超声速燃烧冲压发动机

超声速燃烧冲压发动机是一种以超声速燃烧为特色的冲压发动机,在高速时，需要超声速燃烧来保证较高的燃料利用率。

超声速燃烧冲压发动机是一种新型的吸气式发动机，装置了这种发动机的飞行器将大大突破现有的速度和高度极限，使飞行马赫数r运动速度与音速之比达到6~25.从而实现人类航空航天史上一个新的突破。超音速燃烧冲压发动机其燃料的燃烧利用了高速飞行所产生的压缩气流，能直接从空气中获取氧气。其相应也分为两大类，一类爆震波型；一类在续燃烧型。

使用材料或称模糊材料。使用两种具有不同功能的材料,通过连续改变两种材料的组织,使其结合部位的航天飞机超音速燃烧冲压式发动机燃烧室壁接触数千度高温气体的一面使用耐热性优良的陶瓷，赋于材料耐热性能，而用液态金属或液态氢冷却的另一面则采用金属材料 。1

组成原理超音速燃烧是超音速燃烧室的理论基础。超燃冲压的结构比任何吸气式发动机都简单，由三部分组成：前体和进气道，燃烧室，尾喷管和后体。

冲压发动机它的原理由法国人雷恩.洛兰于1913年提出，1939年首次被德国用于V-1飞弹上。冲压发动机由进气道、燃烧室、推进喷管三部分组成，它比涡轮喷气发动机简单得多。冲压是利用迎面气流进入发动机后减速、提高静压的过程。该过程不需要高速旋转的、复杂的压气机。高速气流经扩张减速，气压和温度升高后，进入燃烧室与燃油混合燃烧，温度为2000-2200℃，甚至更高，经膨胀加速，由喷口高速排出，产生推力。

关键技术与飞行器高度一体化的超燃 冲压发动机系统主要由进气道、燃烧室、喷管等关键部件组成。其主要关键技术包括:在飞行马赫数范围内时,长度短、性能高、工作稳定的进气系统;能为推进系统提供最佳性能的燃烧室;能在飞行器整个工作范围内提供有效推力的排气系统;发动机总体性能优化;能提供最大有效能量又能提供充分的冷却能力的燃料和燃料供给系统;适合高超声速飞行的热结构和材料;以及演示验证技术等。

发动机/飞行器一体化在高超声速飞行条件下,由于激波损失、摩擦损失、附面层分离、附面层与激波相互影响等因素,将显著地增加飞行器的阻力。超燃冲压发动机在高超声速飞行器中的合理布局可以明显地减小飞行器的阻力,使飞行器获得较高的升阻比;同时,飞行器外形、发动机在飞行器中的布局,对进入发动机气流的流量大小、流场品质有重要影响,也影响到发动机出口气流的膨胀,从而影响到发动机部件性能和总体性能,影响到发动机的部件结构和总体结构。从发动机研究角度出发,发动机/机体一体化主要研究:发动机在飞行器中的布局,发动机的进气道性能受到飞行器前体的影响(前体预压缩对增大进气道的流量是有利的,但是其产生的附面层、摩擦损失、流场不均匀性等对发动机的性能是不利的),飞行器后体对发动机出口气流膨胀的影响(发动机尾喷管与飞行器后体相互匹配,控制气流膨胀不足和过度,增大发动机推力和减小尾部底阻)。

超燃冲压发动机总体技术超燃冲压发动机总体技术主要是协调与飞行器总体的关系,约束发动机各部件的性能指标,涉及到推进系统总体性能优化选择、总体结构、热管理、部件形式选择与性能要求、发动机控制方案等。 冲压发动机的特点是在设计点具有较高性能,偏离设计点,性能迅速下降,因而工作范围不宽,通常只能够跨2个马赫数工作。以超燃冲压发动机为动力的高超声速飞行器,巡航速度一般大于马赫数6,在从0起动速度到巡航速度的范围内,冲压发动机工作的速度范围越宽,飞行器的总体性能越优,因此理想的工作状态时希望冲压发动机能够在马赫数低于2时就开始工作,一直使飞行器加速到巡航速度(如马赫数6),但是这给发动机的设计带来了很多困难。因此优化选择发动机的工作过程,在较宽的速度工作范围使发动机具有较高性能成为发动机总体技术首先要解决的问题。 通常在飞行器马赫数小于6时,冲压发动机采用亚声速燃烧(亚燃)比采用超声速燃烧(超燃)具有更高的性能。亚燃冲压发动机与超燃冲压发动机简单串联或并联组合,都不能够使冲压发动机获得良好性能。这必然要求具有较宽工作范围的超燃冲压发动机既能够实现超声速燃烧,也能够实现亚声速燃烧,即所谓双模态燃烧。在不同的马赫数条件下,合理配置发动机气流通道,实现发动机不同的工作模态和模态之间平稳地过度,也是超燃冲压发动机总体技术研究的关键。 超燃冲压发动机外部是高超声速气流,气动加热形成了很强的热负荷(对于巡航马赫数6,驻点温度达到了1700K),发动机内部是高超声速气流减速后继续燃烧的高速、高温(对于巡航马赫数6左右工作的发动机,内部气流总温可达3000K以上)气流。工作环境热负荷大,必须采用主动冷却。在超燃冲压发动机冷却过程中,冷却剂和燃料合二为一,冷却剂的流量等于燃料流量,一方面要在给定的燃油流量下通过设计合理的冷却结构达到冷却效果。对于煤油燃料来说,另一方面还要求燃油吸热达到合适的温度,以便于产生相变,形成气态燃料,或裂解成甲烷、乙烯、氢等小分子有助于燃料高效燃烧。相对于火箭发动机,超燃冲压发动机的燃料只含还原剂,可用来作冷却剂的量大大减少,而相对的冷却面积反而比火箭大。这些都给超燃冲压发动机的热管理研究带来了更大的困难。

进气道技术超燃冲压发动机要求高超声速进气道能够在宽的马赫数范围内具有良好的起动特性、较高的空气流量捕获系数、较高的总压恢复系数、良好的出口流场品质以及较高的抵抗燃烧形成高压的能力(抗反压能力)等性能,这些性能与进气道的几何构型紧密相关,对附面层、壁面摩擦、附面层与激波的相互影响等也相当敏 感,而且各性能指标之间相互耦合、相互矛盾,在实际研究中还将涉及到进气道的冷却问题、实验时的测试方法等,这些都影响了高超声速进气道技术研究的复杂性。为此,需要优化选择高超声速进气道几何构型,研究三维压缩效应、附面层的发展规律及其吸除技术、附面层与激波的相互作用规律、试验模拟方法等。

燃烧室技术超燃冲压发动机燃烧室技术要解决的主要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,而且要能够适应较宽的燃料/空气当量比变化、燃烧室的压力变化、速度变化,以满足飞行器不同空域和不同速度飞行、加速以及巡航等要求。 双模态燃烧是燃烧室技术研究的关键。超燃冲压发动机为了适应飞行器不同马赫数的工作要求,需要在同一燃烧室中实现亚燃和超燃模态。一种办法是在燃烧室几何固定而沿气流方向的面积是变化的条件下,通过控制燃烧位置、燃烧强度(燃烧控制)来实现双模态燃烧。另一种办法是通过调节燃烧室的几何面积,适应燃烧的要求,来实现双模态燃烧。前者问题的关键是要在超声速气流中控制燃烧,由于燃烧与气流物理条件、燃料物理化学条件、燃料喷射、燃料与空气的掺混,燃烧室中涡流、激波、膨胀波、附面层等众多因素相关,要实现燃烧的主动控制无疑是高难度的。后者的关键是调节燃烧室的几何面积,由于燃烧室的温度能够达到2000K～3000K,燃烧室几何调节在结构实现上相当困难。 燃烧室技术另一重要问题是燃烧室的冷却及其与燃烧的耦合。由于燃料就是冷却剂,流量有限,而受热面积大、温度较高,这必然导致燃烧室冷却结构的复杂。燃料作为冷却剂在冷却燃烧室壁面后受热,发生物理和化学变化,这将影响燃料喷射的穿透深度、燃料与空气的掺混效果、燃烧火焰传播速度等。

喷管技术超燃冲压发动机尾喷管技术主要解决的问题是在不同的燃烧室出口条件下使气流能够膨胀到接近外界大气条件。需要研究喷管气动轮廓、具有轴向和法向压力梯度的粘性流场、非平衡化学反应等。由于不同飞行状态,喷管需要的膨胀比变化大(可达6倍以上),在给定几何尺寸下使出/进口气流冲量差最大,为此需要研究喷管轮廓与机体后体的一体化设计、气体主动分离技术、尾喷管调节技术等。

燃料供给与控制技术

为了使推进系统在宽广的范围内可靠工作,获得满意的性能,必须采用机体/推进一体化的控制技术。高速度、大空域和机动飞行对燃料供给系统提出了更高的要求。

燃料技术煤油点火滞后时间比氢点火滞后时间长一个数量级以上,火焰传播速度比氢的火焰传播速度 要低一个数量级,煤油点火和稳定燃烧困难。因此点火可靠、燃烧稳定是煤油型超燃冲压发动机技术研究的起点。早期使用燃点低的硼烷、烷基金属加助燃催化剂方法,但带来不安全及毒性问题,后来用氢作为附加燃料的方法解决了点火问题,但是这种方法也难以实际应用。受到这一思想的启发,吸热型碳氢燃料技术的研究受到了特别重视。 吸热碳氢燃料作为冷却剂,吸收了发动机部件的热量,同时通过催化、裂解、发生相变形成气态煤油、小分子碳氢燃料(如甲烷、乙烯等)和氢的混合物进入燃烧室。一方面燃料通过相变和裂解能够吸收大量的热量,满足了燃烧室等壁面的冷却要求,另一方面大大改善了液体燃料雾化、掺混性能以及燃烧性能。吸热型碳氢燃料技术主要包括燃料催化裂解、拟制结焦及其在超燃冲压发动机应用等。

热结构、材料和制造工艺超燃冲压发动机各部件、各分系统要能够经受高速飞行时的高温、高过载、高强度的考验。各部件、各分系统热环境分析和热负荷计算,利用燃料主动冷却的热结构设计,复杂结构的制造工艺,高温、高过载的轻质、耐热、高强度材料的应用研究等也是非常重要的。2

超燃冲压发动机的研究方法超燃冲压发动机的主要研究方法有:数值计算模拟、缩比模型(发动机或部件)的实验研究、发动机工作过程研究(试验模拟)、缩比发动机的飞行试验、 全尺寸发动机的飞行试验等。

本词条内容贡献者为:

胡建平 - 副教授 - 西北工业大学