超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)(完整版)
【正文】 模態(tài)燃燒，這是超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)工程應(yīng)用的關(guān)鍵技術(shù) 。進(jìn)氣道設(shè)計(jì)的最低要求是能夠正常啟動(dòng)，確保足夠的進(jìn)氣流量。Ma6. ? 這種發(fā)動(dòng)機(jī)有兩套進(jìn)氣系統(tǒng)，吸入的超聲速空氣經(jīng)由一套進(jìn)氣系統(tǒng)減速至亞聲速速度，然后與富油環(huán)境中的常規(guī)液體碳?xì)淙剂匣旌喜Ⅻc(diǎn)火，膨脹的燃燒產(chǎn)物則與經(jīng)另一套進(jìn)氣系統(tǒng)進(jìn)入的超聲速空氣混合，并在超聲速燃燒室中更加完全的燃燒。 23 為等壓加熱 , 在燃燒室中進(jìn)行 。從高超聲速技術(shù)發(fā)展來看高超聲速技術(shù)飛行距離實(shí)際應(yīng)用還有些距離。 能夠直接加速進(jìn)入地球軌道 。高超聲速巡航導(dǎo)彈能有效地遏制地基、機(jī)載、艦載預(yù)警及武器系統(tǒng)整體功能的發(fā)揮。同時(shí)由于采用吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī) , 其燃料比沖遠(yuǎn)高于傳統(tǒng)火箭發(fā)動(dòng)機(jī) , 而且能實(shí)現(xiàn)水平起降與可重復(fù)使用 , 因此空間運(yùn)輸成本將大大降低 . 高超聲速飛行器技術(shù)的發(fā)展將導(dǎo)致高超聲速巡航導(dǎo)彈、高超聲速飛機(jī)和空天飛機(jī)等新型飛行器的出現(xiàn) , 成為人類繼發(fā)明飛機(jī)、突破音障、進(jìn)入太空之后又一個(gè)劃時(shí)代的里程碑 . 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的應(yīng)用背景 ? 具有快速反應(yīng)能力、相當(dāng)高的突防概率、具有很強(qiáng)的穿透力。 ? 高超聲速戰(zhàn)斗機(jī)配掛防區(qū)外攻擊武器 , 以高空、高速進(jìn)入或退出目標(biāo)區(qū) , 或戰(zhàn)斗機(jī)配掛高超聲速防區(qū)外攻擊武器 , 利用武器的高超聲速實(shí)施突防、攻擊 , 都必將大大提高航空武器系統(tǒng)的突防概率、作戰(zhàn)生存力和作戰(zhàn)效能。 捕捉或摧毀不友好的航天器 。 Ma15 左右 ? ，所以沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在高超聲速飛行時(shí)，經(jīng)濟(jì)性能顯著優(yōu)于渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)和火箭發(fā)動(dòng)機(jī)；發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部沒有轉(zhuǎn)動(dòng)部件，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，質(zhì)量小，成本低，推重比高。 ? 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī) (scramjetdual mode scramjet, DM) 是指發(fā)動(dòng)機(jī)根據(jù)不同的來流速度，其燃燒室分別工作于亞聲速燃燒狀態(tài)、超聲速燃燒狀態(tài)。 (4) 進(jìn)氣道外阻小 。激波串的特點(diǎn)是“斜激波 +附面層分離+氣流加速和壓力減少” 在隔離段流場(chǎng)中，激波與附面層相互干擾，這時(shí)，在激波與附面層相交處，壁面附面層分離，引起主流截面收斂，以至于初始正激波后的中心區(qū)亞音速主流加速至音速，此后附面層再附著，中心區(qū)主流超音速膨脹直到形成第二道激波，這樣，最終形成激波串 （ 1）在隔離段未擾動(dòng)區(qū)內(nèi)，激波串前面附面層逐漸加厚，靜壓逐漸增加，而馬赫數(shù)逐漸降低 （ 2）隨著反壓的擾動(dòng)沿附面層向上游傳播，在附面層附近產(chǎn)生壓縮波，從而形成激波，在激波后壓力升高許多，核心區(qū)的氣流以一定角度向中心先方向偏轉(zhuǎn) （ 3）激波在中心線相交后被互相壓縮有產(chǎn)生兩道激波。 目前的點(diǎn)火方式有自燃點(diǎn)火，加氣氫輔助點(diǎn)火等，也可以借鑒火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的研制經(jīng)驗(yàn)，考慮用強(qiáng)制點(diǎn)火的辦法（如火炬點(diǎn)火等）實(shí)現(xiàn)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火 ? 燃燒室的另一關(guān)鍵技術(shù)是冷卻 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)外部是高超聲速氣流，氣動(dòng)加熱很嚴(yán)重，計(jì)算表明，當(dāng)飛行器馬赫數(shù)達(dá)到 6 時(shí)，飛行器頭部來流滯止溫度達(dá) 1700K，而發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部流場(chǎng)氣流總溫可達(dá) 3000K以上，因此必須采用主動(dòng)冷卻的方法來保證發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作。 ? 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管技術(shù)主要解決的問題是在不同的燃燒室出口條件下使氣流能夠膨脹到接近外界大氣條件。因?yàn)殚L的液體碳?xì)淙剂湘溡蚱溆米魑鼰崂鋮s劑而破裂或裂解成氣態(tài)煤油和小分子碳?xì)淙剂系?，所以點(diǎn)火延遲隨著噴射燃料成分的變化而變化，可以通過添加燃料添加劑 , 硅烷 SH4改變點(diǎn)火延遲的變化。這些方法是相輔相成、相互促進(jìn)的。 ? 及部件的工作原理及規(guī)律。其缺點(diǎn)是發(fā)動(dòng)機(jī)通道尺寸小以及測(cè)試?yán)щy。用全尺寸發(fā)動(dòng)機(jī)飛行試驗(yàn)對(duì)所獲得的結(jié)果和形成的方法進(jìn)行進(jìn)一步驗(yàn)證、修正和外推是必要的。缺點(diǎn)是只能獲得有限的工作過程參數(shù)數(shù)據(jù) , 而且成本很高、風(fēng)險(xiǎn)很大。由于無法遵循所有的相似準(zhǔn)則、無法使用全同的通道構(gòu)型和無法保證流動(dòng)的初始與邊界條件 , 縮比模型的實(shí)驗(yàn)研究不能夠全面模擬超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)整個(gè)通道和部件的工作過程 , 只能模擬流動(dòng)和物理化學(xué)現(xiàn)象的一些特征 , 獲得不完善的結(jié)果。其它的研究方法可以對(duì)實(shí)驗(yàn)研究得到的結(jié)果進(jìn)行驗(yàn)證和外推。一方面燃料通過相變和裂解能夠吸收大量的熱量 , 滿足了燃燒室等壁面的冷卻要求 ,另一方面大大改善了液體燃料霧化、摻混性能以及燃燒性能。由于不同飛行狀態(tài) , 噴管需要的膨脹比變化大 (可達(dá) 6倍以上 ) , 在給定幾何尺寸下使出 / 進(jìn)口氣流沖量差最大 , 為此需要研究噴管輪廓與機(jī)體后體的一體化設(shè)計(jì)、氣體主動(dòng)分離技術(shù)、尾噴管調(diào)節(jié)技術(shù)等。 尾噴管 ? 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管技術(shù)主要是在不同的燃燒室出口條件下使氣流能夠膨脹到接近外界大氣條件，它與性能和效率有關(guān)。超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室技術(shù)主要解決的問題是在有限的空間、時(shí)間內(nèi)和在高速氣流中實(shí)現(xiàn)燃料的 噴射 、 霧化 、 蒸發(fā) 、 摻混 、 點(diǎn)火 、 穩(wěn)定燃燒 ，將 化學(xué)能最大限度地轉(zhuǎn)化為熱能 ， 有高的熱效率 和 較小的壓力損失 ，而且要 能夠適應(yīng)較寬的燃料 /空氣當(dāng)量比變化 、 燃燒室的壓力變化 、 速度變化 ，以滿足飛行器
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