超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)(參考版)
2025-05-05 04:50本頁(yè)面
【正文】 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。工作過(guò)程研究要用到實(shí)驗(yàn)研究和數(shù)值模擬的結(jié)果 , 也需要用縮比飛行試驗(yàn)來(lái)驗(yàn)證和擴(kuò)展其研究結(jié)果。在用數(shù)值計(jì)算模擬研究時(shí) , 要用到各種基本數(shù)據(jù) , 可以是實(shí)驗(yàn)研究、工作過(guò)程研究、縮比飛行試驗(yàn)和全尺寸飛行試驗(yàn)中獲得的數(shù)據(jù)。缺點(diǎn)是只能獲得有限的工作過(guò)程參數(shù)數(shù)據(jù) , 而且成本很高、風(fēng)險(xiǎn)很大。其缺點(diǎn)是發(fā)動(dòng)機(jī)通道尺寸小以及測(cè)試?yán)щy。 ? 軌道 , 研究發(fā)動(dòng)機(jī)及其部件氣流通道在更接近真實(shí)條件下的工作過(guò)程。其優(yōu)點(diǎn)是可以廣泛進(jìn)行各種工作過(guò)程的模擬試驗(yàn)。由于無(wú)法遵循所有的相似準(zhǔn)則、無(wú)法使用全同的通道構(gòu)型和無(wú)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(guò)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。 ? 及部件的工作原理及規(guī)律。 數(shù)值計(jì)算模擬的優(yōu)點(diǎn)是可以在很寬的范圍內(nèi)計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)的各種參數(shù) , 提供總體和部件設(shè)計(jì)所需的各種氣流數(shù)據(jù) , 還可以把原理性試驗(yàn)研究、工作過(guò)程研究、飛行試驗(yàn)中獲得的數(shù)據(jù)進(jìn)行綜合、找出規(guī)律 , 還能夠模擬發(fā)動(dòng)機(jī)與飛行器之間的相互影響。 研究?jī)?nèi)外流參數(shù)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)效率、經(jīng)濟(jì)性、推重比等的影響 。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。這些方法是相輔相成、相互促進(jìn)的。 其次 ,發(fā)動(dòng)機(jī)燃料流量較小 , 很難滿足再生冷卻所需冷卻劑流量要求 , 對(duì)于Ma6187。 進(jìn)氣道 /燃燒室的匹配 ? 高超聲速飛行器動(dòng)力系統(tǒng)在非設(shè)計(jì)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(dòng)機(jī)工作范圍寬的要求非常困難 .超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的超聲速燃燒特性決定了其流動(dòng)與燃燒的耦合很強(qiáng) , 同時(shí)與發(fā)動(dòng)機(jī)的幾何結(jié)構(gòu)也具有較強(qiáng)的耦合關(guān)系 , 導(dǎo)致在偏離設(shè)計(jì)狀態(tài)時(shí)各部件匹配性能下降 , 發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定裕度小 , 其中進(jìn)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(jìn)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(guò)高將導(dǎo)致預(yù)燃激波串被推出隔離段、造成進(jìn)氣道不起動(dòng) , 壓力過(guò)低則可能導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)熄火 . 這意味著燃燒過(guò)程組織必須與進(jìn)氣道、燃燒室以及尾噴管的設(shè)計(jì)相匹配 , 并實(shí)時(shí)控制 , 以適應(yīng)不同的飛行條件 . 熱防護(hù) ? 由于高超聲速飛行波阻大 , 發(fā)動(dòng)機(jī)推力裕量小 , 故進(jìn)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(shí) , 氣動(dòng)加熱與飛行速度的立方成正比 (Ma6 狀態(tài)時(shí)駐點(diǎn)氣流溫度便高達(dá)約 1 800 K)、當(dāng)?shù)責(zé)崃髅芏扰c前緣半徑的平方根成反比 , 由此可見(jiàn)進(jìn)氣道尖銳前緣的熱負(fù)荷非常嚴(yán)重 (典型的單級(jí)入軌飛行器進(jìn)氣道唇口前緣熱流密度高達(dá) 500mJ/m2〃s). 另一方面 , 發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)燃?xì)鉁囟雀?(2 500K187。一方面燃料通過(guò)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。因?yàn)殚L(zhǎng)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)淙剂系龋渣c(diǎn)火延遲隨著噴射燃料成分的變化而變化，可以通過(guò)添加燃料添加劑 , 硅烷 SH4改變點(diǎn)火延遲的變化。因此，根據(jù)所得燃料熱載荷要求可用燃料再生冷卻發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)。高超聲速飛行中氣流的高速度給飛行器結(jié)構(gòu)帶來(lái)了非常顯著的氣動(dòng)力熱載荷。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。 ? 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管技術(shù)主要解決的問(wèn)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。如果噴管推力矢量過(guò)大，或者方向相反，那么飛行器飛行控制面需要大幅度調(diào)整，這會(huì)導(dǎo)致阻力增加。噴管性能特性由排氣氣流路徑中的損失機(jī)理表示，即不完全膨脹、擴(kuò)散、化學(xué)動(dòng)力和摩擦。 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)。 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(lái)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(lái)保證發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作。另一種方法是通過(guò)調(diào)節(jié)燃燒室通道的幾何面積來(lái)適應(yīng)雙模態(tài)燃燒要求，但由于燃燒室溫度高達(dá) 2022K～ 3000K，使得幾何調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)相當(dāng)困難。 實(shí)現(xiàn)的方法 一種是通過(guò)控制燃料噴射位臵、燃燒程度來(lái)實(shí)現(xiàn)。超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室技術(shù)主要解決的問(wèn)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)
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