碳?xì)淙剂铣佳芯颗c應(yīng)用

1、碳?xì)淙剂铣佳芯颗c應(yīng)用關(guān)鍵詞:燃料發(fā)動沖壓壓發(fā)0前言近年來，超燃沖壓發(fā)動機(jī)研制水平已提高到一個新的階段。目前，國外-些 高馬赫數(shù)（m3。二68）的地面試驗(yàn)設(shè)備已經(jīng)建成，可以用來進(jìn)行超燃沖壓發(fā)動機(jī)連 管試驗(yàn)和自由射流試驗(yàn)。同時，在計(jì)算技術(shù)（cfd）、高超聲速空氣動力學(xué)、高溫 材料與結(jié)構(gòu)、氣動熱力學(xué)與燃料、測量技術(shù)和飛行試驗(yàn)等領(lǐng)域也取得了很大的成 就，從而為超燃沖壓發(fā)動機(jī)的應(yīng)用鋪平了道路。在今后10年左右的吋間內(nèi)，碳 氫燃料（煤油）超燃沖壓發(fā)動機(jī)將會得到大力發(fā)展，用來作為飛行馬赫數(shù)7以下的 低成木、遠(yuǎn)程高超蘆速巡航導(dǎo)彈的動力裝置1。同時，雙燃料（碳?xì)淙剂吓c氫） 超燃沖壓發(fā)動機(jī)也將得到大力發(fā)展，用來

2、作為遠(yuǎn)程高超聲速無人駕駛偵察機(jī)、試 驗(yàn)飛行器和未來空天飛機(jī)的動力裝置。由表1可見，超燃沖壓發(fā)動機(jī)所使用的燃 料種類是決定發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)與應(yīng)用領(lǐng)域的主要因素之一。對導(dǎo)彈武器來說，燃料的 體積、貯存性、安全性和使用方便性是受到嚴(yán)格控制的，宜用貯存性好的碳氮燃 料，而不宜用雙燃料（碳?xì)淙剂虾蜌洌?，更不宜用氫作燃料。如果用煤油作燃料?對超燃沖壓發(fā)動機(jī)而言，存在的主要問題是煤油的可燃性較差，點(diǎn)火延遲長。例 如，對于飛行高度h=30km,飛行馬赫數(shù)為6的高超聲速飛行，燃燒室內(nèi)流動的 典型馬赫數(shù)為2,燃燒室的典型長度在1.01.5m之間，氣流通過燃燒室的吋間 非常短，小于2ms。在如此短的時間內(nèi)要使煤油霧化、

3、蒸發(fā)、點(diǎn)火與充分燃料是 不可能的,因?yàn)槊河偷狞c(diǎn)火延遲較長,在0.050. impa f, 6001000k范圍內(nèi), 點(diǎn)火延遲約10ms左右。為解決普通碳?xì)淙剂虾臀鼰崂細(xì)淙剂系狞c(diǎn)火延尺問題, 需要采取特殊可行的措施2。表1主要的超燃沖壓發(fā)動機(jī)類型與特性table 1 main types of scramjet and characteristic發(fā)動機(jī)類 型雙燃式?jīng)_壓發(fā)動機(jī)雙模態(tài)沖壓發(fā)動機(jī)燃料碳?xì)淙剂希河停?或吸熱型碳?xì)淙剂想p燃料（煤油和氫）氫（氏）飛行數(shù) 范圍2. 56. 52. 514（16）2. 514（16）用途導(dǎo)彈或軍用飛行高超聲速飛機(jī)或 空天飛機(jī)高超聲速飛行器或 空天飛機(jī)燃燒狀

4、態(tài)亞燃工況（ma二2. 55. 0） 超燃工況（ma>5. 0）亞燃工況 （ma=2. 55.0, 采用煤油）;超燃工況 （ma二5.06. 5,采用煤油,ma>65, 采用氫）亞燃模態(tài) （ma=2. 56. 5） 超燃模態(tài)（ma>6. 5）點(diǎn)火型式預(yù)燃室/高溫富油燃?xì)鈿潼c(diǎn)燃煤油氫可白燃轉(zhuǎn)級方式可調(diào)幾何喉道|熱力喉道i應(yīng)用可能大不大性備注*導(dǎo)彈也采用單-超燃工 況的超燃沖壓發(fā)動機(jī)（dcr）,其飛行ma數(shù)范圍在46 左右。*導(dǎo)彈可采用可拋幾何喉 道。*屬稱雙模沖壓發(fā)動 機(jī)（dual mode ramjet）。*具有雙燃料、雙燃 工況和可調(diào)幾何喉道的特 點(diǎn)。*屬稱雙模態(tài)超燃沖壓

5、發(fā)動機(jī)（dual mode scramjet）。*有熱力喉道的特點(diǎn)。1碳?xì)淙剂系某继匦耘c應(yīng)用范圍1.1普通碳?xì)淙剂希河汀⒋蟊戎孛河偷龋c(diǎn)火與燃燃特性如上所述，為保證煤油能在超聲速氣流屮霧化、混合、點(diǎn)火、穩(wěn)定燃燒和在燃燒室中較短的停留時間（小于2ms）內(nèi)能完全燃燒等要求，過去國外曾提出過多 種解決辦法，如在煤油屮加入添加劑和引燃劑。但這種辦法不宜采用，也不解決 問題，反而引起價格昂貴、后勤復(fù)雜，冇毒等問題；也冇采用等離子點(diǎn)火器與催 化劑來幫助點(diǎn)燃煤油，但是由丁油氣在燃燒室停留時間極短，所以采用這種辦法 也不能解決煤油的穩(wěn)定燃燒問題，反而需要附加能源系統(tǒng)而變復(fù)雜，更不能解決 在較低飛行ma（如

6、45）狀態(tài)下的煤油超燃點(diǎn)火性能。針對上述情況，別列格（b訂lig）等學(xué)者提出一種高溫富油燃?xì)獬挤桨?,來解決煤油的超燃點(diǎn)火 穩(wěn)定燃燒的問題。通常將這種方案稱為雙燃燒室方案。先將煤油噴入“突擴(kuò)型” 亞燃室內(nèi)燃燒，變成高溫富油燃?xì)?，然后再噴到超聲速空氣流中點(diǎn)燃與穩(wěn)定燃燒, 并具冇較短的化學(xué)反應(yīng)時間，而也能保證煤油沖壓發(fā)動機(jī)在較低的接力飛行 馬赫數(shù)m滬4（燃燒室進(jìn)口空氣流靜溫為523k左右）狀態(tài)下超燃工作。事實(shí)上，上 述方案是一種沖壓管道補(bǔ)燃的方案4,先將煤油與空氣（部分）在亞燃沖壓發(fā) 動機(jī)中預(yù)燃，形成高溫富油燃?xì)?，再噴入到超聲速管道燃燒室中補(bǔ)燃，從而解決 了液態(tài)煤油超燃的困難。圖1顯示一種高溫富

7、油燃?xì)饬髋c超聲速空氣流平行的流動狀態(tài)。高溫富油燃 氣來口突擴(kuò)型亞燃燃燒室，燃?xì)饬鞒隹隈R赫數(shù)為1.2,超聲速空氣流的馬赫數(shù)為 2. 13。這兩股平行氣流在剪切層內(nèi)混合與燃燒2。由于富油燃?xì)鉁囟瘸^1600k 左右，在剪切層內(nèi)富油燃?xì)庵鹋c穩(wěn)定燃燒是很容易實(shí)現(xiàn)的。而超燃效率主要受 富油燃?xì)獾幕旌线^程控制。由于兩股氣流的溫度、密度及速度z間存在差異，剪 切層內(nèi)會岀現(xiàn)大尺度渦，可以增強(qiáng)混合過程；另一方而兩股平行氣流z間存在一 定厚度的臺階，氣流將發(fā)生有限膨脹與壓縮，除了膨脹波與壓縮波外，還存在冋 流區(qū)。兩股氣流間冋流區(qū)的影響與波系相互作用和高溫富油燃?xì)庋a(bǔ)燃放熱的結(jié) 果，都會增加剪切層的擴(kuò)張角，有利于強(qiáng)

8、化燃燒。圖1高溫富油燃?xì)夂兔河蛧娍椎氖疽鈭Dschematic of injectors of fuel-richgas and kerosene在工程應(yīng)用計(jì)算中，通常采用壁面靜壓沿流向分布規(guī)律和已知的面積a (x) 變化值，來研究沿氣流流向的熱釋放分布、總的放熱量、燃燒區(qū)內(nèi)沿程的流動參 數(shù)變化和超燃室出i i處氣流參數(shù)。圖2 5, 6表示二種不同模擬氣流總溫狀態(tài) 下所測得的壁而壓力沿程分布。圖2屮較低的壓力點(diǎn)代表相對應(yīng)的冷態(tài)(無化學(xué) 反應(yīng))試驗(yàn)的壁面壓力。由圖2可見，冷態(tài)壓力分布規(guī)律與燃燒試驗(yàn)的壓力分布 規(guī)律相似，但壓力值較低，流動狀態(tài)的變化僅僅是由于通道面積變化和壁面摩擦 作用引起的。根據(jù)動

9、量守恒和質(zhì)量守恒方程，可按試驗(yàn)結(jié)果求出理論計(jì)算值，確 定總壓恢復(fù)系數(shù)、加熱量和燃燒效率。圖3顯示煤油超燃效率與燃料當(dāng)量比(er) 的關(guān)系。由圖3可見，燃燒效率大致在當(dāng)量比er=0. 330. 42范圍內(nèi)達(dá)到最大， 效率可達(dá)0. 50. 68之間，而總壓恢復(fù)系數(shù)也在0. 450. 55之間。圖2煤油-空氣(dcr)壁面壓力測量值與理論值比較，)模擬ma二4總溫，(b)模擬ma二6總溫fig. 2 comparison of experimental and theoretical wal1 pressures,(a) simulating, tt of ma=4, (b) simulating

10、tt of ma=6040,03005 (lini圖3燃燒效率與燃料當(dāng)量比關(guān)系(a)模擬ma=4總溫，(b)模擬ma=6總溫fig.3 equivalence ratio vs. combustion efficiencyfor supersonic combustion(a) simulating, tt of ma=4, (b) simulating tt of ma=6如果在圖1所示的側(cè)壁處，向超聲速空氣流中噴入一部分煤油(約占總 的油量0.3左右)，則對模擬ma二6的總溫狀態(tài)的超燃試驗(yàn)來說，可以強(qiáng)化燃燒, 改善超燃性能，如圖4所示。圖4壁面靜壓分布eig. 4 measured wal

11、l static pressure distributions1.2吸熱型碳?xì)淙剂宵c(diǎn)火與燃燒特征理論上可使液態(tài)碳?xì)淙剂蠈︼w行器和發(fā)動機(jī)木體進(jìn)行冷卻，在吸收大量熱量 后，變成氣體氫和小分子量的氣態(tài)碳?xì)浠衔锘旌先剂?，進(jìn)入到超燃室后，與超 聲速空氣流混合，實(shí)現(xiàn)氫點(diǎn)燃小分了量的氣態(tài)碳?xì)浠衔铮_(dá)到液態(tài)碳?xì)淙剂系?超燃目的，通常稱這種燃料為吸熱型碳?xì)淙剂?。但是，吸熱型碳?xì)淙剂闲柙诔^ 燃料閃點(diǎn)足夠高的蒸發(fā)溫度，以高壓催化裂解，才能分裂成氫和小分子量的碳?xì)?化合物。根據(jù)gh”高壓催化裂解的試驗(yàn)顯示，c心需在鍍鉗內(nèi)表面的高壓反應(yīng)容 器內(nèi),用1200k的熱空氣加熱,才能將80%的燃料轉(zhuǎn)化為氣態(tài)c2也和川,與

12、此同 時會在熱量交換的流動壁面產(chǎn)生積碳，以致堵塞通道。熱交換反應(yīng)器的多次試驗(yàn)出現(xiàn)了嚴(yán)重的“聲振”現(xiàn)象，引起災(zāi)難性的失敗。 吸熱型碳?xì)淙剂系脑偕鋮s系統(tǒng)與燃燒室系統(tǒng)之間會出現(xiàn)系統(tǒng)不穩(wěn)定性。這種不 穩(wěn)定性常常出現(xiàn)在碳?xì)淙剂系臒崃W(xué)臨界點(diǎn)附近。吸熱型碳?xì)淙剂系狞c(diǎn)火是靠裂解后分離出來的氣態(tài)氫h2o這些氣態(tài)氫的數(shù)量 不能低丁點(diǎn)燃?xì)鈶B(tài)甲烷、乙烯所需要的最小氫氣量。根據(jù)試驗(yàn)結(jié)杲表明，吸熱型 碳?xì)淙剂系狞c(diǎn)火，尚需要一個小的點(diǎn)火源，來幫助氣態(tài)甲烷或乙烯點(diǎn)燃和穩(wěn)定火 焰。因此，口前，采用吸熱型碳?xì)淙剂仙写嬖谥^大的技術(shù)風(fēng)險7。1.3碳?xì)淙剂铣紱_壓發(fā)動機(jī)應(yīng)用范圍超燃沖壓發(fā)動機(jī)的性能決定了超燃沖壓發(fā)動機(jī)的應(yīng)用范圍。

13、發(fā)動機(jī)性能的理 論計(jì)算結(jié)果顯示，氫超燃沖壓發(fā)動機(jī)可以作為單級入軌的空天飛機(jī)的動力裝置， 而煤油超燃沖壓發(fā)動機(jī)較適宜于作為飛行馬赫數(shù)m滬67范圍內(nèi)高超聲速飛行 器的發(fā)動機(jī)8（如圖56所示）。圖5推力系數(shù)g與來流ma和部件性能關(guān)系fig.5 thrust coefficient ct as a function of ma and component performance estimate43w.圖6有效（c.） eff與ma關(guān)系（等動壓頭飛行軌跡）fig. 6 effective thrust coefficient （cjeff versus mawith constant q0 traje

14、ctory由表1顯示，彈用超燃沖壓發(fā)動機(jī)主要是釆用煤油作燃料。由于液態(tài)煤 油很難實(shí)現(xiàn)超燃過程，通常需采用小型亞燃室（預(yù)燃室），用來點(diǎn)燃與穩(wěn)定火焰， 保證發(fā)動機(jī)止常工作。為了拓寬發(fā)動機(jī)的工作范圍，煤油沖壓發(fā)動機(jī)需要采用可調(diào)幾何喉道的辦 法，實(shí)現(xiàn)亞燃和超燃工作過程，以保證沖壓發(fā)動機(jī)在飛行ma0=2. 5接力時，具有 足夠的推力，用來加速飛行器。由于導(dǎo)彈是一次性使用的武器，因此彈用煤油沖 壓發(fā)動機(jī)可采用可拋式的幾何喉道，（如圖7所示），實(shí)現(xiàn)亞燃與超燃雙工況。也 可直接采用單一的超燃工況，如將導(dǎo)彈助推到飛行畑二4時，沖壓發(fā)動機(jī)超燃工 況開始接力與加速，直到巡航飛行ma。二6左右。圖7二元雙燃式超燃沖壓

15、發(fā)動機(jī)工作過程，a.亞燃工況；b.轉(zhuǎn)級狀態(tài)；c.超燃工況fig.7 work process of dual-mode ramjet, (a)subsonic combustion;(b)transition; (c) supersonic combustion2碳?xì)淙剂铣紨?shù)值模擬在設(shè)計(jì)和分析屮，數(shù)值模擬能夠用來確定整體流場的性能，用來估計(jì)和 預(yù)示系統(tǒng)的工作特性，作出對設(shè)計(jì)工況的評估，決定設(shè)計(jì)的優(yōu)化程度和建立設(shè)計(jì) 數(shù)據(jù)庫1。對于非設(shè)計(jì)工況的流動狀態(tài)而言，更需要進(jìn)行性能計(jì)算和了解整 體流場變化的動態(tài)特性。應(yīng)消除對數(shù)值模擬方法的某些誤解。摸擬不可能是真實(shí)的。如果數(shù)值模擬所 達(dá)到的計(jì)算結(jié)果在所求的

16、精度范圍之內(nèi)，則這種模擬方法是可以接受的。但是， 很難估計(jì)模擬計(jì)算的誤差。曲于cfd方法中計(jì)算與流體動力學(xué)本身的不可靠性， 如湍流模型，化學(xué)反應(yīng)動力學(xué)模型，化學(xué)反應(yīng)對湍流的影響，化學(xué)反應(yīng)與激波關(guān) 系等，都會直接影響計(jì)算結(jié)果。因此模擬計(jì)算的應(yīng)用范圍和精度是冇限的。當(dāng)然, 根據(jù)可靠的試驗(yàn)結(jié)果，需要不斷地完善和發(fā)展與流體力學(xué)和化學(xué)反應(yīng)動力學(xué)的模 型，增加模擬計(jì)算方法的可靠性。早期的超燃數(shù)值模擬計(jì)算主要是計(jì)算氫氣射流在超聲速氣流中的化學(xué)反應(yīng) 過程。80年代有關(guān)文獻(xiàn)發(fā)表了噴嘴沿超聲速主流橫向排列，垂直噴射氫氣的流 場數(shù)值計(jì)算，以及臺階后噴射氫氣的流場數(shù)值計(jì)算，先用簡單的氫氧幾步化學(xué)反 應(yīng)模型，后來的研究

17、包括了把氫氧完全反應(yīng)的化學(xué)模型，多達(dá)兒i個有關(guān)的化學(xué) 反應(yīng)式和十幾種化學(xué)組分。液態(tài)碳?xì)淙剂先紵龝r的化學(xué)反應(yīng)過程很復(fù)雜，如果考慮到液體燃料破碎與霧 化過程，會給超燃流場計(jì)算帶來更大的困難。目前的碳?xì)淙剂铣加?jì)算主要是針 對氣態(tài)的小分子量的碳?xì)淙剂?，如甲烷、乙烯等等。但是，在這種碳?xì)淙剂象w系 中，化學(xué)反應(yīng)式多達(dá)200多個。當(dāng)然，在實(shí)際計(jì)算中尚需采用簡化的化學(xué)動力學(xué) 模型。對吸熱型碳?xì)淙剂蟻碚f，通過加熱裂變，裂變后的氫和小分子量的氣態(tài)坯類 燃料的組分相對容易確定。但是，很難確定在亞燃室中生成的高溫富油燃?xì)獾慕M 分，這給高溫富油燃?xì)獾某寄M計(jì)算帶來一些怵i難。文獻(xiàn)9采用近似的假設(shè)，模擬高溫富油燃?xì)獬?/p>

18、燃試驗(yàn)狀態(tài)，進(jìn)行了超燃 流場計(jì)算，并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了定性的比較。為了檢驗(yàn)程序計(jì)算的合理性，先采 用文獻(xiàn)屮的試驗(yàn)條件10進(jìn)行了氫超燃流場的計(jì)算，計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果相 比，基本吻合（如圖8所示）。由于高溫富油燃?xì)庵械娜剂辖M分很難確定，計(jì)算 吋只能給定亞燃室內(nèi)的燃 燒效率按照完全反應(yīng)給出，其屮未燃燒的煤油產(chǎn)牛高 溫分解，小分子量的姪類為主，主要的成分為c2h2計(jì)算的化學(xué)反應(yīng)模型采用 了簡單的兩步化學(xué)反應(yīng)模型，高溫富油燃?xì)庵械慕M分包括c2h4, 02, co, co2, ii2o和非反應(yīng)的n2,其中c 0的成分反映了高溫富油燃?xì)馊紵牟煌耆潭?。?擬計(jì)算時超燃室進(jìn)口的參數(shù)如表2。計(jì)算 結(jié)果的組分分布

19、如圖9所示。由圖9 可見，組分在射流剪切層中發(fā)生擴(kuò)散，并生成了大量的co ,這表明剪切層內(nèi)發(fā) 生了化學(xué)反應(yīng)。超燃室混合段的兩個cars測溫點(diǎn)測得的溫度值為598k和603k, 而計(jì)算結(jié)果為606. 2k和625.3k,兩者相比，基本吻合。計(jì)算還發(fā)現(xiàn)，高溫富油 燃?xì)庵械奶細(xì)淙剂先紵阅茌^弟，化學(xué)反應(yīng)速度比較慢。10100.6c2 ckfcrmienml004/ml1.0八0.61.006 txpcrbttcno* numerkal012(1120120100q60.wnumeric0.04hid(ajnxi-mktiiit： uxpcnmcnlal nurrxrical戸七二 丄0.w0(18y

20、tm0 1).01 0.08 012中酉國訪科技網(wǎng)www羈 圖8氫超燃冷態(tài)（未化學(xué)反應(yīng)）和熱態(tài)（化學(xué)反應(yīng)）流場出口組分計(jì)算值與試驗(yàn)值比較imxifig. 8 the comparison of calculation and experiment rcsuits (for u2/air)l町 co mow franinn creaoiir(c) h： o mass traclmn圖9 gil超燃流場的組分等值線fig. 9 mass fraction contours in c2h1 supersonic combustor (hs-04)表2燃燒室進(jìn)口處空氣流和高溫富油燃?xì)饬鲄?shù)table

21、2 parameters at the entranee of supersonic combustorp/mpat/kma質(zhì)量比| c?山0co,ii20n2 1空氣流0. 0977)491.92. 09/j0. 2330/j0. 05200. 7150|燃?xì)饬鱸o. 17131771.9|1.250. 10590.01030. 10250. 15660. 60673雙燃料超燃沖壓發(fā)動機(jī)及其應(yīng)用對雙燃料（煤油+氫）而言，可采用氫來點(diǎn)燃煤油，就沒有必要采用預(yù)燃室。雙燃料沖壓發(fā)動機(jī)可以作為飛行臥大于8的高超聲速飛行器和二級入軌的 空天飛機(jī)的動力裝置。目前，美國正在研制飛行ma0=2. 5的大型超

22、聲速飛機(jī)，它 可以作為二級入軌的空天飛機(jī)的載機(jī)。為此，雙燃料超燃沖壓發(fā)動機(jī)接力飛行也選定在2. 5左右，并以煤油為燃料。在ma。二2. 55.0的飛行范圍內(nèi)，沖壓 發(fā)動機(jī)采用亞燃工況和可調(diào)幾何喉道。當(dāng)時開始轉(zhuǎn)級，沖壓發(fā)動機(jī)從亞燃工況轉(zhuǎn)為超燃工況，可調(diào)幾何喉道拉平。 在飛行ma06. 5后，煤油燃盡，則氫取代煤油作為燃料。關(guān)于雙燃料沖壓發(fā)動機(jī)，口前國內(nèi)外都有研究，并有文章發(fā)表。文獻(xiàn)11 采用氫作為先鋒火焰點(diǎn)燃噴入到ma=2. 5超聲速氣流中的液態(tài)碳?xì)淙剂?，但?yīng)保 證提供維持液態(tài)碳?xì)淙剂戏€(wěn)定燃燒的最小的點(diǎn)火能量。在氣流總溫1500k下，用 當(dāng)量比0. 1的氫氣量，維持煤油當(dāng)量比為0.6的點(diǎn)火與穩(wěn)定

23、燃燒。文獻(xiàn)12釆 用當(dāng)量比為0. 05的氫點(diǎn)燃當(dāng)量比為0. 13的甲苯。文獻(xiàn)13研究不同形狀的壁 面凹槽對超聲速流場的影響。一般而言，壁槽長度決定質(zhì)量卷入的特性，而槽的 深度決定質(zhì)量在槽中的停留吋間。近來，中科院力學(xué)所開展了雙燃料（煤油-氫）的超燃研究14,也采用壁 而凹槽結(jié)構(gòu)，用少量的氫與來流空氣自燃形成引導(dǎo)火焰與煤油混合燃燒。他們研 究了不同凹椚形狀和噴油孔位置對點(diǎn)火與穩(wěn)定燃燒的影響。試驗(yàn)結(jié)果也證實(shí)了在 空氣流總溫1700k1800k左右和超燃室進(jìn)口 ma數(shù)為2. 5吋，用來點(diǎn)燃煤油的氫 氣當(dāng)量比的最低極限為0. 09左右。4結(jié)論超燃沖壓發(fā)動機(jī)是高超聲速飛行器的動力裝置。按目前的技術(shù)水平而

24、言，試 制飛行馬赫數(shù)在67范圍內(nèi)的超燃沖壓發(fā)動機(jī)是完全可能的，但要研制更高飛 行馬赫數(shù)（ma10）的超燃沖壓發(fā)動機(jī)冇困難，會面臨一定的技術(shù)風(fēng)險，尚需冇相 關(guān)的技術(shù)突破和地面試驗(yàn)技術(shù)的發(fā)展，有待于進(jìn)一步探索。碳?xì)淙剂铣紱_壓發(fā)動機(jī)具冇重大的軍事應(yīng)用價值，采用預(yù)燃室、高溫富油 燃?xì)獾姆桨福欣诮鉀Q煤油的超燃問題。目前，對吸熱型碳?xì)淙剂系某紒碚f, 尚有一些技術(shù)問題沒有克服，存在著一定的技術(shù)風(fēng)險，有待進(jìn)一步解決。煤油與 氫的雙燃料超燃研究具有發(fā)展應(yīng)用的前景。高超聲速無人駕駛飛機(jī)和高超聲速飛 行器及空天飛機(jī)采用雙燃料沖壓發(fā)動機(jī)作為推進(jìn)裝置，可以大大地減小飛行器或 空天飛機(jī)的尺寸與結(jié)構(gòu)重量，其“總體”

25、性能優(yōu)于氫超燃沖壓發(fā)動機(jī)。為了拓寬煤油或雙燃料（煤油+氫氣）超燃沖壓發(fā)動機(jī)的飛行馬赫數(shù)范圍，發(fā) 揮超燃沖壓發(fā)動機(jī)的優(yōu)越性，目前已將沖壓發(fā)動機(jī)的飛行接力馬赫數(shù)降低到2. 5 左右。因此，對這種類型的沖壓發(fā)動機(jī)來說，需要采用調(diào)節(jié)尾噴管的兒何喉道方 法，以便實(shí)現(xiàn)亞燃/超燃雙工況工作，才能保證煤油在亞燃狀態(tài)的性能，滿足飛 行器對沖壓發(fā)動機(jī)接力狀態(tài)的性能要求?；痦?xiàng)0 :國家自然科學(xué)基金(19882004)和國家航天高技術(shù)基金(863-2-2) 作者簡介：司徒明(1937-),男，浙江鎮(zhèn)海人，航天工業(yè)總公司研究員、宇航工 程博士 (美國)、博士生導(dǎo)師(中國科大).司徒明(中國航天工業(yè)公司31所，北京10

26、0074)參考文獻(xiàn)：1 司徒明超燃沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)與進(jìn)展.863-2-2超燃沖壓發(fā)動機(jī)跟蹤研究 總結(jié)報告，1996.2.2 司徒明.碳?xì)淙剂?煤油)超燃試驗(yàn)研究-高溫富油燃?xì)獬荚囼?yàn)dcr方案. 中國國防科學(xué)技術(shù)報告，1998, 8.3 billig f s. research on supersonic combustion. aiaa-92-0001, 1992.4 孫英英，司徒明，王春，韓肇元沖壓管道燃燒室中煤油超燃試驗(yàn)研究. 流體力學(xué)試驗(yàn)與測量,2000, 14(1).5 司徒明王子川，牛余濤，王春，陸惠萍高溫富油燃?xì)獬荚囼?yàn)研究. 推進(jìn)技術(shù)，1999, (6).6 situ m, sun y y, zhang s d, wang c. investigation of supersonic combustion of hydrocarbon fuel-riched hot gas in scramjet combustor. aiaa-99-2245,1999.7