基本介紹
- 中文名：超聲速燃燒衝壓發動機
- 外文名：Supersonic burning ramjet
使用材料,組成原理,超音速燃燒,衝壓發動機,關鍵技術,發動機/飛行器一體化,超燃衝壓發動機總體技術,進氣道技術,燃燒室技術,噴管技術,燃料技術,熱結構、材料和製造工藝,超燃衝壓發動機的研究方法,
使用材料
或稱模糊材料。使用兩種具有不同功能的材料,通過連續改變兩種材料的組織,使其結合部位的太空梭超音速燃燒衝壓式發動機燃燒室壁接觸數千度高溫氣體的一面使用耐熱性優良的陶瓷，賦於材料耐熱性能，而用液態金屬或液態氫冷卻的另一面則採用金屬材料 。
組成原理
超音速燃燒
衝壓發動機
它的原理由法國人雷恩.洛蘭於1913年提出，1939年首次被德國用於V-1飛彈上。衝壓發動機由進氣道、燃燒室、推進噴管三部分組成，它比渦輪噴氣發動機簡單得多。衝壓是利用迎面氣流進入發動機後減速、提高靜壓的過程。該過程不需要高速旋轉的、複雜的壓氣機。高速氣流經擴張減速，氣壓和溫度升高后，進入燃燒室與燃油混合燃燒，溫度為2000-2200℃，甚至更高，經膨脹加速，由噴口高速排出，產生推力。
關鍵技術
與飛行器高度一體化的超燃 衝壓發動機系統主要由進氣道、燃燒室、噴管等關鍵部件組成。其主要關鍵技術包括:在飛行馬赫數範圍內時,長度短、性能高、工作穩定的進氣系統;能為推進系統提供最佳性能的燃燒室;能在飛行器整個工作範圍內提供有效推力的排氣系統;發動機總體性能最佳化;能提供最大有效能量又能提供充分的冷卻能力的燃料和燃料供給系統;適合高超聲速飛行的熱結構和材料;以及演示驗證技術等。
發動機/飛行器一體化
在高超聲速飛行條件下,由於激波損失、摩擦損失、附面層分離、附面層與激波相互影響等因素,將顯著地增加飛行器的阻力。超燃衝壓發動機在高超聲速飛行器中的合理布局可以明顯地減小飛行器的阻力,使飛行器獲得較高的升阻比;同時,飛行器外形、發動機在飛行器中的布局,對進入發動機氣流的流量大小、流場品質有重要影響,也影響到發動機出口氣流的膨脹,從而影響到發動機部件性能和總體性能,影響到發動機的部件結構和總體結構。從發動機研究角度出發,發動機/機體一體化主要研究:發動機在飛行器中的布局,發動機的進氣道性能受到飛行器前體的影響(前體預壓縮對增大進氣道的流量是有利的,但是其產生的附面層、摩擦損失、流場不均勻性等對發動機的性能是不利的),飛行器後體對發動機出口氣流膨脹的影響(發動機尾噴管與飛行器後體相互匹配,控制氣流膨脹不足和過度,增大發動機推力和減小尾部底阻)。
超燃衝壓發動機總體技術
超燃衝壓發動機總體技術主要是協調與飛行器總體的關係,約束髮動機各部件的性能指標,涉及到推進系統總體性能最佳化選擇、總體結構、熱管理、部件形式選擇與性能要求、發動機控制方案等。 衝壓發動機的特點是在設計點具有較高性能,偏離設計點,性能迅速下降,因而工作範圍不寬,通常只能夠跨2個馬赫數工作。以超燃衝壓發動機為動力的高超聲速飛行器,巡航速度一般大於馬赫數6,在從0起動速度到巡航速度的範圍內,衝壓發動機工作的速度範圍越寬,飛行器的總體性能越優,因此理想的工作狀態時希望衝壓發動機能夠在馬赫數低於2時就開始工作,一直使飛行器加速到巡航速度(如馬赫數6),但是這給發動機的設計帶來了很多困難。因此最佳化選擇發動機的工作過程,在較寬的速度工作範圍使發動機具有較高性能成為發動機總體技術首先要解決的問題。 通常在飛行器馬赫數小於6時,衝壓發動機採用亞聲速燃燒(亞燃)比採用超聲速燃燒(超燃)具有更高的性能。亞燃衝壓發動機與超燃衝壓發動機簡單串聯或並聯組合,都不能夠使衝壓發動機獲得良好性能。這必然要求具有較寬工作範圍的超燃衝壓發動機既能夠實現超聲速燃燒,也能夠實現亞聲速燃燒,即所謂雙模態燃燒。在不同的馬赫數條件下,合理配置發動機氣流通道,實現發動機不同的工作模態和模態之間平穩地過度,也是超燃衝壓發動機總體技術研究的關鍵。 超燃衝壓發動機外部是高超聲速氣流,氣動加熱形成了很強的熱負荷(對於巡航馬赫數6,駐點溫度達到了1700K),發動機內部是高超聲速氣流減速後繼續燃燒的高速、高溫(對於巡航馬赫數6左右工作的發動機,內部氣流總溫可達3000K以上)氣流。工作環境熱負荷大,必須採用主動冷卻。在超燃衝壓發動機冷卻過程中,冷卻劑和燃料合二為一,冷卻劑的流量等於燃料流量,一方面要在給定的燃油流量下通過設計合理的冷卻結構達到冷卻效果。對於煤油燃料來說,另一方面還要求燃油吸熱達到合適的溫度,以便於產生相變,形成氣態燃料,或裂解成甲烷、乙烯、氫等小分子有助於燃料高效燃燒。相對於火箭發動機,超燃衝壓發動機的燃料只含還原劑,可用來作冷卻劑的量大大減少,而相對的冷卻面積反而比火箭大。這些都給超燃衝壓發動機的熱管理研究帶來了更大的困難。
進氣道技術
超燃衝壓發動機要求高超聲速進氣道能夠在寬的馬赫數範圍內具有良好的起動特性、較高的空氣流量捕獲係數、較高的總壓恢復係數、良好的出口流場品質以及較高的抵抗燃燒形成高壓的能力(抗反壓能力)等性能,這些性能與進氣道的幾何構型緊密相關,對附面層、壁面摩擦、附面層與激波的相互影響等也相當敏 感,而且各性能指標之間相互耦合、相互矛盾,在實際研究中還將涉及到進氣道的冷卻問題、實驗時的測試方法等,這些都影響了高超聲速進氣道技術研究的複雜性。為此,需要最佳化選擇高超聲速進氣道幾何構型,研究三維壓縮效應、附面層的發展規律及其吸除技術、附面層與激波的相互作用規律、試驗模擬方法等。
燃燒室技術
超燃衝壓發動機燃燒室技術要解決的主要問題是在有限的空間(米級)、時間(毫秒級)內和在高速氣流(通常是超聲速氣流)中,實現燃料的噴射、霧化、蒸發、摻混、點火、穩定燃燒,將化學能最大限度地轉化為熱能,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。 雙模態燃燒是燃燒室技術研究的關鍵。超燃衝壓發動機為了適應飛行器不同馬赫數的工作要求,需要在同一燃燒室中實現亞燃和超燃模態。一種辦法是在燃燒室幾何固定而沿氣流方向的面積是變化的條件下,通過控制燃燒位置、燃燒強度(燃燒控制)來實現雙模態燃燒。另一種辦法是通過調節燃燒室的幾何面積,適應燃燒的要求,來實現雙模態燃燒。前者問題的關鍵是要在超聲速氣流中控制燃燒,由於燃燒與氣流物理條件、燃料物理化學條件、燃料噴射、燃料與空氣的摻混,燃燒室中渦流、激波、膨脹波、附面層等眾多因素相關,要實現燃燒的主動控制無疑是高難度的。後者的關鍵是調節燃燒室的幾何面積,由於燃燒室的溫度能夠達到2000K～3000K,燃燒室幾何調節在結構實現上相當困難。 燃燒室技術另一重要問題是燃燒室的冷卻及其與燃燒的耦合。由於燃料就是冷卻劑,流量有限,而受熱面積大、溫度較高,這必然導致燃燒室冷卻結構的複雜。燃料作為冷卻劑在冷卻燃燒室壁面後受熱,發生物理和化學變化,這將影響燃料噴射的穿透深度、燃料與空氣的摻混效果、燃燒火焰傳播速度等。
噴管技術
超燃衝壓發動機尾噴管技術主要解決的問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。需要研究噴管氣動輪廓、具有軸向和法向壓力梯度的粘性流場、非平衡化學反應等。由於不同飛行狀態,噴管需要的膨脹比變化大(可達6倍以上),在給定幾何尺寸下使出/進口氣流衝量差最大,為此需要研究噴管輪廓與機體後體的一體化設計、氣體主動分離技術、尾噴管調節技術等。
燃料供給與控制技術
為了使推進系統在寬廣的範圍內可靠工作,獲得滿意的性能,必須採用機體/推進一體化的控制技術。高速度、大空域和機動飛行對燃料供給系統提出了更高的要求。
燃料技術
煤油點火滯後時間比氫點火滯後時間長一個數量級以上,火焰傳播速度比氫的火焰傳播速度 要低一個數量級,煤油點火和穩定燃燒困難。因此點火可靠、燃燒穩定是煤油型超燃衝壓發動機技術研究的起點。早期使用燃點低的硼烷、烷基金屬加助燃催化劑方法,但帶來不安全及毒性問題,後來用氫作為附加燃料的方法解決了點火問題,但是這種方法也難以實際套用。受到這一思想的啟發,吸熱型碳氫燃料技術的研究受到了特別重視。 吸熱碳氫燃料作為冷卻劑,吸收了發動機部件的熱量,同時通過催化、裂解、發生相變形成氣態煤油、小分子碳氫燃料(如甲烷、乙烯等)和氫的混合物進入燃燒室。一方面燃料通過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。吸熱型碳氫燃料技術主要包括燃料催化裂解、擬制結焦及其在超燃衝壓發動機套用等。
熱結構、材料和製造工藝
超燃衝壓發動機各部件、各分系統要能夠經受高速飛行時的高溫、高過載、高強度的考驗。各部件、各分系統熱環境分析和熱負荷計算,利用燃料主動冷卻的熱結構設計,複雜結構的製造工藝,高溫、高過載的輕質、耐熱、高強度材料的套用研究等也是非常重要的。
超燃衝壓發動機的研究方法
超燃衝壓發動機的主要研究方法有:數值計算模擬、縮比模型(發動機或部件)的實驗研究、發動機工作過程研究(試驗模擬)、縮比發動機的飛行試驗、 全尺寸發動機的飛行試驗等。
