超燃冲压发动机的热力循环研究
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Pre-ionizer 1 1' 5 diffuser 2 3 Combustion chamber 4 6 nozzle MHD generator Arc reheating 7
h
Energy management
S
1.3 MHD-Arc-Ramjet联合循环的提出
作为能量回注的另一种方式——电弧加热在空间电推进、地面 风洞和加热炉中得到了广泛的应用。电弧加热有极高的电弧温 度(几万度)，可有效的将能量加入到中心气流中；而流场的边 缘温度相对较低，有利于喷管冷却；电弧加热对气流电导率的 变化不敏感，布置位置灵活、体积小、重量轻、容易实现。 由磁控进气道和电弧加热喷管所组成的能量旁路系统对高速来 流的能量进行分配，实现对燃烧室入口处流场的控制，从而满 足燃烧室入口处速度和燃烧室中加热比（温比）的要求。 为了进一步的提高发动机的循环效率和变工况适应性，在尾喷 管中采用从前到后布置多个电弧的方式注入能量。对于不同的 来流Ma数和不同的磁控进气道中能量取出率，选用不同位置处 的电弧进行能量的回注。
为理想热力循环功
1
2.1 理论知识
Lid C pT0 (
k k 1
Fsp
1)(
k k 1
1)
op
p t3 总压比 p0
的影响：当 1时，循环热效率等于 零；当 max 时，加热量等于零，故循环功等于 k k T 零；因此一定存在最优值 ( t 4 ) 2( k 1) () 2( k 1)。
op choice for sea level case
D-30F6
pt 3 Tt 4 1800/ K , 30 p0
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 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： 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
op choice for altitude of 20km case
op choice for altitude of 10km case
F110GE-100 F404-F1D2 F101GE-102 F404GE-402 AL-31F
RD-133
F100PW-220
20 15 10 5 0 0.5
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 超燃冲压基础研究
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
高速 脉冲风洞
试验过程
发动机 设计方法
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。 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。
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。
MIG-29
MIG-31 Mirage 2000 -
21
21 9.8 30 -
1536
1660 1533 1747 1800
2450
3000 -
2.2 -
China PRC
Taihang growth versions
2.2.1 涡轮发动机的性能/压比需求
40 35 30 25
pt 3 p or t1 p1 p1
壁面 B 气流速度方向
E
阳极 wk.baidu.com面
1.2 磁等离子化学发动机的发展
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。
T 材料温度限制
高Ma数
低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。 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。
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
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。
2
2.5
3
Country
Engine type
Applicatio n
32
29.9~30.4
Tt 4 /K
1643
1643
Aircraft max(v0)/km· h-1
Aircraft max(Ma0)
F100-PW-220
F110-GE-100 USA
F-15
F-16
-
2.5
2
F404-F1D2
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。
2.1 理论知识
理想Brayton循环： 等熵压缩/膨胀、等压 加热/放热。——对应 于性能极限。
Fsp v9 v0 2 Lid v v0
2 0
T 4
3 9
0
Fsp
Lid
为发动机单位推力；
Lid C pT0 (
1
1)(
S
1)
v0 , v9 分别为发动机进、出口处速度；
7 x 10
5
40 35 30
6
5
25
Pt 0 p0
4
3
20 15
re cov 1
re cov 0.8
1 1.5
2
10
1
5
0 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15
Ma
0 0.5
p Tt 4 1800/ K , t 3 30 p0
Ma
op
温比 的影响：增加温比会提高循环功 Lid 。物理 意义非常明显，提高温比意味着燃烧室出口总温增 加，加热量增加，故提高循环功。
Tt 4 T0
T0
2.1 理论知识
由吉布斯方程，总温、总压的定义的推得，标志过程损失 的熵增与过程总压恢复系数、过程传递/转化的能量之间的 关系可表达为
dsirr C p d ln Tt R d ln P t
1.2 磁等离子化学发动机的发展
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 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 升高。这种现象亦称为磁流体边界 层电流短路。
2 MHD-Arc-Ramjet联合循环的方案
• 飞行器方案： 乘波器 方案、轴对称方案 • 来流的电离方案：平 衡电离、非平衡电离 • 磁流体发电机方案 ： 连续电极型、霍尔型、 分段法拉第型和斜联 式 • 电弧能量注入方案 • 运行控制方案
磁流体发电机 电离器 激波 进气道 燃烧室 尾喷管 电弧加热
F404-GE-402 F101-GE-102 F110-GE-129
F117
F/A-18 B-1B Su-27
26
26 26.5 32 23
1643
1643 1643 1728 1650
2430
0.92
1.8 1.25 -
Russia or USSR France
AL-31F
RD-133
D-30F6 M53-P2 Taihang
绝能条件下（ dTt 0）， dsirr Rd ln Pt ——过程损失导致熵增，总压降低； 理想/等熵条件下（dsirr 0 ），Cpd lnTt Rd ln Pt ——外界注入能量能够提高总压； ——反之向外界输出能量降低总压；
2.2 发动机的性能发展规律探讨
涡轮发动机的工作范围下的情况
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。 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。
超导磁场
励磁控制 电弧控制
第二部分 发动机压缩系统的进化规律
1.航空发动机的发展
事实： Ma=0.5~3 压缩过程注入能量 涡轮发动机 Ma=3~9 压缩过程绝热 冲压发动机 Ma>9 压缩过程取出能量 带有能量旁 路的冲压发动机
问题
飞行速度为多少时，应该在发动机压缩过程 中注入、或取出能量； 在高超声速区域内，是否必须采用带有能量 旁路冲压发动机的热力循环结构； 带有能量旁路冲压发动机（特殊的热力循环 结构）的产生依据
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 航天系统部分。
h
Energy management
S
1.3 MHD-Arc-Ramjet联合循环的提出
作为能量回注的另一种方式——电弧加热在空间电推进、地面 风洞和加热炉中得到了广泛的应用。电弧加热有极高的电弧温 度(几万度)，可有效的将能量加入到中心气流中；而流场的边 缘温度相对较低，有利于喷管冷却；电弧加热对气流电导率的 变化不敏感，布置位置灵活、体积小、重量轻、容易实现。 由磁控进气道和电弧加热喷管所组成的能量旁路系统对高速来 流的能量进行分配，实现对燃烧室入口处流场的控制，从而满 足燃烧室入口处速度和燃烧室中加热比（温比）的要求。 为了进一步的提高发动机的循环效率和变工况适应性，在尾喷 管中采用从前到后布置多个电弧的方式注入能量。对于不同的 来流Ma数和不同的磁控进气道中能量取出率，选用不同位置处 的电弧进行能量的回注。
为理想热力循环功
1
2.1 理论知识
Lid C pT0 (
k k 1
Fsp
1)(
k k 1
1)
op
p t3 总压比 p0
的影响：当 1时，循环热效率等于 零；当 max 时，加热量等于零，故循环功等于 k k T 零；因此一定存在最优值 ( t 4 ) 2( k 1) () 2( k 1)。
op choice for sea level case
D-30F6
pt 3 Tt 4 1800/ K , 30 p0
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 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： 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
op choice for altitude of 20km case
op choice for altitude of 10km case
F110GE-100 F404-F1D2 F101GE-102 F404GE-402 AL-31F
RD-133
F100PW-220
20 15 10 5 0 0.5
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 超燃冲压基础研究
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
高速 脉冲风洞
试验过程
发动机 设计方法
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。 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。
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。
MIG-29
MIG-31 Mirage 2000 -
21
21 9.8 30 -
1536
1660 1533 1747 1800
2450
3000 -
2.2 -
China PRC
Taihang growth versions
2.2.1 涡轮发动机的性能/压比需求
40 35 30 25
pt 3 p or t1 p1 p1
壁面 B 气流速度方向
E
阳极 wk.baidu.com面
1.2 磁等离子化学发动机的发展
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。
T 材料温度限制
高Ma数
低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。 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。
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
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。
2
2.5
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Country
Engine type
Applicatio n
32
29.9~30.4
Tt 4 /K
1643
1643
Aircraft max(v0)/km· h-1
Aircraft max(Ma0)
F100-PW-220
F110-GE-100 USA
F-15
F-16
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2.5
2
F404-F1D2
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。
2.1 理论知识
理想Brayton循环： 等熵压缩/膨胀、等压 加热/放热。——对应 于性能极限。
Fsp v9 v0 2 Lid v v0
2 0
T 4
3 9
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Fsp
Lid
为发动机单位推力；
Lid C pT0 (
1
1)(
S
1)
v0 , v9 分别为发动机进、出口处速度；
7 x 10
5
40 35 30
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Pt 0 p0
4
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20 15
re cov 1
re cov 0.8
1 1.5
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0 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15
Ma
0 0.5
p Tt 4 1800/ K , t 3 30 p0
Ma
op
温比 的影响：增加温比会提高循环功 Lid 。物理 意义非常明显，提高温比意味着燃烧室出口总温增 加，加热量增加，故提高循环功。
Tt 4 T0
T0
2.1 理论知识
由吉布斯方程，总温、总压的定义的推得，标志过程损失 的熵增与过程总压恢复系数、过程传递/转化的能量之间的 关系可表达为
dsirr C p d ln Tt R d ln P t
1.2 磁等离子化学发动机的发展
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 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 升高。这种现象亦称为磁流体边界 层电流短路。
2 MHD-Arc-Ramjet联合循环的方案
• 飞行器方案： 乘波器 方案、轴对称方案 • 来流的电离方案：平 衡电离、非平衡电离 • 磁流体发电机方案 ： 连续电极型、霍尔型、 分段法拉第型和斜联 式 • 电弧能量注入方案 • 运行控制方案
磁流体发电机 电离器 激波 进气道 燃烧室 尾喷管 电弧加热
F404-GE-402 F101-GE-102 F110-GE-129
F117
F/A-18 B-1B Su-27
26
26 26.5 32 23
1643
1643 1643 1728 1650
2430
0.92
1.8 1.25 -
Russia or USSR France
AL-31F
RD-133
D-30F6 M53-P2 Taihang
绝能条件下（ dTt 0）， dsirr Rd ln Pt ——过程损失导致熵增，总压降低； 理想/等熵条件下（dsirr 0 ），Cpd lnTt Rd ln Pt ——外界注入能量能够提高总压； ——反之向外界输出能量降低总压；
2.2 发动机的性能发展规律探讨
涡轮发动机的工作范围下的情况
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。 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。
超导磁场
励磁控制 电弧控制
第二部分 发动机压缩系统的进化规律
1.航空发动机的发展
事实： Ma=0.5~3 压缩过程注入能量 涡轮发动机 Ma=3~9 压缩过程绝热 冲压发动机 Ma>9 压缩过程取出能量 带有能量旁 路的冲压发动机
问题
飞行速度为多少时，应该在发动机压缩过程 中注入、或取出能量； 在高超声速区域内，是否必须采用带有能量 旁路冲压发动机的热力循环结构； 带有能量旁路冲压发动机（特殊的热力循环 结构）的产生依据
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 航天系统部分。