超燃沖壓發(fā)動機技術-資料下載頁
2025-05-02 04:50本頁面
【正文】 性能。吸熱型碳氫燃料技術主要包括燃料催化裂解、擬制結焦及其在超燃沖壓發(fā)動機應用等。 進氣道 /燃燒室的匹配 ? 高超聲速飛行器動力系統(tǒng)在非設計狀態(tài)下各部件之間的匹配性能往往下降很快 , 要滿足高超聲速飛行器飛行空域廣、發(fā)動機工作范圍寬的要求非常困難 .超燃沖壓發(fā)動機的超聲速燃燒特性決定了其流動與燃燒的耦合很強 , 同時與發(fā)動機的幾何結構也具有較強的耦合關系 , 導致在偏離設計狀態(tài)時各部件匹配性能下降 , 發(fā)動機穩(wěn)定裕度小 , 其中進氣道 /燃燒室寬范圍匹配尤為困難 . 由于隨飛行馬赫數(shù)變化 , 進氣道出口氣流參數(shù)變化范圍大 , 而隔離段抗燃燒室反壓能力有限 , 燃燒室壓力過高將導致預燃激波串被推出隔離段、造成進氣道不起動 , 壓力過低則可能導致發(fā)動機熄火 . 這意味著燃燒過程組織必須與進氣道、燃燒室以及尾噴管的設計相匹配 , 并實時控制 , 以適應不同的飛行條件 . 熱防護 ? 由于高超聲速飛行波阻大 , 發(fā)動機推力裕量小 , 故進氣道前緣必須采用尖銳外形以減小阻力 .在大氣層中高超聲速飛行時 , 氣動加熱與飛行速度的立方成正比 (Ma6 狀態(tài)時駐點氣流溫度便高達約 1 800 K)、當?shù)責崃髅芏扰c前緣半徑的平方根成反比 , 由此可見進氣道尖銳前緣的熱負荷非常嚴重 (典型的單級入軌飛行器進氣道唇口前緣熱流密度高達 500mJ/m2〃s). 另一方面 , 發(fā)動機燃燒室內燃氣溫度高 (2 500K187。3 000 K)、氣流沖刷顯著、且環(huán)境呈氧化特性 , 對熱防護系統(tǒng)研制也提出了很高要求 . 首先 , 燃燒室入口氣流溫度已達到 600K 以上 , 故吸氣式發(fā)動機常用的氣膜冷卻方法已不可用 。 其次 ,發(fā)動機燃料流量較小 , 很難滿足再生冷卻所需冷卻劑流量要求 , 對于Ma6187。Ma8 動力系統(tǒng)可采用吸熱型碳氫燃料來提高熱沉 , 而對于采用液氫燃料的 Ma 10 動力系統(tǒng)則尚未有解決方案 超燃沖壓發(fā)動機的研究方法 ? 超燃沖壓發(fā)動機的主要研究方法有：數(shù)值計算模擬、縮比模型發(fā)動機或部件的實驗研究、發(fā)動機過程研究、縮比發(fā)動機的飛行試驗、全尺寸發(fā)動機的飛行試驗等。這些方法是相輔相成、相互促進的。在用數(shù)值計算模擬研究時，要用到各種基本數(shù)據(jù)，可以是實驗研究、工作過程研究、縮比飛行試驗和全尺寸飛行試驗中獲得數(shù)據(jù)。其它的研究方法可以對實驗研究得到的結果進行驗證和外推。 ? 。 研究內外流參數(shù)對發(fā)動機效率、經(jīng)濟性、推重比等的影響 。 在給定目標下函數(shù) (如推力、幾何尺寸、重量等 ) 下研究氣流通道參數(shù)的優(yōu)化。 數(shù)值計算模擬的優(yōu)點是可以在很寬的范圍內計算發(fā)動機的各種參數(shù) , 提供總體和部件設計所需的各種氣流數(shù)據(jù) , 還可以把原理性試驗研究、工作過程研究、飛行試驗中獲得的數(shù)據(jù)進行綜合、找出規(guī)律 , 還能夠模擬發(fā)動機與飛行器之間的相互影響。數(shù)值計算模擬的缺點是需要使用湍流和物理化學變化的半經(jīng)驗數(shù)學模型 (目前還不成熟 ) , 在真實飛行馬赫數(shù)、雷諾數(shù)以及氣體組分條件下無法對運動方程進行精確求解。 ? 及部件的工作原理及規(guī)律。優(yōu)點是可以研究發(fā)動機所涉及的氣體動力、熱力學、燃燒學等現(xiàn)象 , 如研究發(fā)動機內流的粘性、湍流、氣體分離等 , 研究發(fā)動機中的燃燒穩(wěn)定、能量釋放、火焰?zhèn)鞑サ纫?guī)律。由于無法遵循所有的相似準則、無法使用全同的通道構型和無法保證流動的初始與邊界條件 , 縮比模型的實驗研究不能夠全面模擬超燃沖壓發(fā)動機整個通道和部件的工作過程 , 只能模擬流動和物理化學現(xiàn)象的一些特征 , 獲得不完善的結果。 ? (地面試驗模擬 ) 目的是研究在飛行軌道上部分可能的狀態(tài)點條件下發(fā)動機和部件氣流通道在接近真實條件的工作情況。其優(yōu)點是可以廣泛進行各種工作過程的模擬試驗。由于僅在有限的飛行馬赫數(shù)和雷諾數(shù)范圍 (熱焓與流速 ) 內 ,能夠在地面試驗設備上進行工作過程模擬 , 而且對模型尺寸也有限制 , 這導致只能對發(fā)動機內氣體的物理化學成分、流動的初試與邊界條件進行部分模擬 , 從而使試驗結果具有局限性。 ? 軌道 , 研究發(fā)動機及其部件氣流通道在更接近真實條件下的工作過程。優(yōu)點是可以在有限的雷諾數(shù)和試驗時間內使用真實的氣體組分沿飛行軌道全面模擬發(fā)動機的真實過程。其缺點是發(fā)動機通道尺寸小以及測試困難。 ? 壓發(fā)動機的各種參數(shù) , 研究發(fā)動機與飛行器之間相互影響。缺點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、風險很大。 ? 以上的研究方法是相輔相成、相互促進的。在用數(shù)值計算模擬研究時 , 要用到各種基本數(shù)據(jù) , 可以是實驗研究、工作過程研究、縮比飛行試驗和全尺寸飛行試驗中獲得的數(shù)據(jù)。其它的研究方法可以對實驗研究得到的結果進行驗證和外推。工作過程研究要用到實驗研究和數(shù)值模擬的結果 , 也需要用縮比飛行試驗來驗證和擴展其研究結果?？s比飛行試驗研究要首先利用數(shù)值模擬、實驗研究、工作過程研究的結果 , 并對它們進行驗證和外推。用全尺寸發(fā)動機飛行試驗對所獲得的結果和形成的方法進行進一步驗證、修正和外推是必要的。
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