关于超声速燃烧与高超动力

先进发动机是航空工业的核心技术, 而吸气式高超声速发动机一直是宇航飞行技术研发的首位难题. 发动机的性能依赖于其能量转换模式和燃烧组织方法, 相关理论研究具有基础性和启发性意义. 论文首先讨论了超声速燃烧, 它一直是超燃冲压发动机技术的理论基础. 然后综述了相关研究进展, 提出了吸气式高超声速冲压推进技术的3个临界条件, 或者称为临界参数. 第一临界条件针对超声速气体流动中燃烧发生部位的亚声速或超声速状态的判定问题, 由此可以揭示上行激波的产生机制, 也能够作为燃烧后气体流动状态的判定条件; 第二临界参数定义了在当量比燃烧条件下吸气式高超声速冲压发动机的稳定运行马赫数, 是发动机设计需要考虑的必要条件. 第三临界参数给出了对应CJ斜爆轰的楔面角度, 其物理基础是爆轰临界起爆状态. 最后总结了驻定斜爆轰冲压发动机的实验研究进展, 论述了作为未来高超声速飞行动力的可行性.      

吸气式高超声速飞行器动力学建模研究进展

高超声速飞行以及飞行器机身/超燃冲压发动机一体化设计的典型特点导致吸气式高超声速飞行器具有不同于常规飞行器的飞行动力学特性,而飞行器总体设计和控制系统设计都必须考虑这些新动力学特性的影响,因此为吸气式高超声速飞行器建立能够包含这些新特性的飞行动力学模型非常重要.本文对吸气式高超声速飞行器动力学建模的相关研究进行了总结: 首先,简略地回顾了从超燃冲压发动机研究到飞行器系统研究发展历程; 其次,详细阐述了宽飞行包线、高超声速效应、超燃冲压发动机约束、气动/推进耦合和气动弹性效应等吸气式高超声速飞行器的新动力学特性;然后,讨论了在选择坐标系、抽象飞行器外形、建立弹性机身模型、建立空气动力模型、建立超燃冲压发动机系统模型以及推导运动方程等每个具体步骤中需要考虑的问题和可用的方法;最后,评述了现有吸气式高超声速飞行器动力学模型,并指明了未来发展方向.      

克服“高超声障''的途径”

在高超声速飞行条件下, 流入冲压发动机燃烧室并降至低速的空气温度, 随着飞行马赫数增 加升得愈来愈高. 燃料与高温空气混合燃烧释放的化学能将部分转化为解离能. 这些解离能 在长度受限的尾喷管中难以充分复合形成推力, 使冲压发动机性能随飞行马赫数增大而急剧 下降. 导致冲压发动机不适应高超声速飞行器的推进要求. 将此定名为``高超声障'. 半个 世纪以来, 广泛采用``超声速燃烧'降低流入燃烧室的空气温度来克服这种障碍. 虽已取得 不少进展, 然而关键性难点仍需继续攻克. 为了多途径促进吸气推进高超声速飞行的实现, 提出克服``高超声障'的另一种思路：保持现有冲压发动机吸气与燃烧方式, 通过催化促进 燃气解离组分在尾喷管膨胀过程中的复合, 增大冲压发动机的推力, 达到满足高超声速飞行 器的推进要求.     

提高高马赫数超燃冲压发动机推力的理论方法

斜爆轰发动机和激波诱导燃烧冲压发动机在高马赫数吸气式发动机中具有重要应用前景,但是斜爆轰发动机是否具有足够大的净推力,还是一个未知的问题,因此需要对高马赫数冲压发动机的推进性能以及提高推力的方法进行理论研究.本文主要分为3部分.第1部分理论研究了超燃冲压发动机中的爆燃波和爆轰波的传播特性.保证发动机稳定燃烧是提高推力的...     

高超声速飞行器动力系统研究进展

简要介绍了高超声速飞行器动力系统的概况.第2部分介绍了超燃冲压发动机、爆震发动机和组合循环发动机等典型高超声速吸气式发动机的基本工作原理与系统组成,描述了各自的特点.第3部分阐述了高超声速飞行器动力系统存在的难点问题,并列出了在总体设计、进气道、燃烧室、尾喷管、热防护、轻质结构、燃油供应与控制等方面的关键技术.第4部分回顾了上述几种典型发动机的发展历程,比较全面地介绍了世界主要航空、航天大国在动力系统关键技术攻关与系统研制方面的主要研究计划和取得的主要进展,总结了经验教训, 指出了发展趋势.第5部分阐述了高超声速飞行器动力系统中的燃烧过程及其燃烧基本问题,介绍了主要研究进展.      

高马赫数超燃冲压发动机技术研究进展

吸气式高超声速飞行在空间运输和国家空天安全领域具有极高价值,超燃冲压发动机是其核心动力装置.目前飞行马赫数4.0～7.0超燃冲压发动机技术日趋成熟,发展更高速的飞行动力技术成为今后临近空间竞争焦点之一.本文对飞行马赫数8.0～10.0的高马赫数超燃冲压发动机技术进行了分析和综述.首先论述其亟待解决的关键问题和技术,分别...     

斜爆轰发动机的推力性能理论分析

爆轰燃烧具有释热快、循环热效率高的特点. 斜爆轰发动机利用斜爆轰波进行燃烧组织, 在高超声速吸气式推进系统中具有重要地位. 以往研究主要关注斜爆轰波的起爆、驻定以及波系结构等, 缺少从整体层面出发对斜爆轰发动机开展推力性能分析. 本文将斜爆轰发动机内的流动和燃烧过程分解成进气压缩、燃料掺混、燃烧释热和排气膨胀4个基本模块并分别进行理论求解, 建立了斜爆轰发动机推力性能的理论分析模型. 在斜爆轰波系研究成果的基础上, 选取了过驱动斜爆轰、Chapman?Jouguet斜爆轰、过驱动正爆轰和斜激波诱导等容燃烧等4种燃烧模式来描述燃烧室内的燃烧释热过程, 并对比分析了不同燃烧模式对发动机比冲性能的影响. 此外, 还获得了不同来流参数、燃烧室参数和进排气参数等对发动机推力的影响规律, 发现来流马赫数和尾喷管的膨胀面积比是发动机理论燃料比冲的主要影响因素. 最后, 结合以往关于受限空间内斜爆轰波驻定特性等方面的研究成果, 提出了斜爆轰发动机燃烧室的设计方向.      

超燃冲压模型发动机实验设备与实验技术

超燃冲压发动机是高超声速飞行器的先进的动力系统,在基础研究和工程应用方面都具有重大意义.其实验设备的建设与实验技术的积累是一个国家在航空航天领域综合实力的体现.本文综述了国外超燃冲压发动机地面实验设备的发展情况,介绍了我国用于超燃冲压模型发动机实验的高超声速推进实验装置及其关键组成部分的设计思想、研制方法和调试结果.马赫数5.8,总压5\,MPa,总温2\,000\,K,总流量4.5\,kg/s的设备运行参数为超燃冲压模型发动机的研究提供了必要的实验条件.      

Supersonic combustion and hypersonic propulsion

50 多年的努力和曲折经历证明了超声速燃烧冲压发动机概念的可行性. 本文对影响超燃冲压发动机技术成熟的主要因素作了扼要的分析. 高超声速推进的首要问题是净推力, 利用超声速燃烧获得推力遇到各种实际问题的制约, 它们往往互相牵制. 几次飞行试验表明高超声速飞行需要的发动机净推力仍差强人意, 液体碳氢燃料(煤油) 超燃冲压发动机在飞行马赫数5 上下的加速和模态转换过程, 成为高超声速吸气式推进继续发展的瓶颈. 研究表明, 利用吸热碳氢燃料不仅是发动机冷却的需要也是提高发动机推力和性能的关键举措, 燃料吸热后物性改变对燃烧性能的附加贡献对超燃冲压发动机的净推力至关重要.当前, 实验模拟技术和测量技术相对地落后, 无法对环境、尺寸和试验时间做到完全的模拟. 计算流体动力学(Computational Fluid Dynamics, CFD) 逐渐成为除实验以外唯一可用的工具, 然而, 超声速燃烧的数值模拟遇到湍流和化学反应动力学的双重困难. 影响对发动机的性能作正确可靠的评估.提出双模态超燃冲压发动机模态转换、吸热碳氢燃料主动冷却燃料催化裂解与超声速燃烧耦合、燃烧稳定性、实验模拟技术与装置、内流场特性和发动机性能测量、数值模拟中的湍流模型、煤油替代燃料及简化机理等研究前沿课题, 和未来5~10 年重点发展方向的建议.     

高超声速吸气式发动机的研究进展与发展趋势

１前言 高超声速吸气式推进技术是发展新一代低成本、高性能天地往返运输系统的关键技术,具有强烈的航空航天和军事应用背景,因此它是当前国际上航空航天大国竞相投入巨资开展研究工作的重点之一,其核心是超燃冲压发动机．今年６月初美国 ＮＡＳＡ试飞的Ｘ－４３Ａ样机基本上可以代表目前国际上发展此项技术的最前沿．虽然由于搭载火箭的失败,没有获得有效的实验数据,但这次试飞说明大量的关键性技术问题已经解决,已由地面实验转移到飞行实验阶段． 我国在这方面的研究工作起步较晚,１９９９年才正式开始论证如何发展我国的高超声速…     

超声速气流磁流体加速技术的应用与发展

分析了超声速气流磁流体加速的基本原理,主要从磁流体动力学(magnetohydrodynamics, MHD)加速方案、高超声速MHD 风洞及MHD 推进系统3 个方面对国内外研究进行了回顾和小结,提出了相应的关键技术和难点问题. 通过综述MHD 加速技术的应用和发展,认识到:国外的研究工作比较全面,国内则开展较晚且主要集中于数值模拟;磁流体加速的工作机理还不是很清晰,且还有较多工程实际问题需要解决.     

METHODOLOGY OF AERODYNAMIC RESEARCH FOR HYPERSONIC TECHNICAL PROJECT “HYPER-X”

高超声速技术项目“Hyper-X” 不仅实现了在大气中的高超声速飞行, 验证了超声速燃烧与一体化设计的核心原理, 而且促进了世界范围高超声速技术的持续发展. 分析了Hyper-X 在高超声速基础技术和应用技术领域的研究过程, 特别是理论计算、地面试验和飞行试验相结合系统解决所面临的主要空气动力学问题的研究特色, 尝试在气动研究方法学上归纳整理Hyper-X 研究思路和方法, 指出所具有的分解与集成、递进与过渡、知识与准则、验证与确认等方法学精髓. 还介绍了该方法学在解决吸气式高超声速飞行器主要气动问题方面的一些应用.     

PIV技术在超及高超声速流场测量中的研究进展

本文分析了超声速流场对测量技术的特殊要求, 归纳了目前将粒子影像测速仪(particle image velocimetry, PIV)技术应用于超声速流场的测量时所面临的主要技术难点以及主要的解决方法, 分析了超声速流场中所用PIV粒子的主要要求、粒子特性、投放方法等, 介绍了PIV技术在超声速、高超声速流场测量中最新的国内外进展, 特别是给出了国内外关于高超声速流场中激波/附面层的相互干扰, 以及高超声速飞行器超燃冲压发动机主要部件内流场的PIV试验研究的最新进展.      

超声速和高超声速进气道的数值模拟

本文讨论超声速和高超声速进气道的数值模拟问题,其中包括国内外对进气道问题的一些主要进展、方向和今后预研的动态,目的在于弄清流场形成的机理,为高速飞行器进气道的气动设计提供理论依据。      

Processing of Gasdynamic Numerical Solutions in Similarity Parameters

The distinctive features of the application of similarity parameters (those of Tsien and Hayes, Sychev, Messiter, the linear theory, and hypersonic theory of the flow past slender bodies) are considered with reference to examples of the supersonic flow past sharp bodies of revolution, thin delta wings, and blunt bodies (ellipsoids of revolution and elliptical cylinders). Approaches to the construction of generalizing dependences on the basis of numerical solutions are discussed. These dependences can simplify the overview of numerous solutions and the search for optimal shapes in certain classes of bodies; they give preliminary design estimates and can also be used in complicated problems in which the gasdynamic results are only part of a more general, for example, dynamic problem.     

触摸高温气体动力学

回顾了高温气体动力学与高超声速科技相关的一些重要研究进展,探讨几个具有基础性研究意义的方向：即高超声速流动模拟;高温气体热化学反应机制;高超声速流动滞止区预测;高超声速边界层转捩和激波/激波相互作用诱导的气动热问题．这些研究方向与高温气体效应和强激波密切相关,对高超声速科技关键技术的突破起着重要作用．     

高超声速三维内收缩式进气道/乘波前体一体化设计研究评述

论述了国内外在高超声速三维内收缩式进气道研究方面的最新研究动态,重点阐述了三维变截面内乘波式进气道的研究进展.介绍了常规矩形进口进气道与乘波体外形一体化相关研究,并对三维内收缩式进气道与前体的一体化问题提出了关注. 最后,对高超声速进气道与前体一体化设计的研究趋势进行了展望,提出三维内收缩式进气道与乘波前体的``双乘波'一体化设计可能为高超声速研究带来新的变革.