超燃冲压发动机原理及设计方法研究Word文档格式.docx
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2009011588
SchoolofAerospace,TsinghuaUniversity
Deceber2011
目录
摘要........................................................................................4
第一章概述及原理............................................................5
1.1研究背景与意义………………………………………………………5
1.2国内外相关研究概况………………………………………………6
1.2.1美国的超燃研究……………………………………………..6
1.2.2俄罗斯的超燃研究………………………………………….7
1.2.3国外其他国家的超燃研究……………………………..8
1.2.4我国的超燃研究……………………………………………..9
1.3技术发展展望…………………………………………………………10
第二章一体化设计………………………………………………………….10
2.1机体构型选择………………………………………………………….10
2.2进气道设计与性能研究…………………………………………..10
2.3隔离段设计与性能研究…………………………………………..11
2.4燃烧室设计与性能研究…………………………………………..12
2.5尾喷管设计与性能研究…………………………………………..13
2.6系统优化研究………………………………………………………….13
2.6.1发动机各部件优化……………………………………….13
2.6.2发动机一体化优化研究………………………………13
2.7一体化设计的意义………………………………………………….14
参考文献................................................................................
致谢及声明…………………………………………………………………...
摘要
论文介绍了超燃冲压发动机的基本构建及运作原理，分析比较了世界各国在超燃理论研究上的一些成果，并对未来学科的发展趋势进行了合理的展望。
在超燃冲压发动机一体化设计章节中，结合高超音速空气动力学的一些基本原理分析阐述了进气道、隔离段、燃烧室、尾喷管的设计及性能研究。
列举了目前投入应用的几种构型选择，介绍了一体化设计的MOD方法及其工程应用并未来前景。
关键词：
超燃冲压发动机，进气道，隔离段，燃烧室，尾喷管，构型选择，性能分析，一体化设计，MOD
ABSTRACT
Theissueofthebasicfoundationandfunctiontheoryofintegratedscramjetwasbrieflyintroducedinthispaper,alsoweanalysisandcomparetheachievementofdifferentcountriesonsupersoniccombustiontheory.Thenwemakeareasonableoutlookofthetrendsonintegratedscramjet.
InthesectionofTheIntegratedDesignofScramjet,combinedwiththebasicprinciplesonhypersonicaerodynamics,weelaboratethedesignandperformanceofinlet,isolator,combustionchamber,tailpipe.Afterthatsomeconfigurationoptionswhichhasbeenusedinapplicationarelisted.Intheend,weintroducedMODanditsapplicationinengineering,futureprospects.
KeyWords:
IntegratedScramjet,inlet,isolator,combustionchamber,tailpipe,
configurationoptions,theanalysisofperformance,integrateddesign,MOD
第一章概述及原理
1.1研究背景与意义
吸气式高超声速飞行器（简称为高超声速飞行器）是指飞行马赫数大于5、以吸气式冲压发动机及其组合发动机为动力、能在大气层和跨大气层中远程飞行的飞行器。
高超声速飞行器可提高推进效率、增强载荷能力、扩展发射窗口，从而实现快速并廉价的进入空间，在军事、商业运用中有着重要的战略意义，但其实现从根本上取决于高超声速推进技术的发展，作为实现高超声速推进的首要关键技术，超燃冲压发动机技术一直是各航空航天大国研究和竞争的热点。
超燃冲压发动机是指燃料在超声速气流中进行燃烧的冲压发动机。
在采用碳氢燃料时，超燃冲压发动机的飞行M数在8以下，当使用液氢燃料时，其飞行M数可达到6~25。
超声速或高超声速气流在进气道扩压到较低的超声速，然后燃料从壁面或气流中的突出物喷入，在超声速燃烧室中与空气混合并燃烧，最后，燃烧后的气体经扩张型的喷管排出。
超燃冲压发动机通常利用飞行器机身的前体作为进气道的一部分来预压缩来流空气，利用机身的后体作为尾喷管的扩张面，从而极大地减小了发动机的迎风面积、外阻力和重量
相较于传统的航空发动机，超燃冲压发动机结构简单、重量轻、成本低、比冲高、速度快，而且不需要像火箭发动机那样需要自身携带氧化剂。
以上特性使得超燃冲压发动机的有效载荷更大，适用于高超声速巡航导弹、高超声速航空器、跨大气层飞行器、可重复使用的空间发射器和单级入轨空天飞机的动力。
其缺点是无法在静止状态下自行启动，且其低速性能不好。
自20世纪50年代提出超声速燃烧（简称超燃）概念以来，超燃冲压发动机成为高超声速推进技术研究的重点。
特别是90年代中期以后，各主要国家开展了大量的超燃冲压发动机地面试验与飞行试验论证研究，俄罗斯、澳大利亚分别进行了发动机飞行试验；
美国开展了Hyper-X计划，并于2004年3月首次实现了X-43A在超燃冲压发动机推动下以马赫数6.8自主飞行，同年11月再次实现了马赫数为9.7的自主飞行，这标志着50多年来高超声速推进技术研究已经进入到了综合应用以及工程研制阶段。
在国家“863”计划和国防预研项目的大力支持下，国内的高超声速推进技术研究取得了长足进展。
在超燃冲压发动机技术研究方面，基本掌握了发动机材料、燃烧喷注/火焰稳定、发动机缩比等关键技术，具备了发动机部件（进气道、燃烧室和全通道发动机）开发与性能验证的地面试验技术，其TRL基本达到了3~5级；
在飞行器设计与优化技术方面，基本掌握了参数化几何生成、学科分析集成、多学科设计优化（Multi-discip;
inaryDesignOptimization）等方法，相应TRL达到了3~4；
但在热管理、结构与材料等关键技术研究方面，国内研究相对较为滞后。
1.2国内外相关研究概况
1.2.1美国的超燃研究
表1.1汇总了美国50多年来超燃冲压发动机研究的主要项目和计划，这些研究项目覆盖了超燃冲压发动机概念设计、机理研究、地面试验和飞行验证中所需解决的主要关键技术，并逐步取得了突破。
60到70年代的研究计划侧重于论证发动机设计方案、掌握发动机设计方案与地面试验技术。
IFTV是通用应用科学实验室（GASL）在美国空军（USAF）资助下开展的超燃冲压发动机增量飞行试验飞行器计划，该计划提出了基于三维热压缩方法的模块化超燃冲压发动机设计方案，但因遇到进气道与燃烧室相互影响的难题而没有开展地面试验。
HRE为NASA开展的高超声速研究发动机计划虽然没有实现飞行试验验证，但开展了大量全尺寸结构集成模型发动机（CSAM）和气体热力学一体化模型发动机（AIM）的地面试验，突破了燃烧室设计方法和发动机冷却、点火、模态转换等技术。
SCRAM为约翰.霍普金斯大学应用物理实验室（JHU/APL）在美国海军（NAVY）资助下开展的超燃冲压发动机导弹计划f221突破了进气道设计、可控性、液体超声速燃烧、燃烧室设计等技术，并提出了在进气道与燃烧室间增加隔离段的方案。
80到90年代的空天飞机（NASP）计划是以单级入轨为背景而开展的大型研究项目，虽然最终没能突破Ma=4一15氢燃料超燃冲压发动机关键技术，但该项目的巨大投入仍极大地促进了超燃冲压发动机技术的发展，获得了大量大尺寸模型发动机试验数据，提高了发动机地面试验能力，基本掌握了发动机/飞行器设计方法和CFD模拟技术，为开展下一步超燃冲压发动机研究奠定了坚实的基础。
90年代中后期开展的HyTech/HySet,HyFly和Hyper-X等项目以地面试验为主，并拟定了飞行论证试验计划，以期突破碳氢燃料和氢燃料超燃冲压发动机飞行试验验证的关键技术，满足研制高超声速巡航导弹和飞行器的需求。
HyTech/HySet以研制碳氢燃料双模态冲压发动机为目标，对直连式模型发动机、性能试验发动机（PTE）和地面试验发动机（GDE-1,GDE-2）等开展了研究。
PTE在地面射流试验中验证了发动机性能和Mach4.56.5范围内发动机的可操作性，GDE-1为全尺寸飞行质量的碳氢燃料冷却的超燃冲压发动机，其推力和性能已达到PTE水平。
GDE-2在GDE-1上增加了发动机全尺寸流道再生冷却系统和发动机数字控制系统，该发动机可调节进气道外罩唇口。
HyFly的目标是通过飞行试验验证以碳氢燃料超燃发动机为动力的高超声速导弹方案，采用JUH/APL的双燃烧室超燃冲压发动机，该项目已经开展了全尺寸、一体化、碳氢燃料的高超声速循环导弹的地面试验。
Hyper-X是迄今为止最引入瞩目的项目，计划实现以氢燃料、碳氢燃料超燃冲压发动机为动力的X-43A,X-43B,X-43C和X-43D等四种飞行器的飞行试验验证。
第1阶段主要进行氢燃料X-43A的地面与飞行试验，2001年6月X-43A第1次飞行试验由于飞马座助推火箭故障而失败，2004年连续两次成功实现Ma=6.8和Ma=9.7的自主飞行试验飞行试验的成功实施，表明美国已全面突破了吸气式高超声速飞行器飞行试验的各项关键技术，包括飞行器/发动机一体化设计、推进与气动数据库、发动机/飞行器控制热管理与热防护、结构与材料、试验后处理等方面，积累了大量工程实施经验。
2006年，C.R.McClinton总结了X-43A的试验结果，并详细分析了Hyper-X第2阶段涡轮基组合循环（TBCC）冲压发动机飞行试验所需的技术水平，具体包括6个方面:
1）吸气式推进;
2）高温材料和热防护系统;
3）推进剂贮箱;
4）飞行器一体化设计与多学科设计优化（MDO）工具;
5）膨胀循环线性气动塞式火箭发动机（ExpanderCycleLinearAero-spikeRocket）;
6）飞行试验。
由于X-43A的技术积累，实施Hyper-X第2阶段飞行验证计划的前景很乐观。
1.2.2俄罗斯的超燃研究
50年代到70年代，俄罗斯的超燃研究集中于论证超声速燃烧的优越性和有效性、超燃冲压发动机概念设计、热壅塞限制、进气道与燃烧室干扰等方面，并建立了超燃冲压发动机地面试验系统，对超燃机理开展了深入研究，涉及各种燃料的点火、火焰稳定、二维和三维管道内的混合与燃烧过程等。
80年代中期之后，俄罗斯加大了超燃冲压发动机的研究力度，实施了一系列重大研究计划，主要有Kholod、IGLA和RADUGA-D2。
Kholod计划是俄罗斯最早的超燃冲压发动机飞行试验计划，由中央航空发动机研究院（CIAM）和中央空气动力学研究院（TsAGI）等单位合作实施。
1983-1985年完成了模型发动机“57M”地面试验。
为了开展超燃冲压发动机飞行试验，俄罗斯建设了基于SA-5助推火箭的高超声速飞行试验支持系统，即高超声速飞行试验室（HFL），并于1991-1998年进行了5次轴对称超燃冲压发动机的飞行试验。
1991年12月，成功实施了第1次马赫数5.6飞行试验，验证了双模态的可行性。
1992年11月，与法国合作成功实施了第2次马赫数5.3飞行试验，实现了亚燃一超燃稳定燃烧;
1995年3月，与法国合作实施的第3次试验因电源系统故障而失败。
1997-1998年，与NASA合作进行了4,5次试验，其中第5次试验改进了超燃冲压发动机燃烧室、主动冷却系统和SA-5助推火箭，实现了马赫数3.56.4双模态燃烧。
Kholod计划验证了双模态冲压发动机的可行性，获得了全尺寸试验发动机的地面试验和飞行试验数据。
近年来，俄罗斯对一种新型的高超声速推进系统——AJAX开展了深入细致的研究。
1996年，Leninetz公司提出AJAX概念，即在高超声速飞行器中采用三种新技术：
1）基于再生冷却的主动防热与燃料转换系统；
2）磁性等离子流化学发动机；
3）基于磁流体动力学的发动机流场控制技术。
吸气式超燃冲压发动机进行地面试车
1.2.3国外其他国家的超燃研究
法国在上世纪60年代就开展了大量的超燃基础研究，主要内容包括激波诱导燃烧的预混气体超燃、碳氢燃料的扩散火焰超燃。
通过大量直连式和自由射流试验，得到许多很有价值的观点：
超燃更多是混合问题而非化学动力学问题；
有必要优化燃烧室沿轴向的面积变化以平衡释热避免壅塞；
通过热壅塞可实现亚燃和超燃双模态燃烧。
为了满足超燃冲压发动机在宽马赫数范围内工作的需求，法国开展了一系列超燃冲压发动机研究计划，其中可变几何发动机一直是研究的重点。
WRR计划由欧洲导弹集团法国部（MBDA-F）与俄罗斯莫斯科航空学院（MAI）合作开展，主要目标是设计马赫数3一12可变几何双燃料双模态冲压发动机，并对原型发动机进行地面试验。
发动机采用氢和煤油两种燃料，其中亚燃模态时采用加氢的煤油为燃料，超燃模态时采用氢为燃料;
发动机进气道唇口角度可调，燃烧室结构可大幅度调节，通过调节燃烧室壁面位置来实现双模态工作。
该计划重点研究了发动机概念设计、原型发动机燃烧室地面试验、冷却结构与热防护系统试验等内容。
近年来，法国对碳氢燃料超燃冲压发动机的一些关键技术进行了理论与试验研究，包括：
1）吸热型碳氢燃料的热分解；
2）吸热型碳氢燃料超燃冲压发动机的再生冷却；
3）发动机的复合材料部件及再生冷却结构。
除了以上几国的超燃研究外，德国、澳大利亚、日本和韩国等国家也开展了相应的研究工作并取得了一定的进展。
德国从20世纪70年代起开始对超燃冲压发动机技术开展了一系列理论和基础试验研究。
1987-1995年，德国联邦研究与技术局（BMFT）实施了高超声速技术计划（HTP），其目标是研制两级入轨可重复使用运载器。
HTP计划对飞行器进行了概念设计，1993年起主要对超燃冲压发动机SCRAM-Jet开展了设计与试验研究。
HTP计划提出了超燃冲压发动机地面/飞行试验的关键技术，奠定了德国超燃冲压发动机研究的理论与试验基础。
该计划结束后，DLR及Aachen,Munich和Stuttagart等大学则继续开展相关的基础研究。
另外，德国与法国、俄罗斯、澳大利亚等国家合作开展了一些研究工作。
澳大利亚于20世纪80年代才开始开展高超声速技术研究，通过直连式、自由射流试验以及数值仿真对氢燃料超燃冲压发动机技术进行了深入研究。
从1995年起与美、法、德、英、日、韩等多国合作开展了HyShot计划，该计划采用TerrieOrionMK70火箭作为助推器，在火箭再入大气层时的35km高度、马赫数8左右的飞行条件下进行超燃冲压发动机飞行试验。
在2001年10月和2002年7月，HyShot两次成功实施了模型发动机飞行试验。
HyShot超燃冲压发动机的地面试验与CFD仿真工作至今仍在进行，以便研究地面试验、飞行试验和CFD仿真的发动机性能之间的关系。
HyShot下一步计划对碳氢燃料超燃冲压发动机进行地面和飞行试验。
日本从70年代开始进行超声速燃烧基础研究。
日本国家航空航天实验室（NAL）建设了直连式试验、大型自由射流试验和高焓激波风洞系统，具备了模拟马赫数2一14来流条件的能力。
NAL对氢燃料超燃冲压发动机开展了一系列理论与试验研究，涉及双模态燃烧室、进气道、水冷却结构、发动机流场仿真与性能评估以及火箭基组合循环发动机（RBCC）概念设计等内容;
2003年，NAL与国家太空发展局（NASDA）、宇航科学院（ISAS）合并为日本航空航天探索局，继续开展超燃冲压发动机关键技术研究，主要内容包括：
发动机性能试验、多级燃料喷注试验、发动机流场仿真与性能评估、液氢冷却结构试验以及ＲＢＣＣ发动机试验。
韩国Ｓｅｏｕｌ、Ｐｕｓａｎ等大学对超燃冲压发动机的燃料喷注与混合增强、燃烧室内热壅塞过程、燃烧过程、不稳定燃烧过程以及动态特征等进行了大量数值仿真研究，并参与了澳大利亚的Ｈｙｓｈｏｔ计划，对地面试验状态的Ｈｙｓｈｏｔ超燃冲压发动机进行了数值仿真。
1.2.4我国的超燃研究
上世纪90年代中期以前，国内超燃研究发展缓慢，主要是跟踪、整理和吸收国外研究成果，初步建立了超燃与超燃冲压发动机的概念与性能分析方法，并开展了以超燃理论分析和实验研究为基础的高超声速推进技术研究。
到90年代中后期，国内的超燃研究日趋活跃，主要研究了超燃流场数值模拟、超燃理论、燃料喷注、点火与火焰稳定、混合增强等内容。
在基础试验设施方面，中科院力学所建成了流量1~2kg/s的直连式碳氢燃料超燃冲压发动机试验台、喷管直径0.3m的超燃自由射流试验系统；
航天科工集团三院31所建成了流量10kg/s的直连式超燃发动机试验台、喷管直径0.4m的超燃自由射流试验系统；
中国空气动力研究与发展中心建成了流量6.5kg/s的脉激波冲燃烧风洞、直径0.6m的激波风洞超燃发动机试验台和流量3.5kg/s的直连式超燃发动机试验台；
国防科技大学建成了流量2~8kg/s可测推力的系列直连式试验台以及系列连续式自由射流试验系统。
这些试验设施为进一步深入研究燃料超燃冲压发动机技术奠定了基础，并加快了实现超燃冲压发动机工程实用化的步伐。
同时国内各主要单位（如中科院力学所、航天科工集团三院、中国空气动力研究与发展中心、国防科技大学、中国科学技术大学、西北工业大学、南京航空航天大学、北京航空航天大学、哈尔滨工业大学、清华大学等）对超燃冲压发动机技术开展了广泛的理论、试验与数值仿真等研究工作。
总体来讲，我国超燃冲压发动机技术研究已经全面展开，并突破了一些关键技术，实现了超声速条件下的稳定燃烧，在发动机自由射流试验中获得了正推力，基础理论研究水平有了很大提高。
但客观的讲，同先进国家相比国内超燃研究在基础理论、数值仿真能力、试验技术以及人才培养等方面还有较大差距。
1.3超燃冲压发动机技术发展展望
目前，超燃冲压发动机主要用于洲际飞行的高超声速民用运输机和空天飞机的动力装置，军事上可用作高超声速导弹和高超声速打击/侦察飞机的动力装置。
作为高超声速飞行范围内唯一可选的吸气式推进动力装置，超燃冲压发动机的一个局限性便是其很难在低飞行马赫数范围内使用。
针对于此，科学家们提出了双模态冲压发动机的概念，其采用可贮存碳氢燃料、几何固定、
，目前已经通过了地面试验验证，开始飞行试验考核，进入了工程研制阶段。
进来还提出了诸如以火箭发动机为基础、与超燃冲压发动机相结合的组合循环发动机（RBCC）为动力装置的方案，以涡轮喷气式发动机为基础的、与超燃冲压发动机相结合的组合循环动力装置（TBCC）。
通过结合超燃冲压发动机和已有的其他动力装置而研制的新型动力装置大大拓宽了超燃冲压发动机的应用范围。
于此同时，超燃冲压发动机的研制水平也提高到一个新的阶段，全球范围内已建成数个高马赫数的地面试验设备。
于此同时，在高超声速空气动力学、高温材料与结构、气动热力学与燃料、计算流体力学、测量技术与飞行试验等领域也都取得了突破性的科研进展，为超燃冲压发动机的发展及应用铺平了道路。
可以说，在不久的将来以超燃冲压发动机或双模态超燃冲压发动机为动力的高超声速巡航导弹、高超声速侦查/打击飞机将成为一国综合科技、军事实力的重要方面。
第二章一体化设计
2.1机体构型选择
超燃冲压发动机流道由进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管等四个主要部件组成，在考虑机体一体化时，可包含机体上壁面和外罩下壁面等外流道。
发动机流道设计优化研究的主要内容包括:
1）发动机部件/系统性能评估与分析:
2）发动机部件/系统流道设计与优化;
3）对发动机流道与总体性能有重要影响的相关技术:
4）设计优化方法。
目前，高超声速飞行器主要有两种构型，即轴对称构型和升力体构型，前者主要用于高超声速导弹，如美国的HyFly导弹；
后者主要用于高超声速飞机，如美国的X43-A。
升力体构型飞行器的前体下壁面为进气道外压缩段，后体下壁面为喷管的外膨胀段，这种构型相对于轴对称构型具有更好的气动性能、结构效率和操作性能。
升力体构型的高超声速飞行器已成为各国主要研究对象，包含了二维升力体、乘波体、圆柱翼体等有多种外形。
二维升力体构型的高超声速飞行器具有显著的发动机/机体一体化特征，在此以二维升力体构型的超燃冲压发动机为研究对象，详细介绍发动机的整体设计优化思路。
2.2进气道设计与性能研究
高超声速进气道是超燃冲压发动机的重要部件，由前体构成的外压缩面和外罩唇口到隔离段入口间的内压缩段组成。
进气道的主要功能是利用迎面高速空气来流的速度冲压来压缩空气来流，为燃烧室提供一定压强、温度、速度和流量的空气。
随着一体化构型理念的广泛渗透，进气道构型趋向于三种基本形式：
1）轴对称式；
2）二维压缩形式；
3）三维侧压式。
轴对称进气道一般采用中心锥作为外压缩面，并可利用外罩内压缩面进一步压缩来流。
轴对称进气道的另一种形式是采用外罩纯内压缩方式，这种进气道先利用外罩进行等熵压缩并使气流汇聚，然后用最后一道激波使流动转向水平。
轴对称进气道具有较好的装载特性，比较适合用于高超音速导弹。
二维进气道常采用多级楔面的飞行器前体来流进行预压缩，然后利用飞行器机体与外罩构成的矩形截面内压缩通道进一步压缩来流。
由于二维进气道的外罩唇口容易设计成可动部件，因此常用于变几何进气道和进气道启动过程。
二维进气道流场结构比较简单、易于分析，国内外对这种进气道开展了大量数值仿真、流动机理试验以及型面优化等研究工作。
三维侧压式进气道在二维进气道纵向压缩的基础上增加了可对气流进行横向压缩的侧壁。
侧压式进气道可减小楔面压缩角，降低唇口激波强度，侧壁与外界间的溢流窗口能够使进气道在低马赫数时自动溢流，有利于提高进气道的起动性能。
由于侧压式进气道具有一定优势，在固定几何进气道设计中多被采用。
下面以二维进气道为例简要介绍侧压式进气道的设计方法研究情况。
二维进气道
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