冲压发动机的发展和应用

冲压发动机利用大气中的氧气作为氧化剂,在高速远航程的飞行中具有独特的优越性。图1示出了冲压发动机的工作马赫数和比冲范围。当飞行马赫数大于3.5时,冲压发动机的比冲高于其它喷气发动机,是大气层内高速飞行的理想动力装置。冲压发动机结构简单,内部没有转动部件,质量小,推重比高,成本低,特别适于导弹和高速飞行器使用。 可以认为,冲压发动机的发展经历了4个阶段,即冲压发动机的概念研究阶段;普通型冲压发动机发展阶段;组合型冲压发     

几何结构可调的亚燃冲压发动机性能研究

液体亚燃冲压发动机结构简单、推重比高,是高动态临近空间飞行器的最佳动力装置,临近空间飞行器的飞行速度范围宽、距离远,亟需采用几何结构可调技术来提高冲压发动机的性能。本研究对具有固定、连续可调进气道和尾喷管的冲压发动机性能进行了计算和比较。结果表明,采用连续可调喷管的冲压发动机的性能大大优于固定几何结构的冲压发动机,进气道可调带来的冲压发动机性能增加远小于喷管连续可调带来的发动机性能增加。     

航天运载器重复使用液体动力若干问题探讨

重复使用是大幅度降低航天运输成本的主要途径,动力系统的重复使用是关键,也是首先要解决的问题。目前重复使用运载器动力装置发展的主要途径是研制重复使用、低成本的液体火箭发动机和开发以水平起降一级动力装置为目标的组合循环发动机。液体火箭发动机的重复使用应革新设计理念,从设计方法、推进剂选型、材料选取及能力的适度运用、生产工艺、维修等方面综合考虑。基于组合循环动力的水平起降飞行器是降低运输成本的重要途径,也是重复使用运载器发展的重要方向,应借鉴航空发动机等动力重复使用设计理念,在方案研究和关键技术研究阶段就考虑重复使用问题。     

粉末燃料冲压发动机研究进展

粉末燃料冲压发动机采用高能金属或硼粉为燃料,兼具液体燃料冲压发动机推力可调、比冲高及固体火箭冲压发动机安全可靠、结构简单等优点,尤其是固体/粉末或液体/粉末燃料组合冲压发动机,粉末燃料的加入不仅可大幅提高传统冲压发动机的比冲等性能,还能改善并增加其原有功能,是极具发展潜力的新一代导弹动力装置之一。针对粉末燃料冲压发动机及其相关研究领域的发展现状进行了概述分析,并以此梳理出粉末燃料供给、发动机燃烧组织、发动机点火等粉末燃料冲压发动机主要关键技术,同时对发动机技术提出了高性能粉末燃料研究、冲压空气作为驱动流化气可行性研究、发动机快速响应和环境适应潜力及工作可靠性研究等几点研究展望。通过对粉末燃料冲压发动机相关研究技术进行综述梳理,明确了其研究的重点和难点,为发展高性能冲压发动机提供了一定参考。     

高超音速飞行技术研究的进展

高超音速飞行技术研究的进展袁越从６０年代起，高超音速飞行器所需的吸气式动力装置的研制工作就遇到了困难，主要是到最近为止仍是这种飞行器唯一可选用的动力装置的超音速燃烧冲压喷气发动机（以下简称“超燃冲压发动机”）在技术上出人意料地复杂。为了打破这一僵局，...     

状态/输入约束下飞-推一体化的保性能安全控制

基于飞行-推力一体化思想提出了一种针对搭载超燃冲压发动机的吸气式高超声速飞行器速度通道的状态/输入约束自适应鲁棒保性能安全控制方案。首先根据超燃冲压发动机的机理分析与计算流体动力模型数据，建立了安全子系统与性能子系统面向控制的仿射非线性模型。之后基于障碍Lyapunov理论与动态面设计方法设计了一套安全子系统状态约束控制器，从理论上保证了飞行器在跟踪指令的全过程中，发动机相关状态不会触碰安全边界，并结合自适应技术与辅助系统提高了该控制系统的鲁棒性。针对性能子系统设计了一套鲁棒自抗扰控制器，达到“保证安全的前提下不折损性能”的目的。仿真结果表明所设计的控制系统可以在保障安全的同时达到预想的性能，并显著放宽了超燃冲压发动机对飞行器飞行姿态的约束，保证了高超声速飞行器的机动灵活性。     

复合预冷吸气式火箭发动机热力循环分析

采用热力学第一定律分析法分析了复合预冷吸气式火箭发动机(SABRE)的基本热力过程,得出了吸气模式和火箭模式下的理想循环功和热效率表达式,确定了影响发动机理想热力循环性能的特征参数。结果表明:吸气模式下SABRE核心机采用布雷顿循环,压气机的增压比和循环增温比是影响理想热力循环性能的关键参数;火箭模式下SABRE采用火箭发动机循环,喷管降压比和出口排气速度是影响理想热力循环性能的关键参数。氦气仅仅在发动机内通过换热器换热实现能量在各循环子系统之间的输运,而其本身并无变化,不对发动机的理想循环功和热效率产生影响。     

德国研究森格尔的技术试验飞行器

德国MBB公司正在研究一种速度为M5.5的试验用飞机,准备用它来验证森格尔双级入轨空间运输系统高超音速第一级所需的技术。这种称为“高超音速技术试验飞行器”(Hytex)的飞机的初步可行性研究工作已经结束,首次飞行定在1998年进行。 根据目前的设想,Hytex长约23米,高约6.3米,翼展约为9.3米。它将水平起降,起飞重量约为20吨。 Hytex 飞行器将采用涡轮冲压发动机作为动力装置。目前正在研制的这种发动机在以涡扇方式工作时使用航空煤油作燃料,而在以冲压方式工作时则使用氢     

液体冲压发动机技术发展趋势和方向

液体冲压发动机是超声速巡航导弹和无人驾驶飞行器的理想动力装置,各军事大国都在积极研究液体亚燃/超燃冲压发动机技术。对国外液体亚燃/超燃冲压发动机的研制历程进行了回顾和论述,提出了冲压发动机技术发展的主要方向和趋势。     

涡轮增压固体冲压发动机热力循环分析

针对未来导弹对推进系统高比冲、宽马赫、大空域的要求,将空速域宽广的空气涡轮火箭(ATR)和比冲性能好的固体火箭冲压发动机(SPR)进行集成,提出了涡轮增压固体冲压发动机(TSPR)的概念,对其进行热力循环分析,验证此组合概念发动机的原理可行性,建立了其热力循环分析模型.利用该模型在典型弹道上对ATR、SPR和TSPR的...     

火箭/冲压组合发动机工作特性分析

为分析火箭/冲压组合发动机在不同工作模态下的工作特性,对其在没有二次补燃情况下的内流场进行了数值模拟和分析,结果表明:(1)在火箭引射模态,火箭发动机应尽可能工作在其设计状态;(2)为有利于掺混燃烧,在较低的高度、较高的速度下由引射模态转换到亚燃冲压模态可能比较好;(3)在亚燃冲压模态,火箭发动机以某种低工况工作对冲压发动机的点火和火焰稳定是极为有利的;(4)在纯火箭模态,进气道关闭与否对组合发动机的整体性能几乎没有影响;为了获得较高的性能,二次喷管应采用扩张通道。     

冲压发动机转级流场数值仿真研究

冲压发动机需要利用助推发动机加速到接力马赫数,然后动力系统进行转级,实现冲压发动机接力工作。为了提高空间利用率,目前的冲压发动机多采用整体式设计方案,要求在冲压发动机设计时必须考虑助推发动机退出冲压发动机燃烧室的分离过程对发动机转级的影响。采用CFD技术对冲压发动机转级的分离过程进行了数值仿真计算,显示分离过程对冲压发动机的转级有很大影响。     

MHD-Arc-Ramjet联合循环与AJAX间的性能比较

为了提高冲压发动机在更高速度区内的性能，扩展发动机的运行速度范围，需要在并行于发动机的燃烧室处附加一套能量旁路系统。采用热力学方法针对两种带有能量旁路的冲压发动机分别在理想和实际情况下进行了性能分析和比较，结果表明：理想条件下MAX的单位推力要高于MHD-Arc—Ramjet联合循环；考虑到后者可以在更高的温度下进行能量注入，其在单位推力方面是具有优势的。实际条件下在很宽的飞行Ma范围内MHD—Arc-Ramjet联合循环的单位推力要高于AJAX。     

内并联式TBCC进气道模态转换过程流动特性分析

针对组合动力(TBCC)进气道模态转换过程中出现的非定常气动现象,采用稳态/非稳态数值模拟方法对相关流动特性及其影响因素与流动机理开展了研究。结果表明：由涡轮发动机工作状态向冲压发动机工作模态转换过程中,进气道内出现结尾激波沿流向前后振荡现象,振荡频率约为130Hz;当冲压流道反压引起的激波未前传至模态转换分流板前时,冲压发动机工作状态对结尾激波振荡不产生影响。在相同的发动机工作状态下,随着模态转换速度的增加,结尾激波振荡频率逐渐增大。文中研究的进气道内结尾激波振荡现象可通过亚声速管道内波的传播理论进行解释和分析。     

冲压发动机超声速进气道研究进展

超声速进气道是冲压发动机的关键部件之一。简要介绍了冲压发动机常用的典型进气道。重点叙述了进气道的最新研究成果,主要包括等溢流角弯曲前缘侧壁压缩进气道设计概念、支板引射压缩进气道、双模态超燃冲压发动机变几何进气道、全外压缩式超声速“参数进气道”、固定型面方转椭圆形超声速进气道（REST）等的设计概念与方案。最后概括了先进进气道的发展趋势。     

基于能量法的超声速飞航导弹/冲压发动机一体化研究

参考飞机/发动机一体化设计的思路,建立了基于能量法的超声速飞航导弹/冲压发动机一体化设计的约束分析和任务分析模型.简述了超声速飞航导弹任务剖面、约束条件的给定、导弹的质量组成以及冲压发动机安装模型.利用高超声速飞行器的升阻特性,对超声速飞航导弹的升阻特性进行了预测.分析了冲压发动机性能、导弹升阻比对导弹发射总重的影响.约束分析和任务分析的计算结果表明,所建立的一体化约束分析与任务分析模型是合理可行的.     

连续爆轰发动机的研究进展

连续爆轰发动机是一种基于爆轰波将推进剂的化学能转化成热能的新概念发动机,近年来受到世界各主要国家的高度关注。现已成功获得多种燃料长时间稳定的连续爆轰,较深入地认识了连续爆轰流场结构,初步测得推力和比冲,验证了连续爆轰发动机的性能优势并在火箭模态、冲压模态以及涡轮模态下都实现了稳定连续爆轰。对连续爆轰发动机的工作原理,以及近年来世界各主要国家在连续爆轰发动机的基础研究和应用研究方面取得的代表性成果进行了综述,并给出尚待解决的问题,为其进一步工程化应用提供参考。     

RBCC亚燃模态点火及火焰稳定研究(英文)

在直联式燃烧试验台上进行了基于机械壅塞的RBCC亚燃模态点火及火焰稳定研究,试验模拟飞行马赫数为2.5,采用扩张型双模态燃烧室和多级JP-10喷注方式。在主火箭工作的情况下,借助发动机出口机械壅塞的方式实现了点火和火焰稳定。同时发现火焰稳定与乙烯引导火焰无关,出口堵塞比是燃烧室压力提升的一个重要影响因素。研究工作为实现基于热力喉道的RBCC亚燃模态稳定高效燃烧提供了良好的基础。