据空军所属单位发表的有关研究报告及各种讯息推测,燃料应该是通过壁面小孔横向注入.说明他们实际上是接受了这种简单有效但并非完美无缺的燃料混合方法.当然,燃料射流喷注孔的形状和分布以及方向会有讲究(Gallimore et al.2001).此外,对于轴对称特别是圆截面的燃烧室不存在壁角边界层而且热负荷均匀,缺点是尺寸较大的圆形截面燃料从壁面注入难以达到芯流部分,因此伸入气流的吊板式(pylon)和支板式(strut)燃料喷注手段仍得到注意(Hirano et al.2007).2.4 超声速点火与稳定燃烧是发动机正常运行的必要条件碳氢燃料的点火延迟时间比较长,在超燃燃烧室气流条件下能有效地点火燃烧一般需要外加点火器,最常见的如火花塞、等离子火炬等.而火花塞这种点火方式大都是分布在壁面,所以点火源基本上分布在附面层内的亚音速区域,这种依靠从亚音速区域热扩散和组分扩散的方式向超音速区域点火的方式效率不高,对于结构尺寸较大的发动机超音速主流区有可能难以完全着火.当注意到点火延迟时间随温度增加呈指数下降的关系时,不难想到只要适当提高当地气流的温度就能有助于缩短点火延迟时间实现自动点火,相对的点火延迟时间顺序从大到小为:甲烷,JP10,庚烷重整的吸热碳氢燃料,乙烯,氢 (M eredith and Spadaccini 2001),此外,等离子火炬的动量有助于将高温火焰引入超声速区,特别是氢和乙烯化学反应快,适当加以利用可以提高点火的能力 (Sung et al. 1999,M elissa et al.2003,Li et al.1997),而且它们与空气混合能产生大量促进点火的OH自由基,是不错的引导火焰 (Yu et al.2004).对于涉及点火机理等深层次的基础问题,如碳氢燃料点火所需的能量、热源持续的时间、有无火焰传播速度或如何定义由哪些因素决定?火焰传播速度和空气主流速度之间的关系又是怎样?这些研究还是需要的,以便为发动机设计提供基本的指导原则.超声速气流中燃烧稳定与否涉及发动机能否正常运行,由于燃烧室中气流驻留时间很短,能完成混合的时间很有限.火焰在其发展初期就可能被大量的低温混合物冲淡,。

CARDC高超声速吸气式推进技术近期进展

１－ｍ，需要进一步增加工作时间。５０Ｓ２
近期研究的重点是不同尺寸模型发动机对点火延滞的影响，一尺度模型在脉冲和连续风洞中及同两
者对燃烧和发动机性能影响。
３Ｆ技术一碳氢燃料发动机三维大规模并行Байду номын сангаас算进展，包括反应动力学ＤＣ和引射燃料雾化计算
ＣＲＣＣＤＦ程序包括了国内外近期所采用的技术，ＡＤ的并行效率可达８％０６，０４９ＣＵ非燃烧流动程（Ｐ序）经进行了Ｈ和各类碳氢燃料的计算。，已２近期主要进展是点火延滞中的反应动力学的深入研究，特
沪矢纂赏等０盆刀尺Ｃ
４机体／推进一体化研究
这是当前国内外在吸气式发动机为动力的主要挑战问题。ＣＲＣＡＤ当前正在开展的工作有２和－Ｄ３前体一－Ｄ进气道的优化设计方法研究。计算外形可以参数化，Ｆ程序采用并行ＰＳＳＣＤＮ和Ｎ方程，亦包括响应面方法，所有优化计算过程，包括网格生成都是自动进行的。对取得设计方法目前正在进行实验验
５结束语
虽然ＣＲＣ在高超声速技术上取得了部分进展，但无论是ＣＤＡＤＦ还是地面设备仍然要不断完善和发展，进一步发展测量技术以加深对燃烧过程中复杂物理化学现象的理解。
地面试验和ＣＤＦ两者目前都无法复现实际的高超声速飞行，因此仍然需要进行试验和计算的综合分析研究，这是加速高超声技术有效与可行的方法。致谢
究进展包括了地面设备、ＣＤＦ、模型发动机试验。基于己经取得的进展，目前正在着手进行机体／推进一体化的研究工作。
２地面设备进展
至今为止在５类地面设备上开展了研究并取得了进展。

080630-高超声速技术研究和发展

MIMI（Module-To-Module)模型是几个相邻的模块构成，用以确定模块之间工作的相互影响.至此，模型试验已接近全部完成。
NASP计划的结束 1994年NASP计划宣布结束，主要原因有：经费困难，拨款连年减少；技术难度大，工作进展慢； NASA 与国会意见分歧。

高超声速冲压发动机 NASP最重要的研究内容是发展从超声速到高超声速飞行工作的超燃冲压发动机，开始是进行发动机模型研究，使用1/7 缩比的超声速燃烧冲压发动机。研究了多种模型,如GBL模型, A—C模型, SX20模型, SXPE和CDE模型, MIMI模型等.

以上试验验证了发动机流路设计方法，验证了几何尺寸，动压，试车台气体成分，粘性效应，附面层厚度的影响。
（2）在经济上，高超声速武器将提高作战的实效性。使用空天飞机，将降低到达地球低轨道的有效载荷发射费用，可从航天飞机的每公斤有效载荷一万美元，RLV的每公斤有效载荷一千美元，降到使用空天飞机的每磅一百美元，是解决人类进一步开发太空资源的重要手段，使空间开发更为现实；同时，提高了安全性和可靠性。
2. 2 NASP计划 1986年2月4日美国宣布推行NASP计划，研究水平起降，单级入轨的研究机X-30。 NASP计划目的是发展可完全重复使用、单级入轨、水平起降、超燃冲压发动机推进的空天飞机。

主要技术问题有：（1）确定在高马赫数的高超声速冲压发动机特性；（2）确定空天飞机飞行时，由层流附面层转换为紊流附面层的转捩点；（3）保证空天飞机高超声速飞行时的稳定性和可操作性。
X-51A计划主要目的

(1) X-43C: X-43C是NASA和空军联合发展的。飞行器长16英尺，装备三模块冲压发动机。使用碳氢燃料超燃冲压发动机，并用燃料冷却。飞行器被加速到马赫5，超燃冲压发动机启动，然后自行加速到马赫7。飞行持续 5分钟，演示验证飞行性能。该计划的实现将为发展高超声速巡航导弹创造条件。

高超声速低成本飞行试验进展

国的高超声速飞行（ＦｙＨｙｌ）计划、澳大利亚的超燃冲
压发动机高速射击飞行试验（ｙｈｔＨＳｏ）项目，其中ＡＴ — ＡＳＫＧＬ公司于２０～０６年进行陆基发射试验并０３２０
声速飞行器（简称高超飞行器）的飞行试验研究日益
ａｄｔｅｐｎｉｌｏａｅｔｒｅｉｎａｅｓｍｍａｉｄｉｅａｌＦｒｅｍｏｅｔｅｉｔｌｏｄｉｎ，ｅｅｐｒｅｔａｕｅｎｓｅｎｒｃｅｆｒｊｃｙｄｓｒｈｉｐｔｏｇｕｒｅｄｔｉｕｔｒｒ，ｈｉｎｉｏｓｔｘｅｍｎｓｒｍｅｔａｚｎ．ｈｉｎａｃｔｈｉｍｅｒ
中图分类号：Ｖ１４７文献标识码：Ａ
ＰｒｇｅｓｏｙｅｓｎｃＶｅｃｅＳＬｏｃｓｉｈｐｅｉｅｏｒｓｎＨｐｒｏｉｈｉｌ ’ ｗ—ｏｔＦｌｔＥｘｒｍｎｔｇ
ＦｎＰｉｉＹａｇＴｏＺａｇＸｉｏｉ，ｉＺｒｉａｅｌ，ｎａ，ｈｎａｊＬｕｅｎｅｎｏｇ
２０年第６期０８总第２８期９
文章编号：１０ —１２２０）６０１６０４７８（０运载技术
ＭＩＳＳ ⅡＥＡＮＤｆＳ＇ＡＣＥＶＥＨＣｌＥＬ
ＮＯ６２０．ｏ８Ｓｍ．９ｕＮｏ２８
道结果进行了处理，此外还分析了澳大利亚的高速射击飞行试验计划项目及其他国家的试验进展情况。对这些飞行试验的详细研究可为我国开展高超声速飞行试验提供重要的技术支持。

哈工大课程设计—发动机热力计算

H a r b i n I n s t i t u t e o f T e c h n o l o g y课程设计说明书（论文）课程名称：设计题目：发动机气动热力计算院系：能源学院班级：设计者：学号：指导教师：设计时间：哈尔滨工业大学哈尔滨工业大学课程设计任务书一、课程设计的目的和意义航空发动机技术已经成为衡量国家科技工业水平和综合国力的重要标志，是各大国大力发展、高度垄断、严密封锁的关键技术之一。

当今世界各强国为了满足不断提高的战术指标，倾注了大量的人力、物力和财力，执行了一系列旨在提高航空发动机性能的基础研究计划。

第三代军用航空发动机，是目前世界发达国家现役主力战斗机所装备的发动机，如：F100、F110、F104、RB199、M53、RD-33、AL-31F等。

第四代军用航空发动机，是为满足先进战斗机的超声速巡航能力、良好隐身能力、高亚声速和超声速机动能力、敏捷性、远航程和短距起落能力、高可靠性、易可维修性、强生存力、低全寿命期费用而研制的。

典型第四代军用发动机有F119、F120、EJ200、F135、F136、AL-41F等。

第五代军用航空发动机是目前正在研制的推重比12~15 的小涵道比加力涡扇发动机。

根据IHPTET计划、VAATE计划等的研究情况，预计将在2020年研制出可实现推重比12~15一级的涡扇发动机]1[。

根据第三、第四和第五代军用航空发动机的技术特征，军用航空发动机总体性能发展趋势见表1。

表1 军用航空发动机总体性能发展趋势]2[序号发动机主要特点典型飞机装备时间第一代涡轮喷气发动机，如J57J，BK-1推重比3～4涡轮前温度1200~1300KF-86F-100，米格-15，米格-1940年代末第二代加力涡轮喷气和涡轮风扇发动机，如J79，TF30，M53-P2，P29-300推重比5～6涡轮前温度1400~1500KF-4，F-104，米格-21，米格-23，幻影-F160年代中第三代加力涡轮风扇发动机，如F100，F110，F404，RB199，M88-2推重比7～8涡轮前温度1600~1700KF-15，F-16，F-18，米格-29，苏-27，狂风幻影-200070年代初第四代高推重比涡轮风扇发动机，如F119，EJ200，M88-3推重比9～10涡轮前温度F-22，JSF，EF2000，I.42，S-37/5421世纪初1850~2000K可见，航空推进技术正呈现加速发展的态势，未来军用航空发动机的设计研制周期将明显缩短，成本将大幅降低，而技术性能将显著提高。

高超声速技术

稳定火焰了，因而需要一个大亚燃燃烧室（双燃烧室超燃冲压工作原理）：而对于双模态超燃冲压发动机，Ｍ＜４时可以处于亚燃模态，这时可用多个小预燃室进行点火与稳定。

这种双模态超燃冲压发动机能在较宽Ｍ工作范围内（△Ｍ＞４）工作的特点在总体上特别具有生命力。

推进系统所需的研制周期最长，是高超声速技术的主要关键技术，根据美国已经历过‘三起三落’的技术基础，现在‘第四起’已具备条件进行飞行试验了，而且都安排在本世纪末和下世纪初。

可见，美国从ＮＡＳＰ下马之后并未停止对于高超声速技术的研制，只是把近期目标降低而已，难度减小了，投资减少了：然而对高超声速技术在导弹、飞机、空天飞机等方面具有广泛应用前景的信念丝毫未变，相反看得更清楚了。

事实上，这一技术规划的调整很快就取得了实效，现在许多迹象表明，高超声速导弹的研制又重新导致了在世界范围内高超声速研制的复活【ｓｌ：美国海军第一步将研制Ｍ８的高超声速导弹（神箭ＥＸＣＡＬＩＢＵＲ）．作为重点于比美空军提前～年半进行飞行试验：美国空军根据ＨｙＴｅｃｈ计划正进行Ｍ７—８的地面试验，２００１年将要进行Ｍ６—８的验证机飞行试验：Ｈｙｐｅｒ—ｘ从１９９９年起也要开始进行水５一１０的飞行试验“１：与此同时，ＮＡＳＡ和它的台同商正在试验用于２０１５年的空天飞机推进系统（管道火箭／冲压／超燃冲压／火箭推进方案），先进的重复使用运输技术计划（ＡＲＴＴ）正在寻求为实现发射成本降低约百倍（￥１００／磅）的吸气式推进系统（ＲＢｃｃ）。

最近美国在低速推进系统的研制方面又有了新的技术突破【７ｌ，‘进入空间’公司研制的引射冲压发动机取得了很大的进展，并打算在２００１年进行全尺寸发动机试验，２００２年便开始投入商业发射的实际运用。

可以预见，如果引射冲压（Ｍ。

Ｏ一２）和超燃冲压（Ｍｔ３—８）这两项技术得到试验证实，则一种能够自行助推、加速和巡航（ＭｚＯ一８）的ＲＢＣＣ组合发动机最终将会面世，由于这种发动机在保持商比冲的同时也具有较高的推重比（充分吸取了冲压和火箭发动机的优点，并尽量避免了由此带来的缺点），而且飞行范围又宽，因而对于巡航、巡航／加速、加速的任务需求都能很好地满足。

高超声速飞行器综合热管理及关键技术研究进展

高超声速飞行器综合热管理及关键技术研究进展摘要：高超声速飞行器是飞行速度超过5倍声速的有翼或无翼飞行器。

随着科学与军事领域的发展，高超声速飞行器的跟踪控制研究已成为航空航天领域研究的热点问题之一。

飞行环境复杂多变，导致高超声速飞行器具有强不确定性、强耦合性、强非线性和快时变等特性。

这些复杂特性导致高超声速飞行器控制的研究面临诸多难题。

目前，基于高超声速飞行器纵向模型的控制方法主要有自适应反步控制、滑模控制和模糊控制等方法，然而现有的控制方法仍然存在一些不足。

因此，高超声速飞行器的控制研究是十分有意义的。

关键词：高超声速飞行器；热防护；舱内热管理；综合热管理引言高超声速飞行器(Hypersonic flight vehicle，HFV)因其飞行速度快、机动性强、突防能力好等特点，具有重要的军事价值和民用价值，受到国内外学者的广泛关注。

但由于HFV具有强非线性、强耦合、非最小相位的特性，且面临复杂快时变的飞行环境、大飞行包线内实际的气动参数与地面风洞/仿真所得的气动参数存在偏差等原因，HFV的飞行控制系统必须具备快速反应能力、鲁棒性和抗干扰能力。

另外，超燃冲压发动机的工作状态与迎角的大小密切相关，迎角必须满足一定的约束。

因此，HFV的飞行控制系统设计是一个重要而极具挑战性的课题。

1高超声速飞行器面临的热环境特性分析高超声速飞行器面临着高温高热流气动热环境。

美国空军实验室曾在一份研究报告中指出：飞行器所承载的热负荷随着马赫数的提高而增加，当马赫数大于5时，马赫数每提高1，总温约增加556K；在28km高空，当马赫数达到10时，飞行器外结构总温可达3889K，超出现有材料承受温限。

高超声速飞行器再入时典型部位热环境如图1所示，端头热流为14MW/m2，水平翼前缘热流为10.5MW/m2，超燃冲压发动机进气道唇口达到了40MW/m2。

面对高热流和高温热环境，要保持飞行器外结构特性，必须针对高超声速飞行器驻点、前缘、机身大面积等不同区域分别采取有效的热防护措施。

高超声速风洞气动力试验技术进展

高超声速研究和试验经过７０多年的发展，今已研制出可进行战略打击、导弹防御和外太空探测的各类武器系统和飞行器。典型的高超声速包线速度范围起始于马赫数Ｍａ＝５，一直到Ｍａ＝１０。而Ｍａ＝１０以后开始进入超高速区域轨道，该区域一直延伸到Ｍａ＝２０以上。更重要的是，恰恰在这个领域，某些物理现象变得越来越重要，
可在较高马赫数（Ｍａ＝７，８，１０，１４）的条件下同时模拟大动压、高雷诺数，试验时间也达到秒级。［１］
２）脉冲型高超声速风洞脉冲型高超声速风洞种类也较多，激波风洞、炮风洞和脉冲燃烧风洞等是其中比较典型的几类设备。其中，激波风洞是利用激波压缩工作气体、再利用定常膨胀方法产生高超声速试验气流的风洞。相对于常规高超声速风洞，其模拟的马赫数范围更宽（可以达到Ｍａ＝２０以上）、运行参数（总温、总压）更高（总温可达８０００Ｋ以上、总压可大于１×１０８Ｐａ），在模拟参数相似性方面优于常规高超声速风洞，但其试验时间短（一般为几毫秒至几十毫秒）。国外典型的该类风洞设备有美国卡尔斯本大学巴法罗研究中心（ＣＵＢＲＣ）的ＬＥＮＳ系列激波风洞（Ｍａ＝３～１８）、俄罗斯的Ｕ－１２风洞（Ｍａ＝４～１０）和德国的ＴＨ２风洞（Ｍａ＝６～１８）等；另外，膨胀管风洞如ＣＵＢＲＣ的ＬＥＮＳ－ＸＸ（最高速度为１３ｋｍ／ｓ，Ｍａ＝５～３７）可以实现更高速度的模拟，当然其试验时间也更短，通常小于１ｍｓ。由于试验时间很短，在这类风洞设备上开展气动力试验，必须发展专用的测力天平和试验数据修正技术，获得的试验结果精度通常低于常规高超声速风洞。而脉冲燃烧风洞是利用燃料燃烧产生的高温气体作为风洞的试验气体，经喷管加速后模拟超高速的高温流场。相对于常规高超声速风洞，它可以模拟较高的总温条件，如Ｍａ＝６时，可以达到Ｔ０＝１６５０Ｋ以上，复现高度Ｈ＝２５～３０ｋｍ的实际飞行总温条件，对于开展超燃发动机试验、飞行器带动力气动力试验等有利。但是，由于风洞试验气体为燃料燃烧产物、未消耗燃料等与空气所形成的混合物，其组分和物理性质与纯空气相比有较大的差异，即产生了 “污染 ”，会对获得准确的气动力试验数据不利。３）弹道靶设备弹道靶是一类特殊类型的高超声速风洞设备。在气动力特性研究方面，它主要是采用模型自由飞试验技术，获得飞行器模型的静、动态气动特性系数。试验时，发射器将模型以一定速度发射到靶室内，高速图像记录系统记录模型的运行轨迹，然后利用图像处理、参数辨识等技术，获得

高超声速巡航飞行器推进系统建模与仿真

中图分类号：２５２Ｖ３．１文献标识码：Ａ
ＭｏｅｉｇａｄｉｕｌｔｏｆＰｒｐｕｓｏｙｔｍｄｌｎｎＳｍａｉｎｏｏｌｉｎＳｓｅ
ｆｒＨｙｒｏｉｕｉｅＶｅｉｌｏｐｅｓｎｃＣｒｓｈｃｅ
ｒｔｎ，ｔｅｉｔｒａｏｒｓｉｎｏｌｔｓｌｔｒｏｕｔｎａｄｎｚｌｓｗｌａｖｒｌｅｇｎｅｏａｃａｅａｉｏｈｎｅｌｃｍｐｅｓｏｆｉｅ，ｉｏａｏ，ｃｍｂｓｉｎｏｚｅａｅｌｓｏｅａｌｎｉｅｐｒｒｎｅｈｖｎｎｏｆｍｂｅｄｌｄ，ｒｓｅｔｅｙｅｎｍｏｅｅｅｐｃｉｌ．Ｏｎ－ｉｎｉｎｏｔｏａｔｉｅｏａａｙｅｔｅｐｒｒａｃｆｒｐｌｉｎｓｓｖｅｄｍｅｓｏａｆｗｍｅｈｄｗｓｕｉｚｄｔｎｌｚｈｅｏｌｌｌｆｍｎｅｏｏｕｓｙ — ｐｏｔｍ．Ｔｅｕｉａｅｉｅｙｅｓｎｃｃｕｓｅｉｌａｓｄｔｉｌｔｈｅｏａｃｆｐｏｕｓｏｙｔｍ．ｅｈｎａｑｓ－ｗｖｒｒｈｐｒｏｉｒｉｅｖｈｃｅｗｓｕｅｏｓｍｕａｅｔｅｐｒｒｎｅｏｒｐｌｎｓｓｅｄｆｍｉＴｅｒｓｌｆｓｌｔｎｒｖａｅｍｏｅｓｏｒｐｌｉｎｓｓｅａｄａａｙｉｔｏｒｅｓｌｎｆｃｅｔｉｏ — ｈｅｕｔｏｉａｉｅｅｔｄｌｆｐｏｕｓｏｙｔｍｎｎｌｓｓｍｅｈｄａｅｆａｉｅａｄｅｆｉｎｎｃｎｓｍｕｏｌｈｂｉｃｐｕｅｅｏｍｅｔｏｙｅｓｎｃｃｕｓｅｉｌ．ｅｔａｄｖｌｐｎｆｐｒｏｉｒｉｅｖｈｃｅｌｈ

高超音速飞行的推进技术探讨

高超音速飞行的推进技术探讨在当今航空航天领域，高超音速飞行已经成为了一个备受瞩目的研究方向。

高超音速飞行，通常指的是飞行器速度超过 5 倍音速（约合6125 千米/小时）的飞行状态。

要实现这样的高速飞行，先进的推进技术是关键。

首先，我们来了解一下传统的喷气式发动机在高超音速飞行中的局限性。

在低速和亚音速飞行中表现出色的喷气式发动机，其工作原理是通过吸入空气、压缩、与燃料混合燃烧，然后向后喷出高温高压气体来产生推力。

然而，当飞行器速度接近或超过音速时，气流的特性发生了显著变化，导致传统喷气式发动机的效率急剧下降。

在高超音速飞行中，由于空气的压缩和加热变得极为剧烈，使得发动机进气道内的气流压力和温度过高，可能引发一系列问题，如进气道的失速、发动机部件的过热损坏等。

此外，传统喷气式发动机的燃烧过程在高超音速条件下也难以维持稳定，导致推力不足。

为了克服这些问题，研究人员提出了多种高超音速飞行的推进技术。

其中，冲压发动机是一种备受关注的选择。

冲压发动机的工作原理相对简单，它没有复杂的压气机和涡轮等部件，而是依靠飞行器的高速飞行来压缩进入发动机的空气。

在冲压发动机中，空气经过进气道的压缩后，直接与燃料混合燃烧并产生推力。

由于其结构相对简单，重量较轻，在高超音速飞行中具有一定的优势。

然而，冲压发动机也存在一些挑战。

例如，它在低速时无法正常工作，需要依靠其他动力装置将飞行器加速到一定速度后才能启动冲压发动机。

此外，冲压发动机的燃烧效率和推力控制在高超音速条件下仍需要进一步优化。

超燃冲压发动机则是冲压发动机的进一步发展。

与传统冲压发动机不同的是，超燃冲压发动机中的燃料在超声速气流中直接燃烧，而不是在亚音速气流中燃烧。

这一特点使得超燃冲压发动机能够在更高的速度下工作，提供更大的推力。

但超燃冲压发动机的技术难度极高。

在超声速气流中实现稳定高效的燃烧是一个巨大的挑战，需要精确的燃料喷射和燃烧控制技术。

此外，超燃冲压发动机的热防护问题也十分突出，高温高速气流会对发动机部件造成严重的热损伤。

航空电动推进系统的技术挑战

航空电动推进系统的技术挑战随着科技的飞速发展，航空领域正经历着一场深刻的变革，电动推进系统逐渐成为研究和发展的热点。

然而，要将电动推进系统成功应用于航空领域，面临着诸多技术挑战。

首先，能源存储是一个关键问题。

对于航空电动推进系统而言，电池的能量密度远远低于传统的航空燃油。

目前的锂离子电池虽然在消费电子和电动汽车领域取得了显著进展，但要满足航空应用的高能量需求，仍存在很大差距。

为了增加飞机的续航里程，需要研发具有更高能量密度的电池技术，如固态电池或锂空气电池。

然而，这些新型电池技术仍面临着诸多技术难题，如循环寿命短、安全性有待提高以及成本高昂等。

其次，电动推进系统的功率密度也是一个重大挑战。

航空飞行器需要强大的动力来实现起飞、爬升和高速飞行。

相比传统的燃气涡轮发动机，目前的电动马达和电力电子设备的功率密度相对较低。

为了提高功率密度，需要在电机设计、材料选择和冷却技术等方面进行创新。

例如，采用高温超导材料可以显著提高电机的效率和功率密度，但这些材料的应用又带来了新的工程挑战，如制冷系统的复杂性和可靠性。

再者，热管理是航空电动推进系统不可忽视的问题。

在高功率运行时，电动部件会产生大量的热量，如果不能有效地散热，将导致系统性能下降甚至故障。

由于航空环境的特殊性，对热管理系统的重量、体积和可靠性都有严格的要求。

传统的风冷和液冷技术在航空电动推进系统中可能不再适用，需要开发更加高效和紧凑的热管理解决方案，如采用相变材料或喷雾冷却技术。

另外，电力电子系统的可靠性也是至关重要的。

在航空领域，任何一个部件的故障都可能导致严重的后果。

电力电子器件在高电压、高电流和高温的工作条件下，容易受到电应力、热应力和电磁干扰的影响。

为了确保系统的可靠性，需要采用先进的封装技术、优化的电路设计和严格的质量控制。

同时，还需要建立完善的故障诊断和容错机制，以便在出现故障时能够及时采取措施，保证飞机的安全运行。

航空电动推进系统还面临着电磁兼容性的挑战。

高超声速技术应用在航空航天领域可行性分析

高超声速技术应用在航空航天领域可行性分析引言：高超声速技术是指超过马赫数5的空气动力学性能，也就是飞行速度超过声速的技术。

这种技术在航空航天领域具有巨大的应用潜力，可以推动飞行速度的突破性发展，改变航空航天的格局。

本文将对高超声速技术在航空航天领域的可行性进行详细分析。

第一部分：高超声速技术的现状和发展趋势1.1 高超声速技术的定义和分类高超声速技术是指超过马赫数5的飞行速度，可分为高超声速飞行器和高超声速发动机两大类。

1.2 高超声速技术的现状目前，高超声速技术在航空航天领域处于早期发展阶段，成熟度较低。

美国、俄罗斯、中国等国家都在积极开展相关研究和试验。

1.3 高超声速技术的发展趋势高超声速技术的发展趋势主要表现在提高材料和结构工艺、优化设计方法、提高控制稳定性等方面，以提升飞行速度和安全性能。

第二部分：高超声速技术应用在航空航天领域的优势2.1 提高飞行速度和效率高超声速技术能够将飞行速度提升到更高的水平，缩短航程和飞行时间，提高航空交通效率。

2.2 拓展航空航天研究领域高超声速技术的应用将推动航空航天研究领域的突破，促进科学技术的不断进步。

2.3 提升军事实力和国际地位高超声速技术在军事领域具有重要意义，可提升国家的军事实力和国际地位。

第三部分：高超声速技术在航空航天领域的应用案例分析3.1 高超声速飞行器3.1.1 高超声速客机高超声速客机的应用将改变人们的航空出行方式，缩短航程时间，提高旅行效率。

3.1.2 高超声速武器装备高超声速武器装备能够实现快速打击，提升军事实力，保卫国家安全。

3.2 高超声速发动机3.2.1 提高飞行器整体性能高超声速发动机可以提高飞行速度和效率，降低燃料消耗，提升飞行器整体性能。

3.2.2 推动航空航天技术进步高超声速发动机的应用将推动航空航天技术的发展，为未来航空航天事业打下基础。

第四部分：高超声速技术应用的挑战和解决方案4.1 材料和结构挑战高超声速飞行时，材料和结构会面临高温、高压和强气流等极端工况的考验，需要研发新材料和结构以应对挑战。

新型电动推进技术的应用与发展研究

新型电动推进技术的应用与发展研究在当今科技飞速发展的时代，能源和环境问题日益严峻，新型电动推进技术作为一种高效、清洁的动力解决方案，正逐渐在各个领域展现出其巨大的潜力和应用价值。

从交通运输到航空航天，从工业生产到日常生活，电动推进技术的身影无处不在，并且不断地演进和创新。

电动推进技术的核心在于电能的转化和利用。

传统的内燃机通过燃烧化石燃料来产生动力，不仅效率相对较低，而且会排放大量的污染物。

而电动推进技术则将电能直接转化为机械能，大大提高了能源利用效率，同时减少了对环境的负面影响。

在交通运输领域，电动汽车的兴起是电动推进技术最显著的应用之一。

随着电池技术的不断进步，电动汽车的续航里程逐渐增加，充电时间不断缩短，成本也在逐步降低。

越来越多的消费者开始选择电动汽车作为日常出行的工具。

电动汽车不仅能够减少尾气排放，降低城市空气污染，还能为用户带来更加安静、平稳的驾驶体验。

此外，电动公交车和电动卡车也在逐渐投入使用，为城市公共交通和物流运输的绿色转型提供了有力支持。

在航空航天领域，电动推进技术同样有着广阔的发展前景。

电动飞机的研发正在如火如荼地进行，虽然目前仍面临着电池能量密度低、重量大等挑战，但一些小型电动飞机已经成功试飞。

电动推进技术有望降低航空运输的碳排放，减少噪音污染，并且提高飞机的可靠性和维护性。

此外，电动推进技术还可以应用于卫星和航天器的姿态控制、轨道调整等方面，为航天任务提供更加精准和高效的动力支持。

在工业生产中，电动推进技术也在逐渐取代传统的机械传动系统。

例如，电动起重机、电动叉车等设备不仅操作更加灵活便捷，而且能够实现更加精确的控制，提高生产效率和安全性。

同时，电动机器人在自动化生产线中的应用也越来越广泛，为制造业的智能化升级注入了新的动力。

然而，新型电动推进技术的发展也并非一帆风顺。

目前，电池技术仍然是制约其广泛应用的关键因素之一。

电池的能量密度和充电速度有待进一步提高，以满足长续航和快速充电的需求。

高超声速技术的研究

高超声速技术的研究近年来，随着科技的不断发展和社会的不断进步，高超声速技术成为了各个领域中备受关注的焦点。

在航空、国防、船舶、火箭等领域中，高超声速技术的应用受到广泛的关注。

本文将会围绕高超声速技术展开深入的探讨，探究高超声速技术的研究、发展及其未来应用前景。

一、什么是高超声速技术高超声速技术是指一种飞行速度超过5马赫的航空、船舶、火箭等运载器技术，主要依赖于高超声速空气动力学的理论知识和技术手段。

相比于传统的飞行器，高超声速技术有很多的优点，如飞行速度更快、反应时间更短、飞行高度更高、穿透力更强等。

二、高超声速技术的研究现状高超声速技术的研究一直以来都备受重视，目前全球范围内有很多国家在进行这方面的研究。

在核心技术方面，高超声速材料、超燃材料、热结构材料等都是当前研究的热点领域。

在应用方面，高超声速飞行器、高超声速飞行器发动机等也是当前研究的重点。

在国内方面，我国在高超声速技术方面的研究也取得了很大的进展。

在2019年12月，我国成功进行了“神舟八号”载人航天飞行试验，这标志着我国在高超声速技术方面已经开始了实质性的进展。

三、高超声速技术的应用前景高超声速技术的应用前景十分广阔。

在军事领域，高超声速技术可以用于武器系统的配备和作战指导。

在民用领域，高超声速飞行器可以用于民用航空、快递快递、特种物流、火箭运送等方面。

同时，高超声速技术也可被用于能源和环境领域中，如太阳辐射能的利用和加速污水处理等。

四、高超声速技术的挑战高超声速技术虽然有很多优点，但同时也面临着很多挑战。

首先，高超声速技术的研究需要同时涉及很多学科领域，如材料学、燃料化学、对流传热学、高速动力学等，这对研究人员的综合素质要求很高。

其次，高超声速技术作为一种前沿的技术，在理论和实践上仍面临着很多不确定性。

此外，高超声速技术的成本也相比传统的技术更高。

总结高超声速技术是当今世界最为前沿的技术领域之一，其研究和应用前景相当广阔。

我国在高超声速技术方面已经取得了很多的突破，并且在未来还会不断地加强相应的研究和发展。

高超声速动力能热管理技术综述

第 50 卷第 2 期2024 年 4 月Vol. 50 No. 2Apr. 2024航空发动机Aeroengine高超声速动力能热管理技术综述梁义强，范宇，周建军，刘太秋（中国航发沈阳发动机研究所，沈阳 110015）摘要：高超声速飞行器因良好的高速突防和快速打击能力成为重要的装备发展方向，但高超声速飞行工况的特殊性使其动力系统对热管理和能源供给提出了严苛的需求。

通过分析文献对高超声速动力的热防护、燃油热管理和进气预冷等技术进行了详细评述。

热管理对高超声速动力装置的功能和性能实现具有重要影响，但其目前在该领域研究技术的成熟度较低，飞发一体化是解决问题的重要技术途径之一。

通过文献综述对能源供给的生成及利用等技术与传统飞行器进行了对比，概述了现有高超声速动力主要的能源供给方式的关键技术为燃油裂解气涡轮等，在此基础上总结了能热（能源与热）管理的未来发展趋势为热电转换等，为高超声速动力能量综合能热管理技术的发展提供借鉴。

关键词：高超声速动力；能热管理；推进系统；发电技术中图分类号：V231.1文献标识码：A doi：10.13477/ki.aeroengine.2024.02.002Overview of Power and Thermal Management Technology for Hypersonic EngineLIANG Yi-qiang， FAN Yu， ZHOU Jian-jun， LIU Tai-qiu（AECC Shenyang Engine Research Institute，Shenyang 110015，China）Abstract：Hypersonic aircraft represents a crucial focus in equipment development, owing to their exceptional high-speed penetra⁃tion and swift strike capabilities. However, stringent requirements for thermal management and power supply are imposed by hypersonic flight conditions. A comprehensive review of technologies concerning thermal protection, fuel thermal management and inlet air precooling is conducted. Thermal management significantly impacts the performance and function of hypersonic engines, but its current technical maturity level in this field is relatively low. The integration of airframe and engine is identified as one of the important approaches for addressing these challenges. A literature review was conducted to compare the generation and utilization technologies of power supply with traditional aircraft. Key technologies of primary power supply methods in existing hypersonic engines are outlined, including the fuel vapor turbine. The future developmental trends in power and thermal management are summarized, such as thermoelectric conversion, providing a reference for the development of integrated power and thermal management technologies for hypersonic engines.Key words：hypersonic engine; power and thermal management; propulsion system; power generation technology0　引言未来战争要求战机在极具复杂的空天战场态势下“快速响应、远程打击”、“先敌发现、先发制敌”，形成对敌全面压制的战略优势[1-2]。

航空航天行业航天器动力与推进方案

航空航天行业航天器动力与推进方案第1章航天器动力与推进技术概述 (3)1.1 航天器动力系统发展历程 (3)1.2 航天器推进技术分类与特点 (4)1.2.1 化学推进 (4)1.2.2 电推进 (4)1.2.3 新型推进技术 (4)1.3 国内外研究现状与发展趋势 (4)1.3.1 国外研究现状与发展趋势 (5)1.3.2 国内研究现状与发展趋势 (5)第2章化学推进系统 (5)2.1 固体推进剂火箭发动机 (5)2.1.1 固体火箭发动机工作原理 (5)2.1.2 固体推进剂类型及功能 (5)2.1.3 固体火箭发动机结构及设计 (5)2.1.4 固体火箭发动机的优势与局限性 (5)2.2 液体推进剂火箭发动机 (6)2.2.1 液体火箭发动机工作原理 (6)2.2.2 液体推进剂类型及功能 (6)2.2.3 液体火箭发动机结构及设计 (6)2.2.4 液体火箭发动机的优势与局限性 (6)2.3 混合推进剂火箭发动机 (6)2.3.1 混合推进剂火箭发动机概述 (6)2.3.2 混合推进剂类型及功能 (6)2.3.3 混合推进剂火箭发动机结构及设计 (6)2.3.4 混合推进剂火箭发动机的优势与局限性 (6)2.4 推进剂选择与储存技术 (7)2.4.1 推进剂选择原则 (7)2.4.2 推进剂储存技术 (7)2.4.3 推进剂管理策略 (7)第3章电推进系统 (7)3.1 离子推进器 (7)3.1.1 工作原理与分类 (7)3.1.2 功能特点 (7)3.1.3 应用情况 (7)3.2 霍尔效应推进器 (7)3.2.1 工作原理与分类 (8)3.2.2 功能特点 (8)3.2.3 应用情况 (8)3.3 磁等离子体动力推进器 (8)3.3.1 工作原理与分类 (8)3.3.2 功能特点 (8)3.3.3 应用情况 (8)3.4 电推进系统关键技术与应用 (8)3.4.1 关键技术 (9)3.4.2 应用情况 (9)第4章核推进系统 (9)4.1 核热推进 (9)4.1.1 核热推进原理 (9)4.1.2 核热推进系统构成 (9)4.1.3 核热推进关键技术 (9)4.1.4 核热推进研究进展 (9)4.2 核脉冲推进 (9)4.2.1 核脉冲推进原理 (9)4.2.2 核脉冲推进的优势与挑战 (9)4.2.3 核脉冲推进研究现状 (9)4.3 核反应堆设计与安全 (9)4.3.1 核反应堆设计原则 (9)4.3.2 核反应堆安全措施 (9)4.3.3 核反应堆监管要求 (10)4.4 核推进系统在航天中的应用前景 (10)4.4.1 核推进系统在航天中的应用优势 (10)4.4.2 核推进系统在航天任务中的应用案例 (10)4.4.3 核推进系统对航天事业的影响 (10)第5章激光推进系统 (10)5.1 激光推进基本原理 (10)5.2 激光推进系统关键部件 (10)5.3 激光推进系统功能评估 (10)5.4 激光推进在航天中的应用前景 (11)第6章新型推进技术 (11)6.1 太阳帆推进 (11)6.1.1 太阳帆工作原理 (11)6.1.2 太阳帆设计要点 (11)6.1.3 我国太阳帆推进技术发展现状 (11)6.2 磁帆推进 (11)6.2.1 磁帆工作原理 (12)6.2.2 磁帆关键技术 (12)6.2.3 我国磁帆推进技术发展现状 (12)6.3 电磁推进 (12)6.3.1 电磁推进工作原理 (12)6.3.2 电磁推进关键技术 (12)6.3.3 电磁推进应用前景 (12)6.4 推进技术展望 (12)6.4.1 高效推进技术 (12)6.4.2 环保推进技术 (12)6.4.3 小型化与多功能推进技术 (12)6.4.4 推进技术与其他领域的融合发展 (12)第7章航天器动力与推进系统集成设计 (12)7.1 动力与推进系统总体设计方法 (12)7.2 系统仿真与优化 (12)7.3 系统集成与测试 (13)7.4 在轨运行与维护 (13)第8章航天器动力与推进系统可靠性分析 (13)8.1 系统可靠性基本理论 (13)8.1.1 可靠性定义及度量 (13)8.1.2 可靠性模型 (13)8.1.3 可靠性分析方法 (13)8.2 动力与推进系统故障模式及影响分析 (13)8.2.1 动力与推进系统概述 (14)8.2.2 故障模式识别 (14)8.2.3 故障影响分析 (14)8.3 可靠性评估与优化 (14)8.3.1 可靠性评估方法 (14)8.3.2 可靠性优化策略 (14)8.3.3 优化效果验证 (14)8.4 长寿命高可靠性设计 (14)8.4.1 设计原则 (14)8.4.2 设计方法 (14)8.4.3 设计验证 (14)8.4.4 设计实施与监测 (14)第9章航天器动力与推进系统环境适应性分析 (15)9.1 空间环境及其对推进系统的影响 (15)9.2 环境适应性设计方法 (15)9.3 环境适应性试验与评估 (15)9.4 耐环境设计与应用 (15)第10章航天器动力与推进技术未来发展 (15)10.1 新型动力与推进技术发展趋势 (15)10.2 绿色环保推进技术 (16)10.3 深空探测与星际旅行推进技术 (16)10.4 民用与商业航天推进技术展望 (16)第1章航天器动力与推进技术概述1.1 航天器动力系统发展历程航天器动力系统作为航天器的核心组成部分，其发展历程反映了人类航天技术的进步。

高超声速涉及的关键技术

高超声速涉及的关键技术
(1)高超声速推进技术。

要实现高超声速飞行，首先必须具有适合的推进系统。

目前的研究重点是：动力装置总体方案；冲压发动机进气道设计理论与试验；燃烧室设计和燃烧室试验；冲压发动机喷管与利用飞行器后体补充膨胀；先进控制和燃料供给系统；冲压发动机燃料及热沉利用；双模态超燃冲压发动机技术验证试验等。

(2)一体化设计技术。

目前的研究重点是：气动设计一体化，要考虑减小阻力、增加升力，还要考虑气动加热、热防护；结构设计一体化，特别是热结构及燃料供应与冷却系统设计一体化；飞行器各子系统及各主要参数的动态与静态一体化；发动机推力控制与飞行器飞行控制一体化等。

(3)高超声速空气动力学技术。

当飞行器以高超声速飞行时，气动加热非常严重。

为此，必须掌握与高超声速飞行器气动布局及与推进系统一体化设计相关的高超声速流动规律，解决在真实飞行环境下所出现的气动力、气动热新课题。

目前，各国正积极发展与高超声速空气动力与热力学相关的基础理论、建模计算及试验验证手段。

(4)结构材料技术。

超声速飞行器要求尽可能地减轻结构质量，并克服气动加热问题。

因此，长寿命、耐高温、抗腐蚀、高强度、低密度的结构材料对于研制高超声速飞行器是非常关键的。

主要涉及的结构材料技术是轻质、高强度、耐高温材料和热防护技术。

航天运输系统及再入飞行器中的高超声速技术

2007年第6期导弹与航天运载技术 No.6 2007 总第292期 MISSILE AND SPACE VEHCILE Sum No.292文章编号：1004-7182(2007)06-0001-05航天运输系统及再入飞行器中的高超声速技术鲁宇1，朱广生1，蔡巧言2，杨勇2（1. 中国运载火箭技术研究院，北京，100076；2. 中国运载火箭技术研究院研发中心，北京，100076）摘要：概要介绍了50年来中国航天运输和再入飞行器的发展及其对高超声速技术的发展的带动，探讨了高超声速技术的发展方向及其对航天运输及再入飞行器的促进与影响。

关键词：高超声速；运载火箭；重复使用运载器；再入飞行器中图分类号：V415.1 文献标识码：AHypersonic Technology for Space Transportation System and Reentry VehiclesLu Yu1, Zhu Guangsheng1, Cai Qiaoyan2, Yang Yong2（1. China Academy Launch Vehicle Technology，Beijing, 100076；2. Research and Development Center, China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing, 100076）Abstract：The contribution and propulsion to development of the hypersonic technology by 50-year development of China’s development of space transportation system and reentry vehicles are introduced. The trend of development of the hypersonic technology and its effect on the space transportation system and reentry vehicles are discussed.Key Words：Hypersonic；Launch vehicle；Reuseable launcher；Reentry vehicle0 引言高超声速技术是航天技术发展中的一项重大技术。