超燃冲压发动机的第一个40年_占云
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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X-51及高超声速飞行器简介
美国X-51A飞行器及总体设计及其关键技术简介Xxx摘要：从计划的背景、飞行器的构造、热防护材料研发测试以及实际飞行试验等方面对X-51A 的发展计划作了较为详细的介绍,并据此对美国发展高超声速飞行技术的研究流程和理念有个一定的了解与认识。
关键词：X-51A 高超声速导弹热防护系统结构材料飞行器引言：美国自二十世纪九十年代启动“全球敏捷打击”计划以来，一直处于低速发展过程中，该计划近期开始迅速升级，从改造“三叉戟”导弹开始，美国正推出一系列先进攻击武器概念，包括飞机、无人机和导弹。
其中，X-51高超声速巡航导弹是美国武器库目前速度最快的全球打击武器，可以在一小时内攻击地球上任一目标。
1项目概况巡航导弹在美国武器系统中具有特殊的地位，在未来信息化战争中，巡航导弹不要要成为首选的打击武器，也是美军实行远程军事打击的必备武器。
美国于20世纪90年代启动的“全球敏捷打击”计划自推出以来一直处于低速发展过程中,直至近年该计划开始迅速发展。
美国从改造三叉戟导弹开始,陆续推出一系列的先进攻击武器概念,包括新一代的飞机、无人机和导弹。
X-51A计划是由美国空军研究试验室(AFRL)、国防高级研究计划局(DARPA)、NASA、波音公司和普惠公司联合实施的旨在验证高超声速飞行能力的计划。
终极目标是发展一种马赫数达到5~7的可以在1 h内进行全球打击的武器,包括快速响应的空间飞行器和高超声速巡航导弹。
X-51A于2010年2月中旬进行了首次高超声速飞行试验。
X-51A的首飞创造了又一个人类历史记录———超燃冲压发动机推进的历时最长的高超声速飞行,刷新了X2 43创造的12 s的记录。
X2 51A首飞的成功意味着, 超燃冲压发动机将提供一种全新的快速全球打击能力。
据称,该高超声速导弹将能够在60 min内实施全球打击。
美国国防部/NASA的X2 51A项目则是这一新型武器系统方案的关键部分。
X2 51A 的飞行试验对于空间进入、侦察、打击、全球到达以及商业运输等都有重要意义。
空气动力学
空气动力学崔尔杰*(中国航天科技集团第701研究所)本文简要回顾空气动力学发展的历史及其在航空航天飞行器研制中的作用，对现代空气动力学新的发展趋势和新一代航天飞行器研制中可能遇到的关键气动力问题进行探讨和分析，并对今后发展提出看法。
一、 空气动力学与航空航天飞行器发展空气动力学是研究空气和其他气体的运动规律以及运动物体与空气相互作用的科学，它是航空航天最重要的科学技术基础之一。
1． 空气动力学推动20世纪航空航天事业的发展1903年莱特兄弟研制成功世界上第一架带动力飞机，实现了人类向往已久的飞行梦想。
为了研制这架飞机，他们进行过多次滑翔试验，还为此建造了一座试验段为0.01m 2的小型风洞。
正是这些努力，加上综合运用早期的空气动力学知识，最终获得了成功。
20世纪初，建立在理想流体基础上的环量和升力理论以及普朗特提出的边界层理论奠定了低速飞机设计基础，使重于空气的飞行器成为现实。
40年代中期至50年代，可压缩气体动力学理论的迅速发展，以及对超声速流中激波性质的理论研究，特别是跨音速面积积律的发现和后掠翼新概念的提出，帮助人们突破“音障”，实现了跨音速和超音速飞行。
50年代中期，美、苏等国研制成功性能优越的第一代喷气战斗机，如美国的F-86、F-100，苏联的米格-15、米格-19等。
50年代以后，进入超音速空气动力学发展的新时期，第二代性能更为先进的战斗机陆续投入使用，如美国的的F-4、F-104，苏联的米格-21、米格-23，法国的幻影-3等。
1957年苏联发射第一颗地球人造卫星和1961年第一艘载人飞船“东方号”升空，被认为是空间时代的开始。
美、苏两国在战略导弹和航天器发展方面的激烈角逐，促使超音速和高超音速空气动力学得到迅速发展。
两个超级大国都投入巨大力量，致力于发展地面模拟设备，开邻近高超出音速空气动力学和空气热力学的研究。
航天方面的研究重点放在如何克服由于高超音速飞行和再入大气层，严重气动加热所引起的“热障”问题上在钱学森先生倡导下诞生了一门新的学科，即物理力学，为航天器重返大气层奠定了科学基础。
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
航天推进理论基础_西北工业大学中国大学mooc课后章节答案期末考试题库2023年
航天推进理论基础_西北工业大学中国大学mooc课后章节答案期末考试题库2023年1.整体式固体火箭冲压发动机的关键技术之一是一次燃烧的燃气流量调节技术。
参考答案:正确2.离子推力器和霍尔推力器都需要中和器完成羽流中和功能。
参考答案:正确3.钡钨阴极和六硼化铼阴极是目前主要的电推力器中和器类型。
参考答案:正确4.在火箭发动机热力计算中，热力学数据是指比热、焓、熵等参数随温度的变化。
参考答案:正确5.常用的免费开源的热力计算软件是CHEMKIN.参考答案:错误6.在喷管流动过程中，产物热能转换为动能，转换过程中能量守恒但总焓不守恒。
参考答案:正确7.有关火箭发动机的喷气速度，下列描述正确的有：参考答案:火箭发动机的喷气速度就是喷管出口截面上燃气的流速。
8.液体火箭发动机再生冷却的特点有：参考答案:推力室结构质量大_热损失小_再生冷却推力室增加了推进剂供应系统的负担_对周围热影响小、发动机工作时间可以很长9.下列传热过程属于推力室再生冷却传热过程某环节的有：参考答案:高温燃气与推力室热壁之间的对流和辐射传热_推力室冷却通道与冷却液间的对流换热_冷却套外壁面与环境大气间的对流辐射10.燃气发生剂一般具有燃烧温度低、成气量小但燃烧残渣大的特点。
参考答案:错误11.影响火箭发动机推力的因素有：参考答案:喷管的质量流率_喷管的膨胀状态_发动机的工作高度12.推进剂燃烧产物的温度越高、平均分子量越小，则发动机的喷气速度越大。
参考答案:正确13.再生冷却是在推力室热壁的内表面采取的一种对流式冷却。
参考答案:错误14.贮箱增压系统的功能是为了保证推进剂贮箱内的压强维持在一定的水平。
参考答案:正确15.推进剂利用系统的功能是自动的进行推进剂组元混合比的调节，保证推进剂组元同时消耗完或者最小的剩余。
参考答案:正确16.根据吹除气源压力的高低，吹除系统可分为强吹和弱吹两大类。
参考答案:正确17.在热力计算中，1Kg推进剂总焓的国际制单位是：参考答案:千焦耳/公斤18.火箭发动机燃烧室热力计算遵循的基本原理有：参考答案:能量守恒原理_化学平衡原理_质量守恒原理19.对固体火箭发动机，将一维非定常内弹道计算方程组转化为一维准定常计算方程组的假设条件之一是：参考答案:燃气密度（推进剂密度）_装药通道横截面积的增量（装药通道横截面积）_装药通道内的燃气流速（当地声速）20.火箭推进剂的假定化学式：是把1kg推进剂看成是由基本元素组成的化合物的分子式。
发动机发展历程
发动机发展历程发动机的发展历程可以追溯到古代。
在中国古代，最早出现的类似于发动机的装置是蒸汽器。
西汉时期，王莽发明了一种蒸汽器，称为地蒸气车。
这个装置利用水蒸气压力产生动力，推动车辆前进。
尽管这个蒸汽机不能算是真正的发动机，但它标志着人类对动力装置利用的初步探索。
直到17世纪，真正意义上的发动机才开始出现。
1679年，法国数学家和物理学家德尼巴龙（Denis Papin）发明了一种原始的蒸汽机。
这个发明被认为是第一台真正的蒸汽机，它利用水蒸气压力推动活塞运动，换气和排放废气。
这个发明成为了后来发动机的基础。
随着科学技术的进步，蒸汽机逐渐完善。
18世纪末到19世纪初，英国工程师詹姆斯瓦特（James Watt）对蒸汽机进行了改进，提高了效率和输出功率。
瓦特改进的蒸汽机成为了当时工业革命中最重要的动力装置。
19世纪末，内燃机的发明进一步推动了发动机的发展。
德国工程师尼古拉斯欧托（Nikolaus Otto）于1876年发明了第一台四冲程内燃发动机，这个内燃机以其高效率和可靠性迅速流行起来。
内燃发动机的不断改进和推广，使之成为现代交通工具的主要动力装置。
20世纪初，航空工业的发展推动了发动机技术的进一步突破。
德国工程师奥托杜伯（Otto Daimler）和卡尔本茨研制成功了第一台航空发动机。
随着航空技术的飞速发展，发动机的功率和效率得到了大幅提升，从单缸到多缸、从活塞发动机到涡轮发动机不断演化。
到了20世纪后半叶，随着计算机技术的发展和材料科学的进步，发动机进入了电子化和智能化的时代。
计算机控制系统的应用使发动机运行更加高效和可靠。
涡轮增压技术的应用使发动机输出功率大幅提升，同时燃油消耗也得到了控制。
如今，发动机已经成为现代工业和交通运输中不可或缺的核心装置。
随着环境保护和可持续发展的要求，研发出更高效、更环保的发动机成为了全球科技界的挑战和目标。
因此，未来发动机的发展方向将更加注重提高燃烧效率、减少排放和噪音，以及可再生能源的应用。
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
内燃机发展史简单介绍
内燃机发展史简单介绍内燃机是一种将燃料燃烧产生的热能转化为机械能的装置，它是现代工业和交通运输领域中最重要的动力装置之一。
内燃机的发展经历了一个漫长而丰富多彩的历程，下面将对其发展史进行简要介绍。
19世纪初，法国工程师尼古拉斯·奥托发明了第一个可行的内燃机，并于1860年获得专利。
这台内燃机是一个四冲程往复式发动机，被称为奥托循环发动机。
这种发动机利用气缸中的活塞进行工作，通过燃油的燃烧来推动活塞的往复运动，从而产生机械能。
奥托循环发动机的发明标志着内燃机的诞生，也为后来的内燃机发展奠定了基础。
20世纪初，内燃机在技术上取得了长足进步。
德国工程师卡尔·本茨发明了一种新型的内燃机，被称为柴油机。
柴油机与奥托循环发动机的最大区别在于燃油的点火方式。
奥托循环发动机采用电火花点火，而柴油机则是通过压缩空气来引燃燃油。
这种点火方式使得柴油机具有更高的热效率和更低的燃油消耗，因此在商业领域得到了广泛应用。
柴油机的问世使内燃机的发展进入了一个新的阶段。
20世纪中叶，内燃机的技术进一步发展。
美国工程师弗兰克·惠特利发明了涡轮增压器，这是一种通过废气驱动的装置，可以提高内燃机的进气量和压力，从而增加燃烧效率。
涡轮增压器的应用使得内燃机的功率得到了显著提升，同时也减少了废气排放。
涡轮增压器的发明开创了内燃机技术的新篇章。
近年来，随着环保意识的增强和能源危机的加剧，内燃机的发展方向也发生了一些变化。
传统的燃油内燃机逐渐被电力驱动的发动机所取代。
电动机的优势在于零排放和低噪音，因此在环保型汽车和新能源领域得到了广泛应用。
同时，燃油内燃机也在不断改进和优化，以提高燃烧效率和减少污染物排放。
例如，采用直喷技术的汽油发动机可以更加精细地控制燃油的喷射，从而提高燃烧效率和动力输出。
总的来说，内燃机的发展经历了一个漫长而丰富多彩的历程。
从奥托循环发动机到柴油机，再到涡轮增压器的应用，内燃机在技术上取得了长足进步。
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
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。
航空发动机
莱特兄弟成功的原因？
• 众所周知:莱特兄弟并不是第一个尝试做飞机的人？ 那么为什么他们的前辈无法成功？
莫急！莫急！ 答案即将揭晓
当然是有一颗“强劲”的发动机呀！
• 1903年，莱特兄弟把一台4缸、水平直列式水冷发 动机改装之后，成功地用到他们的"飞行者一号"飞 机上进行飞行试验。首次飞行的留空时间只有12s,
未来无人机的动力源
在世界航空发展史上，飞机性能的提高都离不 开性能更好的航空发动机的支持。新时代的无人机 的发展离不开更加先进的发动机，然而放眼当下， 最常见的则是使用清洁能源的电动机，其次就是以 汽油等为燃料的活塞发动机。 最近有人提出用燃料电池作为电动机动力源， 而且实验成功。而我个人则认为多种能源混合型的 发动机或许就是未来几年的主流。 当然，我们可大胆设想，未来的发动机的动力 是否会是核能、太阳能等能源呢？发挥我们的想象， 一切皆有可能！
涡桨发动机
涡桨工作原理图
5.桨扇（无涵道风扇发动机）
桨扇发动机
桨扇工作原理图
6.脉冲式发动机
脉冲发动机
脉冲工作原理图
7.超燃冲压式发动机（超声速燃烧冲压式发动机）
超燃冲压发动机
超燃冲压工作原理图
各类航空发动机的优缺点
一.活塞式发动机
1.自重大 2.震动大 1.低速情况下发动机 3.高速时耗油量大
Part
2
航空发动机的历史
航空发动机百年史——两个时期
• 第一个时期 从1903年莱特兄弟 的首次飞行开始到第 二次世界大战结束为 止。 活塞式发动机统治 了40年左右。
• 第二个时期 从第二次世界大战 结束至今。 60年来，航空燃气 轮机取代了活塞式发 动机。 航空燃气轮机开创 了喷气时代。
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。
柴油发动机发展历程
柴油发动机的发展历程广州渔业船舶检验 Nhomakorabea局 梁 燕
内燃机以其热效率高、结构凑， 机动性强，运行维护简便的优点著称 于世。一百多年以来，内燃机的巨大 生命力经久不衰。目前世界上内燃机 的拥有量大大超过了任何其它的热力 发动机，在国民经济中占有相当重要 的地位。现代内燃机更是成为了当今 用量最大、用途最广、无一与之匹敌 的的最重要的热能机械。现代内燃机 的最大功率为8万千瓦。
当今柴油机的技术水平表现为:优良 的燃烧系统；采用4气门技术；超高压 喷射；增压和增压中冷；可控废气再循 环和氧化催化器；降低噪声的双弹簧喷 油器；全电子发动机管理等,集中体现在 以采用电控共轨式燃油喷射系统为特征 的新一代柴油机上。
14RT-flex96C船用柴油机代表了当今低速船用柴油机的水平，这是世界上首台14缸柴油 机，采用了完善的 RT-flex共轨技术，通过增大行程/缸径比，提高了推进效率；该机持续 输出最大功率80080 千瓦，转速102转/分，缸径960毫米，冲程2.5米，燃油消耗为160克/ 千瓦小时。该机长27.3米，高13.5米，重达2300吨，仅曲轴就重达300吨。
1883年，戴姆勒和迈巴赫制成了第 一台四冲程往复式汽油机，此发动机上 安装了迈巴赫设计的化油器，还用白炽 灯管解决了点火问题。以前内燃机的转 速都不超过200r/min，而戴姆勒的汽油 机转速一跃为800—1000r/min。它的特 点是功率大，质量轻、体积小、转速快 和效率高，特别适用于交通工具。与此 同时，本茨研制成功了现在仍在使用的 点火装置和水冷式冷却器。
超燃冲压发动机技术_刘小勇
推进技术本文2002-06-16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 combusto r ram jet )。
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。
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推进技术超燃冲压发动机的第一个40年 摘 要 对近40年超声速燃烧冲压发动机(简称超燃冲压发动机)技术的出现与成熟进行了综合的论述。
根据对美国、俄罗斯、德国、日本、澳大利亚及其它国家已完成的或者正在进行的研究工作进行了论述,简单地叙述了超燃冲压发动机燃烧室研制的问题。
鉴别了两种新出现的超燃冲压发动机的应用,即通向空间入口用碳氢燃料高速发动机和高超声速空射导弹用碳氢燃料发动机。
主题词 超燃冲压发动机 高超声速 导弹前言大约40年以前,各种高速导弹用的碳氢燃料常规冲压发动机(CRJ)处于持续发展中。
美国洛克希德的X-7可重复使用的试飞器论证了Ma=3～4范围内的冲压发动机性能。
国际上对冲压发动机进行了很好的研究,同时一直对高超声速的常规冲压发动机很感兴趣。
20世纪50年代后期,发表了很多论文,对常规冲压发动机的发展历史进行了评估,并提出了提高飞行速度的各种设计方法。
可是,关于将常规冲压发动机性能扩大到Ma=5.0以上的速度的可行性存在很大的分歧。
同时,对超燃冲压发动机的可行性引起了注意。
早在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。
1959年, Nicholls等人又论证了超声速氢气流中稳定的爆燃波,随后Gross和Chinitz也报导了类似的研究,此外,在这段时间,关于向围绕机体的外气流中加热以产生升力与推力,还有各种各样的研究。
1958年9月在马德里举行了第一届国际航空科学会议。
在这次会议上,Ferri简略地概述了Brookly n Poly-technic研究院的一些工作进展,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。
他报导了这个重要新闻之后,就作为美国超燃冲压发动机技术研究的主要领导者出现。
早在1958年,加拿大蒙特利尔的麦吉尔大学开始了超燃冲压发动机研究工作。
Sw ithenbank报导了一些早期有关超燃冲压发动机的进气道、燃料喷射与燃烧及排气喷管方面的工作,重点是Ma=10～25高速范围内的工作。
Weber和M ackay于1958年发表了超燃冲压发动机的基本分析,此分析研究Ma=4～7范围内超燃冲压发动机和常规冲压发动机(采用氢燃料)的有关性能,并指出在Ma=7.0以上的速度下超燃冲压发动机的潜在优越性。
分析中明确预测了超燃冲压发动机研究中所面临的某些主要技术障碍,包括没有严重激波损失的燃料喷射与混合、燃烧气体动力学现象、壁面冷却与摩擦损失,以及喷管性能等。
此外还讨论了对扩散燃烧室形状的要求以避免由于热阻塞而引起等面积管道中加热的局限性,同时提出了一种积分方法来计算这种扩散管道的壁面压力。
很显然,超燃冲压发动机研究中必须提出的同类问题大约在40年前已经提出了。
1957年约翰霍普金斯大学的应用物理实验室的Avery和Dueger开始了超燃冲压发动机及其潜力的分析研究与试验研究。
紧接着,于1960年Dugger发表了煤油燃料常规冲压发动机和超燃冲压发动机的有关性能的研究,此项工作的结论与Weber和M ackay的类似,即:在Ma=6～8的速度范围内,超燃冲压发动机性能在某些方面超过常规冲压发动机的性能,而且在较高的速度下将占优势。
文章着重说明常规冲压发动机喷管的不平衡流对发动机性能有不好的影响。
令人感兴趣的是,文章中也提出了爆燃波超声速燃烧室可能得到的性能优于超燃冲压发动机的可能性。
虽然,他们确实对常规发动机和超燃冲压发动机的相关性能很感兴趣,但是由于缺少验证的超燃冲压发动机部件性能,又缺少有关高超声速常规冲压发动机的试验数图2 低速固定几何尺寸超燃冲压发动机图1 美国空军IF T V 概念据,所以未能进行实质性的比较。
其后,高速发动机工作的推进集中在超燃冲压发动机上,常规冲压发动机工作则处于停滞状态直到由于整体式火箭冲压发动机发展而重新引起了兴趣。
如今,当注意力转移到以Ma =5～8的较高速度工作的空射导弹时,在此速度范围内的煤油燃料常规冲压发动机和超燃冲压发动机的相关性能再次成为研究的重点。
本文只是简要地论述最成熟的超燃冲压发动机硬件,特别是可能要进行飞行试验的那些工作。
而且,只讨论超燃冲压发动机燃烧技术工作,这方面仍然是超燃冲压发动机的关键研制难题。
由于篇幅有限不允许对根据NASA 提出的火箭基混合循环计划、航空喷气发动机公司和洛克达因公司所研制的各种超燃冲压发动机部件进行任何讨论。
1 美国的超燃冲压发动机技术氢燃料超燃冲压发动机的高速性能,特别是获得近轨道速度的明显潜力,增加了研究人员对高超声速巡航任务的兴趣,尤其是对精致而难以捉摸的单级入轨(SSTO )空天飞机概念的兴趣。
当然,在20世纪60年代初期,对有关空间研究的投资不断地增加,而航空研究资金突然减少,这是把氢燃料超燃冲压发动机工作集中在单级入轨概念上的主要原因。
特别是美国空军提出的超燃冲压发动机工作直接支持了空天飞机概念。
在早期的这些年代里,美国氢燃料超燃冲压发动机研制的领先人物毫无疑问是Ferri 。
他是布罗克里工业学院空气动力实验室(PIBAL )和通用应用科学实验室(GASL )的技术指导与领导,为超燃冲压发动机发展打下了牢固的技术基础。
他早期在PIBAL 和GASL 的工作指向超声速扩散燃烧系统。
他阐明了氢-空气系统的化学过程和现象,分析了关键的紊流混合问题并确定了使热释放与燃烧形状相匹配以免产生强激波的关键问题。
由于确立了这些基础,Ferri 对固定几何尺寸超燃冲压发动机性能最大的问题进行了研究,尤其研制了在宽广的速度范围具有良好性能的发动机。
Ferri 认为,假设使用三维发动机设计并与燃烧产生的激波压缩效应相结合,那么这样的高性能要求能够满足,这种激波压缩效应称为热压缩。
可是Billig 作的一种独立的分析结论是,从理论上讲在低飞行Ma 下,这种性能增加很大,但是使燃料喷射过程适合产生所需热压缩区域实际上是困难的。
20世纪60年代通用应用物理实验室执行的两项发动机计划是令人感兴趣的,其中第一项是飞行试验发动机概念,根据美国空军投资的超燃冲压发动机增量飞行试验飞行器(IFTV )计划而进行的研制,于1965年开始,IFTV 概念如图1所示。
请注意4个氢燃料超燃冲压发动机模块位于飞行器中心体周围。
飞行试验计划准备用助推器将飞行器推进到17068.8m 的高空,并使速度达到1645.9m /s ,然后论证飞行器至少可加速到1828.8m /s 速度。
在研制超燃冲压发动机模块的地面试验计划中,由于遇到了很多进气道与燃烧室的相互影响的问题,因而影响了工作进度。
整个飞行试验计划是一项计划周密、趋向成功的工作,鉴于接连不断的技术难题,该计划于1967年被取消,可是,同年却试射了无动力的试飞器。
遗憾的是,基于三维热压缩方法的模块式超燃冲压发动机设计的可行性在飞行试验中没有得到验证。
IFTV 计划在超燃冲压发动机模块地面试验计划实现前就被取消。
图4 N ASA机身一体化发动机结构图3 NSA S 高超声速研究发动机 另一个有趣的发动机概念由通用应用科学实验室根据美国空军的倡议于1964—1968年进行研制,该发动机称为低速固定几何尺寸超燃冲压发动机,见图2。
这种发动机的设计Ma =3～12,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。
这种固定几何尺寸发动机利用了Ferri 的进气道—燃烧室设计一体化三维空气动力学、适当的燃料喷射和热压缩效应的方法。
此项计划中试验了各种进气道与发动机模块,图2所示发动机模块在Ma =7.4时进行了试验。
值得一提的是当前俄罗斯/法国关于宽广超燃冲压发动机计划的目标也是在Ma =3～12的速度范围内,但是,这种发动机利用机械上可变几何形状。
除通用应用科学实验室设计的发动机之外,美国空军还资助研究其它的超燃冲压发动机并成功地进行了试验,包括美国飞机研究实验室的可变几何尺寸发动机、通用电气公司部件一体化模型及马跨特公司双模态发动机。
除了美国空军倡议的超燃冲压发动机之外,NASA 和美国海军向很重要的发动机计划给予了投资。
NASA 的主要工作是高超声速研究发动机(H RE )计划,于1964年启动,目的是要在X -15A -2研究飞机上对整个飞行重量超燃冲压发动机进行飞行试验。
当X -15计划于1968年被终止时,飞行试验发动机的机会再次失去了。
在这次取消之后,研究重点被转移到两种全尺寸HRE 模型的地面试验上,一种结构模型称为结构装置模型(SAM ),在NASA 兰利研究中心2.44m 高温风洞中以Ma =7的状态进行了试验;另一种模型用于论证发动机性能,称为空气热力学一体化模型(AIM ),在NASA 约翰H ·格宁研究中心、刘易斯区域高超声速试验设备上,以Ma =5,6,7的速度进行了地面试验。
这些发动机由航空研究制造公司设计制造。
HRE 如图3所示,其试验结果令人难忘。
对SAM 发动机的轻型氢冷却结构进行了研制,该发动机在1971—1972年间进行了试验。
关于冷却系统设计与加工,吸取了许多教训;然而,AIM 为水冷锅炉板式发动机。
1972年9月在NASA 约翰H ·格宁研究中心开始AIM 发动机试验,1973年10月进行首次燃料燃烧试验。
大约共进行了52次试验(总的运转时间约为2h )之后,该项计划于1974年4月结束。
建立了Ma =5～7的广泛的进气道和燃烧室性能数据库。
应该指出的是二维燃烧室被制造并进行了试验(在北美,洛克韦尔),有助于倾斜的HRE 燃烧室的研制。
关于扩散管道对燃烧室性能潜在的不利影响,这种HRE 燃烧室装置比较早地进行了深入的了解,而且关于化学动力学和混合对这种性能损失的相关影响给予了许多模拟考虑。
AIM 计划是一件令人佩服的成就,因为论证了:1)高内推力性能;2)从超声速到亚声速燃烧模式的平稳过渡;3)各燃料喷射级之间的强烈干扰;4)燃烧室设计方法、燃料自动点火和火炬点火。
总之,AIM 性能接近70%的理想性能并论证了Ma =5～7速度范围内双模态发动机的可行性。
HRE 轴对称结构是受欢迎的。
法国的ESOPE 发动机是氢燃料双模态轴对称发动机,也于70年代初进行了试验,俄罗斯的几种发动机都利用了这种结构。
与轴对称H RE 发动机相反,NASA 还着重研究了矩形机身一体化概念,如图4所示。
应注意除垂直前机身压缩外,进气道侧壁提供了另一种水平压缩。
气流中支杆是这种概念的关键特点,为分布图5 SCRAM 发动机结构的燃料喷射器提供支柱。
Henry 和Anderson 曾经对机身一体化概念早期的工作做过很好的描述。
这种发动机结构经历了几代技术发展,目的是改进固定几何尺寸进气道及后掠支杆喷射器,论证整个缩尺发动机性能。
不久以后美国空军和NASA 研制出了高超声速研究飞机,对20世纪70年代初期出现的高超声速技术进行了飞行验证。