超燃冲压发动机的热力循环研究剖析
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1. 热力循环的冷源温度逼近 热源温度导致热效率难以 提高
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。
航天系统部分。
IGLA计划
研制第二代高超声速试验飞行器 ，飞行速度为6～14马赫，全 长7.9m，翼展3.6m。氢燃料超燃冲压发动机由3个模块组成， 总长1.9m，质量为200kg。IGLA飞行器已做了大量的地面试 验和风洞吹风试验，但尚未进行飞行试验。
IGLA计划的主要目的在于验证Ma＝10-14高超声速冲压发动机 工作过程的性能；考核发动机和机体结构耐热性；考察全动力和 无动力高超声速飞行动力学特性；该计划将通过CFD、地面试验、 飞行试验对比分析等手段进行。
高超声速 试验发动机
喷射燃烧试验 发动机试验 燃料点火和稳定 雾化方法超 Nhomakorabea冲压基础研究
非接触诊断测试 高速燃烧 燃烧设计方法 发动机连续测试
国家空天 飞机计划
计算方法 推进-机体综合 联合循环概念 飞行演示
直联 试验
电弧 风洞
试验过程
发动机 设计方法
高速 脉冲风洞
超燃冲压技术：2000-至今
美国空军1995年开始HyTech/ HySet计划，论证 马赫4-8碳氢燃料主动冷却超燃冲压发动机技术。 据2007年5月3日报道，采用了HyTECH技术的燃 料冷却超燃冲压发动机X-51A 预计于2008年晚些 时候进行试飞并达到马赫数6.5的速度。
近年来，俄罗斯学者Valdimir Fraishtadt基于发动机部件的主 动热保护思想提出：大气中宽范围内运行的高超音速推进系统应 工作于开环热力学模式。从这一思路出发，俄罗斯学者结合高超 推进系统的特殊工作环境——等离子体，提出了一种新型的高超推 进系统——AJAX（ Аякс ）发动机。
1.2 磁等离子化学发动机的发展
壁面
明：在磁流体加速器的紧壁面处存
在着哈特曼效应（Hartmann
Effect）——由于受到通道中粘性
边界层的影响，近壁面处的流体速
度很低，流体切割磁力线产生的反 阴极
电动势明显小于中心流场，边界层
内的电流密度较大，发热量大，温
壁面
升高。这种现象亦称为磁流体边界
层电流短路。
B 气流速度方向 E
阳极
1.2 磁等离子化学发动机的发展
在2002年初，美国海军发起HyFly计划 ，2005年 成功演示验证了HyFly高超声速打击飞行器助推阶 段的性能，Ma6 双燃烧室。
俄罗斯的高超研究进展
“冷计划”(即“Kholod”计划）
60年代进行超燃冲压发动机研究 “冷计划”(即“Kholod”计划)是对俄罗斯中央航空发动机研
究院(CIAM)和联盟设计局联合研制的轴对称双模态高超声速冲 压发动机进行试验。将参试发动机安装在C-200(即SA-5)地空 导弹的头部（如图），从地面发射，达到预定的试验空域，然 后高超声速冲压发动机点火。
1.3 MHD-Arc-Ramjet联合循环的提出
充分利用来流的等离子环境，借鉴AJAX中的能量再分配思 路，我们提出一种新型的高超推进新循环——MHD-ArcRamjet联合循环。由磁流体发电通道和电弧加热喷管构 成的能量旁路对气流的能量进行重新的分配，以期改善发 动机燃烧室的性能，提高推进系统在更宽广范围内的运行 性能，协调发动机部件间的匹配。
鹰-2-1计划
1993年俄罗斯航天局制定“鹰”计划，目的是发展 多次往返式航天运输系统，为二十一世纪积累技术 和经验。
➢ ２０１５－２０２０年两级航空航天系统 “МИГАКС”，Ｍ=6两级开始分离，第一级涡轮冲 压发动机，第二级采用传统液体火箭发动机。
➢ ２０３０年后完成Ту-2000 “鹰-2-1”是“鹰”计划中高超空天飞机及两级航空
ГЛЛ-31的基本尺寸： 长度7米；起动重量3500公斤； 发动机ГПВРД工作时间30-60cek；起动速度 M=2；高超音速范围M=5—10；飞行高度 20—40公里。
第一部分 超燃冲压发动机循环和 磁等离子化学发动机的提出
1 高超音速冲压发动机所面临的问题
高超音速冲压发动机具有 比冲高、飞行Ma数宽、推 重比高等特点，是大气层 T 内飞行的理想推进系统。 随着高超音速冲压发动机 的运行范围向高速区扩展， 遇到了两大问题：
超燃冲压发动机的热力循环研究
鲍文 哈尔滨工业大学 高超声速技术研究中心
目录
1. 超燃冲压发动机循环和磁等离子化学发动 机的提出
2. 发动机压缩系统的进化规律 3. 能量旁路超燃冲压发动机性能研究 4. 磁控进气道特性研究
高超声速技术发展历史
美国的高超研究进展
技术领域
燃油喷射、混合 部件测试 直联式试验
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。
航天系统部分。
IGLA计划
研制第二代高超声速试验飞行器 ，飞行速度为6～14马赫，全 长7.9m，翼展3.6m。氢燃料超燃冲压发动机由3个模块组成， 总长1.9m，质量为200kg。IGLA飞行器已做了大量的地面试 验和风洞吹风试验，但尚未进行飞行试验。
IGLA计划的主要目的在于验证Ma＝10-14高超声速冲压发动机 工作过程的性能；考核发动机和机体结构耐热性；考察全动力和 无动力高超声速飞行动力学特性；该计划将通过CFD、地面试验、 飞行试验对比分析等手段进行。
高超声速 试验发动机
喷射燃烧试验 发动机试验 燃料点火和稳定 雾化方法超 Nhomakorabea冲压基础研究
非接触诊断测试 高速燃烧 燃烧设计方法 发动机连续测试
国家空天 飞机计划
计算方法 推进-机体综合 联合循环概念 飞行演示
直联 试验
电弧 风洞
试验过程
发动机 设计方法
高速 脉冲风洞
超燃冲压技术：2000-至今
美国空军1995年开始HyTech/ HySet计划，论证 马赫4-8碳氢燃料主动冷却超燃冲压发动机技术。 据2007年5月3日报道，采用了HyTECH技术的燃 料冷却超燃冲压发动机X-51A 预计于2008年晚些 时候进行试飞并达到马赫数6.5的速度。
近年来，俄罗斯学者Valdimir Fraishtadt基于发动机部件的主 动热保护思想提出：大气中宽范围内运行的高超音速推进系统应 工作于开环热力学模式。从这一思路出发，俄罗斯学者结合高超 推进系统的特殊工作环境——等离子体，提出了一种新型的高超推 进系统——AJAX（ Аякс ）发动机。
1.2 磁等离子化学发动机的发展
壁面
明：在磁流体加速器的紧壁面处存
在着哈特曼效应（Hartmann
Effect）——由于受到通道中粘性
边界层的影响，近壁面处的流体速
度很低，流体切割磁力线产生的反 阴极
电动势明显小于中心流场，边界层
内的电流密度较大，发热量大，温
壁面
升高。这种现象亦称为磁流体边界
层电流短路。
B 气流速度方向 E
阳极
1.2 磁等离子化学发动机的发展
在2002年初，美国海军发起HyFly计划 ，2005年 成功演示验证了HyFly高超声速打击飞行器助推阶 段的性能，Ma6 双燃烧室。
俄罗斯的高超研究进展
“冷计划”(即“Kholod”计划）
60年代进行超燃冲压发动机研究 “冷计划”(即“Kholod”计划)是对俄罗斯中央航空发动机研
究院(CIAM)和联盟设计局联合研制的轴对称双模态高超声速冲 压发动机进行试验。将参试发动机安装在C-200(即SA-5)地空 导弹的头部（如图），从地面发射，达到预定的试验空域，然 后高超声速冲压发动机点火。
1.3 MHD-Arc-Ramjet联合循环的提出
充分利用来流的等离子环境，借鉴AJAX中的能量再分配思 路，我们提出一种新型的高超推进新循环——MHD-ArcRamjet联合循环。由磁流体发电通道和电弧加热喷管构 成的能量旁路对气流的能量进行重新的分配，以期改善发 动机燃烧室的性能，提高推进系统在更宽广范围内的运行 性能，协调发动机部件间的匹配。
鹰-2-1计划
1993年俄罗斯航天局制定“鹰”计划，目的是发展 多次往返式航天运输系统，为二十一世纪积累技术 和经验。
➢ ２０１５－２０２０年两级航空航天系统 “МИГАКС”，Ｍ=6两级开始分离，第一级涡轮冲 压发动机，第二级采用传统液体火箭发动机。
➢ ２０３０年后完成Ту-2000 “鹰-2-1”是“鹰”计划中高超空天飞机及两级航空
ГЛЛ-31的基本尺寸： 长度7米；起动重量3500公斤； 发动机ГПВРД工作时间30-60cek；起动速度 M=2；高超音速范围M=5—10；飞行高度 20—40公里。
第一部分 超燃冲压发动机循环和 磁等离子化学发动机的提出
1 高超音速冲压发动机所面临的问题
高超音速冲压发动机具有 比冲高、飞行Ma数宽、推 重比高等特点，是大气层 T 内飞行的理想推进系统。 随着高超音速冲压发动机 的运行范围向高速区扩展， 遇到了两大问题：
超燃冲压发动机的热力循环研究
鲍文 哈尔滨工业大学 高超声速技术研究中心
目录
1. 超燃冲压发动机循环和磁等离子化学发动 机的提出
2. 发动机压缩系统的进化规律 3. 能量旁路超燃冲压发动机性能研究 4. 磁控进气道特性研究
高超声速技术发展历史
美国的高超研究进展
技术领域
燃油喷射、混合 部件测试 直联式试验