超燃冲压发动机课件

超燃冲压发动机 scramjet engine 授课教员：李倩 汇报人：曹栋栋 目录 CONTENTS 第一部分 技术概况 第二部分 主要类型 第三部分 关键技术 第四部分 各国现状 第一部分 技术概况 第一部分 技术概况 涡轮风扇发动机 高超声速飞行器（飞行马赫数超过声速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。 第一部分 技术概况 当空气速度达到2马赫以上时，如果取消发动力内部的风扇涡 轮等设备，让气流直接进入发动机。然后通过调整发动机的 构造（一般是缩小发动机的直径），发动机内部气流的压强 就会自动上升，节省了压气机压气环节。一般只要空气降到 音速之下就可以进入燃烧室和燃料混合点燃使用了，点燃后 的空气压力由喷口喷出，产生强大的反推力，推动飞机或者 导弹向前飞机，这就是所谓的冲压发动机原理。 然而人类对速度的追求是疯狂的。对更快的发动机需 求之后，科学家们很快发现，当速度超越4马赫后， 燃烧室内进入的气流速度迅速升高，变为超音速，此 时发动机便会出现很多问题导致速度无法继续提升甚 至熄火，让气流在超音速下点燃产生稳定的推力，这 就是超燃冲压发动机技术。其中4-6马赫叫做亚燃冲 压发动机，6马赫以上叫超燃冲压发动机技术 第一部分 技术概况 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。 1926年，英国工程师本杰明卡特提出了在发动机中安 置火焰稳定器的设计。1928年，德国开始研究利用激波 。当飞行器的速度超过声速时，飞行器前方来不及躲开 的空气会不断地堆积压缩，并最终形成激波。激波的厚 度只有几微米，但是激波前后的空气性质会发生巨大的 变化。德国人以此为灵感设计出了带中心锥的进气道， 利用一系列斜激波来改善冲压发动机的进气环境。这两 项发明奠定了早期冲压发动机的基础。 1949年4月，由法国传奇工程师雷内勒杜克设计的010型 飞机试飞成功 第一部分 技术概况 黄铜骑士导弹 第二部分 主要类型 第二部分 主要类型 双燃烧室冲压 组合超燃 双模态冲压 第二部分 主要类型双模态冲压 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。当发动机的飞行M数低于6时，在超燃冲压发动机 的进气道内产生正激波，实现亚声速燃烧；当M数大于6时，实现超 声速燃烧，使超燃冲压发动机的M数下限降到3，扩展了超燃冲压发 动机的工作范围。 苏联Kholod的冲压发 动机是一种双模态亚/超燃冲压发动机，即开始 点火时以亚燃模式工作，随后加速并转换到超燃模式工作。此种双模 态冲压发动机的点火速度较低（23马赫）， 有利于减小飞行器的整 体质量。 第二部分 主要类型双燃烧室冲压 对于采用碳氢燃料的超燃冲压发动机来说，当发动机在M34.5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。 优点：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。 第二部分 主要类型组合超燃 这种方案的M数范围是015甚至25,用于可在地面起降的有人驾驶 空天飞机。 已经研究过的组合式超燃冲压发动机类型:涡轮/亚燃/超燃冲压、 火箭/超燃冲压等。这种发动机将成为21世纪从地面起降的空天飞 机的动力。 第二部分 主要类型组合超燃 第三部分 关键技术 第三部分 关键技术 燃烧室的设计 燃烧室主要是燃料和气流混合的场所 要解决的关键问题是在有限的空间(米级)、时间(毫秒级)内和在高速气流( 通常是超声速气流)中,实现燃料的喷射、雾化、蒸发、掺混、点火、稳定燃 烧,将化学能最大限度地转化为热能,有高的热效率和较小的压力损失，但因 为发动机总要逐渐增速。而在不同的速度下，气流在燃烧室内的速度不同 ，对于点火等技术的要求也不同，而简单的串联不同的发动机不但增大重 量而且并不真的有用，因此在一个发动机内同时实现多种模式燃烧就显得 非常关键。一般有两种方法，一是通过精密的计算机调整燃烧位置、燃烧 强度(燃烧控制)，另一种则是调整燃烧室几何面积，这两种方式都非常难， 需要大量的计算和实验。 第三部分 关键技术 热平衡管理 在采用碳氢燃料的超燃冲压发动机中，燃料还作为冷却剂。达到 一个热平衡，使发动机携带的燃料与燃烧所需的燃料量相当是非 常重要的。但是，冷却的燃油需求量可能超出燃烧所需的燃料量 ，这意味着用于冷却的燃料量将比燃烧消耗的燃料多。这样，热 的多余燃料必然堆积在发动机的某处，这将有可能使飞行器的航 程受影响。替代的方案是在更低的速度下飞行，以减少达到正确 热平衡的热负荷。 一体化设计 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、调节 控制设计一体化。 第三部分 关键技术 第三部分 关键技术 材料技术、点火技术 1、高温坏境，高压载荷，对材料要求特别高 2、在高超音速中添加燃料并点火无异于在龙卷风中点燃一根火柴。 进气道技术 进气道技术要解决的主要问题是要求高超声速进气道能够让发动机可 以持续稳定的进气出气，且维持稳定的压力，否则发动机就会变得不可控 制甚至突然熄火。此外因为空气流动时在和发动机交界处流速恒定为0，这 就会产生一个阻力，这个交界层叫做附面层，高超音速时，这一阻力效应 非常大，要解决这些问题都需要对进气道进行精密设计，研究其三维压缩 效应，附面层效应等。 第四部分 各国进展 “ 第四部分 各国进展 在这个领域，主要是苏联/俄罗斯、美 国、中国在竞争发展，并在近几年因其 对未来战争方式的改变，越来越受到人 们的关注。 第四部分 各国进展-苏联俄罗斯 第四部分 各国进展-苏联俄罗斯 IGLA”/GLL-8 第四部分 各国进展-美国 美国在冷战期间进行了多个高超声速飞行器试验计划，尤其 是1986年开始的雄心勃勃的美国国家空天飞机（NASP）计 划，目标是研制出可完全重复使用、单 级入轨、水平起降、 超燃冲压发动机推进、跨大气层飞行的空天飞机。NASP最 终由于技术难度太大而于1995年终止。美国真正取得超燃冲 压发动机技术的突 破是1996年开始的Hyper-X计划，包括X -43A/B/C/D四种飞行器，其中已经进行飞行试验的是X- 43A，使用氢燃料超燃冲压发动机 第四部分 各国进展-美国 第四部分 各国进展-美国 美国军方也开展了基于碳氢燃料的超燃冲压发动机高超声速飞行器计划，其中已取 得飞行试验成功的是美国空军研究实验室（AFRL）与国防高级研究计划局（DARPA） 联合研制的X-51A“乘波者”，标志着美国的军用高超声速飞行器进入工程化研制阶段 第四部分 各国进展-中国 第四部分 各国进展-中国 1987-1992年在863计划“天地往返运输系统”论证中，提出“以 飞船起步，以空天飞机为发展方向”，进行了超声速燃烧的初步研 究。90年代初，在921工程和863计划的推动下，三院31所等国内 多家单位开始了超燃冲压发动机预研工作，在超声速燃料点火、稳 定燃 烧、高超声速进气道设计、高超飞行器气动、材料、发动机/飞 行器一体化总体设计等方面都取得了进展。 建成了一批相关地面设备，如1米高超声速风洞（410马赫，中 国空气动力研究与发展中心）、1米电弧风洞（50MW，航天科技 十一院）、JF-12高超声速激波风洞（9马赫、3000K，中科院力学 研究所）、流量100kg/s的高超声速冲压发动机自由射流试车台（ 航天三院31所）等。 第四部分 各国进展-中国 2012-2013航空科学技术学科发展报告 第四部分 各国进展-中国 根据刘兴洲院士提出的设想，我国的高超声速技术的发展将分三 步走： 1.2020年前，研制出高超