冲压喷气发动机的原理和工作图解

冲压喷气发动机的历史已经不短了,它结构简单,效率高,但是该发动机也有其难解决的问题。要增加战术导弹的射程,使用冲压喷气发动机是最合适不过的。正因为如此。

美国空天飞机的推进系统——超音速燃烧冲压喷气发动机

1987年10月7日,美国有关方面与麦道公司、通用动力公司和洛克韦尔国际公司三家主要的飞机公司签署了设计国家空天飞机(NASP)样机X-30的竞争合同。原计划第一架样机在1993年飞行,但有关人士认为,由于技术问题,飞行要推迟到1995年。按照计划要求,X-30样机应具备以下基本性能:

GE航宇公司成功测试新型高超声速双模冲压喷气发动机

GE航宇公司7月10日宣布,成功测试了新型高超声速双模冲压喷气发动机。这一成果可使众多多任务飞机实现高速飞行和更远的航程,是高超声速项目多样化组合的最新里程碑。2024年3月(距离设计工作启动仅过去11个月的时间),双模冲压喷气发动机已开始在俄亥俄州埃文代尔的洁净空气、连续流高速推进试验设施中进行测试。

英澳日研制超声速冲压喷气发动机

英国国防部下属的一家民营公司——奎奈蒂克（Oinetiq）公司和澳大利亚昆士兰大学以及日本宇航研究开发机构（JAXA）正在联合研制一种称为”超高速发射”（HyShot）的超声速冲压式喷气发动机。该项计划实际上是一项国际太空合作项目，目的是为发射通信卫星等较小型太空载荷研制一种低成本的推进器．但同时也可用于民用飞机，从而将传统喷气发动机的飞机速度提高10倍，

挪威研制冲压喷气增程炮弹

2017年5月，挪威纳莫公司宣布正自筹资金研制一种射程达到90千米的新型155毫米炮弹，计划2018年试射。该炮弹远超常规155毫米炮弹的射程除采用流线外形和更严格的制造标准外，主要得益于安装了一台冲压喷气发动机。

DARPA恢复研究涡轮-冲压喷气发动机概念

DARPA在2009年提出的“模式过渡”（MoTr）计划。旨在填补吸气式高超声速动力技术中的“推力鸿沟”，即涡轮发动机最多只能将飞行器加速到Ma25，而超燃冲压发动机的起动速度至少是Ma3，中间的过渡无法解决，但该计划两年后被取消。

新型超音速冲压式喷气飞机

几十年来,科学家们始终在致力于研究超音速冲压式喷气飞机,各种设计方案也经常见诸于报端。2001年6月,美国航空航天局(NASA)曾首次尝试发射造价达1.85亿美元的X43A型超音速冲压式喷气飞机,但结果飞机失控,发生了爆炸。

碳氢燃料超燃冲压发动机点火技术试验

在超燃冲压发动机直联式试验中,对液体碳氢燃料超声速燃烧的点火技术进行了研究,比较了多种点火方式包括氢气引导火焰点火、火炬点火器、固体装药点火器以及电火花塞的点火效果,并成功实现了氢气引导火焰与火炬点火方式下煤油的可靠着火和持续稳定燃烧,煤油当量比范围约为0 87～1 72。在氢气引导火焰点火方式中,通过增加支板和改变氢气喷注位置,可将最小氢气当量比由0 34降为0 068。通过氢气引导火焰点火和火炬点火对比试验表明在相同的燃料喷注方式和当量比下,发动机工况基本与点火方式无关。

文氏管在煤油燃料超燃冲压发动机中的应用

为了提高试验效率, 将文氏管流量控制技术应用到液体煤油燃料超燃冲压发动机地面直连式试验中,在一次试车中完成了多个燃料当量比的试验。在模型发动机 2 5s工作时间内, 利用流量调节系统实现了煤油流量阶梯变化, 对应当量比分别为 1 01, 0 88和 0 71, 随着燃料流量减小, 超燃冲压模型发动机维持稳定燃烧, 发动机推力减小, 燃烧室压力降低, 隔离段内预燃激波串位置后移。试验结果说明文氏管流量控制系统工作稳定, 调节过程清晰, 达到预定试验目的, 并且该技术可作为一个有效的手段应用到变当量比超燃冲压发动机燃烧过程动态特性研究中。

冲压发动机发展现状及其关键技术

对国内外冲压推进技术的发展现状进行了对比分析，论证了我国加快开展冲压发动机及相关技术研究的必要性。分析了冲压发动机驱动的导弹总体技术、进气道／转弯方式／冲压补燃室（无壅塞式应同时考虑燃气发生器）一体化设计、贫氧推进剂、燃气发生器、助推器及转级等方面的关键技术。

冲压发动机进气道压力振荡过程的数值研究

针对来流马赫数3.5,0°迎角飞行条件下冲压发动机的简化模型,数值模拟了进气道整流罩开启过程的非定常流动。计算采用AUSMPW有限体积格式,基于结构与非结构的混合网格技术,求解了非定常N-S方程。计算结果表明,在进气道整流罩打开以后,超声速气流会在燃烧室通道内形成振幅衰减较慢的低频剧烈振荡。在同样计算条件下采用Euler方程进行对比性研究,数值实验发现对这类大雷诺数、强非定常性的问题,Euler方程和N-S方程得到的结果相差不大。

煤油超燃冲压发动机两相流场数值研究 (Ⅲ)煤油在超燃流场中的多步化学反应特征

深入分析了煤油代用燃料C12H23的17组分30步反应模型在超燃冲压发动机流场内的细观化学反应动力学特征, 结果表明: (1) 该化学反应模型比较合理地描述了煤油在超燃流场内的裂解、点火、裂解产物的燃烧以及和NOX的生成等基本规律和特征, 其中对于OH分布特征的预示和文献的利用PLIF的物理观测结果一致。不过, 其单步裂解机制对温度场的预估偏高。(2) 对导流型凹槽内的化学动力学特征分析表明, 导流槽由于加强了凹槽外氧气向凹槽内的输运, 使得凹槽内的燃烧得以强化, 生成的CO2 偏多。(3) 煤油的化学反应动力学过程对于准确预示和评价煤油在超燃发动机内的燃烧状况及发动机整体性能有重要影响。

变几何喉道对超燃冲压发动机点火与燃烧性能的影响

为了研究变几何喉道对双模态超燃冲压发动机工作的影响,对可变几何喉道的双模态超燃冲压发动机在不同当量比时模态转换前后进行了比较,对几何喉道的大小对点火和燃烧性能的影响进行了试验研究。结果表明,可变几何喉道不但有利于超燃发动机点火和火焰稳定,提高发动机燃烧性能,而且可以快速的实现亚/超模态间的转换,但是几何喉道的大小直接会影响发动机点火和燃烧性能。

冲压发动机用轴对称进气道设计和试验

完成了一种Ma=2.5～4.0冲压发动机用超声速轴对称混合式进气道模型的设计,通过数值模拟和风洞试验,获得了马赫数Ma=2.5,3.0,3.5,4.0,攻角α=0°,3°,6°,8°条件下的超声速轴对称混合式进气道性能。试验结果表明,随着马赫数的增加,总压恢复系数大幅度下降,亚临界稳定范围变窄,流量系数逐渐增加;随着攻角的增大,总压恢复系数和流量系数总体都呈降低趋势,在Ma≥3.0,α=6°时,进气道性能的下降小于5%,亚临界稳定范围变窄。

超燃冲压发动机内流性能的一维评估

在准一维Eu ler方程的基础上,通过增加反映面积变化、摩擦、添质和化学反应放热的源项,发展了超燃冲压发动机推进流道计算的一维软件,可以在很短的时间内提供发动机的推力和摩擦力,同时给出发动机参数沿轴向的变化和出口值。通过日本国家航空与航天实验室(NAL)的双模态模型氢反应流场计算验证了软件的可靠性后,针对煤油发动机,分析了隔离段和燃烧室扩张角、燃料喷射位置与方式、化学反应放热项的两种不同求解方法、隔离段高度对燃烧室性能的影响,为飞行器设计配备了能稳定激波且性能较好的发动机构型。