冲压火箭发动机技术简介
火箭发动机的设计和性能分析
火箭发动机的设计和性能分析火箭发动机作为航天领域中至关重要的组件之一，其设计和性能对于宇航器的飞行和任务执行起着至关重要的作用。
本文将对火箭发动机的设计原理、性能要求以及性能分析方法进行探讨，以期为读者提供对火箭发动机的深入了解。
第一部分火箭发动机的设计原理火箭发动机是通过燃烧推进剂产生的喷射气流产生推力，从而推动宇航器飞行。
其基本组成包括燃烧室、喷管、燃烧剂供给系统以及起动装置等。
火箭发动机的设计原理主要包括推力平衡、喷管设计、燃烧室设计和燃烧剂供给等方面。
推力平衡是火箭发动机设计的关键步骤之一。
在设计过程中，需要通过调整燃烧室和喷管的结构参数，使得火箭发动机燃烧产生的高温高压气体能够顺利喷出，并且形成一定的喷射角度，从而产生推力。
喷管的设计中，需要考虑喷管入口和出口的形状，以及喷管的膨胀比等参数。
燃烧室的设计中，需要考虑燃烧室的容积、燃烧室壁面材料和冷却方式等因素。
燃烧剂供给系统的设计中，需要考虑燃烧剂的储存和供给方式，以及燃烧剂的流量控制等关键问题。
第二部分火箭发动机的性能要求火箭发动机的性能要求直接影响着宇航器的飞行性能和任务执行能力。
主要包括推力、比冲、工作时间和可调性等指标。
推力是火箭发动机的重要性能指标之一，它决定了火箭的加速能力和负载能力。
在设计过程中，需要根据任务需求和宇航器的质量，确定合适数值的推力。
比冲是火箭发动机的性能指标之一，表示单位质量推进剂所能提供的推力大小。
比冲越高，说明火箭发动机的推进效率越高。
比冲的提高对于提高火箭的有效载荷和续航能力具有重要意义。
工作时间是指火箭发动机能够持续工作的时间。
在实际任务中，往往需要火箭发动机能够连续工作一段时间才能完成任务，因此工作时间是一个重要的性能指标。
可调性是指火箭发动机在工作过程中能够适应不同工况的能力。
在不同飞行阶段和任务要求下，火箭发动机可能需要调整推力大小和工作时间等指标，以适应不同需求。
第三部分火箭发动机性能分析方法火箭发动机的性能分析是设计过程中不可或缺的一环。
冲压发动机的工作原理及应用
冲压发动机的工作原理及应用1.压缩阶段：在压缩冲程过程中，活塞向上移动，将气缸中的混合气体通过压缩使其进一步升温。
冲压发动机采用了特殊的冲压设计，通过改变气缸孔的形状和尺寸等参数，实现更高的压缩比。
这种设计可以提高燃烧效率，减少能量的损失。
2.点火阶段：在活塞到达最高点的时候，点火系统将点火器激活，产生一个电火花，引燃压缩的混合气体。
这将导致混合气体的燃烧，产生高温和高压力的燃烧产物。
3.推动阶段：在燃烧产物的推动下，活塞向下移动，将压缩产生的能量转化为机械功。
同时，排气门打开，将燃烧产物排出气缸。
4.冲程重复：活塞再次向上移动，排气门关闭，重新开始压缩阶段。
1.汽车发动机：冲压发动机在汽车领域有着广泛的应用。
其高效率和低排放的特性使得冲压发动机成为汽车制造企业的首选。
并且，冲压发动机还可以实现多燃料的使用，包括传统的汽油和柴油，以及生物燃料等，具有更多的选择余地。
2.船舶引擎：船舶的长时间运行对发动机的耐久性和经济性有着很高的要求。
冲压发动机由于其高效率和低排放的特点，逐渐在船舶引擎中被应用。
由于其较小的尺寸和重量，冲压发动机还可以用于小型的快艇和游艇等。
3.飞机发动机：航空业对发动机的要求非常苛刻，需要具备高比功率、低油耗、低噪音和低排放等特点。
冲压发动机因其高效率和低排放被认为是一种具有潜力的飞机发动机。
它可以提供更高的推力和速度，同时可以减少油耗和碳排放。
4.工业应用：冲压发动机除了在交通工具中的应用，还可以在工业领域中使用。
例如，冲压发动机可以用于柴油发电机组，提供高效率和低排放的电力输出。
此外，冲压发动机还可以应用于农业机械、建筑设备和发电设备等领域。
综上所述，冲压发动机通过特殊的冲压技术，提供了更高的效率和更低的排放，广泛应用于汽车、船舶、飞机和工业等领域。
随着科技的不断进步，冲压发动机的性能将继续提高，为人类交通运输和能源利用带来更多的便利和效益。
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
冲压发动机简介冲压发动机是一种高效且可靠的发动机系统，广泛应用于汽车、航空和航天等领域。
它通过冲击和挤压的方式将燃烧室中的燃料与氧气混合，从而产生高压气体，驱动发动机的转子运转，实现能量的转换。
优势1.高效能: 冲压发动机利用冲击和挤压的方式将燃料和氧气混合，可实现更高的燃烧效率，相较于传统发动机可提高燃料利用率，降低能量损耗。
2.低排放: 冲压发动机在燃料和空气的混合过程中，能够更好地控制燃烧速度和温度，减少燃料中的有害物质产生，降低尾气排放。
3.减少噪音: 冲压发动机相较于传统发动机具有更平滑和连续的燃烧过程，减少了机械运动中的震动和噪音，提升了乘坐舒适性。
工作原理冲压发动机通过一系列冲击波和挤压波的相互作用，将燃料和氧气混合并升温至可燃点。
其工作原理如下：1.进气阶段: 发动机通过进气道引入大量新鲜空气，同时将燃料喷入燃烧室。
2.冲击波阶段: 燃料和空气在燃烧室内迅速混合，并被点火引燃。
由于燃烧过程中燃气的膨胀，产生的高温和高压燃气会形成冲击波。
3.挤压波阶段: 冲击波传播至发动机进气道末端时，会产生挤压波。
挤压波起到将剩余燃气重新压缩至燃烧区域的作用，从而增强燃烧效率。
4.排气阶段: 发动机将燃烧产生的高温低压气体通过排气阀门排出，同时开始新的循环。
应用领域冲压发动机的高效能和环保特性使其在多个领域得到广泛应用，其中主要包括：1.汽车行业: 冲压发动机可以降低燃料消耗和废气排放，提高汽车的性能和经济性，逐渐成为主流的动力系统。
2.航空航天: 冲压发动机在航空航天领域中具有较高的推力和效率，被广泛应用于喷气式飞机、火箭等。
3.可再生能源: 冲压发动机可以利用氢气等可再生能源进行高效燃烧转化，对于推动环保能源的发展具有重要意义。
发展趋势冲压发动机作为一种重要的动力系统，随着科技的不断进步，其发展趋势主要集中在以下几个方面：1.高压比: 随着材料科学和工艺技术的发展，冲压发动机的工作压力将进一步提高，以获得更高的效率和推力。
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 ）
火箭发动机的工作原理
火箭发动机的工作原理火箭发动机是一种能够产生大量推力的动力装置，它是实现火箭推进的核心组件。
其工作原理主要是通过燃烧推进剂产生高温高压的气体，从而将气体与火箭的喷管之间产生的反作用力转化为推力，进而推动火箭前进。
火箭发动机的工作可以简要概括为三个过程：燃烧、膨胀和喷射。
首先是燃烧过程。
火箭发动机一般采用液体燃料和氧化剂，如液氢燃料和液氧氧化剂。
它们在燃烧室内混合并点燃，燃料和氧化剂的反应产生大量热能，同时产生大量高温高压的气体。
这一过程需要引燃系统提供能够点燃燃料和氧化剂的火花。
接着是膨胀过程。
燃烧产生的高温高压气体会通过喷管，以一个较高的速度喷出，从而产生反作用力。
喷管的设计与形状是非常重要的，一般会采用收缩截面的喷管。
喷管内部的气体会受到喷管出口外的大气压力的作用，导致从喷管尖端出来的气体向后进行快速膨胀。
气体的膨胀速度很快，达到声速甚至超过声速。
由于气体从尖端喷出，产生的动量会推动火箭向前方移动。
最后是喷射过程。
火箭发动机喷射出的高速气体为发射装置提供了推力。
根据牛顿第三定律，推进气体向喷管后方喷射，就会产生一个与喷气方向相反的反作用力，即火箭的推力。
推力的大小与喷气速度和喷气量相关，可以通过调整喷口面积和流体的速度来控制。
需要注意的是，为了保证火箭发动机的正常工作，需要满足燃料和氧化剂的供应，同时要保持合适的混合比例，以保证高效燃烧。
此外，还需要有合适的冷却系统，以防止燃烧室内温度过高而导致发动机损坏。
在实际应用中，火箭发动机的工作原理与设计有多种类型。
例如，固体火箭发动机和液体火箭发动机。
固体火箭发动机的推进剂是固体燃料，一旦点燃则无法熄灭，推力具有恒定性，但无法控制。
液体火箭发动机则可以根据需要进行调整和关闭。
总的来说，火箭发动机的工作原理是通过燃烧产生的高温高压气体的膨胀和喷射来产生推力，从而推动火箭前进。
不同类型的火箭发动机在推进剂、喷射方式和控制方式等方面存在差异，但都采用了类似的基本原理。
火箭发动机工作原理
火箭发动机工作原理火箭发动机是实现航天器推进的关键元件，其工作原理由燃料和氧化剂的化学反应推动高速喷出气体，从而产生推力。
本文将从火箭发动机的组成、火箭燃烧过程以及工作原理三个方面进行详细介绍。
一、火箭发动机的组成火箭发动机主要由燃烧室、喷管、燃料和氧化剂四个主要组成部分组成。
1. 燃烧室：燃烧室是火箭发动机的核心部分，是燃料和氧化剂混合并燃烧的地方。
燃烧室内的高温和高压使燃料和氧化剂迅速反应，产生大量高温高压气体。
2. 喷管：喷管是在燃烧室与大气环境之间进行气体排放和喷射的装置。
喷管内的气体受到喷管的收缩作用，形成高速喷射的射流。
3. 燃料：燃料是提供火箭发动机燃烧能量的物质，通常使用液态燃料或固态燃料。
液态燃料如液氢、液氧等，固态燃料如颗粒化的固体燃料。
4. 氧化剂：氧化剂是支持燃料燃烧所需的氧气供应物。
常用的氧化剂有液态氧、硝酸等。
二、火箭燃烧过程火箭发动机的燃烧过程包括起动、燃烧和停止三个阶段。
1. 起动阶段：火箭发动机通过引燃或者点火装置启动，点燃燃料和氧化剂的混合物开始燃烧。
2. 燃烧阶段：燃料和氧化剂在燃烧室内快速燃烧，产生高温高压气体，气体由燃烧室进入喷管，并在喷管内喷射出去。
3. 停止阶段：当燃烧物质耗尽或者控制系统切断燃料和氧化剂供应时，火箭发动机停止工作，并且不再产生推力。
三、火箭发动机的工作原理火箭发动机的工作原理可以通过牛顿第三定律来解释。
牛顿第三定律表明，对任何一个物体施加一个力，该物体将以相同的大小但方向相反的力作为反作用。
根据牛顿第三定律，燃烧产生的气体以极高的速度从喷管中排出，这个过程中，气体对喷管施加一个向反方向的力，而根据牛顿第三定律，喷管也会对气体施加一个大小相等、但方向相反的力。
由于质量差异，推进物质即喷出的气体的加速度较大，产生的反作用力也较大，即产生推进力，使整个航天器得以推进。
总结：火箭发动机是航天器推进的关键设备，它通过燃烧燃料和氧化剂产生高温高压气体，通过喷管将气体喷射出去，从而产生推力。
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
冲压发动机
美国超燃冲压发动机
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。
目前，国外发展较多的超燃冲压发动机包括亚燃/超燃双模态冲压发动机和亚燃/超燃双燃 烧室冲压发动机。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。当发动机飞行 M 数大于 6 时，实现超音速燃烧，当马赫数低于 6 时。实现亚音速燃 烧。目前，美国、俄罗斯都研究了这种类型的发动机，NASA 正在进行飞行试验的就是这种类 型的发动机。亚燃/超燃双燃烧室冲压发动机的进气道分为两部分：一部分引导部分来流进入 亚音速燃烧室，另一部分引导其余来流发动机制动原理进入超音速燃烧室。这种发动机适用于 巡航导弹这样的一次性使用的飞行器。
2 相对气流进入发动机进气道中减速， 将动能转变成压力能（例如进气速度为 3 倍音速时，理论上可使空气压力提高 37 倍）。冲压 发动机的工作时，高速气流迎面向发动机吹来，在进气道内扩张减速，气压和温度升高后进入
燃烧室与燃油（一般为煤油）混合燃烧，将温度提高到 2000 一 2200℃甚至更高，高温燃气随 后经推进喷管膨胀加速，由喷口高速排出而产生推力。冲压发动机的推力与进气速度有关，如 进气速度为 3 倍音速时，在地面产生的静推力可以超过 200 千牛。 3 工作程序
超燃冲压发动机原理与技术分析
本科毕业论文(设计)题目：超燃冲压发动机原理与技术分析学院：机电工程学院专业：热能与动力工程系2010级热能2班姓名：王俊指导教师：刘世俭2014年 5 月28 日超燃冲压发动机原理与技术分析The Principle and Technical Analysis ofScramjet Engine摘要通过对超燃冲压发动机的基本原理与特点的介绍，比较了世界主要国家在超燃冲压理论研究与工程实际中的一些成果；结合高超音速空气动力学以及流体力学的一些基本原理，阐述进气道、隔离段、燃烧室、尾喷管的设计并进行性能分析；列举目前投入应用的几种主流构型及其选择依据；分析主要参数对超燃冲压发动机的影响；最后综合阐述超燃冲压发动机的发展趋势以及用途。
关键词：超燃冲压发动机性能分析一体化设计热循环分析Abstract:Introduction the basic principle and features of scramjet engine, comparison of major powerful countries’ theoretical researches and practical achievements on this project. Expound and analyses the design and property programmes of air inlet、isolator、combustion chamber、tailpipe nozzle with theories of hypersonic aerodynamics and hydrodynamics; Its application in several mainstream configuration and its choice; analysis of the effect of main parameters on the scramjet. Finally, the developing trend of integrated scramjet paper and usesKey words: scramjet engine property analysis integrating design Thermal cycle analys目录1 概述及原理 (1)1.1研究背景与意义 (1)1.2超燃冲压发动机基本原理 (3)1.3国内外相关研究概况 (5)1.4研究内容 (10)2系统一体化研究意义与总体热性能分析 (11)2.1系统一体化研究的意义 (11)2.2 总体热力性能分析 (12)3 超然冲压发动机核心部件设计与性能研究 (17)3.1 进气道设计与性能研究 (17)3.2 隔离段设计与性能研究 (18)3.3 燃烧室设计与性能研究 (20)3.4 尾喷管设计与性能研究 (23)4总结与展望 (28)5结语 (31)6参考文献 (32)1 概述及原理1.1研究背景与意义吸气式高超声速飞行器是指飞行马赫数大于6、以吸气冲压发动机与其组合发动机为动力、而且能在大气层和跨大气层中远程飞行的飞行器。
火箭冲压发动机原理
火箭冲压发动机原理一、引言火箭冲压发动机是现代航空航天领域中应用广泛的发动机类型。
本文将深入探讨火箭冲压发动机的原理及其工作过程。
二、火箭冲压发动机概述火箭冲压发动机是一种将燃料和氧化剂混合燃烧后产生高温高压气体，通过喷射高速气流来产生推力的发动机。
该发动机结构简单，推进效率高，适用于航天飞行器、导弹、火箭等领域。
三、工作原理火箭冲压发动机的工作原理可以分为三个主要步骤：供氧、燃烧和喷射。
1. 供氧火箭冲压发动机需要同时供给燃料和氧化剂以产生燃烧所需的氧气。
氧化剂通常采用液氧，而燃料可以是液态或者固态。
2. 燃烧在火箭冲压发动机的燃烧室中，燃料和氧化剂混合并点燃。
通过燃烧，产生大量的高温高压气体。
这些气体通过喷嘴形成高速气流。
3. 喷射喷嘴的设计使得高速气流从喷口中喷出，产生推力。
根据牛顿第三定律，由于火箭喷出的气体流动速度非常高，反作用力将推动火箭向前运动。
四、优缺点分析火箭冲压发动机具有以下优点：1. 高推力：相较于传统的火箭发动机，火箭冲压发动机能够产生更高的推力。
2. 高效率：火箭冲压发动机在燃烧过程中能够更充分地利用燃料和氧化剂，提高推进效率。
3. 灵活性：由于其结构相对简单，火箭冲压发动机在设计和制造上较为灵活，适应不同的应用需求。
然而，火箭冲压发动机也存在以下缺点：1. 复杂的工艺：制造火箭冲压发动机需要较高的工艺要求，需要精密加工和装配，增加了工程成本。
2. 耐久性问题：由于火箭冲压发动机在燃烧过程中承受极高的温度和压力，对发动机的材料和冷却系统提出了更高的要求，耐久性是一个重要的挑战。
五、应用领域火箭冲压发动机广泛应用于以下领域：1. 航天飞行器：作为航天器的主要推进系统，火箭冲压发动机被用于将航天器送入太空轨道。
2. 导弹武器：火箭冲压发动机具有快速响应和高度可控的特点，被广泛应用于导弹系统。
3. 火箭发射器：火箭冲压发动机被用于火箭发射器的推进系统，实现飞行器的瞬间加速。
4. 航空领域：火箭冲压发动机在航空领域的垂直起降飞机和无人机等领域也有应用。
超燃冲压发动机工作原理
超燃冲压发动机工作原理超燃冲压发动机（SCRAM）往往被认为是最复杂的航空发动机之一。
其高速飞行和超音速飞行速度可以使它达到非常高的推力和效率。
如果您想了解更多关于超燃冲压发动机的工作原理，本文将为您提供有关部件和操作的详细信息。
一、超燃冲压发动机的结构和组成部分1、进气道作为超燃冲压发动机的首个组成部分，进气道的作用是将空气吸入进入发动机中。
气流经过进气口并被压缩，随后经过压缩机。
2、压缩机通过旋转叶片将空气压缩，使得压缩机产生的压力形成热。
这个过程是通过增加内面积来推进压缩机旋转，所以这个过程通常被描述为是“机械注入”。
3、燃烧室经过压缩和加热后的空气和燃料混合物将被引进燃烧室。
该组成部分是发动机的冲压机压力最高的部件之一，它需要将混合物点燃并在极短的时间内燃烧完全。
4、喷嘴燃烧完全后，燃气从喷嘴中高速喷出。
直到这一步骤，这个部件看起来很像一个常规的涡轮喷气发动机。
5、超燃器超音速飞行速度使得空气压力下降很大，怎么才能做到保证正常燃烧呢？这就需要使用超燃器。
当燃气穿过了喷嘴之后，超燃器的组成部分将燃气转化为超声速并加速燃气，进一步提高推力和效率。
6、尾喷嘴这个组成部分主要是用来控制射流角度和推力，从而调整飞行器的航向和姿态。
二、超燃冲压发动机的工作原理SCRAM的工作原理与传统的涡轮喷气发动机不同，它同时使用了超音速气流和高速气流这两种类型的燃气。
当发动机启动并加速时，空气被吸入进入压缩机，接着被压缩成很高的压力。
压缩好的燃气随后经过燃烧室，在这里燃料被引入并燃烧，产生高速燃气释放。
通过超音速的加速，燃气被经过超燃器加速到非常高的速度。
随后，燃气通过尾喷嘴释放，推动飞行器前进。
在这个过程中，燃气在进入尾喷嘴之前，通过超燃器的效应增强了它的速度和压力。
这种操作使得SCRAM发动机的效率和推力特别高，但是代价是它的运作成本也非常高。
三、优势和应用SCRAM发动机虽然具有许多复杂的工作原理和高昂的成本，但它的优点在许多领域是无法比拟的。
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。
啸天神器,冲压发动机
啸天神器,冲压发动机名字来自古埃及冲压发动机的全称为冲压式喷气发动机，其英文名称为Ramjet。
Jet表示喷气发动机，而Ram这个词则大有来头。
公元前1200年，古埃及人发明了冲角（Ram）。
他们把冲角固定在舰艏上冲撞敌舰。
后来，冲角在腓尼基、古希腊和古罗马的桨帆船上得到了大量应用。
借助冲击的速度和力量，冲角能够把敌舰撞出大洞，是一种军舰之间短兵相接的有效武器。
在一些19世纪的蒸汽铁甲舰的前端仍能找到冲角。
X-51A是一种高超声速飞行器。
此类飞行器的发展得益于冲压发动机技术的进步。
这种发动机的发展历史已逾百年。
20世纪初，飞机出现。
逐渐在军舰上消失的冲角（Ram）进入了航空师的研究范畴。
这一次，师们没有让它去冲击军舰，而是让它去冲破重力的束缚，后来又赋予它冲破音障的重大使命。
1913年，法国工程师雷内·劳伦首次提出了冲压发动机的概念。
他认为，当发动机不停地向前冲击的时候，流经进气道的空气会不断地增加压力，这样不用压气机就可以让发动机里的燃料持续燃烧并向后产生推力。
这种发动机只有进气道、燃烧室和喷管三部分组成，中间没有活塞也无需转子（甚至可以没有任何活动部件），构造极简、重量较轻，能够拥有很大的推重比。
劳伦对他提出的新概念很满意，可惜囿于当时的材料和工艺水平，直到抱憾去世，他始终没能制成原型机。
法国在上世纪50年代进行了一系列冲压发动机飞机的尝试。
图片中间为Nord 1500 Griffon战斗机，右边为勒杜克010型飞机。
1915年，匈牙利布达佩斯的工程师阿尔伯特·福诺提出了类似的概念。
他将这种发动机与炮弹结合，发明了冲压喷气炮弹。
这种炮弹能够借助自身动力飞行，即使出膛动能不大也能有超远的射程。
不过，当时的奥匈帝国并不看好这种设计，没有给福诺一张订单。
对于冲压发动机的技术发展来说，这竟是一件好事。
第一次世界大战后，福诺看到了飞机的重要作用，加上他已经对炮弹失去了兴趣，于是开始转行研究冲压喷气飞机，并在1928年向德国提交了一种高空超声速飞机的专利申请。
火箭发动机的工作原理及推力提升方法
火箭发动机的工作原理及推力提升方法火箭发动机作为航天器的动力装置，在现代航天技术中发挥着至关重要的作用。
本文将深入研究火箭发动机的工作原理，并探讨一些推力提升方法。
一、火箭发动机的工作原理火箭发动机是利用推进剂的燃烧产生高温高压气体，并通过喷射出去的气体产生反作用力，实现推力的产生。
整个过程可以分为三个关键步骤：燃烧、膨胀和喷射。
1. 燃烧阶段：推进剂在燃烧室中与氧化剂发生剧烈的化学反应，产生高温高压气体。
燃烧室通常由耐高温材料制成，以承受高温和高压环境。
2. 膨胀阶段：高温高压气体经过喷嘴扩散到喷管中，气体在喷管内部膨胀，从而产生高速气流。
喷管的形状和设计对于推力的产生起着重要的作用。
3. 喷射阶段：高速气流通过喷管出口排出，产生的反作用力推动火箭向前运动，形成推力。
根据牛顿第三定律，喷出的气体产生反作用力，火箭就会获得相等大小的推力。
二、火箭推力提升方法为了提高火箭的推力，科学家们提出了多种方法，下面将介绍其中的几种。
1. 多级火箭：多级火箭是指将多个火箭级联在一起，形成一个整体。
每个级别都有自己的火箭发动机，形成串联的结构。
当每个级别通过其发动机燃烧推进剂产生的推力耗尽后，就会分离该级别，使下一个级别进入工作状态。
多级火箭的主要优势在于推力的逐级增加，使火箭能够有效地克服地球引力。
2. 低温推进剂：传统的火箭使用常温推进剂，如液氢和液氧。
然而，低温推进剂，如液氢和液氮的使用，可以提供更高的比冲和推力。
低温推进剂在燃烧过程中能够产生更高的燃烧温度，使得火箭的喷气速度更快，从而提高推力效果。
3. 固体增压剂：在火箭发动机中添加固体增压剂可以有效地提高燃烧速率和推力。
固体增压剂的加入可以增加推进剂燃烧的速度和强度，从而提高喷气速度和推力。
4. 外推力增强：在火箭发动机外部增加额外的推力装置，如固体火箭助推器，可以有效地提高整个火箭系统的总推力。
这种方法常常被用于将大型火箭从地面发射，以克服地球引力的影响。
固体火箭超燃冲压发动机结构
固体火箭超燃冲压发动机结构固体火箭超燃冲压发动机的结构一般由以下几个主要部分组成：燃烧室、喷管、推进剂、燃料、起爆装置、增压器和控制系统等。
下面我们来详细介绍固体火箭超燃冲压发动机的结构和工作原理。
1. 燃烧室固体火箭超燃冲压发动机的燃烧室是燃烧燃料和氧化剂的地方，它的设计非常关键，直接影响到燃烧效率和推力输出。
燃烧室一般由耐高温高压的材料制成，如金属或陶瓷材料。
燃烧室的内部表面一般会进行特殊的处理，以增加其抗热和抗腐蚀性能。
2. 喷管固体火箭超燃冲压发动机的喷管位于燃烧室的尾部，是气体喷出的通道，其设计对推进效率和推力输出也有重要影响。
喷管一般为锥形或聚焦结构，可以有效地将燃烧产生的高温高压气体加速喷出，产生更大的推力。
3. 推进剂固体火箭超燃冲压发动机的推进剂是燃料和氧化剂的组合，一般采用固体燃料和氧化剂的混合物。
推进剂的选择对火箭的性能和推力输出有重要影响，一般需要考虑推进剂的能量密度、燃烧速度、热值等参数。
4. 燃料固体火箭超燃冲压发动机的燃料一般为固体燃料，如固体燃料推进剂、石墨烯等。
固体燃料具有能量密度高、稳定性好、操作简单等优点，适合用于火箭推进系统。
5. 起爆装置固体火箭超燃冲压发动机的起爆装置用于引燃燃料和氧化剂，在火箭发射前需要通过起爆装置点燃燃料和氧化剂，启动火箭发动机。
起爆装置一般采用电火花或火药点火的方式，能够可靠地引燃推进剂。
6. 增压器固体火箭超燃冲压发动机在燃烧过程中会产生高温高压气体，为了提高燃烧效率和推力输出，通常会使用增压器来增加燃料和氧化剂的压力，促进燃烧反应。
增压器一般采用涡轮增压或液压增压的方式，能够有效提高发动机的性能。
7. 控制系统固体火箭超燃冲压发动机的控制系统用于监测和控制发动机的工作状态，根据需要调节推力输出和燃烧效率。
控制系统包括传感器、执行器、控制器等部分，能够确保发动机的正常运行和安全性。
综上所述，固体火箭超燃冲压发动机是一种高效推进系统，其结构复杂，但在现代航天领域有着重要的应用价值。
国外固体冲压发动机技术研究与发展状况
国外固体冲压发动机技术研究与发展状况2002-06-28闫大庆单建胜摘要本文对国外固体冲压发动机的研究和发展状况进行了全面、系统的介绍，就固体推进剂管道式冲压发动机、固体燃料冲压发动机、固体燃料超音速燃烧冲压发动机，以及含硼固体推进剂等几个方面的技术发展现状、关键技术的探索和解决方法进行了详细的论述，对今后发展提出了建议。
主题词冲压喷气发动机冲压火箭发动机固体燃料冲压发动机含硼固体推进剂１前言目前飞航式导弹正在向超音速和高超音速（Ma＞4～8），中高空(H＞15～40km），超低空（H＜100～300m）和中远程（L＞100km）方向发展，这样就进入了冲压发动机最佳工作领域。
固体火箭冲压发动机是冲压发动机中的一种，燃烧室中的贫氧燃气由固体燃料的燃烧提供。
由于其成本低、易储存、结构紧凑简单等突出优点，是弹用冲压发动机的一种优选方案，受到各国的重视，研制活动非常活跃。
前苏联采用固冲发动机的SAM－6地空导弹已于1967年服役，目前各国还有许多在研型号。
固体冲压发动机一般分为固体推进剂管道式冲压发动机（Solid Ducted Rocket，简称SDR）；固体燃料冲压发动机（Solid Fuel Ramjet，简称SFRJ）；固体燃料超音速燃烧冲压发动机（Solid Fuel Scramjet,简称Scramjet）。
2 SDR的研究状况及关键技术［1～19］固体推进剂管道式冲压发动机(SDR)又称为固体燃气发生器冲压发动机,结构如图1。
称为燃气发生器的主燃烧室内，贫氧固体燃料经预燃气化生成富燃燃烧产物，排入冲压燃烧室（或称补燃室），与从进气道引入的空气（富氧）混合补燃，二次燃烧产物从喷管排出，产生推力。
因仅用吸气式发动机不能零速起动，故冲压燃烧室同时用作助推器，助推药柱燃完后助推喷管抛掉，导弹加速到超音速，并转换到冲压工作状态。
燃气发生器通常有两种构型。
一种是壅塞式，发生器工作压强由一个或多个喷管（或燃气阀）控制。
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亚音速燃烧室中得气流示意图
3.2按燃烧方式分类
• 进气道：捕获空气, 激波系压缩, 提供一定流量、温度、
压力的气流。
• 燃烧室：燃料喷注和燃烧 • 尾喷管：气流膨胀产生推力
超然冲压发动机结构示意图
隔离段：
进气道与燃烧室间的等直通道, 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。
一种水平起飞、水平 降落单级入轨 RBCC飞行器
该种发动机可以工作在空气加力火箭(air-augmented rocket) 或火箭空气引射、冲压（ramjet）、超燃冲压（scramjet） 和火箭（rocket）推进等多种模态下，是地球至轨道或太 空飞行的一种较为理想的方案。
工作模式
•Ma = 0～3 时, RBCC 发动机采用引射模态工作。 •Ma＝3～6 时, 采用亚声速燃烧冲压模态。 •Ma大于6～7 时, 发动机采用超声速燃烧冲压模态（上 升大气层中）。 •Ma约 12～15时, 发动机转入纯火箭模态（大气层外）。
FH ——作用在壳体（包括喷管）外表面上的压力和摩 擦力的合力。FH Leabharlann A4 pdA A1
Ae A4
pdA
XT
其中 A4 pdA——作用在壳体外表面上压力的合力； A1
Ae pdA ——尾部压力的合力； A4
X T ——外部气流对壳体外表面的摩擦力；
dA ds cos—— 壳体迎风表面积 ds在垂直于飞行方
考虑推进装置的外阻力。
有效推力：用来对飞行器做有效功的那部分推力。 即用来克服迎面阻力和克服飞行器本身惯性的那部 分推力。
（1）有效推力
有效推力是作用在推进装置外表面上的压力和摩擦力的合力。 有效推力 Fef 可以表示为： Fef FB FH
其中 FB ——作用在发动机内表面上的压力和摩擦力的合力；
（4）冲压发动机飞行器的单位迎面推力较小。
3、冲压发动机的分类
燃料的不同 燃烧的方式 飞行速度 组合形式
液体燃料冲压发动机（LFRJ） 固体燃料冲压发动机（SFRJ） 核冲压发动机
亚音速燃烧冲压发动机 超音速燃烧冲压发动机 双模态冲压发动机
亚音速冲压发动机 超音速冲压发动机 高超音速冲压发动机 冲压喷气发动机 固体火箭冲压发动机（SDR） 涡轮/冲压发动机 火箭/冲压发动机
向平面上的微元投影面积。
发动机内表面合力 求得：
FB
可以应用动量方程
ph AH +FB pe Ae
A1 AH
.
pdA me Ve
.
mH VH
由上式可得：
.
.
FB (me Ve mH VH ) ( pe Ae pH AH )
A1 pdA
AH
现利用以上两个力的公式，可求得有效 推力的表达式：
.
.
Fef (me Ve mH VH ) ( pe Ae pH AH )
Ae AH
pdA
XT
在利用下列恒等式将绝对压力换成剩余 压力：
Ae AH
pHdA
pH ( Ae
AH )
0
代入上式以后，得：
.
.
F (me Ve mH VH ) Ae ( pe pH )
A4 AH
2、冲压发动机的工作原理
冲压发动机的缺点： （1）冲压发动机不能自启动，使用冲压发动攻击
的飞行器必须要用助推器或者其他飞行器将其加 速到一定速度以后，才能有效率的工作； （2）当飞行速度较低时，发动机性能差，效率低；
（3）对飞行状态的改变十分敏感，当发动机稍稍离 开设计点时，性能将会迅速变差。故需要对其部 件进行调节。
整体式固体火箭冲压发动机（ISPR）和非整体式固 体火箭冲压发动机
3.4 组合冲压发动机
整体式固体火箭冲压发动机 固体助推器与冲压发动机共用一个燃烧室 ,即助推器位 于补燃室内 其工作过程是:助推器工作结束后 ,固体贫氧燃气发生 器燃烧产生的产物喷入补燃室与从进气道吸入的压缩空气 混合二次燃烧 ,其燃烧产物通过喷管膨胀加速排出 ,如下 图所示。
RBCC发动机（Rocket-Based Combined-Cycle)
RBCC的基本出发点是结合火箭的高推重比和吸气式 发动机的高比冲和高效率。
航天推进系统在大气层中工作时采用吸气式推进技术, 与全火箭推进系统相比,将减少自带氧化剂的数量。
如果RBCC推进系统通过减少自带氧化剂所降低的质 量超过该系统结构改变所增加的质量,就可以降低推进 系统起飞时的总质量,从而进一步提高推进系统的推重 比。
激波串的长度和位置会随着燃烧室反压的变化而 变化，能保证燃烧室的压力波动不会影响进气道.
3.2按燃烧方式分类
双模态冲压发动机的燃烧室也可称为DMRJ系统， 它设有两个进气道，一个SFRJ的进气道和一个函道 进气道。 它是燃料先在SFRJ燃烧室中以富燃的状态燃烧， 再将燃气送入超音速燃烧室中，超音速燃烧室的入 口马赫数大约为2.5。
冲压发动机的理想热力 循环p-v图 1~2：等熵压缩过程 2~3：等压加热过程 3~4：等熵膨胀过程 4~1：工质在大气中冷却 使得循环得以封闭
2、冲压发动机的工作原理
发动机各部件在该热力循环中的作用：
（1）扩压器 高速气流经过扩压器，在尽 量减少各种损失的情况下，使得气体减速增 压，为在燃烧室进口处提供所需的速度场。 完成等熵压缩过程。
固冲发动机双模态燃烧室示意图
3.3 按飞行速度分类
亚音速冲压发动机
来流速度小于音速，由于迎面气流的总压与大气压之 比小于临界压强比，可用的增压比较低，循环效率低，发 动机的比冲小。随着飞行速度的降低，效率和比冲均迅速 下降。在M<0.5时，一般不使用冲压发动机。
超音速冲压发动机
来流速度大于音速，适用于超音速飞行的冲压发动机。 它的飞行速度上限受到燃气总温和结构强度的限制，在30 公里的高空，最大飞行M=6；在海平面上，最大飞行M=4。
(
p
pH
)dA
Ae A4
(
p
pH
)dA
XT
此式为直接反作用式空气喷气发动机的有 效推力的一般表达式，它也适用于固体火 箭冲压发动机。
（2）推进装置的内推力
此推力由两个分力组成，第一个推力等于流过
发动机的气体的动量变化率，称为推力的动分
力：
.
.
me Ve - mH VH
2、冲压发动机的工作原理
冲压发动机的优点：
结构简单、重量轻、成本低； 无转动部件，故进气道和发动机可以设计成任
何形状，也不存在等温转动部件的冷却问题； 由于不存在零部件的耐热限制，故其燃烧室可
允许更高的燃烧温度，可加入更多的能量，从 而获得更大的推力； 能源前途广阔，即可用内部加热的化学燃料的 化学能、原子能等，又可用外部加热的激光能、 太阳能等。
4、冲压推进装置的性能参数（重点）
为了方便对冲压发动机的性能的研究，这里主要 指火箭冲压发动机，引入如下参数：
（1）推力 （2）外阻力 （3）比冲 （4）燃料消耗量 （5）航程参数 （6）主要描述工作过程特性的参数
4.1 推力
发动机的内推力 Fn 和推进装置的有效推力或
者净推力 Fef
Fef
内推力：发动机内部工作过程中所产生的推力。不
核冲压发动机
又称为“原子能冲压发动机”，利用反应堆 中可控的裂变反应堆空气流加热，以产生 反推力。它计划用于重载荷、超远程的飞 行任务，目前尚处于方案探讨阶段。
3.1 按燃料分类
燃料贮存与燃烧室是分开的，燃烧为掺混燃烧。 固体燃料冲压发动机：贫氧推进剂装于补然室内，空 气进入装药通道，固体装药分解，与空气掺混以后再在 燃烧室中燃烧。 结构及防热均较简单 , 但在燃烧组织、燃速控制及燃烧效率提高等方面相对 复杂些。
整体式固体火箭冲压发动机示意图
非整体式固体火箭冲压发动机
助推器自成一体 ,与冲压发动机无关 ,可与固体 火箭冲压发动机串联或并联 ,也可嵌装于补燃室 内 ,工作结束后 ,分离喷出 ,如下图所示。
这种结构比较复杂 ,但补燃室可免受高压 ,防热 也较简单。
3.4 组合冲压发动机
非整体式固体火箭冲压发动机示意图
用性和使用频率等。
3.4 组合冲压发动机
（Turbine—Based—Combined—Cycle）
• 起飞和低速阶段, 涡轮发动机进气口打开,发动机以涡轮/ 涡扇喷气方式工作。
• 飞行器速度达到冲压发动机工作速度后, 冲压发动机开 始工作, 随着速度的增加, 涡轮发动机进气口逐渐关闭。
• 当速度达到 Ma=6 左右时冲压发动机转入超燃模态, 并 将飞行器加速到更高的速度。
3.4 组合冲压发动机
固体火箭冲压发动机（SDR）
分流量可调和流量固定两类。
固定喷喉的燃气发生器，又称为壅塞式燃气发生器， 燃烧室工作条件只取决于贫氧推进剂的组成以及燃面、 喷喉面积等参数，而与冲压燃烧室的工作条件无关。
流量可调的固体火箭冲压发动机采用燃气发生器五 喷管设计，也可叫做无壅塞式燃气发生器，设计使得燃 气发生器的工作压强随冲压燃烧室的工作压强变化而变 化。这需要燃速压强指数较高的贫氧推进剂。
固体燃料冲压发动机示意图
3.2按燃烧方式分类
亚音速燃烧冲压发动机 ：飞行M<6时，多处于亚燃 状态。 超音速燃烧冲压发动机 ：飞行M>6时，处于超燃状 态。
Schematic of a Ramjet
Schematic of a Scramjet (air remains supersonic)
双模态冲压发动机 同时存在亚燃状态和超然状态。 当飞行M=6~7时，为了使得发动机的性能稳定，多采
用这种发动机， 它有两个燃烧室，一个是亚燃燃烧室，一个是超燃燃