2004 国外超燃冲压发动机技术的发展-胡晓煜
超燃冲压发动机燃烧室工作过程理论和试验研究
超燃冲压发动机燃烧室工作过程理论和试验研究余勇【摘要】：本文综合运用理论分析、试验研究和数值模拟等多种手段,对煤油燃料超燃冲压发动机燃烧室的性能分析评价方法、方案设计及其优化、点火燃烧性能及其影响因素、内流场结构及其特点进行了系统深入的研究,取得了很多有意义的成果。
提出了超燃冲压发动机燃烧室的性能分析评价方法。
开发了燃烧室两相多组分一元反应流分析程序,为超声速燃烧室方案设计阶段的快速性能评估与设计优化提供了一种有效的手段。
在燃料射流穿透度概念的基础上,提出了燃料射流相对穿透度的概念,并将其成功应用于发动机点火燃烧性能的分析。
进行了338次相同模拟条件、不同发动机点火方式、结构和工作参数下的超燃冲压模型发动机试验,对煤油燃料超燃冲压发动机燃烧室的点火燃烧性能及其影响因素进行了系统的研究。
结果发现,利用全高度支板前缘产生的斜激波可以实现煤油的自燃着火和稳定燃烧,但支板太厚可能致使燃烧室壅塞。
利用半高度后掠支板和氢气引导火焰相结合的点火方式,也可以实现煤油的可靠点火和稳定燃烧。
由于受射流相对穿透度影响,氢气引导火焰的点火特性和燃烧室尺度有关,表现出明显的尺度效应。
当利用点火器强制点火时,存在一个能够点火的能量阈值。
煤油能够维持稳定燃烧且不出现热壅塞的当量比范围与点火方式和燃烧室构型等因素密切相关。
燃料喷注压降和当量比、燃料喷嘴位置、燃料射流相对穿透度、点火方式、燃烧室结构、凹腔火焰稳定器结构等因素影响发动机燃烧室燃烧性能。
【关键词】：超燃冲压发动机燃烧室性能分析设计参数分析点火特性燃烧性能理论分析试验研究数值模拟【学位授予单位】：国防科学技术大学【学位级别】：博士【学位授予年份】：2004【分类号】：V235【目录】：∙目录4-8∙插图目录8-11∙插表目录11-12∙摘要12-13∙ABSTRACT13-14∙符号说明14-18∙第一章绪论18-40∙1．1 超燃冲压发动机研究发展综述18-30∙1．1．1 研究背景18-19∙1．1．2 超燃冲压发动机研究发展简史19-29∙1．1．3 超燃冲压发动机技术发展展望29-30∙1．2 超燃冲压发动机燃烧室工作过程研究现状30-37∙1．2．1 概述30∙1．2．2 关键技术30-32∙1．2．3 研究进展32-37∙1．3 本文主要研究内容37-40∙第二章超燃冲压发动机燃烧室性能分析评价方法研究40-60 ∙2．1 引言40∙2．2 超燃冲压发动机燃烧室性能评价方法40-43∙2．3 两相多组分一元反应流方法43-58∙2．3．1 连续相模型43-47∙2．3．2 离散相模型47-50∙2．3．3 两相耦合模型50-51∙2．3．4 化学动力学模型与组分方程51∙2．3．5 两相多组分一元反应流分析程序编制51-56∙2．3．6 燃烧室性能分析56-58∙2．4 小结58-60∙第三章超燃冲压发动机燃烧室内型面分析60-72∙3．1 引言60∙3．2 超燃冲压模型发动机内型面设计60-65∙3．2．1 发动机内通道几何参数确定61-63∙3．2．2 凹腔、喷注面板、支板设计63-65∙3．3 超燃冲压发动机燃烧室内型面参数分析65-69∙3．3．1 计算条件66-67∙3．3．2 第一燃烧室67-68∙3．3．3 第二燃烧室68∙3．3．4 燃烧室扩张段68-69∙3．4 超燃冲压发动机燃烧室内型面参数组合优化69-71∙3．5 小结71-72∙第四章超燃冲压发动机燃烧室加热规律研究72-80∙4．1 引言72∙4．2 超燃冲压发动机加热规律的特点72-75∙4．3 燃料喷嘴位置对模型发动机性能的影响75-77∙4．4 燃料当量比对模型发动机性能的影响77∙4．5 燃料加热规律的试验研究77-79∙4．6 小结79-80∙第五章超燃冲压发动机点火特性研究80-104∙5．1 引言80∙5．2 燃烧室区域着火与火焰稳定条件分析80-81∙5．3 超燃冲压发动机直连式试验研究基础81-87∙5．3．1 试验系统82-84∙5．3．2 关键试验技术84-87∙5．4 支板诱导斜激波点火特性研究87-90∙5．4．1 8kg/s模型发动机支板诱导斜激波点火特性研究87-88∙5．4．2 2kg/s模型发动机支板诱导斜激波点火特性研究88-89∙5．4．3 试验结果分析89-90∙5．5 氢气引导火焰点火特性研究90-94∙5．5．1 8kg/s模型发动机支板诱导斜激波点火特性研究91∙5．5．2 2kg/s模型发动机支板诱导斜激波点火特性研究91-94∙5．6 点火器强制点火特性研究94-96∙5．7 超燃冲压发动机点火特性影响因素分析96-102∙5．7．1 当量比对模型发动机点火特性的影响97-100∙5．7．2 燃料射流相对穿透度对模型发动机点火特性的影响100-102 ∙5．8 小结102-104∙第六章超燃冲压发动机燃烧性能研究104-124∙6．1 引言104∙6．2 超燃冲压发动机燃烧效率分析104-111∙6．2．1 超燃冲压发动机效率分析104-106∙6．2．2 超燃冲压模型发动机燃烧效率计算方法106-109∙6．2．3 直连式超燃冲压模型发动机燃烧效率计算实例109-111∙6．3 超燃冲压发动机燃料喷注方案研究111-114∙6．3．1 燃料喷注方案构成因素分析111-112∙6．3．2 喷嘴位置对超燃冲压发动机性能的影响112-113∙6．3．3 喷注压降对超燃冲压发动机性能的影响113-114∙6．4 支板凹腔结构对超燃冲压发动机性能影响分析114-116∙6．4．1 支板凹腔阻力特性研究114-115∙6．4．2 支板凹腔结构对超燃冲压发动机性能的影响115-116∙6．5 燃料射流相对穿透度对超燃冲压发动机性能影响分析116-119 ∙6．5．1 燃料射流穿透度的经验计算公式116-117∙6．5．2 燃料射流相对穿透度对发动机性能影响分析117-119∙6．6 燃料当量比对超燃冲压发动机性能影响分析119∙6．7 点火方式对超燃冲压发动机性能影响分析119-122∙6．8 小结122-124∙第七章超燃冲压发动机燃烧室工作过程数值仿真124-146∙7．1 引言124-125∙7．2 燃烧流动控制方程125-128∙7．2．1 气相控制方程125-127∙7．2．2 液相控制方程127-128∙7．3．物理模型128-132∙7．3．1 湍流模型128-129∙7．3．2 喷雾蒸发模型129-130∙7．3．3 相间耦合模型130∙7．3．4 化学动力学模型与组分方程130-132∙7．4．数值计算方法132-133∙7．4．1 网格生成132∙7．4．2 边界条件132-133∙7．5 计算结果与分析133-144∙7．5．1 模型发动机冷态流场的数值仿真133-136∙7．5．2 模型发动机燃烧流动过程的数值仿真136-144∙7．6 小结144-146∙第八章结束语146-149∙8．1 结论146-147∙8．2 对未来研究工作的展望147-149∙致谢149-151∙参考文献表151-165∙附录A．热力学函数温度系数表165-167∙攻读博士期间所发表论文及撰写报告167下面是赠送的范文，不需要的朋友可以下载后编辑删除2013党风建设心得体会范文按照上级的统一部署，我们认真组织开展了党风廉政建设教育活动。
超燃冲压发动机试验研究的国外动态
模块发动机试 验于 １７ ２— １ ７ ９ ７ ９
年 建 立 的．１７ 年 开 始 使 用。 ６ ９
整 体 式 模 型 试 验 ，１ ９ ９ ８年 到 现
在 推 进 了 Ｈｙ ｅ 计 划 （ 见 后 ｐ ｒＸ 详
面 ５ ，２ ０ ） ０ １年 及 以 后 进 行 ｘ ４ ＿３
了 “国 家 空 天 飞 机 计 划 ” （ ＮＡｓ ． 目的 是 发 展 单 级 人 轨 Ｐ） 实 验 型 飞 行 器 （ 一０ １ ８ Ｘ ３ ） ５年 ９ 制 造 并 试 验 了 第 一 个 ＮＡＳ 发 Ｐ 动 机 ９ ０年 代 初 进 行 了 大 尺 寸
（ ４Ｉ ｌ］ ４０ ２ｊ ｌ １ Ｘ ６ｍ ｍ × ３ ６０ ｌ ６ｍ ｍ ）
机 的 自 由射 流 试 验 设 备 ．其 中 两 个是较常用 的缩 比模型试 车 台： １ ）氢 燃 料 补 ０ 燃 烧 加 热 试 车 台
（ ＣＨＳ ＴＦ） ；２）电 弧 加 热 试 车 台 （ ＡＨＳ ＴＦ） 两 者 都 是 为 了 进 行
１ ０的 高 超 声 速 激 波 风 洞 在 ９ Ｏ年 代 初 也 进 行 过 大 尺 寸 ＮＡＳＰ发 动机模型试验 。 ３ 自 由射 流 试 验 中 应 注 意 的 事
１ 从 美 国 研 究 的 历 史 看 超 燃 冲 压 发 动 机 的 发 展 历 程 由于 高 速 飞 行 的 需 要 ，上 世
纪 ６ ０年 代 初 人 们 认 识 到 超 燃 冲 压 发 动 机 作 为 高 Ｍａ数 飞行 的 动
力 装 置 ， 性 能 比 火 箭 更 优 。 因 其
Ｘ ２ ３ ｍ × １ｊ ４ ｍ ）试 验 。 ０ｒ ａ ２ｒ ａ
２ 试 验设 备 建设 情 况 设 备 是 试 验 研 究 的基 础 ，表 ｌ所 列 是 美 国研 究 超 燃 冲压 发 动
超燃冲压发动机研究进展与思考
。
的超燃 冲压 发 动机 的 飞 行演 示试 验 目前
、
,
计 划 国 防 高 级 研 究计 划 局 和 海 军 的
年
,
月进 行 了
。
缩尺 飞 行器 马赫数
。
的 自主飞 行 试验
,
己演化 为
, ,
一
飞行 器
计划 在
年进 行 飞 行 试验
。
显然
,
,
美 国已
正 在开
开 始从 地 面试 验 向飞 行试 验全 面 过渡
中国力 学学会 学术 大会
认
超燃冲压 发 动机 研 究进 展 与思 考
张新宇
陈立 红
,
中 国 科 学 院力 学研 究所 高温 气体 动 力学 重点 实验室
北京
超 燃 冲压 发动机 相 关研 究在 国外 已开 展 了 速 发展 中 国该领 域技术 途 径至 关 重 要
。
年
,
,
而 中国 仅 有
年 的历 史
、
机 的过渡 因 此 需要 突破 三 个 关键 技 术 问题 提 高 发动机性 能 学 问题的 研究 机 理 和规律 的掌 握 是突破 关 键技 术 的捷 径
。
热管 理 结构 设计和 轻 量化
。
基 础科
,
,
规 模也 有 限
。
要迅
,
需要参 考 国外 的经 验
结 合 国 内现 有 的基 础
开 拓一 条符 合 国情 有特 色 的
。
美 国在 加 年 月 和 月 分 别进 行 了马赫 数 和 美 国主 要 执行 的高超 声速飞 行 器 相 关 重 大 计划 有 空军 的
计划等 主 要应用 目标 都是 高超 声速 巡 航 导 弹
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。
对精确制导武器的分析
1 . 1 . 4 作战效益高 精确制导武器虽然制造成本 高, 但是由于它具有较高的命中 率, 通常用于攻击高价值的重要 目标 , 因而 具 有较 高 的作 战 效 益。 1 . 2 精确制导武器的缺点 1 . 2 . 1 系统组成复杂 , 技术保 障环节较多 每一种精确制导武器都是由 一些复杂系统组成的 , 技术保障 要求高, 环节多, 且任何一个部 分出现故障或某一个环节配合出 现差错, 都将影响武器效能的发 挥。 1 . 2 . 2 制导系统易受干扰 尽管精确制导武器的抗干扰 能力在不断提高, 但任何一种精 确制导武器的抗干扰手段都是有 限的 , 不可能对各种干扰手段都 进行有效的对抗。就一种新型制 导武器而言, 对方一旦掌握了它 的主要技术参数, 并对其实施干 扰, 它的作战效能便大打折扣。 1 . 2 . 3 易受战场环境和气象条 件的影响 由于精确制导武器探测器搜 索视野存在 死区 , 对高地的反 斜面、谷地、森林等地域, 其打 击效果有限。除采用微波技术进 行制导的精确制导武器外, 采用
质性摧毁效果外, 还具有瘫痪和 打击士气的作用。这样 , 决策者 可以灵活地把精确打击与外交活 动结合在一起 , 在别国领土的一 些地区甚至大城市自由地使用武 力, 有区别地和精确地袭击特定 目标。从战略意义上说 , 这可以 作为强大的威慑武器。 2 . 4 保证了经济承受能力 精确制导弹药虽然比普通弹 药贵 , 但完成一项任务需要的弹 药总数量却大大减少。美国兰德 公司的研究表明, 对大多数目标 来说, 一枚精确制导武器等于 35 枚非制导武器的效果。考虑到作 战的综合因素 , 从完成整个任务 的角度来看, 精确制导武器在经 济上是合算的、承受得起的。 3 精确制导武器技术分析 3 . 1 微型精密惯性陀螺技术 惯性技术的发展表明: 从传 统的机械转子型陀螺向固态陀螺 仪 ( 激光、光纤和半球谐振陀螺 仪 ) 转移, 并进一步向以半导体 硅为基本材料的微机械振动陀螺 发展 ; 从框架式平台系统向捷联 系统转移 ; 从纯惯性捷联系统向 以惯性系统为基础的多体制导航 组合系统发展 , 成为今后惯性技 术发展的总趋势。 在中高精度姿态方位参考系 统 ( AH RS ) 和 捷 联 式 惯 导系 统 (SI N S)中 , 光纤陀螺仪和激光陀 螺仪占有重要位置。随着光纤通 信技术和光纤传感技术的发展, 传统的机电式陀螺仪将被激光陀 螺仪所取代, 光纤陀螺仪又将取 代激光陀螺仪 , 光纤陀螺仪 ( 干 涉型 )是用于惯性制导和导航的 关键技术。
军事强国加紧研制高超音速武器_四大技术待突破
军事强国加紧研制高超音速武器四大技术待突破高超音速武器备受青睐高超音速武器是指以超高音速飞行技术为基础、飞行速度超过5倍音速的武器。
自20世纪50年代末开始探索超音速燃烧冲压发动机技术以来，美国、俄罗斯、德国和澳大利亚等国在20世纪90年代初陆续取得了技术上的重大突破，并相继进行了地面试验和飞行试验。
试验表明高超音速技术已经从概念和原理探索和基础研究阶段，进入以某种高超音速飞行器为应用背景的先期技术开发阶段。
冷战期间，美国曾提出多个高超音速飞行器的发展计划，如超燃冲压发动机导弹和国家“空天飞机”计划等，都中途夭折，但在关键技术方面还是取得一系列重大突破，从而为实际飞行器的工程设计奠定了坚实的技术基础。
1996年，美国对高超音速飞行器的发展进行调整，降低近期的发展目标，确立分阶段逐步发展的思路，选择以巡航导弹为突破口，而后转入其他飞行器与天地往返运输系统。
目前，高超音速巡航导弹已进入工程研制阶段，美国正在实施多项研究计划，目标是研制速度6—8马赫、射程1200千米左右的高超音速巡航导弹。
同时，以高超音速飞机等为应用背景的高超音速系列飞行试验研究也在进行中，如X-51A“驭波者”高超声速无人机。
俄罗斯在高超音速技术领域也处于世界领先地位。
俄早已拥有“白蛉”“宝石”等多种冲压发动机推进的导弹，它们为高超音速研究奠定了坚实的基础。
目前，俄罗斯高超音速技术已进入飞行验证阶段，正在研究更接近于实际的飞行器布局。
此外，俄罗斯还正在研制“下一代发射技术”高超音速试验飞行器，该飞行器采用氢燃料超燃冲压发动机，飞行马赫数达6—14马赫，已进行了大量的地面试验和风洞试验。
四大关键技术亟待突破高超音速飞行的飞行马赫数范围很宽，要跨越亚音速、跨音速、超音速3个阶段，才能进入高超音速阶段。
当飞行器从稠密大气层冲向稀薄大气层时，空气密度的巨大变化给飞行器的设计带来很大困难。
因此，超音速技术必须突破四大关键技术问题。
高超音速推进技术。
IHPTET计划_介绍
美国高性能涡轮发动机技术（IHPTET）研究计划简介1、综合高性能涡轮发动机技术计划1988年，美国空军首先发起制订并实施高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划，空军、海军、陆军、国防部预研局、NASA和七家主要发动机制造商都参与了这项计划。
计划总的目标是到2005年使航空推进系统能力翻一番，即推重比或功率重量比增加100%~120%，耗油率下降15%~30%。
也就是说，要用15~20年时间取得过去30~40年取得的成就，生产和维修成本降低35%~60%。
可以说，航空推进技术正呈现出一种加速发展的态势。
在欧洲，以英国为主，意大利和德国参与共同实施了先进核心军用发动机计划的第二阶段（ACME-Ⅱ），英国和法国又联合实施了先进军用发动机技术（AMET）计划。
ACME-Ⅱ的目标是在2005~2008年验证推重比18~20、耗油率降低15%~30%、制造成本低30%和寿命期费用低25%的技术。
俄罗斯也有类似的计划，其目标是在2010~2015年验证的技术，与俄罗斯的第五代发动机相比，重量减轻30~50%，耗油率减少15~30%，可靠性提高60%~80%，维修工作量减少50%~65%。
美国的IHPTET计划，它采取变革性的技术途径，综合运用发动机气动热力学、材料、结构设计和控制方面突破性的成就，大大提高涡轮前温度，简化结构，减轻重量，实现最佳性能控制，最终达到预定的目标。
计划投资50亿美元，以1995、2000和2005财年分为三个阶段，分别达到总目标的30%、60%和100%。
目前，第二阶段的任务已经完成，第三阶段计划正在实施中，已进入核心机的验证机试验阶段。
下面将以涡喷/涡扇发动机技术为例说明其进展。
●第一阶段军方选普拉特·惠特尼公司为主承包商，通用电气公司为备选承包商。
以普拉特·惠特尼公司的XTE65/2验证机为代表，在1994年9月的试验中已经达到并超过了第一阶段的目标--推重比增加30%，涡轮进口温度比现有先进发动机高222℃，超过目标55℃。
超燃冲压发动机
二是超燃冲压发动机的缺点是在静止状态下不能自行启动，须用助推方法将其推进到一定速度后才能有效工 作，且其低速性能不好。
研究人员在工作中进行了标准和并行的设计。如果SJX61－1工作的好，将保持现有的设计不变，但是，如果 性能比预想的差，将用SJX61－2做替代。
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，在"鲁棒的超燃冲压发动机"计划下，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。替代的方案是在低的速度下飞行，以减少达到正确热平衡的热负荷。
超燃冲压发动机的机体/发动机的一体化设计是非常复杂的技术，包括气动力一体化、结构设计一体化、燃料 供应和冷却系统设计一体化和调节控制设计一体化。
这两项技术是超燃冲压发动机的基本技术，由于高超声速推进系统极高的热负荷，因此需要耐高温的陶瓷基 复合材料、碳/碳复合材料，同时需要燃料在工作过程中完成许多部件的冷却任务。低温液氢是吸引人的燃料和冷 却剂，但它的密度太小，需要较大的容积。对于导弹来说，由于机动性和长时间储存要求，需要更合适的吸热燃 料。
发展历史
用超燃冲压发动机来做推动力并不是一个新概念。国外超燃冲压发动机技术的发展已有50多年的历史。20世 纪90年代，，最早的专利就记录在案了。60年代中期，一些超燃冲压发动机已经进行过飞行试验，最高速度达到 马赫数7.3。通用电气公司、联合技术公司、马夸特公司、约翰·霍普金斯大学APL实验室以及NASA兰利研究中心 等研制出典型的氢燃料超燃冲压发动机（相同燃料也用于航天飞机和其他液体火箭助推器）。
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)
超燃冲压发动机新技术综述_李宁
2． 2 关键技术 1） 超燃燃烧室内流场的释热可压混合层技术。
由于亚燃燃烧室中的富油燃气和热空气在进入超燃 燃烧室中会产生轴向的混合层，而超燃燃烧室的补 燃主要在这层进行，发动机复杂的结构使其内部的 流场非常复杂。如何设计这两股气流交汇处底部尺 寸、调节气流参数使这两股压力不匹配的气流能够 在底部流动、混合层和激波互相影响的复杂流场中 充分混合、高效稳定的燃烧是关键所在，而目前有 关这方面的研究还很不足。
近年来，美国制定了 HyFly 高超声速巡航导弹 计划，目的就是为了通过飞行试验验证以碳氢燃料 双燃烧室冲压发动机为动力、马赫数为 6． 5、巡航 高度 27 km、射程 1 100 km 的高超声速导弹方案。 其发动机采用自由射流轴对称结构，进气道为环形 设计，被分成 6 个部分，2 个向亚燃燃烧室提供气 流，另外 4 个向超燃燃烧室提供气流。
2） 亚燃燃烧室设计。亚燃燃烧室主要需要解 决如何确定喷管的声速截面积，确定出口参数和如 何使碳氢燃料充分裂解的问题。
3） 超燃进气道与燃烧室的匹配问题。由于发动机 工作马赫数范围宽，高度跨度大，再加上机动等使进 气道的波系配置变化很大，因而使进气道出口的气流 参数变化大，对燃烧的高效稳定有很大的影响。 ·88·
1 双模态超燃冲压发动机 超燃冲压发动机在 Ma = 6 以上的性能远高于
亚燃冲压发动机，但是，当来流速度低于 Ma = 4 时，其并不能有效地工作，速度更低时，甚至无法 自启动。因此，为了扩大冲压发动机有效工作马赫 数的上下限，人们自然想到了将亚燃与超燃冲压发 动机合二为一，双模态冲压发动机便由此诞生。 1． 1 结构原理
HyFly 计划在 2004 年进行了第一次助推试验 飞行器（ BTV） 试验； 2005 年进行了分离试验飞行器
一种以PMMA为燃料的超燃冲压发动机燃烧室的数值模拟
一种以PMMA为燃料的超燃冲压发动机燃烧室的数值模拟1)杨明2)，孙波（南京理工大学航空宇航系，江苏南京210094）摘要：依据以色列的一种固体燃料超燃冲压发动机的实验研究进行数值模拟以期建立较为合理的数值计算模型。
使用数值模拟软件分别对超燃冲压发动机燃烧室的初始状态以及启动后的燃烧流动进行数值模拟。
模型中发动机燃烧室以及扩张段的壁面均为PMMA固体燃料，在处理燃料加质边界时采用用户自定义函数方式给定。
数值模拟结果显示：燃烧室固体燃料壁面的燃料退移速率与实验测得的燃料退移速率有一定差异，但是整个燃面沿轴向的燃速分布规律与实验值近似；沿轴向的燃面附近的压力分布与实验数据较为吻合。
研究结果表明本文所建立的数值计算模型较为合理，对固体燃料超燃冲压发动机的理论研究具有一定参考价值。
关键词：超燃冲压发动机；数值模拟；PMMA；流场特性；燃料退移速率；引言冲压发动机作为一种吸气式发动机，在M≥3的时候，其有力的表现证明其相比较涡轮式发动机的优越性，特别是在M≥5的高超声速飞行状态下显得更为突出。
美国，法国，俄罗斯，日本等国家提出的高超声速飞行器推进技术方案，主要选择以超声速燃烧冲压发动机（简称超燃冲压发动机或Scramjet）为主体组合式动力装置，Scramjet的燃烧室的原理和结构相对简单，但其工作过程却十分复杂，高超声速飞行条件下，空气经过进气道，隔离段增压减速到达燃烧室中相对飞行器还保持超声速流动。
由于描述超声速流动中燃烧现象的数值模型非常复杂，超声速流动中的燃烧现象数值模拟相比较常比热完全气体流动难度很大，仅考虑非平衡流动数值模拟，现阶段精确描述超声速流动的燃烧流动的数学模型与耦合化学反应动力学模型的流动控制方程的求解存在着矛盾。
考虑两相流和湍流以后，相关的理论模型和数值计算方法显得更不成熟。
[1]国外开展固体燃料超燃冲压发动机研究的主要有美国海军研究生院、宾夕法尼亚州立大学、以色列工学院三家单位，他们对固体燃料超燃燃烧室进行了大量的直联式试验和数值模拟研究，国内尚无该领域研究的报道。
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。
航天科工集团刘兴洲-高超声速技术研究和发展
X－43A的Ma＝10飞行试验的特点： 1) 在地面上只进行了工作时间5ms的激波风洞 试验，为更高Ma数的发展提供了经验； 2) 飞行器产生了有效推力，达到了推阻平衡； 3) 验证了气动力热，駐点温度达3310K，头部表 面温度达2255K; 4) 垂尾改为增强碳/碳材料前缘，并增加了涂层； 5) 加大了头部钝度，减轻了头部脱体激波加热； 进气道唇口冷却。 这一次飞行试验又一次打破了世界记录.
（3）在军事上，可研制成空天飞机，高 超声速飞机，高超声速武器，高超声速 武器的出现，必将给未来战争带来一些 重大变化，是武器装备实现跨越式发展 新的生长点。
高超声速飞行器关键技术
1. 超燃冲压发动机技术； 2. 内外流一体化气动设计技术； 3. 材料/结构与热防护技术; 4. 导弹总体一体化设计技术; 5. 制导控制技术等. 本文主要讨论超燃冲压发动机技术的研 究和发展。
高超声速技术 研究和发展
刘兴洲 航天科工集团三十一所 200807
内容
1. 前言 2. 国外超燃冲压发动机技术的发展 3. 超燃冲压发动机关键技术 4. 国内超燃冲压发动机研究工作 5. 发展目标 6. 结束语
1 前言
随着技术的发展，特别是信息时代的 需要，要求实时到达，要求发展高超声 速飞行器； 目前高超声速飞行器技术受到日益重 视。
X-51A试验 1）在地面试验中，模拟不同的真实的飞行条 件下进行试验：包括飞行M数连续变化，飞行 时间，纯净空气（污染空气的影响），热负荷 ，装载发动机时飞行器的性能。 2）获取具有主动冷却，自主控制的超燃冲压 发动机飞行试验数据。
Hyper-X计划目的是 1) 验证试验技术; 2) 验证计算方法和设计分析工具； 3) 验证使用氢燃料和炭氢燃料超燃冲压发 动机的飞行器技术； 4) 验证使用组合循环发动机的飞行器技 术。
2004年吸气式推进技术进展
2004年吸气式推进技术进展
胡晓煜
【期刊名称】《燃气涡轮试验与研究》
【年(卷),期】2005(018)002
【摘要】2004年,吸气式推进技术取得了很大进展.有大量的民用发动机获得或接近获得FAA合格证,F135和F136联合攻击机发动机都进行了全尺寸的发动机地面台架试车,发动机技术计划继续取得成功,采用超燃冲压发动机的X-43在第2次和第3次飞行试验中成功验证了可控加速飞行,达到了M7和M10的飞行速度.【总页数】7页(P49-55)
【作者】胡晓煜
【作者单位】中国航空工业发展研究中心,北京,100012
【正文语种】中文
【中图分类】V23
【相关文献】
1.超低轨吸气式螺旋波电推进概念研究 [J], 任琼英; 葛丽丽; 郑慧奇; 丁亮; 李涛; 周靖恒; 唐振宇; 彭毓川; 赵华
2.吸气式电推进系统可行条件分析 [J], 杨兆伦; 郭宁; 陈学康; 颜能文; 王聪
3.吸气式电推进集气装置的特性仿真 [J], 卢思宇;张尊;邓宏武;汤海滨
4.《推进技术》吸气式推进英文专刊征稿启事 [J],
5.兰州空间技术物理研究所吸气式电推进技术进展 [J], 吴先明;耿海;贾连军;蒲彦旭;贺亚强;王尚民;李艳武
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超燃冲压喷气发动机飞行器X_51A的巧妙设计
果 。阐述了超燃冲压飞行器的工作原理 , X 51A 超燃冲压发 动机飞行器为克 服冲击 波 、高温 等严 酷环境 采取 的技术 措 施 , 分析了超燃冲压发 动机在远距离打击武器 、超高速民用 航空和卫星运载工具 方面的潜在用途 。 关键词 弹 超燃 冲压发 动机 X 51A 火箭 导
超燃冲压发动机将使航空器的飞行速度有重大 突破, 从而引发自喷气发动机取代螺旋桨发动机以 来航空技术的又一次更为深刻的革命。 1 X 51A 的首次飞行试验 1 . 1 项目发展背景 2010年 5 月 26 日, 美国空军在南加州太平洋 靶场进行了 X 51A 的首次动力飞行试验。 X 51A 是一项不载人的超燃冲压发动机演示飞 行器计划 , 它由美 国空军、国 防高级研 究计划局 ( DARPA ) 、国家航空航天局、波音公司和普惠公司 洛克达因分公司合作开展。 追溯 20 世纪 90年代, 空军研究实验室曾有一 个极高超声速推进计划 ( H yT ech) , 并由普惠公司 洛克达因分公司为其开发一种碳氢燃料的超燃冲压 发动机 , 这正是今天 X 51A 使用的 SJX61 发动机的 雏形。 超燃冲压发动机是这个项目最关键的技术, 为 试验超燃冲压发动机的飞行性能, 专门设计了一种 发动机 /飞 行器一体、能够自由飞行的演示飞行器。
图 4 X 51A 超燃冲压喷气发动机试飞器示意图
气中捕获大量的空气, 因而飞行器的外形设计得像 一个巨大的空气铲 ( 如图 4 所示 )。超燃冲压发动机 的外 形、进气 口、气流通 道的设计 是很复杂 的工 作, 需要计算机反复模拟气流场、实物进行风洞试 验, 对气流通路和轮廓赋形, 逐步逼近达到最佳, 这是一项耗时长、费用高的工作。
白延隆 白 云
摘
要
介绍了 X 51A 飞行器的第一次飞行试验 及结
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国外超燃冲压发动机技术的发展2004-10-25高超声速飞行器（飞行M数超过声速5倍的有翼和无翼飞行器）是未来军民用航空器的战略发展方向，被称为继螺旋桨、涡轮喷气推进飞行器之后航空史上的第三次革命。
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一。
国外超燃冲压发动机技术的发展已有50多年的历史。
20世纪90年代，超燃冲压发动机技术取得了重大突破，目前已从概念和原理探索阶段进入了以飞行器为应用背景的先期技术开发阶段。
预计，到2010年，以超燃冲压发动机为动力的高超声速巡航导弹将问世。
到2025年，以超燃冲压发动机为动力的高超声速轰炸机和空天飞机将有可能投入使用。
本文将首先介绍超燃冲压发动机的基本概念、主要类型和性能特点，然后对各国超燃冲压发动机技术的研究进展和研究计划进行介绍，最后指出发展超燃冲压发动机的关键技术。
超燃冲压发动机的基本概念与主要特点超燃冲压发动机是指燃料在超声速气流中进行燃烧的冲压发动机。
在采用碳氢燃料时，超燃冲压发动机的飞行M数在8以下，当使用液氢燃料时，其飞行M数可达到6~25。
超声速或高超声速气流在进气道被扩压到较低超声速，然后燃料从壁面和/或气流中的突出物喷入，在超声速燃烧室中与空气混合并燃烧，最后，燃烧后的气体经扩张型的喷管排出。
超燃冲压发动机具有结构简单、重量轻、成本低、比冲（单位质量流量推进剂产生的推力）高和速度快的优点。
与火箭发动机相比，超燃冲压发动机无需携带氧化剂，因此，有效载荷更大，适用于高超声速巡航导弹、高超声速航空器、跨大气层飞行器、可重复使用的空间发射器和单级入轨空天飞机的动力。
超燃冲压发动机的主要类型经过多年的发展，国外已研究设计过多种超燃冲压发动机的方案。
主要包括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和超燃组合发动机等。
其中，双模态冲压发动机和双燃烧室冲压发动机是研究最多的两种类型。
（1）亚燃/超燃双模态冲压发动机亚燃/超燃双模态冲压发动机是指发动机可以亚燃和超燃冲压两种模式工作的发动机。
当发动机的飞行M数低于6时，在超燃冲压发动机的进气道内产生正激波，实现亚声速燃烧；当M数大于6时，实现超声速燃烧，使超燃冲压发动机的M数下限降到3，扩展了超燃冲压发动机的工作范围。
目前，美国、俄罗斯都研究了这种类型的发动机，俄罗斯多次飞行试验的超燃冲压发动机就是这种类型的发动机。
NASA即将进行飞行试验的也是这种类型的发动机。
这种超燃冲压发动机可用于高超声速的巡航导弹、无人驾驶飞机和有人驾驶飞机。
（2）亚燃/超燃双燃烧室冲压发动机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。
这种方案技术风险小，发展费用较低，较适合巡航导弹这样的一次性使用的飞行器。
目前，掌握该技术的主要是美国霍布金斯大学的应用物理实验室。
（3）超燃组合发动机尽管超燃冲压发动机有许多优势，是高超声速飞行器的最佳吸气式动力，但它不能独立完成从起飞到高超声速飞行的全过程，因此人们提出了组合式动力的概念。
早在50年代对超燃冲压概念进行论证时，人们就提出了以超燃冲压为主的组合式动力的方案。
这种方案的M数范围是0~15甚至25，用于可在地面起降的有人驾驶空天飞机。
至今，已经研究过的组合式超燃冲压发动机类型很多，包括涡轮/亚燃/超燃冲压、火箭/超燃冲压等。
这种发动机将成为21世纪从地面起降的空天飞机的动力。
国外超燃冲压发动机的发展从20世纪50年代人们就开始研究超燃冲压发动机，最初的应用目标是单级入轨的飞行器、远程高速飞机和远程高超声速导弹。
从90年代开始，重点转向巡航导弹用超燃冲压发动机的发展。
目前，美国、法国、俄罗斯、加拿大、德国、印度、意大利等国都在发展M数4~8、射程1000千米以上的巡航导弹用超燃冲压发动机。
采用碳氢燃料、M数3~8的双模态超燃冲压发动机已结束地面试验验证，进行了飞行试验。
预计，到2010年，以超燃冲压发动机为动力的高超声速巡航导弹将问世。
到2025年，以超燃冲压发动机为动力的高超声速空天飞机将有可能投入使用。
（1）俄罗斯俄罗斯从60年代开始研究超燃冲压发动机，目标是M数5~7的民用运输机、单级入轨航天飞机和高超声速巡航导弹。
俄罗斯中央航空发动机研究院是超燃冲压发动机的权威研究单位，20世纪80年代，该研究院与中央空气流体动力研究所等单位合作进行了"冷"高超音速技术发展计划，主要研究试验用矩形和轴对称双模态超燃冲压发动机。
1991~1998年，共进行了5次超燃冲压发动机的验证性飞行试验，飞行M数最高 6.5，发动机使用的是氢燃料。
其中第二、三次与法国合作，第四、五次与美国合作。
据称第二次是最成功的，获得的数据最全。
目前，该研究院正在进行速度为 6~7倍声速的高超声速飞行器用超燃冲压发动机的技术研究，应用目标是军民用高超声速飞行器。
目前，该研究院正在研制高超声速有翼飞行器，采用3台超燃冲压发动机。
该项目目前还处在基础研究阶段，其缩比模型已进行了风洞试验。
中央航空流体动力研究所是俄罗斯重要的超燃冲压发动机技术研究机构。
目前，该研究所正与俄彩虹设计局及德国一些部门合作进行导弹用M数5~7的超燃冲压发动机的研究，这种发动机的进气道呈三级斜面形状，目前已经进行了连接式和自由射流式试验，今后将进行飞行试验。
同时，该机构将为俄罗斯空间局（RSA）的一项飞行试验计划（"鹰"计划）研制M数6~14、氢燃料、双模态的超燃冲压发动机。
该计划将发展一种与NASA的Hyper-X相似的机体 /发动机一体化的高超声速试验飞行器，发动机由三个模块组成，进气道的喷管位于机体下方。
目前还未找到合作伙伴。
"联盟"航空发动机科研生产联合体是俄航空发动机的重要研制单位，近年来，除为中央航空发动机研究院试制轴对称超燃冲压发动机外，还独立开发试验发动机，该单位设计了M数5~6的双模态冲压发动机，计划在导弹改装的试飞器上进行飞行试验。
（2）美国美国是开展超燃冲压发动机技术研究较早的国家，目前NASA、空军和海军都有自己的发展计划。
NASA从1965年开始研究超燃冲压发动机技术，目标是有人驾驶飞行器和单级入轨飞行器的动力。
1996年，美国NASA在历时8年、耗资30亿美元的 NASP（国家空天飞机）计划被终止之后，又开始实施投资1.7亿美元的高超声速飞行器试验计划（Hyper-X），研究用于高超声速飞行器（M数10）和其他可重复使用的天地往返系统的超燃冲压发动机与一体化设计技术。
该计划将对3架无人驾驶研究机X-43进行飞行试验，发动机采用氢燃料的双模态冲压发动机，机身和发动机采用一体化设计。
X-43A的第1次飞行试验是在2001年6月，不过，试飞以失败告终。
2004年3月27日，X-43A在第2次飞行试验中成功地达到M数7的速度，成为世界上飞行速度最快的以空气喷气发动机为动力装置的飞行器。
预计，2004年9月或10月，该计划将进行最后一次M数10的飞行试验。
为保持NASA高超声速技术的持续发展，NASA计划从2006年开始一个适度的Hyper-X后继计划。
新计划将是在X-43A之后非常低水平的高超声速技术发展计划，将进行基础性的技术研究，发展新的可变几何、能在更大M数范围工作的超燃冲压发动机。
还将重点发展重量更轻、耐高温性能更好的发动机新材料。
第一个5年的工作重点可能是M数5~6的飞行器，第二个5年的工作重点是M数8~9的飞行器，第3个5年将发展M数13~15的飞行器。
计划的目标是经过5年的发展，技术准备达到能发展真实飞行器的水平。
美国空军在50年代末开始超燃冲压发动机的研究，目标是单级入轨的飞行器。
1995年，美国空军开始实施高超声速技术计划（HyTech），目标是验证能够在M数4~8范围飞行、射程1400千米的高超声速导弹用液体碳氢燃料双模超燃冲压发动机的适用性、性能和结构耐久性。
2003年，该计划完成了世界首台飞行重量的碳氢燃料超燃冲压发动机的地面试验。
地面验证发动机（GDE-1）进行了M4.5和M6.5的试验。
下一步将发展采用完全一体化燃油系统的GDE-2验证机。
2004年将开始GDE-2的首次全尺寸试验。
2007年夏天，一种利用GDE-2改型的发动机将开始M数6~7的自由飞行试验，超燃发动机的工作时间为5~10分钟。
如果成功，接下来将在6~9个月后再进行两次飞行试验。
该计划将于2010年结束，2010~2015年，高超声速空对地巡航导弹初步具备作战能力。
美国海军的超燃冲压发动机研究始于60年代初，目标是舰载导弹用发动机。
最初设计的超燃冲压发动机采用分叉模块式进气道、轴对称燃烧室，尾喷管设计考虑了实际气体和粘性的影响。
70年代，海军认为该方案所用燃料态活泼、有毒，不适于舰载导弹，改为使用碳氢燃料的双燃烧室冲压发动机方案。
1997年5 月，海军提出了高超声速攻击导弹计划。
采用M数8的超燃冲压发动机，射程1000千米。
海军的超燃冲压发动机一直由约翰霍普金斯大学的应用物理实验室研制，为双燃烧室冲压发动机，2000年设计和制造了一个全尺寸直连式燃烧室试验件。
目前正在进行全尺寸燃烧室的试验。
2001年，美国DARPA和海军开始了为期4年的"高超声速飞行验证计划（HyFly）"，目标是发展最高巡航M数6、射程1110千米、采用普通碳氢燃料的巡航导弹用超燃冲压发动机。
目前正在进行不同飞行状态（M数6.5、3.5和4）的地面试验。
2003年，作为该计划的主要子承包商，航空喷气公司在NASA兰利研究中心和空军阿诺德工程发展中心（AEDC）进行了多种速度（M数3.5、4.1和6.5）和重要状态的自由射流超燃冲压发动机的试验。
试验模拟了不同的飞行条件，包括不同的飞行高度和不同的燃油喷射器结构，取得了巨大成功。
今后，该公司将对实际飞行重量的发动机制造方法继续进行研究和评估。
在自由射流发动机试验结束后，将进行飞行重量的发动机的地面试验。
2004年将对最终设计进行验证并开始飞行试验，该计划将于2005年结束。
（3）法国法国自20世纪60年代以来一直未间断过高超声速技术的研究。