关于吸气式高超声速推进技术研究的思考

回顾了吸气式高超声速推进技术的研究进展, 分析了超燃冲压发动机研制面临的关键科学问题, 并从不同角度探讨了增大超燃冲压发动机推力的可能方法.这些方法包括: 能够降低总压损失的高超声速来流压缩方法、生成三维涡流的超声速混合增强技术、碳氢燃料的预热喷射、可以控制燃烧过程的燃烧室设计优化方法、通过减小发动机流道湿面积来降低摩擦阻力和催化复合解离的燃气降低高温气体效应.考虑到等压热力学循环的热效率,还建议研究在高超声速推进系统中应用热效率高的爆轰过程, 并探讨了爆轰推进方法研究的进展与问题.吸气式高超声速推进技术是高超声速飞行器发展的关键技术, 认真思考和探索其发展方向是非常必要的.      

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.      

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.      

斜爆震燃烧与斜爆震发动机研究进展

发展更高性能的吸气式高超动力成为未来高超声速飞行器研制的重中之重。现有基于煤油燃料的超燃冲压发动机,主要以爆燃模式组织燃烧,在高来流马赫数(Ma≥8)条件下,将面临高来流总温带来的高温离解和化学非平衡效应所带来燃料的能量难以充分释放和利用的难题,相比之下,斜爆震组织燃烧更接近于等容燃烧,具有燃烧释热速率快、热循环效率高等优势,是一种可应用于高马赫数吸气式动力的理想燃烧模式。斜爆震发动机能够显著缩短燃烧室长度,减少释热面积,是高马赫数飞行器极具潜力的吸气式动力方案。其中,斜爆震发动机内流道各部件的匹配设计、燃料喷注-混合、斜爆震波的起爆与驻定等是斜爆震发动机研制的关键技术,是当前高超声速领域的研究热点。但由于其面临的高速、高总温总压的来流条件以及爆震波在流场中的强间断与高速传播特性等,现有试验与数值模拟研究手段难以开展精细的燃烧流动机制研究,进而限制了相关控制机理的揭示与高精度模型的建立,使得斜爆震发动机工程研制较为困难,当前研究仍存在许多值得探讨的地方,文章在综述的同时对下一步研究提出相关建议。     

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,分别包括高焓离解与热化学非平衡效应、超高速气流燃料增混与燃烧强化技术、高超声速燃烧与进气压缩的匹配及工作模态、高焓低雷诺数边界层流动及其控制方法、高焓低密度流动/燃烧的热防护技术,以及高马赫数发动机的地面试验风洞技术.然后,进一步介绍了国内外高焓激波风洞与驱动技术以及国内外典型的地面和飞行试验进展.进而针对推进和热防护的总体性能评估、高马赫数发动机内凸显的高焓离解与热化学非平衡效应、超高速气流燃料增混和燃烧强化技术综述了相关研究进展及结论,讨论了高马赫数超燃冲压发动机的可行性以及各关键技术的特点.最后进行了总结并对后续研究提出了几点建议.     

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.      

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.     

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.      

高速弹丸诱导斜爆轰激波结构实验研究

斜爆轰推进系统在高超声速推进领域具有广阔的应用前景,其释热迅速、比冲高、燃烧室结构简单的优点吸引研究人员的持续关注.然而,斜爆轰的地面试验同时涉及到高速试验环境模拟、燃料与氧化剂混合、高温燃烧流场结构测量等技术难点,当前国内外系统的试验研究仍然十分有限,难以支撑斜爆轰发动机的研制.为了研究自持传播的斜爆轰激波结构与波面流动特性,基于爆轰驱动二级轻气炮开展了高速弹丸诱导斜爆轰实验研究,使用直径30 mm球头圆柱形弹丸发射进入充满氢/氧可燃混合气体的实验舱中以起爆斜爆轰波,并采用两种阴影技术对实验流动结构进行测量.实验中在不同速度、不同充气压力下观察到三种弹丸诱导激波结构,即激波诱导燃烧、弹丸起爆爆轰波和相对弹丸驻定的斜爆轰波,实验舱充气压力下降则会造成爆轰横波尺度增加与波面流动失稳.实验中,斜爆轰激波角与理论分析结果吻合较好,弹丸气动不稳定带来较大的弹丸攻角会对激波角测量带来一定偏差.通过对斜爆轰波波面法向传播速度的测量发现,随着远离弹丸,斜爆轰传播速度由弹丸飞行速度衰减至接近实验气体CJ速度,弹丸速度的降低会加速斜爆轰波传播速度的衰减.     

氨燃料吸气式变循环发动机性能分析

针对飞行马赫数0 ~ 10的宽域飞行器对吸气式动力的需求, 提出了一种以氨为燃料和冷却剂的宽域吸气式变循环发动机, 其工作模态可有3种: 涡轮模态、预冷模态和冲压模态. 首先通过对该发动机各模态热力循环过程进行建模, 计算得到发动机比推力、比冲和总效率等性能参数, 初步验证其在马赫数0 ~ 10范围内工作的可行性; 然后, 选取甲烷和正癸烷为低温低密度和煤油类碳氢燃料的典型代表, 对比各模态下氨与碳氢燃料发动机的性能差异. 结果表明, 由于氨突出的当量总热沉和当量热值, 飞行马赫数3 ~ 5的预冷模态发动机性能各指标均优于碳氢燃料. 在涡轮模态和冲压模态下, 氨燃料发动机比冲较低, 但比推力和总效率优于碳氢燃料; 最后, 对比分析各类燃料马赫数0 ~ 10宽域工作特性, 发现氨预冷可以显著提升发动机比推力, 特别在高马赫数范围, 再生冷却通道内氨可发生裂解反应大量吸热并分解为氢气和氮气, 会进一步提升发动机比推力和比冲, 且不会堵塞冷却通道, 因此可胜任飞行马赫数0 ~ 10的宽范围飞行需求. 而煤油类碳氢燃料受限于比推力低和裂解结焦问题, 最高工作马赫数难以超过8. 本文提出的氨燃料吸气式变循环发动机, 当量冷却能力强且比推力高, 适合用于二级入轨飞行器的一级动力、高马赫数宽域吸气式飞行以及未来高超声速民航等场景.      

Analysis of efficiency of using hybrid propulsion for accelerating small-size rockets starting from the earth surface

The flight trajectories of a hypothetical small-size rocket starting from the Earth surface and driven by hybrid propulsion, which involves a solid-propellant rocket motor (SRM) and a ramjet-type air-breathing engine (ramjet), are calculated and analyzed. The basic varied parameter is the ratio of the fuel masses used for operation of various engine types with the total fuel mass being unchanged. The objective function is the flight range of the rocket under different initial conditions. Based on a model problem considered as an example, it is demonstrated that the flight range can be substantially increased by using hybrid propulsion (SRM and ramjet), as compared with the vehicle having identical mass and size characteristics and using the SRM only.     

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.     

Ignition and combustion study of JP-8 fuel in a supersonic flowfield

The ignition and combustion process of fuels in a supersonic combustion chamber plays an important role in the design of hypersonic propulsion system. However, it is a quite complicated process, due to the large variation of inlet air velocity, temperature, oxygen concentration, and shocks in the supersonic combustion chamber. The purpose of this paper is to observe the ignition delay and combustion phenomenon of the JP-8 fuel droplets in a supersonic flowfield experimentally. A shock tube is used as a basic test facility to create a high-speed and high-temperature flowfield as a supersonic combustor. In the experiments, several test parameters are controlled, such as shock velocity, gas temperature, fuel droplet size and distance, initial fuel temperature, and oxygen concentration, etc. The test results show the influence of these parameters on ignition delay, ignition limitation, and detonation. The most important factor in the experiment is the initial fuel temperature effect, which is influenced by the altitude variation during a flight. Received 4 August 1995 / Accepted 12 December 1995