冲压发动机技术doc资料
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冲压发动机技术共54页
66、节制使快乐增加并使享受加强。 ——德 谟克利 特 67、今天应做的事没有做，明天再早也 是耽误 了。——裴斯 泰洛齐 68、决定一个人的一生，以及整个命运 的，只 是一瞬 之间。 ——歌 德 69、懒人无法享受休息之乐。——拉布 克 70、浪费时间是一桩大罪过。——卢梭
1、不要轻言放弃，否则对不起自己。
2、要冒一次险!整个生命就是一场冒险。走得最远的人，常是愿意 去做，并愿意去冒险的人。“稳妥”之船，从未能从岸边走远。-戴尔．卡，喝起来是苦涩的，回味起来却有 久久不会退去的余香。
冲压发动机技术 4、守业的最好办法就是不断的发展。 5、当爱不能完美，我宁愿选择无悔，不管来生多么美丽，我不愿失 去今生对你的记忆，我不求天长地久的美景，我只要生生世世的轮 回里有你。
冲压发动机技术讲解
练习：试计算比冲的大小。
第六章 冲压推进技术
现代推进原理与进展
I sp
F 1259 .7 9841 .4 (N s/kg) fu m 0.128
第六章 冲压推进技术
现代推进原理与进展
6.2 火箭冲压发动机
火箭冲压发动机是火箭与冲压相对独立的一种冲压发动机。
空气 p0 空气
p1 火箭燃气 混合燃气
Q12 ( 1) h01
第六章 冲压推进技术
现代推进原理与进展
练习：某冲压发动机燃烧室入口总温 T01=350 K ，燃烧加入的热量达到 Q12=1306 kJ/kg，求发动机的加热比。已知燃气的气体常数Rg=287.04 J/kg.K，比热比g =1.3。
第六章 冲压推进技术
现代推进原理与进展
F peAe
Aa Ae
结合上述两式，得
Ve m aVa pe Ae pa Aa e pdA F m
Aa A
(b) x
冲压发动机控制体示意图
第六章 冲压推进技术
Ve m aVa pe Ae pa Aa pdA F m
Aa Ae
现代推进原理与进展
例：某冲压发动机燃烧室入口总温T01=350 K，燃烧加入的热量达到Q12=1306 kJ/kg，求发动机的加热比。已知燃气的气体常数Rg=287.04 J/kg.K，比 热比g =1.3。 解： c p
gRg g 1
1243 .8 (J/kg.K)
T02 Q12 1306 103 1 1 4.0 T01 c pT01 1243 .8 350
空气 空气
二次进气固体燃料冲压发动机示意图
第六章 冲压推进技术
《冲压发动机技术》课件
技术展望与发展趋势
高效燃烧技术
未来冲压发动机将采用 更高效的燃烧技术，提 高燃烧效率，降低排放
。
新材料应用
新材料的应用将进一步 提高发动机的性能和可
靠性。
智能化控制
智能化控制技术将进一 步应用于冲压发动机，
实现更精确的控制。
多学科优化设计
多学科优化设计方法将 进一步应用于冲压发动 机设计，提高设计效率
。
THANKS.
通过优化进气道设计、提高涡轮 增压器性能等方法，可以改善冲 压发动机的加速特性。
经济特性
经济特性的定义
经济特性是指冲压发动机在运行过程中的燃油消耗率 ，是衡量发动机经济性能的重要指标。
经济特性的影响因素
经济特性受到多种因素的影响，包括发动机效率、进 气流量、飞行速度等。
经济特性的优化
通过提高发动机效率、优化进气道设计等方法，可以 降低冲压发动机的燃油消耗率，提高经济性能。
冲压发动机应用案
05
例
军用飞机应用
军用飞机是冲压发动机的主要应用领 域之一。
军用飞机对冲压发动机的性能要求较 高，需要具备高推重比、高燃烧效率 和大范围工作速度等特点。
冲压发动机在军用飞机上主要用于高 空高速侦察、远程高速打击和反舰作 战等任务。
典型案例包括美国的SR-71战略侦察 机和F-15战斗机等。
采用先进的控制系统
通过采用先进的控制系统，实现对发 动机的精确控制，从而提高发动机的 性能。
冲压发动机试验与
04
验证
试验设备与测试方法
试验设备
介绍用于冲压发动机试验的设备和测 试系统，包括燃烧室试验台、进气道 试验台、喷管试验台等。
测试方法
详细说明各种试验的测试方法、步骤 和注意事项，包括稳态和瞬态测试。
冲压发动机原理及技术(7-9)
具有高密度、高体积热值的液体高密度烃类燃料，与普通的喷气燃料相比，能有效提高 燃料单位体积的热值，在燃料箱容积一定时，能有效地增加导弹所携燃料的能量，降低发动 机的油耗比，从而满足导弹高速和远射程的要求；或在导弹航速和射程不变的情况下，减小 发动机燃料箱容积，使导弹小型化，从而提高导弹的机动性和突防能力。 从 20 世纪 50 年年代起，高密度燃料就一直是喷气燃料发展的重点，它的发展经历了从 宽泛的石油蒸馏筛选品到特定的高密度化合物， 从单纯烃类到混合了金属的凝胶燃料， 从天 然物质到人工合成物的复杂过程。1金刚烷 的发现和人工合成高密度燃料的发展。 金刚烷是迄今发现最好的天然存在的高密度喷气燃料 原料，但储量十分有限。人为设计、合成的高密度燃料有诸多优点，是今后发展的方向。
7.1.6. 高密度吸热型碳氢燃料
随着冲压发动机动力导弹的飞行速度越来越快， 特别是高超声速飞行器成为当今及未来 航空航天领域发展的热点， 传统的隔热防热方式已经不能满足要求， 而利用燃料进入燃烧室 燃烧之前先流经发热部件表面带走热量的工艺是最佳方案， 即燃料本身就是最经济、 最高效 的可燃冷却剂。 从单位质量的冷却能力和燃烧热值角度考虑，液氢无疑是最理想的冷却剂和推进剂。由 于液氢的定压比热和汽化潜热比碳氢燃料大， 因此液氢的总吸热能力较碳氢燃料大得多。 当 6 -1 液氢从液态温度（20K）吸热升温至 1000K 时，其热沉可达 14.082×10 J·kg 。液氢除了 具有高冷却能力外，还具有高的热值。液氢单位质量的燃烧热值为 123.187×106J·kg-1，在 飞行马赫数 Ma>8 的飞行器上， 液氢被公认是目前首选的同时满足冷却和燃烧要求的低温燃 料。但液氢燃料的使用也存在一些无法回避的问题。 （1）液氢是一种深冷的低温液体，它的液化温度很低（20K） ，要使氢液化并保持于液 化状态需要消耗能量。从理论上讲，使 H2 液化需要消耗的能量为 11.8×106J·kg-1 左右， 而实际上所需消耗的能量远高于上述理论值，因此液氢燃料的制备成本很高。 ，单位 （2）液氢燃料单位质量的燃烧热值很大，但由于其密度很小（ ρ = 0.071g.cm −3 ）
冲压发动机技术
第六章 冲压推进技术
现代推进原理与进展
总压恢复系数
s
p02 p0a
1 自由流 pa p0a Va
2 进气道出口 p2 p02 V2a
动能效率
V22a / 2 Va2 / 2
冲压发动机进气道参数变化
第六章 冲压推进技术
现代推进原理与进展
6.4.1 进气道分类 6.4.2 亚声速进气道 6.4.3 超声速进气道
第六章 冲压推进技术
现代推进原理与进展
整流罩/唇罩 进气道 中心锥
燃烧室
外罩
喷管
唇口/进气口
典型冲压发动机结构示意图
因此，冲压发动机是一种吸气式发动机（air-breathing engines ）。
第六章 冲压推进技术
现代推进原理与进展
Isp(N.s/kg)
冲压发动机 10000 固体火箭发动机 2000 1.0 2.0 3.0 4.0 5.0 Ma
s
p 03 p 02
0.7
0
2.0
4.0
6.0
8.0
eA
0.7 0
0.2
0.4
0.6
0.8
l2
0.8
0.3
l4 ls
0.2 0.4 0.6 0.8
l4 ls
0 2.0 4.0 6.0 8.0
0.2 0.1
eA
0
l2
突扩燃烧室典型参数变化规律
第六章 冲压推进技术
现代推进原理与进展
6.4 进气道
冲压发动机依靠空气提供的 氧与燃料燃烧才能进行有效的工 作。因此，如何让空气高效率的 进入发动机是冲压发动机首先要 解决的问题——这就是进气道设 计。
冲压喷气发动机.doc
冲压喷气发动机2006年11月25日星期六下午 06:00冲压喷气发动机的诞生早在1913年，法国工程师雷恩·洛兰就提出了冲压喷气发动机的设计，并获得专利。
但当时没有相应的助推手段和相应材料，只停留在纸面上。
1928年，德国人保罗·施米特开始设计冲压式喷气发动机。
最初研制出的冲压发动机寿命短、振动大，根本无法在载人飞机上使用。
于是1934年时，施米特和G·马德林提出了以冲压发动机为动力的“飞行炸弹”，于1939年完成了原型。
后来这一设计就产生了纳粹德国的V-1巡航导弹。
此外纳粹德国还曾试图将冲压喷气发动机用在战斗机上。
1941年，特劳恩飞机实验所主任、物理学家欧根·森格尔博士在吕内堡野外进行了该类型发动机的试验，但最终未能产生具有实用意义的发动机型号。
冲压喷气发动机的原理冲压喷气发动机的核心在于“冲压”两字。
冲压发动机由进气道（也称扩压器）、燃烧室、推进喷管三部组成，比涡轮喷气发动机简单得多。
冲压是利用迎面气流进入发动机后减速、提高静压的过程。
这一过程不需要高速旋转的复杂的压气机，是冲压喷气发动机最大的优势所在。
进气速度为3倍音速时，理论上可使空气压力提高37倍，效率很高。
高速气流经扩张减速，气压和温度升高后，进入燃烧室与燃油混合燃烧。
燃烧后温度为2000一2200℃，甚至更高，经膨胀加速，由喷口高速排出，产生推力。
因此，冲压发动机的推力与进气速度有关。
以3倍音速进气时，在地面产生的静推力可高达200千牛。
冲压喷气发动机原理图冲压喷气发动机与其他推进方式结合后，衍生了多种有特色的发动机，如火箭/冲压组合发动机、整体式火箭冲压发动机等。
冲压喷气发动机目前分为亚音速、超音速、高超音速三类。
亚音速冲压发动机亚音速冲压发动机使用扩散形进气道和收敛形喷管，以航空煤油为燃料。
飞行时增压比不超过 1.89，飞行马赫数小于 0.5时一般不能正常工作。
亚音速冲压发动机用在亚音速航空器上，如亚音速靶机。
超燃冲压发动机技术
超燃冲压发动机技术涉及到大量基础和应用科学问题, 是高 难度的高新技术。从高超声速技术发展来看高超声速技术飞 行距离实际应用还有些距离。但是, 由于高超声速巡航导弹 和空天飞机等需求的牵引, 越来越多的国家和地区仍在持续 进行超燃冲压发动机技术研究。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, 必将对军事、航天、国民 经济等产生深远影响
超燃冲压发动机主要由进气道、隔离段、燃烧室与尾喷管组成. 进气道的主要功能是捕获足够的空气, 并通过一系列激波系进行压缩, 为 燃烧室提供一定流量、温度、压力的气流, 便于燃烧的组织. 隔离段是位于进气道与燃烧室之间的等直通道, 其作用是消除燃烧室的 压力波动对进气道的影响, 实现进气道与燃烧室在不同工况下的良好匹配 . 当燃烧室着火后压力升高, 隔离段中会产生一系列激波串, 激波串的长度 和位臵会随着燃烧室反压的变化而变化. 当隔离段的长度足够时, 就能保 证燃烧室的压力波动不会影响进气道. 燃烧室是燃料喷注和燃烧的地方, 超燃冲压发动机中燃料可从壁面和支板 或喷油杆喷射. 超燃冲压发动机中的火焰稳定与亚燃冲压发动机不同, 它 不能采用V型槽等侵入式火焰稳定装臵,因为它们将带来巨大的阻力, 因此 目前普遍采用凹腔作为火焰稳定器. 尾喷管则是气流膨胀产生推力的地方.
高超声速进气道从构型上可以分为二维进气道、三维侧压进 气道、轴对称进气道和内转向进气道等, 这几种进气道形式 各有优缺点, 一般根据行器的具体形式选择合理的进气道形 式. 高超声速进气道的基本构型为一个收缩通道后接一等直 或微扩通道, 其基本工作原理是利用这一收缩通道将高超声 速来流压缩减速至较低马赫数.
革命性的动力系统
首先, 由于巡航飞行马赫数远远高于传统战斗机, 现有的吸气 式发动机已不再适用. 当马赫数高于3 时由于进气道激波产生 的压缩已经很强, 不再需要压气机,而应当采用冲压发动机; 而 当马赫数达到6 左右时, 气流的总温已达1500K以上, 传统的亚 声速燃烧冲压发动机效率大大降低; 而如果保持进入发动机 的气流为超声速, 在超声速气流中组织燃烧, 发动机仍能有效 地工作, 这就是超声速燃烧冲压发动机(scramjet-supersonic combustion ramjet, SSCR). 超燃冲压发动机在Ma6 以上的性能 远高于亚燃冲压发动机, 它能工作到Ma12 » Ma15 左右
超燃冲压发动机
第三部分 关键技术
热平衡管理
在采用碳氢燃料的超燃冲压发动机中，燃料还作为 冷却剂。达到 一个热平衡，使发动机携带的燃料与燃烧所需的燃料量相当是非 常重要的。但是，冷却的燃油需求量可能超出燃烧所需的燃料量 ，这意味着用于冷却的燃料量将比燃烧消耗的燃料多。这样，热 的多余燃料必然堆积在发动机的某处，这将有可能使飞行器的航 程受影响。替代的方案是在更低的速度下飞行，以减少达到正确 热平衡的热负荷。
涡轮风扇发动机
第一部分 技术概况
当然空而气人速类度对达速到 度2马的赫追以求上时是，疯如狂果的取。消对发动更力快内的部发的动风机扇涡需 轮求等之设后备，，科让学气流家直们接很进快入发发现动机，。当然速后度通超过越调整4马发赫动机后的， 构燃造烧（室一内般进是入缩小的发气动流机速的度直迅径）速，升发高动，机变内为部气超流音的速压，强此 就音时会速发自 之动动 下机上 就便升 可会， 以节 进出省 入现了燃很压烧多气室问机和题压燃气料导环混致节合速。点度一燃无般使法只用要了继空，续气点提降燃升到后甚 的至空熄气火压，力让由气喷口流喷在出超，音产速生下强大点的燃反产推生力稳，定推动的飞推机力或，者这 导就弹是向超前燃飞冲机压，这发就动是机所技谓术的。冲压其发中动4机-6原马理赫。叫做亚燃冲 压发动机，6马赫以上叫超燃冲压发动机技术
苏联Kholod的冲压发 动机是一种双模态亚/超燃冲压发动机，即开始 点火时以亚燃模式工作，随后加速并转换到超燃模式工作。此种双模 态冲压发动机的点火速度较低（2~3马赫）， 有利于减小飞行器的整 体质量。
第二部分 主要类型—双燃烧室冲压
对于采用碳氢燃料的超燃冲压发动机来说，当发动机在M3~4.5范围工 作时，会发生燃料不易着火的问题，为解决这一问题。人们提出了亚 燃/超燃双燃烧室冲压发动机概念。这种发动机的进气道分为两部分： 一部分引导部分来流进入亚声速燃烧室，另一部分引导其余来流进入 超声速燃烧室。突扩的亚声速燃烧室起超燃燃烧室点火源的作用，使 低M数下，燃料的热量得以有效释放。由于亚燃预燃室以富油方式工作 ，不存在亚燃冲压在贫油条件下的燃烧室-进气道不稳定性。
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定义空燃比
（回忆：混合比？）
r ma mfu
给定空燃比，则
m m am fu rr 1m a(r 1 )m fu
一般冲压发动机中，燃料流量很小，即 m fum a ，因此，初步设计时，可取
m m a Fm (VeVa)Ae(pepa)
完全膨胀
Fm (V eV a)
第六章 冲压推进技术
第六章 冲压推进技术
现代推进原理与进展
第六章 冲压推进技术
冲压发动机：是一种吸入空气（利用空 气中的氧）与燃料或富燃燃气进一步反 应，高速喷出获得推力的动力装置。
第六章 冲压推进技术
回忆与总结：
a）发动机推力； b）推力系数； c）喷管流动的三种膨胀状态； d）喷管排气速度； e）比冲； f）混合比； g）固体推进剂的燃气生成率 mfu 。
CF
F qa A
第六章 冲压推进技术
现代推进原理与进展
例：已知某冲压发动机固体燃料密度rp=1600 kg/m3，燃烧面积Ab=0.1m2， 燃速 r =0.8mm/s。飞行马赫数Ma=2.5，进口流束面积Aa=0.002m2。设 喷管扩张比为1.5，燃烧室燃烧温度T0=1800K，燃气的气体常数 Rg=320 J/(kg.K)，比热比g =1.3，试计算发动机的推力和比冲。（已知高空空气 ra=1.0 kg/m3，a=300m/s，完全膨胀）
固体火箭发动机 1.0 2.0 3.0 4.0 5.0 Ma
冲压发动机比冲变化示意图
第六章 冲压推进技术
现代推进原理与进展
根据燃料的形式，冲压发动机分为： a) 固体推进剂冲压发动机，简称固体冲压发动机； b) 液体推进剂冲压发动机，简称液体冲压发动机。
按结构和工作原理，固体推进剂冲压发动机主要分为： a）固体火箭冲压发动机（又称管道火箭DR，ducted rockets）； b）固体燃料冲压发动机（SFRJ，solid fuel ramjets）； c）整体式冲压发动机（又称集成式冲压发动机，integrated ramjets）。
结合上述两式，得
Fm V em aV ap eA ep aA aA A a ep d A
第六章 冲压推进技术
现代推进原理与进展
F mVe maVa peAe pa Aa
Ae pdA
Aa
mVe maVa
Ae(pe pa ) pa (Ae Aa )
Ae pdA
Aa
mVe maVa Ae(pe pa )
解：由推力公式，完全膨胀时 Fm V em aV a，只要分别计算各个参数即可。
第六章 冲压推进技术
现代推进原理与进展
a) V aM a a2 .5 30 7 0.5 0(m0/s)
r b) m a a V a A a 1 . 0 7 . 0 5 0 . 0 0 1 0 . 5 (kg2 /s)
现代推进原理与进展
与推力有关的几个性能参数：
a) 单位迎面推力——发动机推力与最大横截面积之比，即
FA
F Am a x
b) 比冲——单位时间燃烧单位质量推进剂所产生的推力，即
I sp
F mfu
c) 推重比——单位重量所产生的推力，即
R F W
d) 推力系数——定义为单位迎风面积的推力与迎面气流动压的比值，即
现代推进原理与进展
第六章 冲压推进技术
现代推进原理与进展
整流罩/唇罩
中心锥
进气道
燃烧室
外罩
喷管
唇口/进气口
典型冲压发动机结构示意图
因此，冲压发动机是一种吸气式发动机（air-breathing engines 。
第六章 冲压推进技术
现代推进原理与进展
Isp(N.s/kg)
10000
冲压发动机
2000
现代推进原理与进展
a) 这里的火箭又称为燃气发生器（gas generator），根据喷出燃气是否达到 临界状态， 火箭冲压发动机由分为临界火箭冲压发动机和非临界火箭冲 压发动机两种；其设计必须考虑外压的影响，即 p0和 p1的关系；火箭冲 压发动机的工作压强 p1常较低，一般4~6 MPa以下，故喷喉较大。
.
.
maVa
mVe
冲压发动机的输入动量与输出动量
回忆：火箭发动机的推力公式？
第六章 冲压推进技术
现代推进原理与进展
. maVa
.
R
mVe
(a) pa
p
paAa
F
peAe
(b)
x
冲压发动机控制体示意图
取整个冲压发动机为控制 体，满足动量定律
Rm V em aV a
合力R包括四部分力，为
RpeAepaAaA A aepdAF
第六章 冲压推进技术
现代推进原理与进展
F 12.7 59 Ispm fu0.12898.4(1N s/kg)
第六章 冲压推进技术
现代推进原理与进展
6.2 火箭冲压发动机
火箭冲压发动机是火箭与冲压相对独立的一种冲压发动机。
空气 空气
p1
p0
火箭燃气
混合燃气
火箭冲压发动机示意图
第六章 冲压推进技术
第六章 冲压推进技术
现代推进原理与进展
空气进气道
固体火箭推进剂 可爆破进气口
弹头
冲压发动机燃料
整体式冲压发动机结构原理图
整体式火箭冲压发动机集
可抛掉的 火箭喷管 内衬
冲压发动机 喷管
成了火箭和火箭冲压发动 机，由火箭提供助推加速 到超声速2马赫数以上，然 后冲压发动机工作，其典
型部件为可爆破进气口、
Ae Aa
padA
Ae pdA
Aa
mVe maVa e (pe pa )
Ae(
Aa
pa
p)dA
表面压差
研究发动机只考虑发动机的输出动力，而不考虑其他力，故取
F m V e m a V a A e ( p e p a )
称为发动机的名义推力，或内推力。
第六章 冲压推进技术
现代推进原理与进展
可抛掉的火箭喷管和共用
燃烧室。
第六章 冲压推进技术
现代推进原理与进展
6.1 推力 6.2 火箭冲压发动机 6.3 固体燃料冲压发动机 6.4 进气道
第六章 冲压推进技术
现代推进原理与进展
6.1 推力
与前述发动机相比，结构上吸气式发动机（如冲压发动机）的 显著不同是存在进气道，从动力学分析，它对推力存在影响。
r c) m fu p A b r 16 .0 0 0 .1 0 0 .8 1 3 0 0 .12 (kg/s8 )
∴ m m am fu 1.62(8 kg/s) d) V eR gT0F V32 1081 0 .90 314.86(m4/s)
∴ F m V e m a V a 1 . 6 1 2 . 8 4 1 8 . 5 7 6 . 0 5 1 4 . 7 0 2 (N) 59 练习：试计算比冲的大小。