高超声速推进系统走向实用的重要一步

今年,美国空军实验室计划进行4次X-51A验证机的飞行试验．这将是高超声速飞行器发展的重要一步。X-51A验证机由波音公司制造,它配备了普惠·罗克达因公司研制的采用碳氢燃料、燃油冷却的冲压／超燃冲压发动机,预期飞行速度能达到马赫数6。这种飞行器有可能成为一种远程攻击导弹的先驱。     

X-51A验证机的设计特点浅析

简要回顾了X-51计划的研制背景,重点介绍了X-51A验证机的总体设计特点、SJX61-2超燃冲压发动机的关键技术和飞行试验的初步结果,分析了超燃冲压发动机技术应用于高超声速巡航导弹的发展前景。     

蓄势待发的X-51A

目前X-51A验证机从乘波外形的局部优化到碳氢燃料超燃冲压发动机（Scramjet）的地面试验等各项关键技术均取得了重大突破，特别是已经通过了关键设计评审（CDR）和点燃SJX61-2碳氢燃料（JP-7）超燃冲压发动机的两个里程碑，准备在今年下半年进行首次试飞。     

波音参加X-43C高超音速研究机研制

波音近日宣布,它已与联盟宇航公司结成联合小组共同开发X-430飞行器。X-430是一种采用创新的吸气式发动机技术的高超音速验证机,它可以获得以前只有火箭才能达到速度。联盟宇航公司将负责这个项目的总体和协调检工作,并已经选择普惠公司为这个项目研制超燃冲压发动机。     

双模态超燃冲压发动机研究进展

通过对各种发动机性能的对比分析,认为双模态超燃冲压发动机非常适合作为高超声速飞行器的动力推进装置,国内外的实验研究和数值模拟的结果揭示了如何实现双模态超燃冲压的模态转换。     

涡轮基双燃烧室超燃组合循环发动机方案研究

针对临近空间飞行器及空天飞行器使用需求,提出了涡轮基双燃烧室超燃组合循环发动机(Turbine-based dual-combustor scramjet combined cycle propulsion,TBDC)概念,由成熟涡轮与双燃烧室超燃冲压发动机并联组成,Ma0～2.5以涡轮模态为主,Ma2.5～6+主要由双燃烧室超燃冲压发动机提供推力。分析了双燃烧室超燃冲压发动机启动马赫数低、工作包线下边界宽域特点对解决涡轮基与冲压级模态转换过程中普遍存在的"推力陷阱"的有效性和双燃烧室技术应用于组合发动机的可行性,研究了双燃烧室发动机适应组合发动机一体化构形和性能保持、统筹组合发动机可调进气功能拓展双燃模态工作边界的技术途径,完成了组合发动机典型状态点性能仿真和关键技术梳理。研究表明,涡轮基双燃烧室超燃组合循环发动机有望在Ma2.5～3实现模态转换、推力顺畅接力,适应Ma0～6+高速宽域飞行需求。     

侧压式进气道与飞行器机体气动一体化设计及实验

以机体 推进系统耦合、三维侧压式进气道为基本特征,设计了采用超燃冲压发动机为推进系统的高超声速一体化冷流通气实验模型,在高超声速炮风洞中完成了飞行器的整体气动测力试验。在来流马赫数Ma=8.09的条件下,分别测定了飞行器结合单模块、3模块、5模块超燃冲压发动机在-4°～6°六个攻角下模型的气动力数据,并对实验结果作了分析。     

组合循环发动机飞机/发动机性能一体化分析

采用飞机/发动机一体化分析方法,开展了两种典型组合循环发动机方案（方案一为涡轮/亚燃冲压/双模态超燃冲压组合发动机，方案二为涡轮/引射冲压/双模态超燃冲压组合发动机）总体性能对比研究。基于给定的马赫数为65巡航的高超声速飞行器的飞行任务需求,进行了约束分析与任务分析,优选出满足约束条件下的飞行器起飞推质比和机翼载荷,得到了相应的飞行器起飞总质量和海平面起飞推力,并进行了两种方案的对比研究。结果表明:在完成相同的飞行任务下,方案一的起飞总质量与方案二相当,前者比后者减小了26%；方案一的起飞推力比方案二高出103%；基于涡轮发动机水平,方案一和方案二分别需要采用两台海平面起飞推力为129kN和119kN量级的涡轮发动机。此外,飞行器起飞总质量随巡航距离增加而显著增加,巡航距离为4000km时,两种方案的起飞总质量将达到85t左右。      

2002年超燃冲压发动机研究进展

(1)在多国合作的HyShot计划研制中,2002年7月,超燃冲压发动机飞行器在武麦拉靶场成功地进行了飞行试验,昆士兰大学的研究者成功地实现了超声速燃烧。试验飞行器用一枚两级火箭助推至330km的高空,在下降过程中,当飞行器在Ma=7.6飞行时,氢燃料喷入超燃冲压发动机。 (2)由霍普金斯大学应用物理实验室领导的一个协作小组,在NASA兰利研究中心的2.44m风洞中,进行了普通液体碳氢燃料的、完全一体化的高超声速巡航导弹发动机全尺寸试验,获得了净推力。这种双燃烧室超     

超燃冲压发动机控制方法

针对超燃冲压发动机地面试验和飞行试验的需求,本文论述了超燃冲压发动机控制的基本问题。在对这些基本问题认识的基础上,初步给出了超燃冲压发动机控制系统的基本框架,探索了控制任务的解决方案。主要包括推力控制、燃烧模态控制、进气道控制、调节/保护多回路切换控制和发动机/飞行器一体化协调控制。最后对超燃冲压发动机控制未来发展进行了展望。     

基于超燃冲压发动机的HIFiRE项目飞行试验研究进展

飞行器在临近空间内的气动特性及发动机性能一直是各国高超声速项目研究的重点,为探索边界层转捩、激波边界层相互作用以及气动加热效应,美澳牵头于2006年联合启动了HIFiRE项目,采用探空火箭发射进行重点技术验证的模式开展了系列创新性研究。项目重点关注20~38km空域,4~8速域飞行马赫数,试验方案通过单项验证、系统集成的思路逐步深入,将一体化设计的乘波体从无动力滑翔推进到有动力巡航,最终完成带超燃冲压发动机高升阻比飞行器的总体性能测试。研究结果表明:①试验飞行器的边界层转捩高度在35~25km;②乘波体飞行器在飞行马赫数为7时最大升阻比为5.6;③超燃冲压发动机的飞行试验中,在86.2kPa的恒定动压下,飞行马赫数从5.5加速到8.5,试验中发动机实现了从亚燃到超燃的模态转换。      

国外TBCC关键技术及试验设备

<正>涡轮基组合循环(TBCC)发动机是涡轮发动机、亚燃/超燃冲压发动机组合的推进装置,能够实现变循环工作过程,使飞行器在不同飞行条件(亚声速、超声速、高超声速)下都能得到良好的推进性能,可作为超声速、高超声速巡航导弹和高速侦察机、远程高速攻击机的动力系统,以及轨道飞行器第一级理想动力系统,在安全性、经济性、可靠性、可行性方面具有独特的优势,拥有良好的应用前景。     

超燃冲压发动机性能初步研究

介绍了北京动力机械研究所进行的超燃冲压发动机初步研究。该方面研究包括超声速燃烧初步试验研究、双模态超燃冲压发动机燃烧室计算模拟和试验研究、高超声速进气道研究、超燃冲压发动机模型自由射流试验研究,获得了良好的高超声速进气道和超燃冲压发动机的工作性能。     

热力学非平衡对超燃冲压发动机冷态流动影响研究

随着流动马赫数和温度的变化，热力学非平衡对流动的影响也在变化。为研究热力学非平衡对不同飞行马赫数条件下的超燃冲压发动机冷态流动的影响，对三个经典的超燃冲压发动机模型，包括JAXA Ma12-02超燃冲压发动机，DLR超燃冲压发动机，以及Hyshot II超燃冲压发动机进行数值模拟。针对每个超燃冲压发动机，分别采用三种热力学模型进行模拟，包括量热完全气体模型（对应冻结流动），单温度模型（对应热力学平衡流动）以及双温度模型（对应热力学非平衡流动）。计算结果表明，热力学模型对超燃冲压发动机内流波系结构的位置有一定影响：从整体上来说，双温度模型计算所得波系位置比量热完全气体模型计算结果靠后，比单温度模型计算结果靠前；不同热力学模型计算所得波系位置在发动机前段相对较为接近，而随着向下游发展，波系位置的差别逐渐增大，这是上游每一道波系位置的差别逐渐累积的结果；在发动机前段，双温度模型计算所得波系位置更接近于量热完全气体模型计算结果。通过分析不同热力学模型计算所得激波角可以对此进行解释。而就本文涉及的三个小尺寸超燃冲压发动机而言，热力学模型对气动力和力矩的影响相对较小。不同热力学模型计算所得气动力和力矩的差别主要来源于计算所得激波串位置的差别。     

劳伦斯·利费莫尔国家实验室进行超燃冲压发动机试验

劳伦斯·利费莫尔国家实验室进行超燃冲压发动机试验小型超燃冲压发动机作为美国空军高超音速研究计划的一部分，于４月１８日从１２０ｍ长的燃气炮进行了Ｍ—８的发射试验。这种碳氢燃料发动机由劳伦斯·利费莫尔国家级实验室（ＬＬＮＬ）的燃气炮发射，飞行了不到３０ｍ...     

高超声速推进技术发展驶入快车道

高超声速推进技术与高超声速武器密切相关,吸气式高超声速飞行器一直是国外重点发展的战略军事技术。X-51A“乘波者”飞行试验的成功使超燃冲压发动机技术向实际应用又迈进了一大步,同时也带动了其他高超声速推进技术的发展,美国、法国。俄罗斯、澳大利亚、日本等国都在加入该领域的投入。     

非对称来流隔离段流动特性研究

1引言隔离段是超燃冲压发动机的一个重要气动部件,在进气道与燃烧室之间构建一气动热力缓冲区域,为进气道提供一个较宽的连续工作范围。通常超燃冲压发动机位于高超声速飞行器下表面的中后部,这样自由来流需要经过一段较长的前体后进入进气道,这就造成进气道进口靠近机体一侧存     

超燃冲压发动机进气道的冷却

超燃冲压发动机进气道的冷却未来航天飞机的推进系统，超燃冲压发动机必须准备面对特别热的环境。一个有效的热防护系统是必不可少的。日本角四研究中心和石川一播磨重工业企业的一个研究小组对上述热防护系统非常感兴趣。他们进行了下面一个实验：把一块模拟超燃冲压发动...     

缩尺超燃冲压发动机的初始试验

缩尺超燃冲压发动机的初始试验给出了日本国家航空航天实验室缩尺超燃冲压发动机初始试验结果。这些试验是在日本国航空航天实验室的角田研究中心（ＮＡＬ－ＫＲＣ）的冲压发动机试验设备（ＲＪＴＦ）上，以Ｍ一４和Ｍ—６的模拟飞行状态进行。燃料用等离子点火器成功地点...     

高超声速推进技术的新进展

随着超燃冲压发动机技术的逐步发展成熟,国外高超声速推进技术的研究重点已转向涡轮基组合循环推进技术上,高马赫数（马赫数4以上）涡轮发动机正在成为国外高超声速推进领域新的研究热点,弥补了涡轮发动机马赫数2～2．5上限和亚燃冲压／超燃冲压发动机马赫数3．5～6下限之间的空白。