本科毕业论文(设计)
题 目 ：超燃冲压发动机原理与技术分析
学 院 ：机 电 工 程 学 院 专 业 ：热能与动力工程系2010级热能2班
姓 名 ： 王 俊 指导教师： 刘 世 俭
2014年 5 月 28
日
超燃冲压发动机原理与技术分析
The Principle and Technical Analysis of
Scramjet Engine
摘要
通过对超燃冲压发动机的基本原理与特点的介绍，比较了世界主要国家在超燃冲压理论研究与工程实际中的一些成果；结合高超音速空气动力学以及流体力学的一些基本原理，阐述进气道、隔离段、燃烧室、尾喷管的设计并进行性能分析；列举目前投入应用的几种主流构型及其选择依据；分析主要参数对超燃冲压发动机的影响；最后综合阐述超燃冲压发动机的发展趋势以及用途。
关键词：超燃冲压发动机 性能分析 一体化设计 热循环分析
Abstract:
Introduction the basic principle and features of scramjet engine, comparison of major powerful countries’ theoretical researches and practical achievements on this project. Expound and analyses the design and property programmes of air inlet 、isolator 、combustion chamber 、tailpipe nozzle with theories of hypersonic aerodynamics and hydrodynamics ; Its application in several mainstream configuration and its choice; analysis of the effect of main parameters on the scramjet. Finally , the developing trend of integrated scramjet paper and uses
Key words: scramjet engine
Thermal cycle analys property analysis integrating design
目录
1 概述及原理........................................................................................................ 1
1.1研究背景与意义...................................................................................... 1
1. 2超燃冲压发动机基本原理...................................................................... 3
1. 3 国内外相关研究概况............................................................................. 5
1. 4 研究内容............................................................................................. 10
2系统一体化研究意义与总体热性能分析....................................................... 11
2.1系统一体化研究的意义........................................................................ 11
2.2 总体热力性能分析............................................................................ 12
3 超然冲压发动机核心部件设计与性能研究.................................................. 17
3.1 进气道设计与性能研究..................................................................... 17
3.2 隔离段设计与性能研究..................................................................... 18
3.3 燃烧室设计与性能研究..................................................................... 20
3.4 尾喷管设计与性能研究..................................................................... 23
4总结与展望....................................................................................................... 28
5结语................................................................................................................... 31
6参考文献........................................................................................................... 32
1 概述及原理
1.1研究背景与意义
吸气式高超声速飞行器是指飞行马赫数大于6、以吸气冲压发动机与其组合发动机为动力、而且能在大气层和跨大气层中远程飞行的飞行器。该类飞行器具有飞行速度快，推进效率高，作战半径大，突防能力强，发射窗口灵活等技术优势。而高超声速飞行器的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。鉴于超燃冲压发动机技术与高超声速飞行器对国家政治，未来军事以及商业发射的发展具有极其重要的战略意义，因此，一直广泛受到世界各军事强国的高度重视。
超燃冲压发动机的概念自20世纪五十年代中期被提出后就受到了广泛的关注。高超声速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，是现阶段高超声速飞行器所实现的主要动力来源，被称为继螺旋桨，涡轮喷气发动机之后的第三次航空发动机革命。高超声速超燃冲压发动机在工作时超声速或高超声速气流在进气道扩压到较低的超声速，然后燃料从壁面或从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。该种发动机相较于传统的航空发动机，具有结构简单、重量轻、成本低、比冲高、速度快等技术优势，而且不需要像火箭发动机那样需要自身携带氧化剂。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。以上特性使得超燃冲压发动机的有效载荷更大，并可作为重复使用的空间发射器和单级入轨空天飞机的动力，而且广泛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。
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自上世纪50年代以来，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，世界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。例如俄罗斯、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。我国在 “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 ; inaryDesign Optimization ）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，国内研究还需要进一步的进行消化吸收国外先进技术与自主创新型的工作。
目前，超燃冲压发动机主要用于洲际飞行的高超声速运输机和空天飞机的动力装置，还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。近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。在理论研究方面，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。
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1. 2超燃冲压发动机基本原理
图1超燃冲压发动机基本原理图
图2超燃冲压发动机实际循环T-S 图
图中：点0-----发动机前未扰动状态
点0~点2,3-----气流在进气道和隔离短中减速增压，但进气道出口气流仍
为超声速
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点3~点4-----燃烧室中的燃烧过程，燃烧室进气口气流的马赫数M>1;
点4~点9-----气流在尾喷管中的膨胀过程
超燃冲压发动机是现代高超声速飞机的关键发动机，所谓超燃是指燃烧室内的空气及燃料的流场速度是超过音速的，我们知道，速度越高，流场的复杂性越大，燃烧的稳定性和连续性就越差，这就是超燃冲压发动机的技术难度之一，为了实现在超音速流场条件下实现稳定的燃烧，就需要有先进的燃烧室技术、工艺和结构、先进的燃料喷射技术和先进的混合技术。所以，超燃冲压发动机的原理除了冲压喷气发动机的基本原理之外，还需要有燃料喷射和混合在超音速流场条件下的稳定技术等综合的条件。经过多年的发展，国外已研究设计过多种超燃冲压发动机的方案。包括普通超燃冲压发动机、亚燃/超燃双模态冲压发动机、亚燃/超燃双燃烧室冲压发动机、吸气式预燃室超燃冲压发动机、整体式火箭液体超燃冲压发动机、固体双模态冲压发动机和超燃组合发动机等。其中，双模态冲压发动机和双燃烧室冲压发动机是研究最多的两种类型：
(1)亚燃/超燃双模态冲压发动机
亚燃/超燃双模态冲压发动机是指发动机可以亚燃和超燃冲压两种模式工作的发动机。我们知道，在Ma >6时，超燃冲压发动机性能远高于亚燃冲压发动机，但是，当来流速度Ma
(2)亚燃/超燃双燃烧室冲压发动机
对于采用碳氢燃料的超燃冲压发动机来说，为了克服双模态冲压发动机在不同马赫数下点火、掺混、稳定且在燃烧室停留的短暂时间内完全燃烧的问题，人们提出了亚燃/超燃双燃烧室冲压发动机概念。这种发动机的进气道分为两部分：一部分进气系统引导来流减速至亚声速，进入亚声速燃烧室；另一部分引导其余来流进入超声速燃烧室。进入亚声速燃烧室中的来流，与富油环境中的常规液体
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碳氢燃料混合并点火，膨胀的燃烧产物与另一套进气系统进入的超声速空气混合，然后在超声速燃烧室中燃烧，因此不存在亚燃冲压在贫油条件下的燃烧室-进气道不稳定性。双燃烧室冲压发动机的超燃燃烧室的高速气流由于在亚燃燃烧室出口燃气的作用下，在主流区比较容易实现稳定燃烧; 碳氢燃料在亚燃流场的作用下未反应的部分蒸发、裂解，缩短了超燃燃烧室的点火时间，有、利于燃料和空气的混合、点火及稳定的燃烧; 双燃烧室的设计避开了双模态冲压发动机的模态转换问题。这种方案技术风险小，发展费用较低，较适合巡航导弹这样的一次性使用的飞行器。目前，掌握该技术的主要是美国霍布金斯大学的应用物理实验室。
于此之外，研究者还提出激波引燃冲压发动机，中心燃烧超燃冲压发动机的概念，但由于研制理论尚未成熟，关键技术还未突破，制造成本高的问题，还仅仅停留在模型试验阶段。但这将是未来超燃冲压发动机发展的重要方向。
1. 3 国内外相关研究概况
从20世纪50年代人们就开始研究超燃冲压发动机，最初的应用目标是单级入轨的飞行器、远程高速飞机和远程高超声速导弹。从90年代开始，重点转向巡航导弹用超燃冲压发动机的发展。目前，美国、俄罗斯、等国都在发展M 数4~8、射程1000km 以上的巡航导弹用超燃冲压发动机。采用碳氢燃料、M 数3~8的双模态超燃冲压发动机已结束地面试验验证，进行了飞行试验。到2025年，以超燃冲压发动机为动力的高超声速空天飞机将有可能投入使用。
俄罗斯
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、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。俄罗斯中央航空发动机研究院是超燃冲压发动机的权威研究单位，20世纪80年代，该研究院与中央空气流体动力研究所等单位合作进行了“冷”高超音速技术发展计划，主要研究试验用
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矩形和轴对称双模态超燃冲压发动机。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 ) 。进入90年代，在1991~1998年，共进行了5次超燃冲压发动机的验证性飞行试验，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。目前，该研究院正在进行速度为6~7倍声速的高超声速飞行器用超燃冲压发动机的技术研究，应用目标是军民用高超声速飞行器。
中央航空流体动力研究所是俄罗斯重要的超燃冲压发动机技术研究机构。目前，该研究所正与俄彩虹设计局及德国一些部门合作进行导弹用M 数5~7的超燃冲压发动机的研究，这种发动机的进气道呈三级斜面形状，目前已经进行了连接式和自由射流式试验，今后将进行飞行试验。同时，该机构将为俄罗斯空间局（RSA ）的一项飞行试验计划（“鹰”计划）研制M 数6~14、氢燃料、双模态的超燃冲压发动机。该计划将发展一种与NASA 的Hyper -X 相似的机体/发动机一体化的高超声速试验飞行器，发动机由三个模块组成，进气道的喷管位于机体下方。目前还未找到合作伙伴。 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。
美国
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美国是开展超燃冲压发动机技术研究较早的国家，目前NASA 、空军和海军都有自己的发展计划。
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。
NASA 从1965年开始研究超燃冲压发动机技术，目标是有人驾驶飞行器和单级入轨飞行器的动力。1996年，开始实施1. 7亿美元的高超声速飞行器试验计划（Hyper -X ）。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 -43 D 等四种飞行器的飞行试验验证。研究用于高超声速飞行器（M 数10）和其他可重复使用的天地往返系统的超燃冲压发动机与一体化设计技术。2004年3月27日，X -43A 在第2次飞行试验中成功地达到M 数7的速度，成为世界上飞行速度最快的以空气喷气发动机为动力装置的飞行器。这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。为保持NASA 高超声速技术的持续发展，NASA 从2006年开始新计划，该计划将是在X -43A 之后非常低水平的高超声速技术发展计划，将进行基础性的技术研究，发展新的可变几何、能在更大M
数范围工作的超燃
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冲压发动机。还将重点发展重量更轻、耐高温性能更好的发动机新材料。第一个5年的工作重点可能是M 数5~6的飞行器，第二个5年的工作重点是M 数8~9的飞行器，第3个5年将发展M 数13~15的飞行器。计划的目标是经过5年的发展，技术准备达到能发展真实飞行器的水平。
美国空军在50年代末开始超燃冲压发动机的研究，目标是单级入轨的飞行器。1995年，美国空军开始实施高超声速技术计划（HyTech ），目标是验证能够在M 数4~8范围飞行、射程1400km 的高超声速导弹用液体碳氢燃料双模超燃冲压发动机的适用性、性能和结构耐久性。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。2003年，该计划完成了世界首台飞行重量的碳氢燃料超燃冲压发动机的地面试验。地面验证发动机（GDE -1）进行了M4. 5和M6. 5的试验。2004年开始GDE -2的首次全尺寸试验。2007年夏天，一种利用GDE -2改型的发动机将开始M 数6~7的自由飞行试验，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。发动机的工作时间为5~10分钟。该计划于2010年结束，并在2010~2015年，高超声速空对地巡航导弹初步具备作战能力。
美国海军的超燃冲压发动机研究始于60年代初，目标是舰载导弹用发动机。最初设计的超燃冲压发动机采用分模块式进气道、轴对称燃烧室，尾喷管设计考虑了实际气体和粘性的影响。70年代，海军认为该方案所用燃料态活泼、有毒，不适于舰载导弹，改为使用碳氢燃料的双燃烧室冲压发动机方案。1997年5月，海军提出了高超声速攻击导弹计划。采用M 数8的超燃冲压发动机，射程1000km 。海军的超燃冲压发动机一直由约翰霍普金斯大学的应用物理实验室研制，为双燃烧室冲压发动机，2000年设计和制造了一个全尺寸直连式燃烧室试验件。目前正在进行全尺寸燃烧室的试验。2001年，美国DARPA 和海军开始了为期4年的“高超声速飞行验证计划（HyFly ）”，目标是发展最高巡航M 数6、射程1110km 、采用普通碳氢燃料的巡航导弹用超燃冲压发动机。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
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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。目前正在进行不同飞行状态（M 数6. 5、3. 5和4）的地面试验。2003年，作为该计划的主要子承包商，航空喷气公司在NASA 兰利研究中心和空军阿诺德工程发展中心（AEDC ）进行了多种速度（M 数3. 5、4. 1和
6. 5）和重要状态的自由射流超燃冲压发动机的试验。试验模拟了不同的飞行条件，包括不同的飞行高度和不同的燃油喷射器结构，取得了巨大成功。今后，该公司将对实际飞行重量的发动机制造方法继续进行研究和评估。在自由射流发动机试验结束后，将进行飞行重量的发动机的地面试验。
此外，德国和印度，日本，法国，澳大利亚也在超燃冲压发动机技术方面进行了大量的基础性研究。德国在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。印度正在实施的先进吸气式跨大气层飞行器（A VATAR ）计划，该计划将采用涡扇/超燃冲压发动机组合动力。日本从1984年开始研究超燃冲压发动机技术，已建成可模拟飞行高度35km 、飞行速度M 数8的高超声速自由射流试验台，进行了大量高M 数的模拟试验。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。1999年，法国武器采购局决定延长PREPHA 的研究工作，设立了为期5年的普罗米希（Promethee ）研究计划，目的是探讨M 数1. 8~8的烃燃料变几何亚燃/超燃双模态冲压发动机作为一种空射型导弹的动力的可行性，计划总投资6200万美元。
中国
上世纪90年代中期以前，国内超燃冲压发动机方面的研究进展缓慢，主要是跟踪、整理和吸收国外研究成果，并初步建立超燃与超燃冲压发动机的概念与性能分析方法，同时开展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
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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，国内各主要单位（如中科院力学所、中国空气动力研究与发展中心、航天科工集团三院、中国科学技术大学、国防科技大学、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。其中，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；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；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；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。
总体来讲，我国超燃冲压发动机理论研究与基础设备研究已经全面展开，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。但客观的讲，同世界先进国家相比，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，需要在不断消化吸收的基础上加大科研力度，加大自主创新力度，才能在这一领域赶超世界上的先进国家。
1. 4 研究内容
1. 介绍超燃冲压发动机原理与技术特点
2. 分析对比国内外理论研究与工程实际成果
3. 简介超燃冲压发动机一体化研究的意义与总体热力循环
4. 超燃冲压发动机核心部件的设计和技术分析
5. 超燃冲压发动机未来技术展望与用途的介绍
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2系统一体化研究意义与总体热性能分析
2.1系统一体化研究的意义
为了平衡复杂系统分析精度和计算成本，提高设计水平和效率，上世纪80年代末J . Sobieszczanski -Sobieski 提出了一种新型的综合设计优化方法——多学科设计优化（MDO =Multidisciplinary Design Optimization ），该方法可适用于复杂层次型系统的优化。由于MDO 方法的强开放性和适应性，一经提出就引起高校、政府部门和工业界等研究单位的极大关注，使其得到了迅速发展，在航空航天、机械、电子、医疗、建筑、运输等众多领域得到广泛应用。NASA 已经明确将MDO 作为高超声速飞行器设计优化技术研究所的一项重要内容。此外，MDO 所采用的结合试验设计、响应面模型的优化策略也适用于电子系统优化，这对于提高子系统优化水平很有意义。
相对于燃烧室而言，进气道和尾喷管较为简单，易于开展优化研究。在进气道优化方面，早期的研究常采用基于一维等嫡流的斜激波理论建立进气道总体性能关于进气道构型的模型，并以总压恢复系数为目标对进气道进行优化。CFD 技术逐步成熟后，在进气道优化中得的越来越多的运用。早期的尾喷管优化将上壁膨胀面作为斜面处理，并采用简单的分析模型，认为喷管内流场处于化学平衡状态。90年代之后，基于CFD 的数值仿真技术被用于尾喷管设计优化。在尾喷管优化中，通常没有考虑入口流非均匀性和喷管内化学非平衡过程的影响。
发动机部件优化可以得到部件性能最优的方案，但由于切断了各部件的紧密联系，不能准确反映部件性能改进对发动机总体性能改进的影响，因此只有通过发动机一体化流道优化，才一能获得发动机总体性能改进的方案。
超燃冲压发动机流道优化分两个次层:其一是对发动机流道即进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管进行优化; 其二是考虑发动机与机体的一体化特点，对发动机/机体构型进行优化。由于采用低精度分析模型不能准确获得发动机/机体的总体性能，而基于CFD 的数值仿真计算成本极其过高，难以直接集成在发动机/机体优化过程中，这使得发动机一体化优化研究进展缓慢。目前，大多数发动机优化还处于第一个层次。
两层集成系统综合方法是一种典型的MDO 优化过程，它采用一种分解协调策略将子系统优化与系统级优化联系起来。在发动机构型优化特别是高超声速飞
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行器总体优化中，MDO 方法得到了广泛的应用。高超声速飞行器的集成框架（即MDO 环境）研究体现了MDO 的运用水平。NASA 的系统分析办公室在飞行器一体化设计方法的基础上，通过引入数据库支持，开发了高超声速飞行器设计分析平台HOLIST ，初步构建了一个高超声速飞行器MDO 环境。
超燃冲压发动机一体化流道设计优化是发动机总体研究的一个重要内容。利用数值仿真、试验等手段对碳氢燃料超燃冲压发动机一体化流道的设计优化及性能研究，其意义主要在于：
1. 发展可用于发动机流道设计优化的复杂系统优化方法，使之可采用高精
度分析模型和试验数据，以提高优化水平和效率；
2. 系统地研究燃烧室型面和燃料喷注分布对燃烧室性能的影响，对改善燃
烧室性能具有参考意义；
3. 对燃烧室推力控制和燃烧室-隔离段交互控制开展试验研究，可以为进一
步深入研究发动机主动控制、提高发动机适应性奠定基础。
4. 结合定性和定量分析方法，深入研究流道设计参数对发动机部件/系统
性能的影响，可以为改善发动机总体性能提供一些建议。
2.2 总体热力性能分析
超燃冲压在发动机工作时，基本热力过程遵循经典的热力学定律，现就对其基本热力过程结合热力学定理做简要分析：
超燃冲压发动机的加热过程有不同的加热规律，其中一种是等压加热。从气动观点来看，更希望加热，这样可以避免附面层分离，结构承受的压力低，而且数学处理过程较为容易。
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图3超燃冲压发动机实际循环T-S 图
用焓的变化表示的有效循环功:
122) Le=2(c9−c0=q1−q2 (2.2.1)
或：
Le=∫Tds−∫Tds=(ℎ4−ℎ1) −(ℎ9−ℎ0) (2.2.2) 30
等压加热过程的加热量：
q1=∫Tds=ℎ4−ℎ3 (2.2.3) 3
等压放热过程的放热量：
q2=∫Tds=ℎ9−ℎ0 (2.2.4) 0
循环热效率：是循环有效功与加热量之比:
η1c=加热量=1−q (2.2.5) 11919循环功q
或:
η1c=1−ℎ−ℎ (2.2.6) 43ℎ−ℎ
对于上述近似计算，循环热效率是相当高的，必然使总效率也比较高。当不断提高加热过程的进口温度时，会导致加热过程中空气的离解。
在其后的尾喷管
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膨胀过程中，部分空气不能再还原。这相当于损失了一部分能量，而没有使动能提高。这时，过程不是处于热力学的平衡状态，严格的说，不能进行常规循环分析。
当燃烧室进口和出口温度提高时，循环热效率不断提高。但加热过程进口最大温度不能无限上升，不能让离解的损失将得益完全消耗掉。最大允许温度需要依赖对计算分析和经验判断，与飞行马赫数，进气道总压损失，燃料种类，油气比和尾喷管的几何尺寸有关
由于设计状态的油气比通常为化学恰当比，最大允许的压缩终温取其平均值1560K 作为温度限制是合理的，因此可以求得相应的马赫数Ma3限制如下:
Ma3=√[T(1+3TK−12Ma0) −1]K2C−1 (2.2.7)
由此可见，假定T0为222K 时，且当最大允许压缩终温最小，可得Ma3=1，即对应的Ma0大于6. 35时，才有必要采用超燃，所以可定义高超声速飞行的马赫数为6，这也是亚燃/超燃转换的临界马赫数。
超燃冲压发动机的其他主要性能参数表达与关系：
推力：推动飞行器运动的力。它是作用在发动机内、外表面或推进器（如螺旋桨）上各种力的合力
F =Wgc9−Wac0 (2.2.8)
式中：
Wg=Wa(1+f) (2.2.9)
c9-----尾喷管出口气流
c0-----进气口前方自由流速度
f-----油气比
比冲：发动机每单位时间，每消耗单位质量燃料所产生的推力称为比冲当尾喷管完全膨胀时:
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Is=gw=fF1gf[(1+f) c9−c0] (2.2.10)
热效率：气体通过发动机的动能增量与燃烧室内燃料的质量流量完全燃烧所释放的热能之比称为发动机热效率。用ηtℎ表示:
ηtℎ=W[(1+f) c−c]
2WfHu (2.2.11)
Hu 为一千克燃料完全燃烧的热值。
推进效率：飞行中发动机完成的推进功率与通过发动机气流的动量增量之比为推进效率，用表示。由于油气比远小于1，所以，推进效率可简化为：
ηp=2
1+c0 (2.2.12)
总效率：与燃气涡轮发动机一样，总效率等于热效率与推进效率的乘乘积，用表示：
η0=ηpηtℎ (2.2.13) 定义了基本参数之后，就可做发动机的的气动热力计算，计算时给定C0, A0. 截面0 ：
Sao=V0(1+RT0V0) (2.2.14)
由能量方程，可得：
2−2cT(φ−1) (2.2.15) c3=√c0p0
由流量连线方程：
A0ρ0c0=A3ρ3c3 (2.2.16)
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可得：
A3
A0 =φp0c0p3c3 (2.2.17)
令燃烧室出口速度c4，则动量方程为：
A3p3−Db−A4p4=(W3+Wf)c4−W3c3−Wfcfr (2.2.18)
式中：cfr-----燃油喷射速度的轴向分速度
c3-----燃烧室进口气流的轴向速度
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3 超然冲压发动机核心部件设计与性能研究
3.1 进气道设计与性能研究
进气道是超燃冲压发动机的重要部件，由前部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。而应用于超燃冲压发动机的典型形式应为二维或三维模式。主要设计步骤为:
1) 气道类型和布局的选择
可供选择的进气道类型进气道构型趋向于三种基本形式：1）轴对称式；2）二元压缩形式；3）三元侧压式。与轴对称进气道相比，二元进气道攻角好，同时总压恢复系数和流量系数可能增加；与二元进气道相比，三元进气道压缩效率高，长度短，起动性能好。所以，进气道类型选择主要取决于各类进气道的速度特性和攻角、侧滑特性；而布局位置主要取决于机体的总体布局要求，装载方式，转弯控制等
2) 设计马赫数的选择
选定进气道后，就要谨慎选择设计马赫数。冲压发动机一般具有固定的几何形状，在一定得工作马赫数范围内，只能选定一个马赫数作为设计马赫数 Ma 。以此确定锥角或楔角组合，选配激波系，确定相对位置，以及设计通道几何尺寸和型面，获得良好的综合性能
3) 进气道气动设计计算
进气道气动设计是利用空气动力学的基本原理，为保证实现设计点的性能指标而进行的几何型面和进气道的构型设计。首先考虑外罩前缘内角，通常小于或等于最低飞行马赫数下进气道进口前缘出的局部气流方向角，同时考虑不允许出现外罩千元外交产生外部脱体激波。其次是进口内通道设计，要使内通道转弯平缓，面积变化率适当的小，防止气流分离。在设计马赫数下，确定了进气道型面的同时，对进气道流场和性能进行计算。
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评估进气道性能的主要参数有:流量系数、总压恢复系数、阻力系数、压升比、进气道喉道面积、出口流场均匀度等。这些参数相互关联，需要进一步权衡才能准确地评价进气道的综合性能。但由于影响进气道性能的因素众多，难以给出通用的综合性能评估参数。但对进气道总体设计应有以下要求：
（1） 气动设计和幸免设计要尽量符合模型试验所确定的结果
（2） 内外表面尽可能光滑，外部阻力尽可能小，通道内尽量减少支撑物附
面层、壁面摩擦相对要小，附面层与激波的相互影响小
（3） 外壳，中心锥连接应满足强度刚度及同轴度要求
（4） 有高的总压恢复系数，流量系数大，阻力系数小，出口气流流场畸变
指数小。进气道对附面层、壁面摩擦、附面层与激波的相互影响
（5） 燃烧室进口流场均匀，进气道出口与燃烧室进口应协调
（6） 便于拆装使用维护，有防护措施，工艺精度，测量精度等都要满足设
计要求
进气道的斜激波与附面层的相互作用可能引起附面层的分离，紊流附面层抗分离的能力较强，因为其速度图像比较饱满；另外由于强烈的局部混合，有助于低速流克服必要的压力提高。高超声速下的分离严重的使发动机性能下降；附面层厚度和速度图形的变形可能发生流动堵塞；流动的分布更难预测和控制。所有这些都会使得进气道的设计非常困难。
进气道起动性能是评价进气道性能的关键指标。当进气道收缩比过大或出口反压过高时，进气道会出现不起动状态，此时进气流量急剧减小，将直接导致发动机推力下降，甚至熄火。因此，进气道能够正常起动是进气道设计的基本原则。影响进气道起动的因素较多，包括当地马赫数、进气道收缩比、流场结构、边界层厚度、雷诺数、壁面温度与自由流温度比以及起动过程细节等因素。从目前看，超声速飞行器要实现远距离飞行，大多采用升力体外形，发动机后置，并采用下颚式进气道，这种布局确实有其优越性，容易拓展到以后的高超速飞行器
3.2 隔离段设计与性能研究
隔离段是进气道与燃烧室的过渡段，其作用是避免或缓解燃烧室内的扰动或者下游堵塞面积的变化对进气道正常流动的影响。进气道压缩后的超声速气流在隔离段内进一步减速增压，当燃烧室反压较高时，隔离段内形成预燃激波串，可以在一定程度上隔离燃烧室的压力扰动对进气道的影响。在大多进气道和燃烧室研究中，一般都包含了隔离段，为了便于分析，在进气道研究中常将隔离段出口作为进气道出口，而在燃烧室研究中将隔离段入口作为燃烧室入口。
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隔离段一般采用等截面流道，也有采用扩张截面的流道构型。隔离段构型设计主要是确定其长度，以考察它抗燃烧室反压的能力，这对于预防因燃烧室一进气道干扰而导致进气道不起动有重要意义。
在超燃冲压发动机隔离段内，一般存在复杂的波系，称之为激波链。激波链分为两种，一种是正激波链，一种是斜激波链。当隔离段的进口马赫数较小以及进口附面层较厚时，趋于产生正激波链；当进口马赫数较高以及附面层较薄时，趋向于产生斜激波。激波链的一个重要特点是：只要激波链是完整的，即隔离段出口平面的参数是均匀的，以及总的避免摩擦可以忽略时，则通过激波链的静压升恰好等于通过正激波的静压升。其动量方程为：
p1A1+W1c1=p2A2+W2c2 (3.2.1)
p1(1−pp12) =ρ1c1(−1) (3.2.2) c1c
所以，不论管道中存在什么样的激波系，其最大静压升只能是正激波的静压升。可见，对于超声速气流，隔离段中的激波链可以调节出口静压高于进口静压。如果出口反压超过激波链的最大可能静压升，激波链将被推出，进气道出于不启动状态；如果反压在进口静压和最大值之间，泽激波链将在隔离端中移动调整出口静压等于反压。隔离段激波链相当于一个气垫缓冲器，但是等截面隔离段必须足够长，才能保持完整的激波链。由于激波链中的流动太复杂需要多长难以预测。目前广泛采用的计算方式为：
θpp50(e−1) +170(e−1) 2=HL√0i (3.2.3)
θ-----隔离段进气口附面层动量厚度
Ma -----进口马赫数
Pe -----出口静压
Pi -----进口静压
Re -----基于进口动量厚度的雷诺数
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3.3 燃烧室设计与性能研究
燃烧室方面的研究一直是超燃冲压发动机技术的研究重点，燃烧室的研究进展决定了超燃冲压发动机技术的总体发展水平。
燃烧室是超燃冲压发动机核心部件，其功用是使燃料与获得减速增压的来流空气进行混合和燃烧，要求能最有效地把燃料中的化学能释放出来，转化为高温燃气的热能以提高气流的做功能力。燃烧室的工作主要是在有限的空间和极短的时间内，使燃料在高速气流中喷射，雾化，蒸发，掺混，燃烧，将化学能最大限度的转化为热能。因此燃烧室的结构必须具有相应的功能结构。典型的燃烧室组成如下：
（1） 预燃室：是设置在燃烧时钟的小燃烧室，用以保证燃烧室的可靠点
火和稳定燃烧，对于冲压发动机的按时启动和两台发动机起步的同
步性有非常重要的作用。
火焰稳定器：向燃烧室供油的装置，由燃油总管，喷嘴等辅助装置
构成。
内衬筒：在燃烧室掺混段中安装的一种薄壁圆筒组件，与燃烧室外
壳构成冷却通道。
火焰筒：燃烧室中承受热负荷和防止震荡燃烧的组件。
点火器：一般采用烟或点火器或高能电喷嘴进行点火。
对燃烧室设计的基本要求：
（1） 保证在燃烧室工作范围内最不利条件下，能快速可靠的点火启动，
同时在预定工作范围内稳定的燃烧，不产生强烈的震动，尽可能
的减少气流在燃烧室中的总压损失，这也是最关键的条件
（2） 保证燃烧室内最大限度完全燃烧，尽可能提高燃烧效率，同时要
有良好的冷却条件，避免时产生烧蚀。
（3） 具备足够的热强度，刚度，良好的气密性
（4） 在合理范围内，尽可能采用新工艺，新材料
燃烧室所涉及的关键技术：
超燃冲压发动机为适应飞行器不同马赫数下的工作要求，需要在同一燃烧室中实现亚燃和超燃双模态燃烧，这是超燃冲压发动机实现工程应用的关键技术。通过控制燃料喷射位置、燃烧程度来实现双模态燃烧的一种途径。但该种方式对于燃烧控制是非常困难的，因为其不仅受到燃料的物化性状、喷射情况、掺混情
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（2） （3） （4） （5）
况、燃烧室中涡流及附面层等因素的影响，而且要求在飞行马赫数及设计油气比范围内稳定燃烧，对于实际应用有相当大的困难。另一种方法是通过调节燃烧室通道的几何面积来适应双模态燃烧要求，但由于燃烧室温度高达2000K --3000K ，也会使得几何调节结构设计相当困难。因此突在这一方面突破研究现状，将是未来超燃冲压发动机领域内的一大热点。
燃料喷注、点火与火焰稳定技术是超燃冲压发动机燃烧室关键技术研究中一个比较活跃的领域。由于燃料在燃烧室中停留时间很短，要在短时间内实现燃料与空气的混合、点火、形成扩散火焰并传播至整个燃烧室，实现稳定、高效的燃烧流场，这是非常困难的。燃料喷注主要有两种方式:壁面喷注和插入喷注。为了增强混合，研究者设计了无后掠斜坡、后掠斜坡和气动式斜坡等特殊形式的喷注器，研究表明后掠斜坡喷注器比无后掠斜坡喷注器的混合增强效果更好，气动式斜坡在燃料横向扩散能力方面与后掠式斜坡喷注器基本相当，但总压损失和局部热负荷更低。
超燃冲压发动机对火焰稳定技术要求很高，设计高效率、宽稳焰边界、低阻、低损失的火焰稳定器是燃烧室构型设计与性能研究的重点之一。常用的火焰稳定方法有:
（1） 利用壁面垂直喷注燃料时在超声速流中形成激波，使喷注器上游
壁面边界层分离、形成汇流区，部分燃料在汇流区内与气流混合
燃烧，但这种方式稳焰范围小、总压损失大；
（2） 采用具有燃料喷注与火焰稳定功能的支板，支板底部的回流区可
起到火焰稳定作用，但阻力、总压损失和热负荷较大;
（3） 采用后向台阶形成的大回流区稳定火焰，这种方式火焰稳定范围
比支板更宽，但阻力更大，而且分离流在下游壁面再附着时产生
较强的激波，总压损失也较大;
（4） 采用凹腔火焰稳定器，这种方式稳焰范围较大、分离流再附激波
强度较弱。此种火焰稳定器效果较好，而且运用广泛。
燃烧室的另一关键技术是冷却。超燃冲压发动机工作时，外部气流是高超声速的，而且气动加热很严重，当飞行器马赫数达到6时，飞行器头部来流滞止温度可达1700K ，而发动机内部流场气流总温可达3000K 以上，因此必须采用主动冷却的方法来保证发动机正常工作。但在发动机冷却中，只能采用燃料冷却，而发动机工作中所需的燃料流量很小。这就给发动机的结构热防护带来更大困难，尤其是采用碳氢燃料(如煤油) 时更是如此，还要考虑液滴破碎、雾化和蒸发过程，增加了研究的复杂性和困难性。
21
燃烧室气体动力学性能分析：
假定燃烧室如下图所示，进口为i 截面，出口为e 截面：
考虑无质量加入的一维稳定流动，则流量方程为：
ρicipi=ρecepe (3.3.1)
动量方程为：
Aipi+Fb−AePe=WCe−WCi (3.3.2)
联立得：
Fb=(Aepe+Wce) −(Aipi+Wci) (3.3.3)
冲量函数为：
I =pA (1+kMa2) (3.3.4)
气流推力函数为：
Sa==c(1+c (3.3.5) WIRT
最后可得：
∅=Pti=√2(CpT12CPTtic2[2K+k−1kH] (3.3.6) 其中H =CPTti K =c2CpT
ti 为无量纲量并可作出H -K 图如下：
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图4超燃冲压无因次静焓与无因次动能关系图
3.4 尾喷管设计与性能研究
超燃冲压发动机尾喷管的功用与航空燃气涡轮喷气发动机的尾喷管一样，是使其进气口气流的压力尽可能等熵的膨胀到外界大气压力，并且在尾喷管的出口得到均匀的，平行于轴线的气流。尾喷管构型在总体上与发动机构型一致，与燃烧室流道构型相匹配，大体上分为轴对称喷管和单边扩张喷管两大类，这里主要考虑单边扩张尾喷管的研究情况。在发动机/机体一体化构型中，尾喷管上壁扩张面即为机体下壁面，内膨胀段下壁和侧壁由机体外罩构成。下图是理想的超声速尾喷管示意图：
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图5理想超声速二元尾喷管示意图
上述尾喷管的的理想性能指的是，在气流的实际化学状态下等熵膨胀所得到的性能。气流在尾喷管中的实际化学状态决定于化学反应速度和气流的流动速度。有两种极限情况：一是冻结状态，化学反应到燃烧室出口结束，在尾喷管中没有化学反应；二是化学平衡状态，即化学反应极其迅速，根据尾喷管中的每一点处的温度和压力，化学反应都能进行完毕。基于化学平衡状态，尾喷管出口有最大的焓和动能，尾喷管的性能参数更明确清晰，并且与平衡的热力循环分析结果一致。
下图表示尾喷管内的流动区域划分与理想膨胀分析：
图6 尾喷管内流动区域的划分
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图7 二元尾喷管几何计算分区示意图
Ⅰ区：均匀超声速流。相应的马赫角表达为：
μ4=sin −11
Ma4 （3.4.1）
Ⅱ区：是普朗特-梅耶膨胀区，由从角点发出的直线组成。扇形的膨胀角度范围决定于第一道马赫波角和最后一道马赫波角。由Ma4至Ma9时，普朗特-梅耶总转角为：
−1√Ma−1]−[tan−1√Ma−1−ω=√a[sin−1√a(Ma29−1) tan 491tan −1√4] （3.4.2）
其中ke为尾喷管平均绝热指数。可取1. 24
a =ke−1
ke+1 （3.4.3）
Ⅲ区：该区域中流动是均匀的，气流参数是从角点发出的最后一道马赫波后的参数。尾喷管的边界为一直线，因为相对边界上的膨胀波尚未到达。取气流转折角为2时，有：
ω25
−1√Ma−1]−[tan−1Ma2−1−ω=√a[sin−1√a(Ma2√Ⅲ9−1) tan 41tan −1√Ma4−1] （3.4.4）
马赫波角为：
μⅢ=sin −1
Ma （3.4.5） Ⅲ1
Ⅳ区：是特性线性相交形成的区，由特性线的相交可以得该区结束点的轴的位置。他决定整个尾喷管的长度，该区的流场参数，也是下一个区的其实条件。Ⅳ区长度为：
LⅥ
4⁄2=1H9tan μ9H4 （3.4.6）
下图是Ⅳ区长度与进口高度的比值随出口马赫数变化规律，由图知长度是高度的数倍，飞行器难以提供如此长的尾喷管
图8 设计状态尾喷管出口高度与进口高度的比值随出口马赫数的变化规律
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Ⅴ区：从边界发出的特性线，在本区是不再相交的，因为在本区中的尾喷管边界条件设计成特殊线性，使特性线到达时不再反射。
Ⅵ区：在设计状态下具有均匀的气流参数。本区中特性线向对称平面的弯曲是非常重要的，并最后形成尾喷管的出口
尾喷管亚音段的总压恢复系数通常是很大的：=0. 98~0. 99。当M =3时造形良好的喷管超音段的总压恢复系数约等于0. 9。当总压恢复系数接近于1时，再要使它大大增加就不可能了，因为要完全消除摩擦损失和撞击损失是不可能的。因此不能期望喷管不可调节的发动机的推力特性能够借助于提高喷管的总压恢复系数而有显著的改善。在设计喷管不可调节的发动机时，为了防止当加热比增高时发动机转入喘振状态；所选择的喷管临界截面通常都大于在设计情况下工作时所需要的数值。喷管的过度扩张，使喷管前的压力降低，因而就降低了发动机的推力和经济性。采用了临界截面可以调节的超音喷管就可以避免这种推力的不足。 各工作状态的发动机的喷管截面应当是可调节的，这种发动机在不同的飞行速度和不同的混合比下能具有高的经济性。这种喷管就能够使排出气体的膨胀比当飞行速度和燃烧室的温度改变时，保持最有利的情况。
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4总结与展望
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，采用可贮存碳氢燃料、几何结构固定的模式，目前已经通过了地面试验验证，开始飞行试验考核，并且进入了工程研制阶段。近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。另外，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，研制人员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。现在看来，冲压喷气发动机的发展方向将是改进发动机的各个部件（扩压器，燃烧室和尾喷管），掌握高速飞行，高空飞行和采用新的能源。
在未来超燃冲压发动机发展趋势方面，研究的方向又有很多。例如：
1、燃烧室的进一步发展可表现在下列几方面：
（1）改善可燃混合物雾化掺合的方法。
（2）在增加燃烧完全程度的同时减小燃烧室的阻力损失，这可以把非流线形物体的稳定器改为其他型式的稳定器。
（3）采用能自动点燃的燃料，保证燃烧室能在内部空气压力很低的情况下进行工作。
这些改进的最终目的就是要减小燃烧室的重量和长度，降低阻力损失，提高燃烧完全程度和增加燃烧室出口截面处气体的冲量。燃烧室重量减小就使我
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们能够增加燃料的储备量，于是就增加了续航时间和航程。要大大减少单位燃料消耗量（即增加航程），可以采用发热量比碳氢化合物高的燃料。从热化学中得知，发热量大于炭的只有三种元素：氢、铍、硼。氢不适于用作飞行器的燃料，因为甚至在液态时，氢的比重也是很小的：约0. 07кg/м3。可以把碳氢化合物的燃料改为硼氢化合物的燃料来增加航程。根据最近的报导，美国正在研究一种用硼氢化合物作为燃料的远距离轰炸机。
目前冲压喷气发动机技术中的一个方向就是制造出装备核子反应堆的超音冲压喷气发动机。应当解决的主要问题是制造出能够经受高温的反应堆，这个
。高温是为得到飞行所需足够大的推力的。除核子反应堆外，还可以利用在核子反
应堆中所得到的半衰期很小的放射性同位素作为原子冲压喷气发动机的能源。初步计算表明在热力功率为一千万千瓦的核子反应堆中所获得的放射性同位素在分裂时将放射出大约100000千瓦的功率，它足能维持洲际火箭以超音速飞行。放射性同位素的放热是不能调节的。当被加热的空气停止流动时，高活性的放射性同位素就由于所放出的能量而很快地熔化了。装备放射性同位素的冲压喷气发动机可以用改变尾喷管的临界截面来调节推力。
除了分子燃料的能量外，超音冲压喷气发动机在原则上还可以利用电离层中的位能。 在地球大气的上层，由于太阳和宇宙线辐射的作用，氧和其他气体就分解为离子。按照Я. Б. 捷利多维奇和其他一些学者的意见，电离层中离子的浓度应当是很大的。这个见解还没有为实验证明。被电离的气体含有大量的位能，这些位能是粒子或量子在离解时所吸收的能量积累起来的。例如，1克分子量的氧在完全电离成原子后，就含有117千卡的能量，即每公斤含有3650千卡，这个数值几乎等于1公斤化学计算成分的汽油蒸气与空气的混合物所含有能量的6倍。如果能找到催化剂或其他能使在电离层飞行的冲压喷气发动机燃烧室内被电离气体很快结合的因素，那末，就能够依靠进入扩压器的被电离气体的能量来进行飞行。像这样的离子发动机就不需要特别携带燃料了。但是，电离层中气体的密度很小所以离子发动机的单位迎面推力是很小的。
十几年来，美国在超燃冲压发动机研制中投入巨资， 以2004年3月27日x 一43A 的成功飞行演示为重要标志，研究取得重大进展。出于国防安全考虑，我国应尽早制定并实施高超声速战略计划，同时应认识到高超声速技术是高难、高投入的事业，应坚持稳妥可靠、循序渐进的发展战略。同时应认真总结美国、俄罗斯等国家发展高超声速发动机事业的经验、教训，结合我国国情集中全国优势力量和资源，重点选择有丰富研制经验的单位，投入足够资金，开展高超
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声速发动机技术研究。进行超燃冲压发动机研究应有明确的发展思路。首先应突破单模块超燃冲压发动机关键技术，结合工程应用实际，经飞行演示成功后，可考虑用于高超声速巡航导弹等领域；下一步，结合已掌握的亚燃冲压发动机技术，突破双模态超燃冲压发动机关键技术，经地面演示试验成功后，设计一高超声速飞行器，在空中演示双模态燃烧转换技术。有了这一步的成功，高超声速推进技术的时代才会真正到来。
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5结语
毕业设计是对我大学四年学习成果的一次全面检验和提升，将本科学习期间的知识进行了综合运用，把学习到的理论知识应用于实践当中，是一个理论联系实际的很好的机会。不仅如此，毕业设计同时还锻炼了自己灵活运用知识的能力、解决实际问题的能力，同时，因为在设计工程中需要综合运用各种工具，包括索取信息、计算机绘图、计算机各种软件的应用等，在这次设计中这些方面的能力均得到显著的提高，为不久后踏上工作岗位更好更快地进入工作状态打下了坚实的基础。本文在刘世俭老师的悉心指导和严格要求下业已完成，从课题选择，方案论证到疑难解答，无不凝聚着刘老师的心血和汗水。
不积跬步无以至千里，本论文的顺利完成，归功于各任课老师的认真负责，使我能够很好地掌握和运用专业知识，并在设计中得以体现。不仅对论文的完成，也对以后走上工作岗位，在工作实践及学术研究产生了重要的影响。在四年的的本科学习和生活期间，我也始终感受着机电学院老师们的精心指导和无私关怀。在此向所有老师表示深深的感谢和崇高的敬意。
最后，再次感谢机电学院所有老师的悉心栽培。感谢青岛大学带给我充实而快乐的大学生活。
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青岛大学本科毕业论文
6参考文献
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本科毕业论文(设计)
题 目 ：超燃冲压发动机原理与技术分析
学 院 ：机 电 工 程 学 院 专 业 ：热能与动力工程系2010级热能2班
姓 名 ： 王 俊 指导教师： 刘 世 俭
2014年 5 月 28
日
超燃冲压发动机原理与技术分析
The Principle and Technical Analysis of
Scramjet Engine
摘要
通过对超燃冲压发动机的基本原理与特点的介绍，比较了世界主要国家在超燃冲压理论研究与工程实际中的一些成果；结合高超音速空气动力学以及流体力学的一些基本原理，阐述进气道、隔离段、燃烧室、尾喷管的设计并进行性能分析；列举目前投入应用的几种主流构型及其选择依据；分析主要参数对超燃冲压发动机的影响；最后综合阐述超燃冲压发动机的发展趋势以及用途。
关键词：超燃冲压发动机 性能分析 一体化设计 热循环分析
Abstract:
Introduction the basic principle and features of scramjet engine, comparison of major powerful countries’ theoretical researches and practical achievements on this project. Expound and analyses the design and property programmes of air inlet 、isolator 、combustion chamber 、tailpipe nozzle with theories of hypersonic aerodynamics and hydrodynamics ; Its application in several mainstream configuration and its choice; analysis of the effect of main parameters on the scramjet. Finally , the developing trend of integrated scramjet paper and uses
Key words: scramjet engine
Thermal cycle analys property analysis integrating design
目录
1 概述及原理........................................................................................................ 1
1.1研究背景与意义...................................................................................... 1
1. 2超燃冲压发动机基本原理...................................................................... 3
1. 3 国内外相关研究概况............................................................................. 5
1. 4 研究内容............................................................................................. 10
2系统一体化研究意义与总体热性能分析....................................................... 11
2.1系统一体化研究的意义........................................................................ 11
2.2 总体热力性能分析............................................................................ 12
3 超然冲压发动机核心部件设计与性能研究.................................................. 17
3.1 进气道设计与性能研究..................................................................... 17
3.2 隔离段设计与性能研究..................................................................... 18
3.3 燃烧室设计与性能研究..................................................................... 20
3.4 尾喷管设计与性能研究..................................................................... 23
4总结与展望....................................................................................................... 28
5结语................................................................................................................... 31
6参考文献........................................................................................................... 32
1 概述及原理
1.1研究背景与意义
吸气式高超声速飞行器是指飞行马赫数大于6、以吸气冲压发动机与其组合发动机为动力、而且能在大气层和跨大气层中远程飞行的飞行器。该类飞行器具有飞行速度快，推进效率高，作战半径大，突防能力强，发射窗口灵活等技术优势。而高超声速飞行器的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。鉴于超燃冲压发动机技术与高超声速飞行器对国家政治，未来军事以及商业发射的发展具有极其重要的战略意义，因此，一直广泛受到世界各军事强国的高度重视。
超燃冲压发动机的概念自20世纪五十年代中期被提出后就受到了广泛的关注。高超声速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，是现阶段高超声速飞行器所实现的主要动力来源，被称为继螺旋桨，涡轮喷气发动机之后的第三次航空发动机革命。高超声速超燃冲压发动机在工作时超声速或高超声速气流在进气道扩压到较低的超声速，然后燃料从壁面或从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。该种发动机相较于传统的航空发动机，具有结构简单、重量轻、成本低、比冲高、速度快等技术优势，而且不需要像火箭发动机那样需要自身携带氧化剂。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。以上特性使得超燃冲压发动机的有效载荷更大，并可作为重复使用的空间发射器和单级入轨空天飞机的动力，而且广泛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。
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自上世纪50年代以来，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，世界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。例如俄罗斯、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。我国在 “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 ; inaryDesign Optimization ）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，国内研究还需要进一步的进行消化吸收国外先进技术与自主创新型的工作。
目前，超燃冲压发动机主要用于洲际飞行的高超声速运输机和空天飞机的动力装置，还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。近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。在理论研究方面，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。
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1. 2超燃冲压发动机基本原理
图1超燃冲压发动机基本原理图
图2超燃冲压发动机实际循环T-S 图
图中：点0-----发动机前未扰动状态
点0~点2,3-----气流在进气道和隔离短中减速增压，但进气道出口气流仍
为超声速
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点3~点4-----燃烧室中的燃烧过程，燃烧室进气口气流的马赫数M>1;
点4~点9-----气流在尾喷管中的膨胀过程
超燃冲压发动机是现代高超声速飞机的关键发动机，所谓超燃是指燃烧室内的空气及燃料的流场速度是超过音速的，我们知道，速度越高，流场的复杂性越大，燃烧的稳定性和连续性就越差，这就是超燃冲压发动机的技术难度之一，为了实现在超音速流场条件下实现稳定的燃烧，就需要有先进的燃烧室技术、工艺和结构、先进的燃料喷射技术和先进的混合技术。所以，超燃冲压发动机的原理除了冲压喷气发动机的基本原理之外，还需要有燃料喷射和混合在超音速流场条件下的稳定技术等综合的条件。经过多年的发展，国外已研究设计过多种超燃冲压发动机的方案。包括普通超燃冲压发动机、亚燃/超燃双模态冲压发动机、亚燃/超燃双燃烧室冲压发动机、吸气式预燃室超燃冲压发动机、整体式火箭液体超燃冲压发动机、固体双模态冲压发动机和超燃组合发动机等。其中，双模态冲压发动机和双燃烧室冲压发动机是研究最多的两种类型：
(1)亚燃/超燃双模态冲压发动机
亚燃/超燃双模态冲压发动机是指发动机可以亚燃和超燃冲压两种模式工作的发动机。我们知道，在Ma >6时，超燃冲压发动机性能远高于亚燃冲压发动机，但是，当来流速度Ma
(2)亚燃/超燃双燃烧室冲压发动机
对于采用碳氢燃料的超燃冲压发动机来说，为了克服双模态冲压发动机在不同马赫数下点火、掺混、稳定且在燃烧室停留的短暂时间内完全燃烧的问题，人们提出了亚燃/超燃双燃烧室冲压发动机概念。这种发动机的进气道分为两部分：一部分进气系统引导来流减速至亚声速，进入亚声速燃烧室；另一部分引导其余来流进入超声速燃烧室。进入亚声速燃烧室中的来流，与富油环境中的常规液体
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碳氢燃料混合并点火，膨胀的燃烧产物与另一套进气系统进入的超声速空气混合，然后在超声速燃烧室中燃烧，因此不存在亚燃冲压在贫油条件下的燃烧室-进气道不稳定性。双燃烧室冲压发动机的超燃燃烧室的高速气流由于在亚燃燃烧室出口燃气的作用下，在主流区比较容易实现稳定燃烧; 碳氢燃料在亚燃流场的作用下未反应的部分蒸发、裂解，缩短了超燃燃烧室的点火时间，有、利于燃料和空气的混合、点火及稳定的燃烧; 双燃烧室的设计避开了双模态冲压发动机的模态转换问题。这种方案技术风险小，发展费用较低，较适合巡航导弹这样的一次性使用的飞行器。目前，掌握该技术的主要是美国霍布金斯大学的应用物理实验室。
于此之外，研究者还提出激波引燃冲压发动机，中心燃烧超燃冲压发动机的概念，但由于研制理论尚未成熟，关键技术还未突破，制造成本高的问题，还仅仅停留在模型试验阶段。但这将是未来超燃冲压发动机发展的重要方向。
1. 3 国内外相关研究概况
从20世纪50年代人们就开始研究超燃冲压发动机，最初的应用目标是单级入轨的飞行器、远程高速飞机和远程高超声速导弹。从90年代开始，重点转向巡航导弹用超燃冲压发动机的发展。目前，美国、俄罗斯、等国都在发展M 数4~8、射程1000km 以上的巡航导弹用超燃冲压发动机。采用碳氢燃料、M 数3~8的双模态超燃冲压发动机已结束地面试验验证，进行了飞行试验。到2025年，以超燃冲压发动机为动力的高超声速空天飞机将有可能投入使用。
俄罗斯
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、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。俄罗斯中央航空发动机研究院是超燃冲压发动机的权威研究单位，20世纪80年代，该研究院与中央空气流体动力研究所等单位合作进行了“冷”高超音速技术发展计划，主要研究试验用
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矩形和轴对称双模态超燃冲压发动机。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 ) 。进入90年代，在1991~1998年，共进行了5次超燃冲压发动机的验证性飞行试验，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。目前，该研究院正在进行速度为6~7倍声速的高超声速飞行器用超燃冲压发动机的技术研究，应用目标是军民用高超声速飞行器。
中央航空流体动力研究所是俄罗斯重要的超燃冲压发动机技术研究机构。目前，该研究所正与俄彩虹设计局及德国一些部门合作进行导弹用M 数5~7的超燃冲压发动机的研究，这种发动机的进气道呈三级斜面形状，目前已经进行了连接式和自由射流式试验，今后将进行飞行试验。同时，该机构将为俄罗斯空间局（RSA ）的一项飞行试验计划（“鹰”计划）研制M 数6~14、氢燃料、双模态的超燃冲压发动机。该计划将发展一种与NASA 的Hyper -X 相似的机体/发动机一体化的高超声速试验飞行器，发动机由三个模块组成，进气道的喷管位于机体下方。目前还未找到合作伙伴。 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。
美国
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美国是开展超燃冲压发动机技术研究较早的国家，目前NASA 、空军和海军都有自己的发展计划。
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。
NASA 从1965年开始研究超燃冲压发动机技术，目标是有人驾驶飞行器和单级入轨飞行器的动力。1996年，开始实施1. 7亿美元的高超声速飞行器试验计划（Hyper -X ）。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 -43 D 等四种飞行器的飞行试验验证。研究用于高超声速飞行器（M 数10）和其他可重复使用的天地往返系统的超燃冲压发动机与一体化设计技术。2004年3月27日，X -43A 在第2次飞行试验中成功地达到M 数7的速度，成为世界上飞行速度最快的以空气喷气发动机为动力装置的飞行器。这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。为保持NASA 高超声速技术的持续发展，NASA 从2006年开始新计划，该计划将是在X -43A 之后非常低水平的高超声速技术发展计划，将进行基础性的技术研究，发展新的可变几何、能在更大M
数范围工作的超燃
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冲压发动机。还将重点发展重量更轻、耐高温性能更好的发动机新材料。第一个5年的工作重点可能是M 数5~6的飞行器，第二个5年的工作重点是M 数8~9的飞行器，第3个5年将发展M 数13~15的飞行器。计划的目标是经过5年的发展，技术准备达到能发展真实飞行器的水平。
美国空军在50年代末开始超燃冲压发动机的研究，目标是单级入轨的飞行器。1995年，美国空军开始实施高超声速技术计划（HyTech ），目标是验证能够在M 数4~8范围飞行、射程1400km 的高超声速导弹用液体碳氢燃料双模超燃冲压发动机的适用性、性能和结构耐久性。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。2003年，该计划完成了世界首台飞行重量的碳氢燃料超燃冲压发动机的地面试验。地面验证发动机（GDE -1）进行了M4. 5和M6. 5的试验。2004年开始GDE -2的首次全尺寸试验。2007年夏天，一种利用GDE -2改型的发动机将开始M 数6~7的自由飞行试验，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。发动机的工作时间为5~10分钟。该计划于2010年结束，并在2010~2015年，高超声速空对地巡航导弹初步具备作战能力。
美国海军的超燃冲压发动机研究始于60年代初，目标是舰载导弹用发动机。最初设计的超燃冲压发动机采用分模块式进气道、轴对称燃烧室，尾喷管设计考虑了实际气体和粘性的影响。70年代，海军认为该方案所用燃料态活泼、有毒，不适于舰载导弹，改为使用碳氢燃料的双燃烧室冲压发动机方案。1997年5月，海军提出了高超声速攻击导弹计划。采用M 数8的超燃冲压发动机，射程1000km 。海军的超燃冲压发动机一直由约翰霍普金斯大学的应用物理实验室研制，为双燃烧室冲压发动机，2000年设计和制造了一个全尺寸直连式燃烧室试验件。目前正在进行全尺寸燃烧室的试验。2001年，美国DARPA 和海军开始了为期4年的“高超声速飞行验证计划（HyFly ）”，目标是发展最高巡航M 数6、射程1110km 、采用普通碳氢燃料的巡航导弹用超燃冲压发动机。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
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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。目前正在进行不同飞行状态（M 数6. 5、3. 5和4）的地面试验。2003年，作为该计划的主要子承包商，航空喷气公司在NASA 兰利研究中心和空军阿诺德工程发展中心（AEDC ）进行了多种速度（M 数3. 5、4. 1和
6. 5）和重要状态的自由射流超燃冲压发动机的试验。试验模拟了不同的飞行条件，包括不同的飞行高度和不同的燃油喷射器结构，取得了巨大成功。今后，该公司将对实际飞行重量的发动机制造方法继续进行研究和评估。在自由射流发动机试验结束后，将进行飞行重量的发动机的地面试验。
此外，德国和印度，日本，法国，澳大利亚也在超燃冲压发动机技术方面进行了大量的基础性研究。德国在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。印度正在实施的先进吸气式跨大气层飞行器（A VATAR ）计划，该计划将采用涡扇/超燃冲压发动机组合动力。日本从1984年开始研究超燃冲压发动机技术，已建成可模拟飞行高度35km 、飞行速度M 数8的高超声速自由射流试验台，进行了大量高M 数的模拟试验。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。1999年，法国武器采购局决定延长PREPHA 的研究工作，设立了为期5年的普罗米希（Promethee ）研究计划，目的是探讨M 数1. 8~8的烃燃料变几何亚燃/超燃双模态冲压发动机作为一种空射型导弹的动力的可行性，计划总投资6200万美元。
中国
上世纪90年代中期以前，国内超燃冲压发动机方面的研究进展缓慢，主要是跟踪、整理和吸收国外研究成果，并初步建立超燃与超燃冲压发动机的概念与性能分析方法，同时开展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
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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，国内各主要单位（如中科院力学所、中国空气动力研究与发展中心、航天科工集团三院、中国科学技术大学、国防科技大学、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。其中，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；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；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；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。
总体来讲，我国超燃冲压发动机理论研究与基础设备研究已经全面展开，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。但客观的讲，同世界先进国家相比，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，需要在不断消化吸收的基础上加大科研力度，加大自主创新力度，才能在这一领域赶超世界上的先进国家。
1. 4 研究内容
1. 介绍超燃冲压发动机原理与技术特点
2. 分析对比国内外理论研究与工程实际成果
3. 简介超燃冲压发动机一体化研究的意义与总体热力循环
4. 超燃冲压发动机核心部件的设计和技术分析
5. 超燃冲压发动机未来技术展望与用途的介绍
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2系统一体化研究意义与总体热性能分析
2.1系统一体化研究的意义
为了平衡复杂系统分析精度和计算成本，提高设计水平和效率，上世纪80年代末J . Sobieszczanski -Sobieski 提出了一种新型的综合设计优化方法——多学科设计优化（MDO =Multidisciplinary Design Optimization ），该方法可适用于复杂层次型系统的优化。由于MDO 方法的强开放性和适应性，一经提出就引起高校、政府部门和工业界等研究单位的极大关注，使其得到了迅速发展，在航空航天、机械、电子、医疗、建筑、运输等众多领域得到广泛应用。NASA 已经明确将MDO 作为高超声速飞行器设计优化技术研究所的一项重要内容。此外，MDO 所采用的结合试验设计、响应面模型的优化策略也适用于电子系统优化，这对于提高子系统优化水平很有意义。
相对于燃烧室而言，进气道和尾喷管较为简单，易于开展优化研究。在进气道优化方面，早期的研究常采用基于一维等嫡流的斜激波理论建立进气道总体性能关于进气道构型的模型，并以总压恢复系数为目标对进气道进行优化。CFD 技术逐步成熟后，在进气道优化中得的越来越多的运用。早期的尾喷管优化将上壁膨胀面作为斜面处理，并采用简单的分析模型，认为喷管内流场处于化学平衡状态。90年代之后，基于CFD 的数值仿真技术被用于尾喷管设计优化。在尾喷管优化中，通常没有考虑入口流非均匀性和喷管内化学非平衡过程的影响。
发动机部件优化可以得到部件性能最优的方案，但由于切断了各部件的紧密联系，不能准确反映部件性能改进对发动机总体性能改进的影响，因此只有通过发动机一体化流道优化，才一能获得发动机总体性能改进的方案。
超燃冲压发动机流道优化分两个次层:其一是对发动机流道即进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管进行优化; 其二是考虑发动机与机体的一体化特点，对发动机/机体构型进行优化。由于采用低精度分析模型不能准确获得发动机/机体的总体性能，而基于CFD 的数值仿真计算成本极其过高，难以直接集成在发动机/机体优化过程中，这使得发动机一体化优化研究进展缓慢。目前，大多数发动机优化还处于第一个层次。
两层集成系统综合方法是一种典型的MDO 优化过程，它采用一种分解协调策略将子系统优化与系统级优化联系起来。在发动机构型优化特别是高超声速飞
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行器总体优化中，MDO 方法得到了广泛的应用。高超声速飞行器的集成框架（即MDO 环境）研究体现了MDO 的运用水平。NASA 的系统分析办公室在飞行器一体化设计方法的基础上，通过引入数据库支持，开发了高超声速飞行器设计分析平台HOLIST ，初步构建了一个高超声速飞行器MDO 环境。
超燃冲压发动机一体化流道设计优化是发动机总体研究的一个重要内容。利用数值仿真、试验等手段对碳氢燃料超燃冲压发动机一体化流道的设计优化及性能研究，其意义主要在于：
1. 发展可用于发动机流道设计优化的复杂系统优化方法，使之可采用高精
度分析模型和试验数据，以提高优化水平和效率；
2. 系统地研究燃烧室型面和燃料喷注分布对燃烧室性能的影响，对改善燃
烧室性能具有参考意义；
3. 对燃烧室推力控制和燃烧室-隔离段交互控制开展试验研究，可以为进一
步深入研究发动机主动控制、提高发动机适应性奠定基础。
4. 结合定性和定量分析方法，深入研究流道设计参数对发动机部件/系统
性能的影响，可以为改善发动机总体性能提供一些建议。
2.2 总体热力性能分析
超燃冲压在发动机工作时，基本热力过程遵循经典的热力学定律，现就对其基本热力过程结合热力学定理做简要分析：
超燃冲压发动机的加热过程有不同的加热规律，其中一种是等压加热。从气动观点来看，更希望加热，这样可以避免附面层分离，结构承受的压力低，而且数学处理过程较为容易。
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图3超燃冲压发动机实际循环T-S 图
用焓的变化表示的有效循环功:
122) Le=2(c9−c0=q1−q2 (2.2.1)
或：
Le=∫Tds−∫Tds=(ℎ4−ℎ1) −(ℎ9−ℎ0) (2.2.2) 30
等压加热过程的加热量：
q1=∫Tds=ℎ4−ℎ3 (2.2.3) 3
等压放热过程的放热量：
q2=∫Tds=ℎ9−ℎ0 (2.2.4) 0
循环热效率：是循环有效功与加热量之比:
η1c=加热量=1−q (2.2.5) 11919循环功q
或:
η1c=1−ℎ−ℎ (2.2.6) 43ℎ−ℎ
对于上述近似计算，循环热效率是相当高的，必然使总效率也比较高。当不断提高加热过程的进口温度时，会导致加热过程中空气的离解。
在其后的尾喷管
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膨胀过程中，部分空气不能再还原。这相当于损失了一部分能量，而没有使动能提高。这时，过程不是处于热力学的平衡状态，严格的说，不能进行常规循环分析。
当燃烧室进口和出口温度提高时，循环热效率不断提高。但加热过程进口最大温度不能无限上升，不能让离解的损失将得益完全消耗掉。最大允许温度需要依赖对计算分析和经验判断，与飞行马赫数，进气道总压损失，燃料种类，油气比和尾喷管的几何尺寸有关
由于设计状态的油气比通常为化学恰当比，最大允许的压缩终温取其平均值1560K 作为温度限制是合理的，因此可以求得相应的马赫数Ma3限制如下:
Ma3=√[T(1+3TK−12Ma0) −1]K2C−1 (2.2.7)
由此可见，假定T0为222K 时，且当最大允许压缩终温最小，可得Ma3=1，即对应的Ma0大于6. 35时，才有必要采用超燃，所以可定义高超声速飞行的马赫数为6，这也是亚燃/超燃转换的临界马赫数。
超燃冲压发动机的其他主要性能参数表达与关系：
推力：推动飞行器运动的力。它是作用在发动机内、外表面或推进器（如螺旋桨）上各种力的合力
F =Wgc9−Wac0 (2.2.8)
式中：
Wg=Wa(1+f) (2.2.9)
c9-----尾喷管出口气流
c0-----进气口前方自由流速度
f-----油气比
比冲：发动机每单位时间，每消耗单位质量燃料所产生的推力称为比冲当尾喷管完全膨胀时:
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Is=gw=fF1gf[(1+f) c9−c0] (2.2.10)
热效率：气体通过发动机的动能增量与燃烧室内燃料的质量流量完全燃烧所释放的热能之比称为发动机热效率。用ηtℎ表示:
ηtℎ=W[(1+f) c−c]
2WfHu (2.2.11)
Hu 为一千克燃料完全燃烧的热值。
推进效率：飞行中发动机完成的推进功率与通过发动机气流的动量增量之比为推进效率，用表示。由于油气比远小于1，所以，推进效率可简化为：
ηp=2
1+c0 (2.2.12)
总效率：与燃气涡轮发动机一样，总效率等于热效率与推进效率的乘乘积，用表示：
η0=ηpηtℎ (2.2.13) 定义了基本参数之后，就可做发动机的的气动热力计算，计算时给定C0, A0. 截面0 ：
Sao=V0(1+RT0V0) (2.2.14)
由能量方程，可得：
2−2cT(φ−1) (2.2.15) c3=√c0p0
由流量连线方程：
A0ρ0c0=A3ρ3c3 (2.2.16)
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可得：
A3
A0 =φp0c0p3c3 (2.2.17)
令燃烧室出口速度c4，则动量方程为：
A3p3−Db−A4p4=(W3+Wf)c4−W3c3−Wfcfr (2.2.18)
式中：cfr-----燃油喷射速度的轴向分速度
c3-----燃烧室进口气流的轴向速度
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3 超然冲压发动机核心部件设计与性能研究
3.1 进气道设计与性能研究
进气道是超燃冲压发动机的重要部件，由前部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。而应用于超燃冲压发动机的典型形式应为二维或三维模式。主要设计步骤为:
1) 气道类型和布局的选择
可供选择的进气道类型进气道构型趋向于三种基本形式：1）轴对称式；2）二元压缩形式；3）三元侧压式。与轴对称进气道相比，二元进气道攻角好，同时总压恢复系数和流量系数可能增加；与二元进气道相比，三元进气道压缩效率高，长度短，起动性能好。所以，进气道类型选择主要取决于各类进气道的速度特性和攻角、侧滑特性；而布局位置主要取决于机体的总体布局要求，装载方式，转弯控制等
2) 设计马赫数的选择
选定进气道后，就要谨慎选择设计马赫数。冲压发动机一般具有固定的几何形状，在一定得工作马赫数范围内，只能选定一个马赫数作为设计马赫数 Ma 。以此确定锥角或楔角组合，选配激波系，确定相对位置，以及设计通道几何尺寸和型面，获得良好的综合性能
3) 进气道气动设计计算
进气道气动设计是利用空气动力学的基本原理，为保证实现设计点的性能指标而进行的几何型面和进气道的构型设计。首先考虑外罩前缘内角，通常小于或等于最低飞行马赫数下进气道进口前缘出的局部气流方向角，同时考虑不允许出现外罩千元外交产生外部脱体激波。其次是进口内通道设计，要使内通道转弯平缓，面积变化率适当的小，防止气流分离。在设计马赫数下，确定了进气道型面的同时，对进气道流场和性能进行计算。
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评估进气道性能的主要参数有:流量系数、总压恢复系数、阻力系数、压升比、进气道喉道面积、出口流场均匀度等。这些参数相互关联，需要进一步权衡才能准确地评价进气道的综合性能。但由于影响进气道性能的因素众多，难以给出通用的综合性能评估参数。但对进气道总体设计应有以下要求：
（1） 气动设计和幸免设计要尽量符合模型试验所确定的结果
（2） 内外表面尽可能光滑，外部阻力尽可能小，通道内尽量减少支撑物附
面层、壁面摩擦相对要小，附面层与激波的相互影响小
（3） 外壳，中心锥连接应满足强度刚度及同轴度要求
（4） 有高的总压恢复系数，流量系数大，阻力系数小，出口气流流场畸变
指数小。进气道对附面层、壁面摩擦、附面层与激波的相互影响
（5） 燃烧室进口流场均匀，进气道出口与燃烧室进口应协调
（6） 便于拆装使用维护，有防护措施，工艺精度，测量精度等都要满足设
计要求
进气道的斜激波与附面层的相互作用可能引起附面层的分离，紊流附面层抗分离的能力较强，因为其速度图像比较饱满；另外由于强烈的局部混合，有助于低速流克服必要的压力提高。高超声速下的分离严重的使发动机性能下降；附面层厚度和速度图形的变形可能发生流动堵塞；流动的分布更难预测和控制。所有这些都会使得进气道的设计非常困难。
进气道起动性能是评价进气道性能的关键指标。当进气道收缩比过大或出口反压过高时，进气道会出现不起动状态，此时进气流量急剧减小，将直接导致发动机推力下降，甚至熄火。因此，进气道能够正常起动是进气道设计的基本原则。影响进气道起动的因素较多，包括当地马赫数、进气道收缩比、流场结构、边界层厚度、雷诺数、壁面温度与自由流温度比以及起动过程细节等因素。从目前看，超声速飞行器要实现远距离飞行，大多采用升力体外形，发动机后置，并采用下颚式进气道，这种布局确实有其优越性，容易拓展到以后的高超速飞行器
3.2 隔离段设计与性能研究
隔离段是进气道与燃烧室的过渡段，其作用是避免或缓解燃烧室内的扰动或者下游堵塞面积的变化对进气道正常流动的影响。进气道压缩后的超声速气流在隔离段内进一步减速增压，当燃烧室反压较高时，隔离段内形成预燃激波串，可以在一定程度上隔离燃烧室的压力扰动对进气道的影响。在大多进气道和燃烧室研究中，一般都包含了隔离段，为了便于分析，在进气道研究中常将隔离段出口作为进气道出口，而在燃烧室研究中将隔离段入口作为燃烧室入口。
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隔离段一般采用等截面流道，也有采用扩张截面的流道构型。隔离段构型设计主要是确定其长度，以考察它抗燃烧室反压的能力，这对于预防因燃烧室一进气道干扰而导致进气道不起动有重要意义。
在超燃冲压发动机隔离段内，一般存在复杂的波系，称之为激波链。激波链分为两种，一种是正激波链，一种是斜激波链。当隔离段的进口马赫数较小以及进口附面层较厚时，趋于产生正激波链；当进口马赫数较高以及附面层较薄时，趋向于产生斜激波。激波链的一个重要特点是：只要激波链是完整的，即隔离段出口平面的参数是均匀的，以及总的避免摩擦可以忽略时，则通过激波链的静压升恰好等于通过正激波的静压升。其动量方程为：
p1A1+W1c1=p2A2+W2c2 (3.2.1)
p1(1−pp12) =ρ1c1(−1) (3.2.2) c1c
所以，不论管道中存在什么样的激波系，其最大静压升只能是正激波的静压升。可见，对于超声速气流，隔离段中的激波链可以调节出口静压高于进口静压。如果出口反压超过激波链的最大可能静压升，激波链将被推出，进气道出于不启动状态；如果反压在进口静压和最大值之间，泽激波链将在隔离端中移动调整出口静压等于反压。隔离段激波链相当于一个气垫缓冲器，但是等截面隔离段必须足够长，才能保持完整的激波链。由于激波链中的流动太复杂需要多长难以预测。目前广泛采用的计算方式为：
θpp50(e−1) +170(e−1) 2=HL√0i (3.2.3)
θ-----隔离段进气口附面层动量厚度
Ma -----进口马赫数
Pe -----出口静压
Pi -----进口静压
Re -----基于进口动量厚度的雷诺数
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3.3 燃烧室设计与性能研究
燃烧室方面的研究一直是超燃冲压发动机技术的研究重点，燃烧室的研究进展决定了超燃冲压发动机技术的总体发展水平。
燃烧室是超燃冲压发动机核心部件，其功用是使燃料与获得减速增压的来流空气进行混合和燃烧，要求能最有效地把燃料中的化学能释放出来，转化为高温燃气的热能以提高气流的做功能力。燃烧室的工作主要是在有限的空间和极短的时间内，使燃料在高速气流中喷射，雾化，蒸发，掺混，燃烧，将化学能最大限度的转化为热能。因此燃烧室的结构必须具有相应的功能结构。典型的燃烧室组成如下：
（1） 预燃室：是设置在燃烧时钟的小燃烧室，用以保证燃烧室的可靠点
火和稳定燃烧，对于冲压发动机的按时启动和两台发动机起步的同
步性有非常重要的作用。
火焰稳定器：向燃烧室供油的装置，由燃油总管，喷嘴等辅助装置
构成。
内衬筒：在燃烧室掺混段中安装的一种薄壁圆筒组件，与燃烧室外
壳构成冷却通道。
火焰筒：燃烧室中承受热负荷和防止震荡燃烧的组件。
点火器：一般采用烟或点火器或高能电喷嘴进行点火。
对燃烧室设计的基本要求：
（1） 保证在燃烧室工作范围内最不利条件下，能快速可靠的点火启动，
同时在预定工作范围内稳定的燃烧，不产生强烈的震动，尽可能
的减少气流在燃烧室中的总压损失，这也是最关键的条件
（2） 保证燃烧室内最大限度完全燃烧，尽可能提高燃烧效率，同时要
有良好的冷却条件，避免时产生烧蚀。
（3） 具备足够的热强度，刚度，良好的气密性
（4） 在合理范围内，尽可能采用新工艺，新材料
燃烧室所涉及的关键技术：
超燃冲压发动机为适应飞行器不同马赫数下的工作要求，需要在同一燃烧室中实现亚燃和超燃双模态燃烧，这是超燃冲压发动机实现工程应用的关键技术。通过控制燃料喷射位置、燃烧程度来实现双模态燃烧的一种途径。但该种方式对于燃烧控制是非常困难的，因为其不仅受到燃料的物化性状、喷射情况、掺混情
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（2） （3） （4） （5）
况、燃烧室中涡流及附面层等因素的影响，而且要求在飞行马赫数及设计油气比范围内稳定燃烧，对于实际应用有相当大的困难。另一种方法是通过调节燃烧室通道的几何面积来适应双模态燃烧要求，但由于燃烧室温度高达2000K --3000K ，也会使得几何调节结构设计相当困难。因此突在这一方面突破研究现状，将是未来超燃冲压发动机领域内的一大热点。
燃料喷注、点火与火焰稳定技术是超燃冲压发动机燃烧室关键技术研究中一个比较活跃的领域。由于燃料在燃烧室中停留时间很短，要在短时间内实现燃料与空气的混合、点火、形成扩散火焰并传播至整个燃烧室，实现稳定、高效的燃烧流场，这是非常困难的。燃料喷注主要有两种方式:壁面喷注和插入喷注。为了增强混合，研究者设计了无后掠斜坡、后掠斜坡和气动式斜坡等特殊形式的喷注器，研究表明后掠斜坡喷注器比无后掠斜坡喷注器的混合增强效果更好，气动式斜坡在燃料横向扩散能力方面与后掠式斜坡喷注器基本相当，但总压损失和局部热负荷更低。
超燃冲压发动机对火焰稳定技术要求很高，设计高效率、宽稳焰边界、低阻、低损失的火焰稳定器是燃烧室构型设计与性能研究的重点之一。常用的火焰稳定方法有:
（1） 利用壁面垂直喷注燃料时在超声速流中形成激波，使喷注器上游
壁面边界层分离、形成汇流区，部分燃料在汇流区内与气流混合
燃烧，但这种方式稳焰范围小、总压损失大；
（2） 采用具有燃料喷注与火焰稳定功能的支板，支板底部的回流区可
起到火焰稳定作用，但阻力、总压损失和热负荷较大;
（3） 采用后向台阶形成的大回流区稳定火焰，这种方式火焰稳定范围
比支板更宽，但阻力更大，而且分离流在下游壁面再附着时产生
较强的激波，总压损失也较大;
（4） 采用凹腔火焰稳定器，这种方式稳焰范围较大、分离流再附激波
强度较弱。此种火焰稳定器效果较好，而且运用广泛。
燃烧室的另一关键技术是冷却。超燃冲压发动机工作时，外部气流是高超声速的，而且气动加热很严重，当飞行器马赫数达到6时，飞行器头部来流滞止温度可达1700K ，而发动机内部流场气流总温可达3000K 以上，因此必须采用主动冷却的方法来保证发动机正常工作。但在发动机冷却中，只能采用燃料冷却，而发动机工作中所需的燃料流量很小。这就给发动机的结构热防护带来更大困难，尤其是采用碳氢燃料(如煤油) 时更是如此，还要考虑液滴破碎、雾化和蒸发过程，增加了研究的复杂性和困难性。
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燃烧室气体动力学性能分析：
假定燃烧室如下图所示，进口为i 截面，出口为e 截面：
考虑无质量加入的一维稳定流动，则流量方程为：
ρicipi=ρecepe (3.3.1)
动量方程为：
Aipi+Fb−AePe=WCe−WCi (3.3.2)
联立得：
Fb=(Aepe+Wce) −(Aipi+Wci) (3.3.3)
冲量函数为：
I =pA (1+kMa2) (3.3.4)
气流推力函数为：
Sa==c(1+c (3.3.5) WIRT
最后可得：
∅=Pti=√2(CpT12CPTtic2[2K+k−1kH] (3.3.6) 其中H =CPTti K =c2CpT
ti 为无量纲量并可作出H -K 图如下：
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图4超燃冲压无因次静焓与无因次动能关系图
3.4 尾喷管设计与性能研究
超燃冲压发动机尾喷管的功用与航空燃气涡轮喷气发动机的尾喷管一样，是使其进气口气流的压力尽可能等熵的膨胀到外界大气压力，并且在尾喷管的出口得到均匀的，平行于轴线的气流。尾喷管构型在总体上与发动机构型一致，与燃烧室流道构型相匹配，大体上分为轴对称喷管和单边扩张喷管两大类，这里主要考虑单边扩张尾喷管的研究情况。在发动机/机体一体化构型中，尾喷管上壁扩张面即为机体下壁面，内膨胀段下壁和侧壁由机体外罩构成。下图是理想的超声速尾喷管示意图：
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图5理想超声速二元尾喷管示意图
上述尾喷管的的理想性能指的是，在气流的实际化学状态下等熵膨胀所得到的性能。气流在尾喷管中的实际化学状态决定于化学反应速度和气流的流动速度。有两种极限情况：一是冻结状态，化学反应到燃烧室出口结束，在尾喷管中没有化学反应；二是化学平衡状态，即化学反应极其迅速，根据尾喷管中的每一点处的温度和压力，化学反应都能进行完毕。基于化学平衡状态，尾喷管出口有最大的焓和动能，尾喷管的性能参数更明确清晰，并且与平衡的热力循环分析结果一致。
下图表示尾喷管内的流动区域划分与理想膨胀分析：
图6 尾喷管内流动区域的划分
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图7 二元尾喷管几何计算分区示意图
Ⅰ区：均匀超声速流。相应的马赫角表达为：
μ4=sin −11
Ma4 （3.4.1）
Ⅱ区：是普朗特-梅耶膨胀区，由从角点发出的直线组成。扇形的膨胀角度范围决定于第一道马赫波角和最后一道马赫波角。由Ma4至Ma9时，普朗特-梅耶总转角为：
−1√Ma−1]−[tan−1√Ma−1−ω=√a[sin−1√a(Ma29−1) tan 491tan −1√4] （3.4.2）
其中ke为尾喷管平均绝热指数。可取1. 24
a =ke−1
ke+1 （3.4.3）
Ⅲ区：该区域中流动是均匀的，气流参数是从角点发出的最后一道马赫波后的参数。尾喷管的边界为一直线，因为相对边界上的膨胀波尚未到达。取气流转折角为2时，有：
ω25
−1√Ma−1]−[tan−1Ma2−1−ω=√a[sin−1√a(Ma2√Ⅲ9−1) tan 41tan −1√Ma4−1] （3.4.4）
马赫波角为：
μⅢ=sin −1
Ma （3.4.5） Ⅲ1
Ⅳ区：是特性线性相交形成的区，由特性线的相交可以得该区结束点的轴的位置。他决定整个尾喷管的长度，该区的流场参数，也是下一个区的其实条件。Ⅳ区长度为：
LⅥ
4⁄2=1H9tan μ9H4 （3.4.6）
下图是Ⅳ区长度与进口高度的比值随出口马赫数变化规律，由图知长度是高度的数倍，飞行器难以提供如此长的尾喷管
图8 设计状态尾喷管出口高度与进口高度的比值随出口马赫数的变化规律
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Ⅴ区：从边界发出的特性线，在本区是不再相交的，因为在本区中的尾喷管边界条件设计成特殊线性，使特性线到达时不再反射。
Ⅵ区：在设计状态下具有均匀的气流参数。本区中特性线向对称平面的弯曲是非常重要的，并最后形成尾喷管的出口
尾喷管亚音段的总压恢复系数通常是很大的：=0. 98~0. 99。当M =3时造形良好的喷管超音段的总压恢复系数约等于0. 9。当总压恢复系数接近于1时，再要使它大大增加就不可能了，因为要完全消除摩擦损失和撞击损失是不可能的。因此不能期望喷管不可调节的发动机的推力特性能够借助于提高喷管的总压恢复系数而有显著的改善。在设计喷管不可调节的发动机时，为了防止当加热比增高时发动机转入喘振状态；所选择的喷管临界截面通常都大于在设计情况下工作时所需要的数值。喷管的过度扩张，使喷管前的压力降低，因而就降低了发动机的推力和经济性。采用了临界截面可以调节的超音喷管就可以避免这种推力的不足。 各工作状态的发动机的喷管截面应当是可调节的，这种发动机在不同的飞行速度和不同的混合比下能具有高的经济性。这种喷管就能够使排出气体的膨胀比当飞行速度和燃烧室的温度改变时，保持最有利的情况。
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4总结与展望
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，采用可贮存碳氢燃料、几何结构固定的模式，目前已经通过了地面试验验证，开始飞行试验考核，并且进入了工程研制阶段。近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。另外，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，研制人员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。现在看来，冲压喷气发动机的发展方向将是改进发动机的各个部件（扩压器，燃烧室和尾喷管），掌握高速飞行，高空飞行和采用新的能源。
在未来超燃冲压发动机发展趋势方面，研究的方向又有很多。例如：
1、燃烧室的进一步发展可表现在下列几方面：
（1）改善可燃混合物雾化掺合的方法。
（2）在增加燃烧完全程度的同时减小燃烧室的阻力损失，这可以把非流线形物体的稳定器改为其他型式的稳定器。
（3）采用能自动点燃的燃料，保证燃烧室能在内部空气压力很低的情况下进行工作。
这些改进的最终目的就是要减小燃烧室的重量和长度，降低阻力损失，提高燃烧完全程度和增加燃烧室出口截面处气体的冲量。燃烧室重量减小就使我
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们能够增加燃料的储备量，于是就增加了续航时间和航程。要大大减少单位燃料消耗量（即增加航程），可以采用发热量比碳氢化合物高的燃料。从热化学中得知，发热量大于炭的只有三种元素：氢、铍、硼。氢不适于用作飞行器的燃料，因为甚至在液态时，氢的比重也是很小的：约0. 07кg/м3。可以把碳氢化合物的燃料改为硼氢化合物的燃料来增加航程。根据最近的报导，美国正在研究一种用硼氢化合物作为燃料的远距离轰炸机。
目前冲压喷气发动机技术中的一个方向就是制造出装备核子反应堆的超音冲压喷气发动机。应当解决的主要问题是制造出能够经受高温的反应堆，这个
。高温是为得到飞行所需足够大的推力的。除核子反应堆外，还可以利用在核子反
应堆中所得到的半衰期很小的放射性同位素作为原子冲压喷气发动机的能源。初步计算表明在热力功率为一千万千瓦的核子反应堆中所获得的放射性同位素在分裂时将放射出大约100000千瓦的功率，它足能维持洲际火箭以超音速飞行。放射性同位素的放热是不能调节的。当被加热的空气停止流动时，高活性的放射性同位素就由于所放出的能量而很快地熔化了。装备放射性同位素的冲压喷气发动机可以用改变尾喷管的临界截面来调节推力。
除了分子燃料的能量外，超音冲压喷气发动机在原则上还可以利用电离层中的位能。 在地球大气的上层，由于太阳和宇宙线辐射的作用，氧和其他气体就分解为离子。按照Я. Б. 捷利多维奇和其他一些学者的意见，电离层中离子的浓度应当是很大的。这个见解还没有为实验证明。被电离的气体含有大量的位能，这些位能是粒子或量子在离解时所吸收的能量积累起来的。例如，1克分子量的氧在完全电离成原子后，就含有117千卡的能量，即每公斤含有3650千卡，这个数值几乎等于1公斤化学计算成分的汽油蒸气与空气的混合物所含有能量的6倍。如果能找到催化剂或其他能使在电离层飞行的冲压喷气发动机燃烧室内被电离气体很快结合的因素，那末，就能够依靠进入扩压器的被电离气体的能量来进行飞行。像这样的离子发动机就不需要特别携带燃料了。但是，电离层中气体的密度很小所以离子发动机的单位迎面推力是很小的。
十几年来，美国在超燃冲压发动机研制中投入巨资， 以2004年3月27日x 一43A 的成功飞行演示为重要标志，研究取得重大进展。出于国防安全考虑，我国应尽早制定并实施高超声速战略计划，同时应认识到高超声速技术是高难、高投入的事业，应坚持稳妥可靠、循序渐进的发展战略。同时应认真总结美国、俄罗斯等国家发展高超声速发动机事业的经验、教训，结合我国国情集中全国优势力量和资源，重点选择有丰富研制经验的单位，投入足够资金，开展高超
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声速发动机技术研究。进行超燃冲压发动机研究应有明确的发展思路。首先应突破单模块超燃冲压发动机关键技术，结合工程应用实际，经飞行演示成功后，可考虑用于高超声速巡航导弹等领域；下一步，结合已掌握的亚燃冲压发动机技术，突破双模态超燃冲压发动机关键技术，经地面演示试验成功后，设计一高超声速飞行器，在空中演示双模态燃烧转换技术。有了这一步的成功，高超声速推进技术的时代才会真正到来。
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5结语
毕业设计是对我大学四年学习成果的一次全面检验和提升，将本科学习期间的知识进行了综合运用，把学习到的理论知识应用于实践当中，是一个理论联系实际的很好的机会。不仅如此，毕业设计同时还锻炼了自己灵活运用知识的能力、解决实际问题的能力，同时，因为在设计工程中需要综合运用各种工具，包括索取信息、计算机绘图、计算机各种软件的应用等，在这次设计中这些方面的能力均得到显著的提高，为不久后踏上工作岗位更好更快地进入工作状态打下了坚实的基础。本文在刘世俭老师的悉心指导和严格要求下业已完成，从课题选择，方案论证到疑难解答，无不凝聚着刘老师的心血和汗水。
不积跬步无以至千里，本论文的顺利完成，归功于各任课老师的认真负责，使我能够很好地掌握和运用专业知识，并在设计中得以体现。不仅对论文的完成，也对以后走上工作岗位，在工作实践及学术研究产生了重要的影响。在四年的的本科学习和生活期间，我也始终感受着机电学院老师们的精心指导和无私关怀。在此向所有老师表示深深的感谢和崇高的敬意。
最后，再次感谢机电学院所有老师的悉心栽培。感谢青岛大学带给我充实而快乐的大学生活。
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青岛大学本科毕业论文
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