基本介紹
- 中文名：超燃衝壓噴氣發動機
- 外文名：scramjet engine
- 特點：結構簡單、重量輕
- 發展歷史：50餘年
- 飛行馬赫數：6~25
- 發展趨勢：軍事及經濟套用前景
基本概況,簡介,發展歷史,主要特點,航空中的運用,主要類型,雙模態衝壓,雙燃燒室衝壓,超燃組合,關鍵技術,燃料,燃燒室的設計,一體化設計,材料,火焰保持器,熱平衡,燃料的噴射,火焰特性描述,
基本概況
簡介
超燃衝壓發動機是指燃料在超聲速氣流中進行燃燒的衝壓發動機。在採用碳氫燃料時，超燃衝壓發動機的飛行Ma數在埋鞏己8以下，當使用液氫燃料時，其飛行Ma數可達到6~25。超聲速或高超聲速氣流歡元辨在進氣道擴壓到馬赫4的較低超聲速，然後燃料從壁面和/或氣流中的突出物噴入，在超聲速燃燒室中與空氣混合併燃燒，最後，燃燒後的氣體經擴張型的噴管排出。
高超聲速飛行器（飛行M數超過聲速5倍的有翼和無翼飛行器）是未來軍民用航空器的戰略發展方向，被稱為繼螺旋槳、渦輪噴氣推進飛行器之後航空史上的第三次革命。超燃衝壓發動機是實現高超聲速飛行器的首要關鍵技術，是21世紀以來世界各國競相發展的熱點領域之一。
目前，國外發展較多的超燃衝壓發動機包括亞燃/超燃雙模態衝壓發動機和亞燃/超燃雙燃燒室衝壓發動機。亞燃/超燃雙模態衝壓發動機可以在亞燃和超燃衝壓兩種模式工作。當發動機飛行M數大於6時，實現超音速燃燒，當馬赫數低於6時。實現亞音速燃燒。目前，美國、俄羅斯都研究了這種類型的發動機，NASA正在進行飛行試驗的就是這種類型的發動機。亞燃/超燃雙燃燒室衝壓發動機的進氣道分為兩部分：一部分引導部分來流進入亞音速燃燒室，另一部分引導其餘來流發動機制動原理進入超音速燃燒室。這種發動機適用於巡航飛彈這樣的一次性使用的飛行器。
儘管超燃衝壓發動機有許多優勢，是高超音速飛行器的最佳吸氣式動力，但它不能獨立完成從起飛到高超音速飛行的全過程，因此人們提出了組合式動力的概念，這種方案的馬赫數範圍是0~15，用於可在地面起降的有人駕駛空天飛機。國外已經研究過的組合式超燃衝壓發動機主要有渦輪/超燃衝壓和火箭/超燃衝壓等。這種組合發動機可能成為21世紀從地面起降的可重複使用的空天飛機的動力。
發展歷史
用超燃衝壓發動機來做推動力並不是一個新概念。國外超燃衝壓發動機技術的發展已有50多年的歷史。20世紀90年代，，最早的專利就記錄在案了。60年代中期，一些超燃衝壓發動機已經進行過飛行試驗，最高速度達到馬赫數7.3。通用電氣公司、聯合技術公司、馬夸特公司、約朽企少翰·霍普金斯大學APL實驗室以及NASA蘭利研究中心等研製出典型的氫燃料超燃衝壓發動機（相同燃料也用於太空梭和其他液體火箭助推器）。
80年代中期，美國政府啟動了以超燃衝壓發動機為動力的國家空天飛機計畫。但是，隨著冷戰結束、財政緊縮，美國政府不得不在1994年取消這個計畫，當時他們已經投資了近20億美元。2004年，NASA的HyperX計畫完成，成功地進行了兩次氫燃料超燃衝壓發動機的飛行試驗。這兩次飛行都是在單一速度和高度下，持續了數秒。
同年末，X－43A超遷少船燃衝壓發動機試驗飛行器創造了馬赫數9.6的記錄。美國空軍正在試圖利用下一代超燃衝壓發動機技術，在一定速度和高度的範圍內加速飛行器，並採用液體碳氫燃料作為發動機的燃料，另外還要用它來冷卻發動機。
超燃衝壓發動機，可以在攀升過程中從大氣里獲取氧氣。放棄攜帶氧化劑，從飛行中獲取氧氣，從而節省重量。
目前已從概念和原理探索階段進入了以飛行器為套用背景的先期技術開發階段。預計，凶樂整祖到2010年，以此發動機為動力的高超聲速巡航飛彈將問世。到2025年，以此為動力的高超聲速轟炸機和空天飛機將有可能投入使用。
主要特點
一是超燃衝壓發動機具有結構簡單、重量輕、成本低、單位推力（單位質量流量推進劑產生的推力）提才高和速度快的優點。與火箭發動機相比，超燃衝壓發動機無需攜帶氧化劑。
因此，有效載荷更大，適用於高超聲速巡航飛彈、高超聲速航空器、跨大氣層飛行器、可重複使用的空間發射器和單級入軌空天飛機的動力。由於有重要的軍事和航空航天套用前景，超燃衝壓發動機備受世界各國重視。昂貴的試驗費用是制約超燃衝壓發動機研製的主要因素之一。
二是超燃衝壓發動機的缺點是在靜止狀態下不能自行啟動，須用助推方法將其推進到一定速度後才能有效工作，且其低速性能不好。
航空中的運用
噴氣式發動機的燃料燃燒需要氧氣，但大氣層外沒有足夠的氧氣來維持燃燒。因此，飛往太空需要火箭推
進，還要攜帶燃料和氧化劑。即使像太空梭這樣當今最先進的發射系統，液氧和固體氧化劑也占去了發射重量的一半，這才保證了在白姜榜白進入地球軌道的整個航程中，燃料能持續燃燒。超聲速燃燒衝壓式發動機可能是解決方法之一。它簡稱超燃衝壓發動機，可以在攀升過程中從大氣里獲取氧氣。放棄攜帶氧化劑從飛行中獲取氧氣。節省重量，就意味著在消耗相同質量推進劑的條件下，超燃衝壓發動機能夠產生4倍於火箭的推力。經過幾十年間歇式的發展，超燃衝壓發動機終於插上翅膀，成為現實。研究人員計畫在2007年、2008年進行關鍵的全尺寸發動機地面試驗，並在2009年展開一系列突破技術屏障的飛行試驗。
主要類型
經過多年的發展，國外已研究設計過多種超燃衝壓發動機的方案。主要包括普通超燃衝壓發動機、亞燃/超燃雙模態衝壓發動機、亞燃/超燃雙燃燒室衝壓發動機、吸氣式預燃室超燃衝壓發動機、引射超燃衝壓發動機、整體式火箭液體超燃衝壓發動機、固體雙模態衝壓發動機和超燃組合發動機等。其中，雙模態衝壓發動機和雙燃燒室衝壓發動機是研究最多的兩種類型。
雙模態衝壓
亞燃/超燃雙模態衝壓發動機是指發動機可以亞燃和超燃衝壓兩種模式工作的發動機。當發動機的飛行M數低於6時，在超燃衝壓發動機的進氣道內產生正激波，實現亞聲速燃燒；當M數大於6時，實現超聲速燃燒，使超燃衝壓發動機的M數下限降到3，擴展了超燃衝壓發動機的工作範圍。
目前，美國、俄羅斯都研究了這種類型的發動機，俄羅斯多次飛行試驗的超燃衝壓發動機就是這種類型的發動機。NASA即將進行飛行試驗的也是這種類型的發動機。這種超燃衝壓發動機可用於高超聲速的巡航飛彈、無人駕駛飛機和有人駕駛飛機。
雙燃燒室衝壓
對於採用碳氫燃料的超燃衝壓發動機來說，當發動機在M3~4.5範圍工作時，會發生燃料不易著火的問題，為解決這一問題。人們提出了亞燃/超燃雙燃燒室衝壓發動機概念。這種發動機的進氣道分為兩部分：一部分引導部分來流進入亞聲速燃燒室，另一部分引導其餘來流進入超聲速燃燒室。突擴的亞聲速燃燒室起超燃燃燒室點火源的作用，使低M數下，燃料的熱量得以有效釋放。由於亞燃預燃室以富油方式工作，不存在亞燃衝壓在貧油條件下的燃燒室-進氣道不穩定性。這種方案技術風險小，發展費用較低，較適合巡航飛彈這樣的一次性使用的飛行器。目前，掌握該技術的主要是美國霍布金斯大學的套用物理實驗室。
超燃組合
儘管超燃衝壓發動機有許多優勢，是高超聲速飛行器的最佳吸氣式動力，但它不能獨立完成從起飛到高超聲速飛行的全過程，因此人們提出了組合式動力的概念。早在50年代對超燃衝壓概念進行論證時，人們就提出了以超燃衝壓為主的組合式動力的方案，這種方案的M數範圍是0~15甚至25。用於可在地面起降的有人駕駛空天飛機。至今，已經研究過的組合式超燃衝壓發動機類型很多，包括渦輪/亞燃/超燃衝壓、火箭/超燃衝壓等。這種發動機將成為21世紀從地面起降的空天飛機的動力。
關鍵技術
燃料
流過超燃衝壓發動機的氣流速度始終為超聲速，空氣流過飛行器體內通常只有幾毫秒的滯留時間，要想在這樣短的時間內完成壓縮、增壓，並與燃料在超聲速流動狀態迅速、均勻穩定地完成低損失、高效率的摻混、點火併燃燒是十分困難的，燃料與空氣的摻混好壞直接影響發動機的長度和熱負荷。因此，應對發動機尺寸、形狀、燃料種類、噴注器設計、燃燒機理等多方面的因素進行綜合性理論和試驗研究。
燃燒室的設計
由於來流不均勻，超燃衝壓發動機的燃燒室的工作非常複雜。因此，燃燒室的設計和試驗特別是超聲速燃燒過程的研究非常重要。儘管數值模擬技術已發展到了相當高的水平，但這種發動機燃燒室的研究發展還主要依靠試驗。高超聲速推進系統研究對試驗設備的要求很高，要模擬的氣動參數變化範圍大。而且，只有有限的試驗可在地面進行，大部分問題必須通過飛行試驗解決。
一體化設計
超燃衝壓發動機的機體/發動機的一體化設計是非常複雜的技術，包括氣動力一體化、結構設計一體化、燃料供應和冷卻系統設計一體化和調節控制設計一體化。
材料
這兩項技術是超燃衝壓發動機的基本技術，由於高超聲速推進系統極高的熱負荷，因此需要耐高溫的陶瓷基複合材料、碳/碳複合材料，同時需要燃料在工作過程中完成許多部件的冷卻任務。低溫液氫是吸引人的燃料和冷卻劑，但它的密度太小，需要較大的容積。對於飛彈來說，由於機動性和長時間儲存要求，需要更合適的吸熱燃料。
火焰保持器
研究人員在工作中進行了標準和並行的設計。如果SJX61－1工作的好，將保持現有的設計不變，但是，如果性能比預想的差，將用SJX61－2做替代。
熱平衡
在採用碳氫燃料的超燃衝壓發動機中，燃料還作為冷卻劑。達到一個熱平衡，使發動機攜帶的燃料與燃燒所需的燃料量相當是非常重要的。但是，在"魯棒的超燃衝壓發動機"計畫下，冷卻的燃油需求量可能超出燃燒所需的燃料量，這意味著用於冷卻的燃料量將比燃燒消耗的燃料多。這樣，熱的多餘燃料必然堆積在發動機的某處，這將有可能使飛行器的航程受影響。替代的方案是在更低的速度下飛行，以減少達到正確熱平衡的熱負荷。
燃料的噴射
在"魯棒的超燃衝壓發動機"計畫下，出於結構上的考慮，發動機的流路可能是圓形的或橢圓形的。這將加劇燃料進入燃燒流的問題。解決這個問題的方案是採用在第一級噴射器後有第二級噴射器的串聯噴射器，或者採用帶冷卻的掛架或支柱。但是，由於這些結構有非常高的熱負荷，因此也帶來了其他一些問題。目前，AFRL推進部正在與材料部和DARPA一起工作研究基於陶瓷的帶燃油冷卻的結構。明年年底將有可能完成這項工作。
火焰特性描述
研究人員已經在實驗室條件下利用非干涉的基於光學的診斷技術在一台運行的超燃衝壓發動機種確定了火焰的實際位置以及在核心流中發生的燃燒反應。這些設備用於飛行系統上是有可能的，甚至有可能用於燃氣渦輪發動機上。
主要特點
一是超燃衝壓發動機具有結構簡單、重量輕、成本低、單位推力（單位質量流量推進劑產生的推力）高和速度快的優點。與火箭發動機相比，超燃衝壓發動機無需攜帶氧化劑。
因此，有效載荷更大，適用於高超聲速巡航飛彈、高超聲速航空器、跨大氣層飛行器、可重複使用的空間發射器和單級入軌空天飛機的動力。由於有重要的軍事和航空航天套用前景，超燃衝壓發動機備受世界各國重視。昂貴的試驗費用是制約超燃衝壓發動機研製的主要因素之一。
二是超燃衝壓發動機的缺點是在靜止狀態下不能自行啟動，須用助推方法將其推進到一定速度後才能有效工作，且其低速性能不好。
航空中的運用
噴氣式發動機的燃料燃燒需要氧氣，但大氣層外沒有足夠的氧氣來維持燃燒。因此，飛往太空需要火箭推
進，還要攜帶燃料和氧化劑。即使像太空梭這樣當今最先進的發射系統，液氧和固體氧化劑也占去了發射重量的一半，這才保證了在進入地球軌道的整個航程中，燃料能持續燃燒。超聲速燃燒衝壓式發動機可能是解決方法之一。它簡稱超燃衝壓發動機，可以在攀升過程中從大氣里獲取氧氣。放棄攜帶氧化劑從飛行中獲取氧氣。節省重量，就意味著在消耗相同質量推進劑的條件下，超燃衝壓發動機能夠產生4倍於火箭的推力。經過幾十年間歇式的發展，超燃衝壓發動機終於插上翅膀，成為現實。研究人員計畫在2007年、2008年進行關鍵的全尺寸發動機地面試驗，並在2009年展開一系列突破技術屏障的飛行試驗。
主要類型
經過多年的發展，國外已研究設計過多種超燃衝壓發動機的方案。主要包括普通超燃衝壓發動機、亞燃/超燃雙模態衝壓發動機、亞燃/超燃雙燃燒室衝壓發動機、吸氣式預燃室超燃衝壓發動機、引射超燃衝壓發動機、整體式火箭液體超燃衝壓發動機、固體雙模態衝壓發動機和超燃組合發動機等。其中，雙模態衝壓發動機和雙燃燒室衝壓發動機是研究最多的兩種類型。
雙模態衝壓
亞燃/超燃雙模態衝壓發動機是指發動機可以亞燃和超燃衝壓兩種模式工作的發動機。當發動機的飛行M數低於6時，在超燃衝壓發動機的進氣道內產生正激波，實現亞聲速燃燒；當M數大於6時，實現超聲速燃燒，使超燃衝壓發動機的M數下限降到3，擴展了超燃衝壓發動機的工作範圍。
目前，美國、俄羅斯都研究了這種類型的發動機，俄羅斯多次飛行試驗的超燃衝壓發動機就是這種類型的發動機。NASA即將進行飛行試驗的也是這種類型的發動機。這種超燃衝壓發動機可用於高超聲速的巡航飛彈、無人駕駛飛機和有人駕駛飛機。
雙燃燒室衝壓
對於採用碳氫燃料的超燃衝壓發動機來說，當發動機在M3~4.5範圍工作時，會發生燃料不易著火的問題，為解決這一問題。人們提出了亞燃/超燃雙燃燒室衝壓發動機概念。這種發動機的進氣道分為兩部分：一部分引導部分來流進入亞聲速燃燒室，另一部分引導其餘來流進入超聲速燃燒室。突擴的亞聲速燃燒室起超燃燃燒室點火源的作用，使低M數下，燃料的熱量得以有效釋放。由於亞燃預燃室以富油方式工作，不存在亞燃衝壓在貧油條件下的燃燒室-進氣道不穩定性。這種方案技術風險小，發展費用較低，較適合巡航飛彈這樣的一次性使用的飛行器。目前，掌握該技術的主要是美國霍布金斯大學的套用物理實驗室。
超燃組合
儘管超燃衝壓發動機有許多優勢，是高超聲速飛行器的最佳吸氣式動力，但它不能獨立完成從起飛到高超聲速飛行的全過程，因此人們提出了組合式動力的概念。早在50年代對超燃衝壓概念進行論證時，人們就提出了以超燃衝壓為主的組合式動力的方案，這種方案的M數範圍是0~15甚至25。用於可在地面起降的有人駕駛空天飛機。至今，已經研究過的組合式超燃衝壓發動機類型很多，包括渦輪/亞燃/超燃衝壓、火箭/超燃衝壓等。這種發動機將成為21世紀從地面起降的空天飛機的動力。
關鍵技術
燃料
流過超燃衝壓發動機的氣流速度始終為超聲速，空氣流過飛行器體內通常只有幾毫秒的滯留時間，要想在這樣短的時間內完成壓縮、增壓，並與燃料在超聲速流動狀態迅速、均勻穩定地完成低損失、高效率的摻混、點火併燃燒是十分困難的，燃料與空氣的摻混好壞直接影響發動機的長度和熱負荷。因此，應對發動機尺寸、形狀、燃料種類、噴注器設計、燃燒機理等多方面的因素進行綜合性理論和試驗研究。
燃燒室的設計
由於來流不均勻，超燃衝壓發動機的燃燒室的工作非常複雜。因此，燃燒室的設計和試驗特別是超聲速燃燒過程的研究非常重要。儘管數值模擬技術已發展到了相當高的水平，但這種發動機燃燒室的研究發展還主要依靠試驗。高超聲速推進系統研究對試驗設備的要求很高，要模擬的氣動參數變化範圍大。而且，只有有限的試驗可在地面進行，大部分問題必須通過飛行試驗解決。
一體化設計
超燃衝壓發動機的機體/發動機的一體化設計是非常複雜的技術，包括氣動力一體化、結構設計一體化、燃料供應和冷卻系統設計一體化和調節控制設計一體化。
材料
這兩項技術是超燃衝壓發動機的基本技術，由於高超聲速推進系統極高的熱負荷，因此需要耐高溫的陶瓷基複合材料、碳/碳複合材料，同時需要燃料在工作過程中完成許多部件的冷卻任務。低溫液氫是吸引人的燃料和冷卻劑，但它的密度太小，需要較大的容積。對於飛彈來說，由於機動性和長時間儲存要求，需要更合適的吸熱燃料。
火焰保持器
研究人員在工作中進行了標準和並行的設計。如果SJX61－1工作的好，將保持現有的設計不變，但是，如果性能比預想的差，將用SJX61－2做替代。
熱平衡
在採用碳氫燃料的超燃衝壓發動機中，燃料還作為冷卻劑。達到一個熱平衡，使發動機攜帶的燃料與燃燒所需的燃料量相當是非常重要的。但是，在"魯棒的超燃衝壓發動機"計畫下，冷卻的燃油需求量可能超出燃燒所需的燃料量，這意味著用於冷卻的燃料量將比燃燒消耗的燃料多。這樣，熱的多餘燃料必然堆積在發動機的某處，這將有可能使飛行器的航程受影響。替代的方案是在更低的速度下飛行，以減少達到正確熱平衡的熱負荷。
燃料的噴射
在"魯棒的超燃衝壓發動機"計畫下，出於結構上的考慮，發動機的流路可能是圓形的或橢圓形的。這將加劇燃料進入燃燒流的問題。解決這個問題的方案是採用在第一級噴射器後有第二級噴射器的串聯噴射器，或者採用帶冷卻的掛架或支柱。但是，由於這些結構有非常高的熱負荷，因此也帶來了其他一些問題。目前，AFRL推進部正在與材料部和DARPA一起工作研究基於陶瓷的帶燃油冷卻的結構。明年年底將有可能完成這項工作。
火焰特性描述
研究人員已經在實驗室條件下利用非干涉的基於光學的診斷技術在一台運行的超燃衝壓發動機種確定了火焰的實際位置以及在核心流中發生的燃燒反應。這些設備用於飛行系統上是有可能的，甚至有可能用於燃氣渦輪發動機上。
