冲压发动机技术doc资料
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。
超燃冲压发动机技术
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.
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。
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.
理想的冲压发动机的工作循环示意图
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
冲压发动机的工作原理及应用讲稿
冲压发动机的工作原理及应用讲稿1. 冲压发动机的定义和基本原理冲压发动机是一种利用内燃机的工作原理，通过往内燃机的活塞上施加冲击力以增加其输出功率的装置。
其基本原理是通过在内燃机的曲轴上安装一个与气缸运动同步的冲压杆，当曲轴旋转时，冲压杆将在活塞上施加一个冲击力，使活塞的运动更为充分，从而增加内燃机的输出功率。
2. 冲压发动机的主要组成部分冲压发动机由以下几个主要组成部分构成：•活塞：负责在内燃机中产生冲压作用；•曲轴：用来同步冲压杆的运动，使其与活塞的运动保持一致；•冲压杆：将曲轴的运动转化为冲击力施加在活塞上；•燃烧室：负责燃烧燃料，产生高温高压气体供给活塞运动；•进气系统：将空气引入燃烧室；•排气系统：排出燃烧后的废气。
3. 冲压发动机的工作原理冲压发动机的工作原理如下：1.活塞下行：当活塞处于下行阶段时，曲轴绕中心轴旋转，推动冲压杆向下运动；2.冲压杆施加冲击力：冲压杆通过连杆将旋转运动转化为垂直冲击力，并施加在活塞上；3.活塞上行：受到冲击力的作用，活塞向上运动，从而带动曲轴旋转；4.燃料燃烧：进入燃烧室的燃料被点燃，产生高温高压气体；5.活塞下行、排气：活塞再次下行，将废气排出燃烧室；6.循环再现：上述步骤循环不断进行，产生连续的动力输出。
4. 冲压发动机的应用领域冲压发动机在以下领域有广泛的应用：•汽车工业：冲压发动机作为传统汽车动力的主要形式，广泛应用于汽车制造中；•航空航天工业：冲压发动机在飞机、火箭等交通工具中，常被用作主要的驱动装置；•农业机械：农用机械中的柴油发动机，常采用冲压技术以提高动力性能；•工业设备：包括起重机械、挖掘机等工业设备，常使用冲压发动机作为动力来源。
5. 优点和挑战冲压发动机相比于传统的活塞发动机具有以下优点：•输出功率高：冲击力的施加使活塞的运动更为充分，从而提高了发动机的输出功率；•燃烧效率高：冲压发动机通过增加活塞运动的幅度，使得燃料能够更充分燃烧，提高燃烧效率；•适应性强：冲压发动机在各个应用领域都有广泛的应用，满足不同业务需求。
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。
冲压发动机技术讲解共54页文档
41、学问是异常珍贵的东西，从任何源泉吸 收都不可耻。——阿卜·日·法拉兹
42、只有在人群中间，才能认识自 己。——德国
43、重复别人所说的话，只需要教育； 而要挑战别人所说的话，则需要头脑。—— 玛丽·佩蒂博恩·普尔
44、卓越的人一大优点是：在不利与艰 难的遭遇里百折不饶。——贝多芬
45、自己的饭量自己知道。——苏联
冲压发动机技术讲解
41、实际上，我们想要的不是针对犯 罪的法 律，而 是针对 疯狂的 法律。 ——马 克·吐温 42、法律的力量应当跟随着公民，就 像影子 跟随着 身体一 样。— —贝卡 利亚 43、法律和制度必须跟上人类思想进 步。— —杰弗 逊 44、人类受制于法律，法律受制于情 理。— —托·富 勒
冲压发动机试验和模拟技术
冲压发动机试验和模拟技术摘要本文探讨了冲压发动机试验和模拟技术的实施，以评估其性能。
首先，概述了有关冲压发动机测试和仿真技术的技术实现要素，包括进气系统、燃油系统、喷油器和时间序列等。
其次，介绍了一种由模拟密度波控制的试验方法，以及采用模拟仪表、定时检查和性能分析的实验程序，以确定冲压发动机的性能。
最后，报道了测试实例，结果表明当试验参数适当调整时，冲压发动机的性能可以改善。
关键词：冲压发动机，试验，模拟，密度波，性能正文一、简介冲压发动机是目前普遍采用的发动机之一，其特点在于高质量，低能耗，紧凑的设计，多功能性，以及可根据客户要求进行定制。
由于这些优点，冲压发动机得到了广泛应用，尤其是工业设备和汽车的发动机。
由于发动机的复杂性，必须使用有效的测试和模拟技术来确定其优化性能。
因此，本文旨在探讨冲压发动机测试和模拟技术及其应用。
二、冲压发动机试验及模拟技术2.1 冲压发动机测试技术为了提高冲压发动机的性能，需要采用适当的测试方法。
常用的冲压发动机测试技术包括燃油系统测试、进气系统测试、喷油器测试和时间序列测试等。
燃油系统测试旨在测量燃油系统中涉及的所有参数，包括压力、流量、温度和气体组成等，以检查系统的正确性和稳定性。
进气系统测试通过测量气体进气速度、空气组成、压力和温度等参数，以评估进气系统的响应性和效力。
喷油器测试旨在检查喷油器的压力、流量和转矩是否正常，以确保油嘴可以正确喷射燃油。
时间序列测试旨在检查发动机每一次循环中进行的操作是否正确，以及每次循环之间的时间变化是否正确。
2.2 模拟技术模拟技术的应用使测试和评估发动机性能变得更加容易和可靠。
常用的模拟技术包括密度波控制技术、模拟仪表、定时检查和性能分析等。
密度波控制技术通过控制每次循环中发动机内部声速的变化，从而实现发动机运转过程的模拟。
模拟仪表是一种测量系统，用于把发动机测试过程中的物理参数转换成电信号，从而实现精确测量和控制。
定时检查用于定期检查发动机的性能，以确保其正常操作。
超燃冲压发动机关键技术
超燃冲压发动机关键技术
超燃冲压发动机关键技术
1、燃料
流过超燃冲压发动机的气流速度始终为超声速，空气流过飞行器体内通常只有几毫秒的滞留时间，要想在这样短的时间内完成压缩、增压，并与燃料在超声速流动状态迅速、均匀稳定地完成低损失、高效率的掺混、点火并燃烧是十分困难的，燃料与空气的掺混好坏直接影响发动机的长度和热负荷。
因此，应对发动机尺寸、形状、燃料种类、喷注器设计、燃烧机理等多方面的因素进行综合性理论和试验研究。
2、燃烧室的设计
由于来流不均匀，超燃冲压发动机的燃烧室的工作非常复杂。
因此，燃烧室的设计和试验特别是超声速燃烧过程的研究非常重要。
尽管数值模拟技术已发展到了相当高的水平，但这种发动机燃烧室的研究发展还主要依靠试验。
高超声速推进系统研究对试验设备的要求很高，要模拟的气动参数变化范围大。
而且，只有有限的试验可在地面进行，大部分问题必须通过飞行试验解决。
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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)
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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。