超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)-文庫吧資料
2025-05-08 04:50本頁面
【正文】 火 、 穩(wěn)定燃燒 ，將 化學能最大限度地轉(zhuǎn)化為熱能 ， 有高的熱效率 和 較小的壓力損失 ，而且要 能夠適應較寬的燃料 /空氣當量比變化 、 燃燒室的壓力變化 、 速度變化 ，以滿足飛行器不同空域和不同速度飛行、加速以及巡航等要求。激波串的特點是“斜激波 +附面層分離+氣流加速和壓力減少” 在隔離段流場中，激波與附面層相互干擾，這時，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。 （ 4）黏性效應 在高溫條件下，邊界層對進氣道性能存在較大的影響：在有逆壓梯度的區(qū)域會產(chǎn)生邊界層分離，在進氣道構(gòu)型設計中必須細致分析分離的位臵、大小、不確定性因素較多；流動邊界層導致的機械能損失占據(jù)高超聲速進氣道損失的重要部分 （ 5）波系配臵難 進氣道預壓縮段與進氣道入口段存在較為復雜的激波譽膨脹波系，激波與邊界層發(fā)生干擾之后，還會在流場中產(chǎn)生更為復雜的波系結(jié)構(gòu)，因此對波系進行合理配臵存在較大困難 （ 6）邊界層控制難 高超聲速飛行器，進氣道入口處邊界層較厚，在流程內(nèi)斜激波作用下極易發(fā)生邊界層分離，除了合理配臵激波波系外，對邊界層進行流量控制也能降低分離程度 （ 7）進排氣調(diào)節(jié)難 在快速度范圍內(nèi)或機動飛行時，進氣道的波系會出現(xiàn)較大的變化，設計狀態(tài)的波系配臵方案很難保證在嚴重偏離設計狀態(tài)時還能維持高效工作模式，甚至會出現(xiàn)無法啟動的情況，導致綜合性能大幅下降 隔離段 是一個等截面或微擴張角的管道，位于進氣道與燃燒室之間，有兩個作用： ，能支持燃燒室內(nèi)的較高反壓，以提供進氣道一個較寬的穩(wěn)定工作范圍；使超燃沖壓發(fā)動機以雙模態(tài)方式工作，及可以讓超然沖壓發(fā)動機在亞燃模態(tài)和超燃模態(tài)下相互轉(zhuǎn)換 ? 激波與附面層的相互干擾 可看到，隨著反壓的增加，激波串首先在隔離段出口平面形成。 （ 2）高溫效應 由于壓縮效應和黏性的影響，當馬赫數(shù)較高時來流總溫較高，進氣道氣流將出現(xiàn)振動能激發(fā)、電離、離解等現(xiàn)象，即高溫效應 （ 3）鈍前緣效應 為了滿足承受氣動加熱的需要，高超飛行器的千元需要鈍化處理。在這種狀態(tài)下進氣流量急劇減小，將直接導致發(fā)動機推力下降，甚至熄火。 (4) 進氣道外阻小 。 (2) 進氣道出口氣流流場品質(zhì)滿足燃燒室要求 。工作界限 Ma=3，最大工作速度 Ma=。 ? 雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動機 (dual bustor ramjet, DCR) 串聯(lián)了亞燃與超燃兩個燃燒室 , 其中亞燃燃燒室起到提供高溫富燃燃氣或點火源的作用 ,主要目的是用亞燃沖壓發(fā)動機點燃超燃沖壓發(fā)動機來解決煤油燃料的點火和穩(wěn)定燃燒等問題 .其有效的工作范圍為 Ma3187。 ? 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機 (scramjetdual mode scramjet, DM) 是指發(fā)動機根據(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)。同時 , 高靜溫也會導致煤油分解 , 熱量無法加入 ,發(fā)動機不能產(chǎn)生推力 。 34 為絕熱膨脹 , 在尾噴管中完成 。 ? 超燃沖壓發(fā)動機 沖壓發(fā)動機是吸氣式發(fā)動機的一種 , 它利用大氣中的氧氣作為全部或部分的氧化劑 , 與自身攜帶的燃料進行反應 . 與壓氣機增壓的航空發(fā)動機不同 , 它利用結(jié)構(gòu)部件產(chǎn)生激波來對高速氣流進行壓縮 , 實現(xiàn)氣流減速與增壓 , 整體結(jié)構(gòu)相對簡單 . 其工作原理是首先通過進氣道將高速氣流減速增壓 , 在燃燒室內(nèi)空氣與燃料發(fā)生化學反應 , 通過燃燒將化學能轉(zhuǎn)變?yōu)闅怏w的內(nèi)能 . 最終氣體經(jīng)過噴管膨脹加速 , 排入大氣中 , 此時噴管出口的氣體速度要高于進氣道入口的速度 , 因此就產(chǎn)生了向前的推力 ? 過程 H2為絕熱壓縮 , 在進氣道中實現(xiàn) 。 Ma15 左右 ? ，所以沖壓發(fā)動機在高超聲速飛行時，經(jīng)濟性能顯著優(yōu)于渦噴發(fā)動機和火箭發(fā)動機；發(fā)動機內(nèi)部沒有轉(zhuǎn)動部件，結(jié)構(gòu)簡單，質(zhì)量小，成本低，推重比高。 而當馬赫數(shù)達到 6 左右時 , 氣流的總溫已達 1500K以上 , 傳統(tǒng)的亞聲速燃燒沖壓發(fā)動機效率大大降低 。但是 , 由于高超聲速巡航導彈和空天飛機等需求的牽引 , 越來越多的國家和地區(qū)仍在持續(xù)進行超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)研究。 ? 超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)涉及到大量基礎和應用科學問題 , 是高難度的高新技術(shù)。 捕捉或摧毀不友好的航天器 。 空天飛機 (包括跨大氣層飛機 ) 將作為反衛(wèi)星武器平臺、監(jiān)視和偵察平臺、天基系統(tǒng)的支援平臺 , 在未來的空間控制和空間戰(zhàn)中將發(fā)揮重要作用 : 迅速
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