超燃冲压发动机进气道研究概述
超燃冲压发动机变结构进气道设计
超燃冲压发动机变结构进气道设计王青;谷良贤;龚春林【摘要】针对超燃冲压发动机宽马赫数、攻角范围内高性能工作要求,建立了基于多目标优化的变结构进气道设计方法,获得了进气道结构随马赫数和攻角变化的调节规律.以总压恢复系数、压升比和阻力系数为优化目标,以二维混压式进气道为对象,采用遗传算法进行了基准进气道优化设计,得到Pareto非劣解；以一组Pareto 非劣解为基准,在不同马赫数和攻角下进行了进气道变结构优化设计,拟合得到进气道结构随马赫数和攻角变化曲线.仿真结果证实了理论分析的正确性,并发现进气道变结构实现了发动机大范围内高性能工作；进气道高度可变,使得发动机在亚燃和超燃模态均能正常起动和稳定工作；以高马赫数作为设计马赫数,变结构设计后,发动机性能提高.%In order that scramjet engine can work reliably over a wide range of Mach number and attack angles,a multi-objective optimization design for two-dimensional variable inlet was established. Total pressure recovery coefficient, static pressure rise and drag coefficient were selected as objective functions to form the multi-objective optimization of the two-dimensional scramjet mixed compression inlet. Based on one-dimensional aerodynamics analysis method, a multi-objective genetic algorithm was employed to find Pareto solutions on the design-condition. Then for different Mach numbers and angles of attack, optimal variable inlets , of which partial compression angles, angle and length of cowl and inlet height were variable, were obtained. The correctness of theoretical analysis was confirmed by simulations, and several conclusions were achieved. Firstly, the engine could work efficiently through a wide envelop of machnumbers and angles of attack by employing the optimal variable inlets. Secondly, the alterable inlet height makes the engine start and work steadily in both ramjet and scramjet mode. Thirdly, with the high mach number as the design mach number, the engine performance is improved by variable inlet design.【期刊名称】《固体火箭技术》【年(卷),期】2012(035)006【总页数】5页(P732-735,741)【关键词】超燃冲压发动机;多目标优化;Pareto非劣解;变结构进气道【作者】王青;谷良贤;龚春林【作者单位】西北工业大学航天学院,西安710072;西北工业大学航天学院,西安710072;西北工业大学航天学院,西安710072【正文语种】中文【中图分类】V4300 引言随着航天技术的发展，现代战争对高超声速飞行器加速性、快速性等提出了更高要求。
中国超燃冲压发动机研究回顾
总压０．７ ＭＰａ和总温度３００ Ｋ条件下进行了ｃＦＤ计 算模拟和试验研究。结果表明，模型进气道自起动的 内收缩比是在１．２４～１．２８之间。对于一个已起动的 模型进气道，可以保持起动条件直到收缩比１．３３。 前缘向后和向前过程中均有延迟现象。侧压进气道 模型依靠向后移动前缘实现自起动，见图１１。 ２．６进气道通道内外压缩比
Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ： Ｓｃｍｍｊｅｔ；Ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃ ｉｎｌｅｔ；Ｓｕｐｅ瑙ｏｎｉｃ ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ；Ｓｃｒａｍｊｅｔ ｔｅ￥ｔ．
１引 言
在中国的一些研究机构和高等学校进行了超燃 冲压发动机的基础研究和模型超燃冲压发动机的研 究。本文对中国在高超声速进气道、超声速燃烧和模 型超燃冲压发动机研究等方面的工作作一简要回顾。
２高超声速进气道的研究
２．１激波／附面层干扰 通过求解二维Ｎ．Ｓ方程¨工】，对高超声速流中的
激波／附面层干扰进行了数值研究，给出了入射斜激 波在平直壁面引起湍流附面层分离的流动特征、分离 点的反射激波、分离包引起的膨胀扇以及再附点的反 射激波．计算的壁面压力分布与试验值吻合较好（见 图１、图２）。
在三维管内激波／湍流附面层干扰流场的数值 模拟中，对两方程湍流模型进行了可压缩性修正，计
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固体火箭燃气超燃冲压发动机燃烧组织技术研究
固体火箭燃气超燃冲压发动机燃烧组织技术研究固体火箭燃气超燃冲压发动机是一种新型的高能化火箭发动机。
它具有体积小、重量轻、易于储存、使用方便等优点，因此在军事、航天等领域得到了广泛应用。
但是，固体火箭燃气超燃冲压发动机燃烧过程中会产生高温、高压等有害气体和副产物，对发动机和环境都会造成一定的损害。
因此，在固体火箭燃气超燃冲压发动机的研制中，燃烧组织技术是至关重要的一环。
燃烧组织技术是固体火箭燃气超燃冲压发动机研制中必不可少的技术之一。
它涉及到固体火箭的燃烧性能、能量传递、热辐射、流场等多个方面。
通过优化燃料组成、改变燃烧室结构、设计合理的喷嘴等手段，可以有效地提高固体火箭燃气超燃冲压发动机的燃烧效率和推力性能。
固体火箭燃料的组成是燃烧组织技术的重要方面之一。
固体火箭燃料通常由粘结剂、燃料、氧化剂等组成。
其中，燃料是决定固体火箭燃烧性能的重要因素之一。
合理的燃料选择可以提高燃烧效率和燃烧速度，从而提高发动机的推力性能。
同时，合理的氧化剂选择可以减少有害气体的产生，降低发动机燃烧过程中的温度、压力等不利因素的影响。
固体火箭燃烧室结构是燃烧组织技术的另一个重要方面。
燃烧室的结构设计需要考虑到火焰传播和燃料消耗的均匀性、燃烧产物的排放和散热等因素。
同时，燃烧室的结构设计也需要考虑到对燃料和氧化剂的加料方式、发动机的整体重量和结构强度等燃烧组织技术方面的问题。
在燃烧室结构设计中，一些改进措施，如采用喷雾燃料技术、添加化学催化剂等，能够有效地改善燃烧室的燃烧效率和热释放特性，进而提高发动机的性能。
喷嘴的设计也是固体火箭燃气超燃冲压发动机研制中燃烧组织技术方面的一个非常重要的方面。
喷嘴的设计直接影响到发动机的推力、能耗和使用寿命等因素。
对于固体火箭燃气超燃冲压发动机来说，喷嘴的设计需要考虑到燃烧室的结构、燃料和氧化剂的物理状态，以及喷嘴与外部环境的各种物理和化学反应等多个方面的影响。
因此，在设计喷嘴时，需要考虑到喷嘴结构的优化、喷嘴口径的大小、进气口的位置和形状、喷嘴材料的选择等关键因素的影响。
超声速燃烧冲压发动机进气道起动性能研究
超声速燃烧冲压发动机进气道起动性能研究
超声速燃烧冲压发动机进气道起动性能研究
采用等激波强度设计方法,并考虑变比热、激波与附面层干扰等因素的影响,对唇口平直和唇口带有斜楔的超燃冲压发动机二维混压式前体/进气道进行了初步设计,比较分析了几种方案进气道的设计点和非设计点性能,研究表明,在低飞行马赫数(Ma)下,唇口带有斜楔的前体/进气道起动性能和总压恢复优于唇口平直的,在高飞行Ma下,唇口平直的前体/进气道冲压比高、外罩阻力小,而唇口带有斜楔的前体/进气道总压恢复系数高,外罩阻力相对较大.针对超声速燃烧冲压发动机燃烧室和进气道间非定常干扰的问题,计算研究了飞行Ma=4,6下,燃烧室压力升高对进气道/隔离段流场和起动性能的影响,结果表明,在低飞行Ma条件下,燃烧引起的压力扰动容易往上游传播,甚至引起进气道不起动;随着飞行Ma的增大,隔离段的抗扰动能力是增强的;当进气道进入不起动后,进气道的捕获流量和总压恢复系数急剧下降,高飞行Ma时的捕获流量的下降幅度比低飞行Ma时大.
作者：宋文艳马晓锋刘伟雄贺伟 Song Wenyan Ma Xiaofeng Liu Weixiong He Wei 作者单位：西北工业大学动力与能源学院,西安710072 刊名：中国空间科学技术ISTIC PKU英文刊名：CHINESE SPACE SCIENCE AND TECHNOLOGY 年，卷(期)：2006 26(6) 分类号：V4 关键词：进气道起动气动设计超音速冲压喷气发动机航天器研究。
火箭冲压发动机空气进气道性能的实验研究
火箭冲压发动机空气进气道性能的实验研究本文以火箭冲压发动机空气进气道性能为研究对象，旨在探究进气系统在负荷变化时的动态性能。
研究采用基于一维流体计算的非定常数值模拟，将系统在历程运行状态的进气系统性能与理想工况的性能进行比较并进行验证，并分析系统不同参数的影响，探讨了不同负荷条件下的进气系统性能变化情况。
摘要：本文分析了火箭冲压发动机空气进气道性能，采用基于一维流体计算的非定常数值模拟方法对进气系统在历程运行状态的性能进行模拟，进而探讨了不同负荷条件下的进气系统性能变化情况，为火箭冲压发动机优化空气进气道性能提供了参考意义。
关键词：火箭冲压发动机、空气进气道、非定常数值模拟、性能变化基于一维流体计算的非定常数值模拟方法可以为火箭冲压发动机优化空气进气道性能提供重要参考。
通过数值模拟，可以准确地获得火箭冲压发动机空气进气道的性能特点，从而进行故障诊断和系统参数的优化设计。
此外，该模型还可以提供实时的运行参数及其数据，快速反映运行状况，避免因系统持续运行而导致的损害或系统损坏，从而提高运行安全性和可靠性。
此外，通过数值模拟，可以进一步研究火箭冲压发动机空气进气道的设计工艺参数，优化内部结构，以及影响性能的其他参数，以达到最大效率并优化流量选择，同时有效提升运动性能。
通过数值模拟，可以深入研究火箭冲压发动机空气进气道的参数，探究进气系统在不同负荷条件下的动态性能，快速实现参数的优化设计，同时有效消除噪声并保护环境，从而更好地满足火箭冲压发动机的多种性能需求。
为了更好地利用以上技术，采用详细的计算流程可以更好地优化火箭冲压发动机空气进气道性能。
首先，需要确定进气系统的基本参数，如尺寸、结构，以及系统内部体积等。
然后，可以建立一维流体模型来进行计算，对系统运行状态的进气系统性能及理想工况的性能进行计算并比较，充分检验和证实其正确性。
此外，通过研究不同参数的影响，有助于深入了解系统的功能，提高优化精度。
此外，通过数值模拟，我们可以快速反映系统性能，及时发现存在的问题，从而有效地避免由于运行不当产生的系统损坏，减少维护和保养成本。
超燃发动机工作原理
超燃发动机工作原理超燃冲压发动机（Scramjet）是一种无移动部件的吸气式发动机，专门设计用于在超声速（通常指马赫数大于5）飞行条件下工作。
其工作原理与常规喷气发动机不同，因为它没有旋转的压气机来压缩空气。
以下是超燃冲压发动机的主要工作原理和组成部分：1. 进气道（Intake）：超燃冲压发动机的进气道通常具有可变几何形状，用以适应不同的飞行马赫数。
当高速气流进入进气道时，会经历一系列扩张和收缩的过程，这有助于减速气流并增加其静压。
2. 收敛段和扩散段：进气道内部分为收敛段和扩散段。
收敛段减小横截面积，使得气流速度降低，压力和温度上升；扩散段则增大横截面积，进一步减速气流并进一步提高压力和温度。
3. 燃烧室（Combustion chamber）：减速后的气流进入燃烧室，在这里与喷射进来的燃料混合并燃烧。
由于气流速度仍然非常高，燃烧必须在低超声速或近音速条件下进行，这要求燃烧室设计得非常高效。
4. 膨胀喷管（Exhaust nozzle）：燃烧产生的高温气体随后进入膨胀喷管，喷管进一步加速气体，产生推力。
由于气体已经是超声速，喷管的设计不需要像亚声速发动机那样考虑复杂的膨胀过程。
超燃冲压发动机的关键挑战包括：（1）湍流燃烧控制：在超声速条件下维持稳定的燃烧是非常困难的，需要高度先进的燃烧室设计和燃料注入策略。
（2）材料和热防护：由于气流温度极高，发动机内部的材料必须能够承受极端的热应力，同时还需要有效的热防护系统。
（3）启动问题：在低速度下，超燃冲压发动机无法自行启动，需要借助其他方式（如火箭发动机）加速到足够的速度。
超燃冲压发动机适用于高超声速飞行器，如某些高速侦察飞机和高超音速武器系统。
随着技术的发展，它们在未来太空旅行和临近空间活动中可能扮演重要角色。
冲压发动机超声速进气道研究进展_侯早
第34卷第10期2008年10月火箭推进JOURNAL OF ROCKET PROPULSIONVol.34,№.5Oct.2008收稿日期：2008-03-06；修回日期：2008-06-24。
作者简介：侯早（1978—），男，工程师，研究领域为液体火箭发动机技术。
冲压发动机超声速进气道研究进展侯早，王福民，旷武岳（西安航天动力研究所，陕西西安710100）摘要：超声速进气道是冲压发动机的关键部件之一。
简要介绍了冲压发动机常用的典型进气道。
重点叙述了进气道的最新研究成果，主要包括等溢流角弯曲前缘侧壁压缩进气道设计概念、支板引射压缩进气道、双模态超燃冲压发动机变几何进气道、全外压缩式超声速“参数进气道”、固定型面方转椭圆形超声速进气道（REST ）等的设计概念与方案。
最后概括了先进进气道的发展趋势。
关键词：冲压发动机；超声速进气道；概念创新中图分类号：V430文献标识码：A文章编号：(2008)05-0031-05Development of supersonic scramjet inletHou Zao,Wang Fumin,Kuang Wuyue（Xi'an Aerospace Propulsion Institute,Xi'an 710100,China ）Abstract ：Supersonic inlet is the key part of a supersonic air-breath engine.In this paper,typ -ical inlets used for supersonic engine are simply introduced,and recent achievements of inlets are described,including hypersonic sidewall compression inlet with constant spillage angle design at non-uniform incoming flow,strutjet compression scramjet inlets,a variable geometry inlet for dual mode ramjet,entirely outside compress supersonic “parameters inlet ”,a fixed-geometry hyperson -ic inlet with rectangular-to-elliptical shape transition （REST ）.Before an inlet design ,it is sug -gested that the design conception of inlet should be innovated,near and far scheming also should be designed.Multicipital point of view together design is especially important.Key words ：scramjet ；supersonic inlet ；concept innovation2008年10月火箭推进0引言从上世纪50年代开始，美、俄（前苏联）、法、德等西方国家先后开展了超声速推进技术研究，进气道就是其关键部件之一。
超燃冲压发动机进气道内激波／边界层干扰研究
ｂ ｅ ｃ ｄ １ ｕｌ ｎ ｅ ｍｏ ｅ ．Ｔｈｅ ｉ ｔ ｒ ｃ ｉ ｈｏ ｋ ｗａ ｅ ｎｄ ｂ ｎｄ ｒ ａ ｒ ｈｅ ｉ ｌ ｔｕｎ ｅ ｉｆ ｒ ｎｔｂ ｃ ｒ ｓ ｎ ｅ ａ ｔｏｎ ｏｆｓ ｃ ｖ ｓ ａ ｏｕ ａ ｙ ｌｙｅ ｓｏｆｔ ｎ ｅ ｄ ｒ ｄ ｆｅ ｅ ａ ｋ ｐ ｅ —
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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
超燃冲压喷气发动机
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。
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。
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21世纪以来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可以在亚燃和超燃冲压两种模式工作。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计
二维超燃冲压发动机磁控进气道的数值模拟
二维超燃冲压发动机磁控进气道的数值模拟
郑小梅;吕浩宇;徐大军;蔡国飙
【期刊名称】《推进技术》
【年(卷),期】2010()1
【摘要】针对飞行马赫数大于设计马赫数的情况,采用二维磁流体动力学方程对磁控进气道进行了数值模拟研究。
数值模拟结果表明磁流体装置的电磁作用可以使非设计马赫数下进气道激波满足SOL(shock on lip)条件,并使出口处的流动变得均匀。
分析了磁流体作用位置、宽度和深度等关键控制参数对该类进气道性能的影响,计
算结果表明,磁流体作用区域越靠近飞行器前缘,而且在纵向越深,则进气道出口处的流动越均匀,但流率会有所下降;若磁流体作用区域较宽,则需较小的磁场就能使非设计马赫数下进气道的激波结构满足SOL条件。
【总页数】6页(P12-17)
【作者】郑小梅;吕浩宇;徐大军;蔡国飙
【作者单位】北京航空航天大学宇航学院
【正文语种】中文
【中图分类】V235.21
【相关文献】
1.超燃冲压发动机二维进气道多级多目标优化设计方法
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3.超燃冲压发动机二维进气道的遗传优化设计方法
4.超燃
冲压发动机二维热环境数值模拟5.超燃冲压发动机磁控进气道设计影响因素分析
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四代机基本知识6 进气道故事之-超燃冲压发动机,乘波器及脉冲爆震发动机
图文并茂6）进气道故事之－超燃冲压发动机，乘波器及脉冲爆震发动机超燃冲压发动机，乘波器及脉冲爆震发动机超燃冲压发动机－scram jet 现在让我们抛开那些千奇百怪的核动力发动机回归到飞机的进气道上面来。
前面讲解的所有飞机，从F－15到黑鸟，女武神，再到冲压发动机导弹，他们都有一个共同点：就是依靠进气道的特殊设计把超音速气流减速到亚音速，送给发动机，然后燃烧膨胀做功从尾部再以超音速喷出。
这样就经历了一个超音速－亚音速－超音速的过程。
这么的一减一加无形中就增加了阻力。
随着飞机飞行速度越来越快，阻力也不断升高，早晚会有一天，飞机的阻力会超过它的推力，这时候无论飞机怎么使劲，怎么多加燃料，速度就是上不去。
另一方面，冲压发动机把空气减速到亚音速后，压缩后的空气温度太高，无论怎么降温，效率都大大的下降，这就又遇到了一道速度门槛。
一般而言这道门槛大概发生在5马赫左右，所以超过5马赫的速度就不再叫超音速了（supersonic），而是叫做高超音速（hypersonic）。
对于高超音速飞行器而言，除了进气道外，他的尾喷管也需要有特殊考虑。
一般的发动机尾喷管有个收缩－扩展段，这么一缩一扩就能把亚音速气流加速成非常高的超音速气流从而推动飞机超音速飞行。
这个收缩扩展喷口也叫拉瓦尔喷管。
它最先由瑞典的发明家古斯塔夫·德拉瓦尔(Gustaf De Laval）在1897年发现的，现在已经成为航空发动机和火箭发动机的重要组成部件了。
发动机喷出的高温高压气流在喷管的收缩段，遵循流体在管中运动时，截面小处流速大，截面大处流速小的原则，就好比你打开水龙头，用手堵住喷口一半，水流就会喷的更快一样，把气流不断加速，到收缩短最窄的地方加速成超音速。
而超音速的流体在收缩段却不再遵循前面的原则，恰恰相反，截面小时流速小，截面大时流速反而大。
要想把超音速气流进一步加速，反而需要有一个扩展段来加速，有时候能加速到音速的好几倍，这样飞机就能进行超音速飞行了。
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。
超燃冲压发动机原理及设计方法研究
高超音速空气动力学课程论文超燃冲压发动机原理及设计方法研究姓名：郭照阳班级：航91学号：2009011588清华大学航天航空学院二〇一一年十二月Hypersonic Aerodynamics Course Paper Research on Principle and Design ofIntegrated ScramjetName: GuoZhaoyangClass: SA 91Student ID: 2009011588School of Aerospace, Tsinghua UniversityDeceber 2011目录摘要 (4)第一章概述及原理 (5)1.1 研究背景与意义 (5)1.2 国内外相关研究概况 (6)1.2.1 美国的超燃研究 (6)1.2.2 俄罗斯的超燃研究 (7)1.2.3 国外其他国家的超燃研究 (8)1.2.4 我国的超燃研究 (9)1.3 技术发展展望 (10)第二章一体化设计 (10)2.1 机体构型选择 (10)2.2 进气道设计与性能研究 (10)2.3 隔离段设计与性能研究 (11)2.4 燃烧室设计与性能研究 (12)2.5 尾喷管设计与性能研究 (13)2.6 系统优化研究 (13)2.6.1 发动机各部件优化 (13)2.6.2 发动机一体化优化研究 (13)2.7 一体化设计的意义 (14)参考文献................................................................................致谢及声明…………………………………………………………………...摘要论文介绍了超燃冲压发动机的基本构建及运作原理，分析比较了世界各国在超燃理论研究上的一些成果，并对未来学科的发展趋势进行了合理的展望。
在超燃冲压发动机一体化设计章节中，结合高超音速空气动力学的一些基本原理分析阐述了进气道、隔离段、燃烧室、尾喷管的设计及性能研究。
超燃冲压发动机结构
超燃冲压发动机结构
嘿，咱今天就来聊聊超燃冲压发动机结构哈！这玩意儿可神奇了呢！
你看啊，超燃冲压发动机就像是一个超级厉害的大力士。
它主要有进气道、燃烧室和尾喷管这几个重要部分。
进气道呢，就像是大力士的嘴巴，大口大口地吸气，把空气都给吞进来。
这空气一路跑啊跑，就跑到了燃烧室这个重要地方。
燃烧室就像是大力士的肚子，在这里啊，燃料和空气混合在一起，然后“轰”的一下就燃烧起来啦，产生巨大的能量。
这能量可不得了，推动着整个发动机往前冲。
尾喷管呢，就像是大力士的屁股啦，哈哈，把燃烧后的气体快速地喷出去，产生强大的推力，让我们的飞行器能在天空中飞速前进。
想象一下，这个超燃冲压发动机带着飞行器在天空中疾驰，那场面，多带劲啊！它就像是一个勇往直前的勇士，无惧任何挑战。
而且啊，这超燃冲压发动机结构的设计可不容易呢，科学家们得绞尽脑汁，不断地研究和改进，才能让它变得越来越厉害。
就像我们要成为一个厉害的人，也得不断努力和学习呀。
总之呢，超燃冲压发动机结构虽然很复杂，但咱这么一说，是不是就感觉没那么神秘啦？它就是这么神奇又厉害的存在，为我们的航空航天事业立下了汗马功劳。
以后啊，说不定它还能带着我们去探索更多更远的地方呢！好啦，关于超燃冲压发动机结构，咱就先聊到这儿咯，下次再给你讲点别的有趣的东西呀！。
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。
超燃冲压发动机的热力循环研究剖析
2. 宽Ma数范围内运行导致各 部件参数协调困难
材料温度限制 低Ma数
高Ma数 S
1.2 磁等离子化学发动机 （AJAX/Аякс）的发展
吸气式高超音速推进系统是以空气为工作介质的，它的性能与空 气的气动特性紧密相关。随着推进系统速度的提高，发动机来流 经过进气道中激波的压缩后温度已达到了空气电离的水平。
ГЛЛ-31 (GLL-31计划)
试验氢气和碳氢超燃冲压发动机。飞行器的燃 料（液氢）为300升。该发动机已经在中央航 空发动机研究院的科学试验中心试验台上完成 了一系列地面试验，该试验台可保证在地面条 件下试验大型的冲压式空气喷气发动机，速度 可达7马赫数或更高。专家认为，俄罗斯的冲 压式空气喷气发动机方案无论是所用材料和技 术水准，都超过外国的方案。
磁流体发电通道和磁流体加速设备所构成 的能量旁路系统（绕过燃烧室）实现了推 进系统中“能量的再次分配”，以及发动 机能量与外界环境的交换。
1.2 磁等离子化学发动机 （AJAX/Аякс）的发展
作为AJAX发动机的重要组成部件：
磁流体加速器，其在实验中遇到了
效率低、重量和体积大的问题，并
未达到预期的的效果。具体分析表
哈特曼效应（边界层电流短路现象）的存在使得影 响磁流体加速器推进效率的重要因素——管道损耗 不断增加，降低了加速器的整体推进效率。
同样的现象也发生在磁流体发电机中，但这种现象 对磁流体发电机的性能并没有明显的影响，具体的 原因还处于探讨之中。
AVCO Evert实验室进行了磁流体加速器的试验 研究。实验得到的数据与理论值进行了比较，结果 表明：在功率较低时，实验数据与期望值大致相符。 然而，在功率较高时，由于边界层增加和焦耳热的 影响，结果远远低于期望值。
超声速燃烧冲压发动机进气道起动性能研究
维普资讯
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大允许的燃烧室进 口气流温度在 １ ４ １ ７Ｋ，允许的燃烧室进 口Ｍａ与飞行 Ｍａ的比值在０ ３ ～ ０ ０ ４ ６ ．ｏ ０４ ． ５［ 当 Ｍａ增 加 ，允许 的起 动 最大 收缩 比也增 大 对 于 一些几 何结 构 的进 气道 ，允 许 的起 动 收 缩 比可达 到 ２ 。另外 ，如 果希 望在 高 收缩 比下 工作 ，进 气道 喉部 流场 要尽 可 能均 匀［ 。在 本 文 ～３ １ ］ 的设 计 中 ，固定几 何 高超进 气道 的收缩 比先 根据 以下 收缩 比限制 的经验 公 式［初 步 校核 ，然后 再根 】 ］
§
取 。前 体 的形 状 由前体 长度 和 多 楔 形体 的偏 转 角 决 定 ，前 体 长 度 一 般 选 接 近 整 个 发 动 机 长 度 的 一
（ ）外罩唇Ｉ平直 ａ ＝ １
（ ｂ）外罩唇 Ｉ具有楔面 ＝ １
图 １ 混压式 高超声速二维进气道结构简 图
前体 的外 部压 缩一 般 由二斜 激 波系 、三 斜激 波系 或 四斜激 波 系组成 ，综 合考 虑压缩 效 率和 总压 恢复系数的影响，选择外压缩波系 为三波系的混压式前体／ 进气道的方案较为普遍［ ］ １ 。本文 的二 维进 气道设 计 方案 选择 前 体压缩 为 三斜激 波 系 ，前体 长度 Ｌ ＝ １０ ，前 体预 压缩 楔 角 ＝５，隔 ．ｍ 。 离段 高度 Ｈ ＝００ ０ ． ３ｍ，外 罩唇 口楔 面角 ａ ：５，外 压缩 的 ３个 楔 面 总 转角 为 ２ ． 。 。 ０８，进 气 道 采用 多模 块结 构 。高超 声速 气 流通过 前 体／ 气 道 的压 缩 ，将 使 燃 烧 室进 口气 流 温 度 大 幅度 升 高 ，为 了 进 防止 气流 热离 解 ，必须 要 限制燃 烧 室进 口气 流温 度 ， 因此 燃烧 室进 口气 流 Ｍａ要 受到 限 制 。一 般最
带支板超燃冲压发动机燃烧流动过程试验研究
带支板超燃冲压发动机燃烧流动过程试验研究
带支板超燃冲压发动机燃烧流动过程试验研究
利用高速摄影对激波诱导点火及流场内部的燃烧流动过程进行了观测,对不同时刻的流场火焰分布进行了比较分析,结果表明:支板和斜坡所产生的激波能够诱导氢气自燃,增强局部的燃烧效率,当其持续存在时,还可稳定氢气的燃烧.诱导氢气与煤油共同燃烧时,燃烧室内发生了热力壅塞,此时煤油的穿透度大幅度提高,火焰分布范围更广,稳定火焰的难度降低,支板与斜坡所引起的阻力也随之减小.
作者：刘世杰潘余刘卫东 LIU Shijie PAN Yu LIU Weidong 作者单位：国防科学技术大学航天与材料工程学院,长沙,410073 刊名：弹箭与制导学报PKU英文刊名：JOURNAL OF PROJECTILES, ROCKETS, MISSILES AND GUIDANCE 年，卷(期)：2009 29(1) 分类号：V43 关键词：超燃冲压发动机支板激波点火燃烧流动过程。