超燃沖壓發(fā)動機技術

1、超燃沖壓發(fā)動機技術超燃沖壓發(fā)動機技術高超聲速飛行器是指以吸氣式及其組合式發(fā)動機為動力, 在大氣層內(nèi)或跨大氣層以Ma5 以上的速度遠程巡航飛行的飛行器. 高超聲速飛行器主要在臨近空間, 以Ma6 Ma15 的高速度巡航飛行, 其巡航飛行速度、高度數(shù)倍于現(xiàn)有的飛機;同時由于采用吸氣式發(fā)動機, 其燃料比沖遠高于傳統(tǒng)火箭發(fā)動機, 而且能實現(xiàn)水平起降與可重復使用, 因此空間運輸成本將大大降低. 高超聲速飛行器技術的發(fā)展將導致高超聲速巡航導彈、高超聲速飛機和空天飛機等新型飛行器的出現(xiàn), 成為人類繼發(fā)明飛機、突破音障、進入太空之后又一個劃時代的里程碑.超燃沖壓發(fā)動機的應用背景1.高超聲速巡航導彈 具有快速反

2、應能力、相當高的突防概率、具有很強的穿透力。憑借其高速度, 在很短時間(不超過10min)內(nèi)就能夠打擊近千千米以外的目標。美國發(fā)展巡航導彈的重要目標就是增強快速反應與打擊能力, 尤其是打擊機動目標, 如導彈發(fā)射架、航空母艦等高價值機動目標。高超聲速巡航導彈能有效地遏制地基、機載、艦載預警及武器系統(tǒng)整體功能的發(fā)揮。在滿足命中精度要求的條件下, 高超聲速巡航導彈的巨大動能能有效地提高對加固目標(包括深埋地下目標) 等目標的毀傷概率高超聲速飛機 高超聲速飛機在實時偵察、遠程快速部署和精確打擊方面具有明顯的軍事價值。高超聲速飛機實施實時偵察有獨特的優(yōu)越性。目前, 各國主要依靠衛(wèi)星和常規(guī)偵察機執(zhí)行偵察任

3、務, 這兩種偵察手段均有局限性, 特別是在對一些重大突發(fā)事件的實時偵察方面存在明顯不足。高超聲速飛機具有突防能力強, 被攔截概率小, 能深入敵縱深進行偵察的特點。 高超聲速戰(zhàn)斗機配掛防區(qū)外攻擊武器, 以高空、高速進入或退出目標區(qū), 或戰(zhàn)斗機配掛高超聲速防區(qū)外攻擊武器, 利用武器的高超聲速實施突防、攻擊, 都必將大大提高航空武器系統(tǒng)的突防概率、作戰(zhàn)生存力和作戰(zhàn)效能。當然, 高超聲速戰(zhàn)斗機配掛高超聲速巡航導彈則更是如虎添翼 超燃沖壓發(fā)動機技術進一步發(fā)展還可能用在洲際飛機上, 這種洲際飛機飛行速度約為Ma =56 , 航程達數(shù)萬公里, 各大洲之間約2h 即可到達, 有很大的潛在市場。空天飛機 能夠象

4、普通飛機一樣起飛, 以高超聲速在大氣層中飛行, 在30km 100km高空的飛行速度可達1225 倍聲速; 能夠直接加速進入地球軌道; 能安全返回并再入大氣層, 象普通飛機一樣在大氣層中滑翔并降落; 能夠重復使用。 空天飛機(包括跨大氣層飛機) 將作為反衛(wèi)星武器平臺、監(jiān)視和偵察平臺、天基系統(tǒng)的支援平臺, 在未來的空間控制和空間戰(zhàn)中將發(fā)揮重要作用: 迅速回收或更換與國家安全密切相關的失效或失誤的航天器(如衛(wèi)星等) ;檢查來歷不明和可疑的軌道飛行目標; 捕捉或摧毀不友好的航天器; 當航天器觀察到地面或空間出現(xiàn)嚴重事件時, 可用空天飛機迅速查明情況, 救援處于困境或生病的宇航員或使他們擺脫困境。超燃

5、沖壓發(fā)動機技術涉及到大量基礎和應用科學問題, 是高難度的高新技術。從高超聲速技術發(fā)展來看高超聲速技術飛行距離實際應用還有些距離。但是, 由于高超聲速巡航導彈和空天飛機等需求的牽引, 越來越多的國家和地區(qū)仍在持續(xù)進行超燃沖壓發(fā)動機技術研究。21 世紀, 超燃沖壓發(fā)動機技術必將得到較快發(fā)展和實際應用, 必將對軍事、航天、國民經(jīng)濟等產(chǎn)生深遠影響革命性的動力系統(tǒng)首先, 由于巡航飛行馬赫數(shù)遠遠高于傳統(tǒng)戰(zhàn)斗機, 現(xiàn)有的吸氣式發(fā)動機已不再適用. 當馬赫數(shù)高于3 時由于進氣道激波產(chǎn)生的壓縮已經(jīng)很強, 不再需要壓氣機,而應當采用沖壓發(fā)動機; 而當馬赫數(shù)達到6 左右時, 氣流的總溫已達1500K以上, 傳統(tǒng)的亞聲

6、速燃燒沖壓發(fā)動機效率大大降低; 而如果保持進入發(fā)動機的氣流為超聲速, 在超聲速氣流中組織燃燒, 發(fā)動機仍能有效地工作, 這就是超聲速燃燒沖壓發(fā)動機(scramjet-supersonic combustion ramjet, SSCR). 超燃沖壓發(fā)動機在Ma6 以上的性能遠高于亞燃沖壓發(fā)動機, 它能工作到Ma12 Ma15 左右1.它可以利用大氣中的氧氣做為氧化劑，所以沖壓發(fā)動機在高超聲速飛行時，經(jīng)濟性能顯著優(yōu)于渦噴發(fā)動機和火箭發(fā)動機；發(fā)動機內(nèi)部沒有轉(zhuǎn)動部件，結構簡單，質(zhì)量小，成本低，推重比高。2.沖壓發(fā)動機也有某些缺點：不能自身起動，需要助推器加速到一定速度才可工作，但這個缺點并不突出；對

7、飛行狀態(tài)的改變較敏感，當在寬馬赫數(shù)范圍內(nèi)飛行時，要對進氣道進行調(diào)節(jié)，這樣使得進氣道結構復雜。超燃沖壓發(fā)動機 沖壓發(fā)動機是吸氣式發(fā)動機的一種, 它利用大氣中的氧氣作為全部或部分的氧化劑, 與自身攜帶的燃料進行反應. 與壓氣機增壓的航空發(fā)動機不同, 它利用結構部件產(chǎn)生激波來對高速氣流進行壓縮, 實現(xiàn)氣流減速與增壓, 整體結構相對簡單. 其工作原理是首先通過進氣道將高速氣流減速增壓, 在燃燒室內(nèi)空氣與燃料發(fā)生化學反應, 通過燃燒將化學能轉(zhuǎn)變?yōu)闅怏w的內(nèi)能. 最終氣體經(jīng)過噴管膨脹加速, 排入大氣中, 此時噴管出口的氣體速度要高于進氣道入口的速度, 因此就產(chǎn)生了向前的推力過程H-2為絕熱壓縮, 在進氣道中

8、實現(xiàn); 2-3 為等壓加熱, 在燃燒室中進行; 3-4 為絕熱膨脹, 在尾噴管中完成; 4-H 為工質(zhì)在大氣中冷卻的過程. 在實際工作工程中, 由于存在多種因素導致的流動與熱量損失, 沖壓發(fā)動機的實際工作效率會低于布萊頓循環(huán)的效率. 理想的沖壓發(fā)動機的工作循環(huán)示意圖傳統(tǒng)的沖壓發(fā)動機首先通過進氣道將來流速度滯止為Ma0.3 以下的低速氣流, 然后在氣流中噴注燃料、組織燃燒, 稱之為亞燃沖壓發(fā)動機. 當飛行器速度高于Ma5 以上時, 將氣流速度降至低速將導致燃燒室入口氣流靜溫急劇升高, 對發(fā)動機結構設計與熱防護等方面造成了極大的困難;同時, 高靜溫也會導致煤油分解, 熱量無法加入,發(fā)動機不能產(chǎn)生推

9、力; 另一方面, 將高超聲速氣流壓縮到低速將產(chǎn)生很大的激波損失, 降低推力性能, 因此亞燃沖壓發(fā)動機的應用受到了嚴重制約.為避免燃燒室入口高靜溫來流所帶來的諸多問題,超燃沖壓發(fā)動機讓氣流以超聲速進入燃燒室, 在超聲速氣流中組織燃燒, 來流靜溫、靜壓和總壓損失大大降低, 因而可以實現(xiàn)較高的性能, 成為大氣層內(nèi)高超聲速飛行的理想動力裝置, 在Ma 8 時是唯一可用的吸氣式動力裝置.超燃沖壓發(fā)動機主要由進氣道、隔離段、燃燒室與尾噴管組成. 進氣道的主要功能是捕獲足夠的空氣, 并通過一系列激波系進行壓縮, 為燃燒室提供一定流量、溫度、壓力的氣流, 便于燃燒的組織. 隔離段是位于進氣道與燃燒室之間的等直

10、通道, 其作用是消除燃燒室的壓力波動對進氣道的影響, 實現(xiàn)進氣道與燃燒室在不同工況下的良好匹配. 當燃燒室著火后壓力升高, 隔離段中會產(chǎn)生一系列激波串, 激波串的長度和位置會隨著燃燒室反壓的變化而變化. 當隔離段的長度足夠時, 就能保證燃燒室的壓力波動不會影響進氣道. 燃燒室是燃料噴注和燃燒的地方, 超燃沖壓發(fā)動機中燃料可從壁面和支板或噴油桿噴射. 超燃沖壓發(fā)動機中的火焰穩(wěn)定與亞燃沖壓發(fā)動機不同, 它不能采用V型槽等侵入式火焰穩(wěn)定裝置,因為它們將帶來巨大的阻力, 因此目前普遍采用凹腔作為火焰穩(wěn)定器. 尾噴管則是氣流膨脹產(chǎn)生推力的地方.與傳統(tǒng)吸氣式發(fā)動機相比, 超燃沖壓發(fā)動機的阻力較大, 實現(xiàn)推

11、阻平衡比較困難. 為了降低飛行器阻力, 必須采用飛行器機體/發(fā)動機一體化設計. 通常將超燃沖壓發(fā)動機置于高升阻比機體下腹部, 飛行器前體下壁面作為進氣道外壓縮段, 后體下壁面作為噴管的外膨脹段分為純超燃沖壓發(fā)動機、雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機和雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動機3 類. 純超燃沖壓發(fā)動機是指其完全采用超聲速燃燒模態(tài)(簡稱超燃), 工作模態(tài)單一、工作范圍一般大于Ma6; 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機(scramjet-dual mode scramjet, DM) 是指發(fā)動機根據(jù)不同的來流速度，其燃燒室分別工作于亞聲速燃燒狀態(tài)、超聲速燃燒狀態(tài)。對于這種發(fā)動機如果幾何固定，通常能夠跨4Ma飛行工作，目前研究較

12、多的是Ma=4-8的雙模態(tài)沖壓發(fā)動機；如果幾何可調(diào)，則能夠在Ma=2-12范圍內(nèi)工作。 雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動機(dual combustor ramjet, DCR) 串聯(lián)了亞燃與超燃兩個燃燒室, 其中亞燃燃燒室起到提供高溫富燃燃氣或點火源的作用,主要目的是用亞燃沖壓發(fā)動機點燃超燃沖壓發(fā)動機來解決煤油燃料的點火和穩(wěn)定燃燒等問題.其有效的工作范圍為Ma3Ma6.這種發(fā)動機有兩套進氣系統(tǒng)，吸入的超聲速空氣經(jīng)由一套進氣系統(tǒng)減速至亞聲速速度，然后與富油環(huán)境中的常規(guī)液體碳氫燃料混合并點火，膨脹的燃燒產(chǎn)物則與經(jīng)另一套進氣系統(tǒng)進入的超聲速空氣混合，并在超聲速燃燒室中更加完全的燃燒。工作界限Ma=3，最大工作

13、速度。進氣道1.前體壓縮面 為進氣道提供流場品質(zhì)足夠好、流量達到要求的預壓縮氣流2.進氣道壓縮面 對氣流進一步壓縮，使氣流的馬赫數(shù)、壓力滿足設計指標3.隔離段 隔離燃燒室的壓力波動對進氣道的影響；在高燃燒室反壓條件下形成預燃激波系難點及關鍵技術 高超聲速飛行器動力系統(tǒng)與傳統(tǒng)的航空、航天動力系統(tǒng)存在很大差異, 許多都是原理上創(chuàng)新的, 因此在研制過程中, 面臨的難點很多, 需要攻克大量的關鍵技術, 才有可能進入實用.難點 1.高效進氣與壓縮在兼顧飛行器其它總體技術要求的情形下,實現(xiàn)發(fā)動機的高效進氣與壓縮, 是高超聲速飛行器動力系統(tǒng)的難點之一. 進氣道是完成發(fā)動機進氣與壓縮的關鍵部件, 主要作用是對

14、來流進行擴壓減速, 為發(fā)動機燃燒室提供高品質(zhì)的壓縮空氣流, 其性能高低直接影響著發(fā)動機的綜合性能.進氣道的設計一般應滿足以下幾個方面的性能要求: (1) 進氣擴壓過程總壓損失小; (2) 進氣道出口氣流流場品質(zhì)滿足燃燒室要求; (3) 進氣道的速度、攻角特性好、穩(wěn)定裕度高; (4) 進氣道外阻小;(5) 結構簡單、維護方便等. 前3 方面是進氣道高效進氣與壓縮的要求, 后兩方面則是飛行器氣動性能與結構方面的要求.高超聲速進氣道從構型上可以分為二維進氣道、三維側(cè)壓進氣道、軸對稱進氣道和內(nèi)轉(zhuǎn)向進氣道等, 這幾種進氣道形式各有優(yōu)缺點, 一般根據(jù)行器的具體形式選擇合理的進氣道形式. 高超聲速進氣道的基

15、本構型為一個收縮通道后接一等直或微擴通道, 其基本工作原理是利用這一收縮通道將高超聲速來流壓縮減速至較低馬赫數(shù). 高超聲速來流首先受到進氣道前體壓縮面的預壓縮, 然后再受到隔離段激波串的進一步壓縮, 最后以超聲速進入燃燒室. 高超聲速進氣道的工作過程就是一個將高超聲速來流進行壓縮減速的過程,高超聲速進氣道設計的關鍵是如何實現(xiàn)高效進氣與壓縮（1）進氣道啟動限制 當進氣道收縮比過大或進氣道反壓過高時，進氣道會陷入不啟動狀態(tài)。在這種狀態(tài)下進氣流量急劇減小，將直接導致發(fā)動機推力下降，甚至熄火。進氣道設計的最低要求是能夠正常啟動，確保足夠的進氣流量。（2）高溫效應 由于壓縮效應和黏性的影響，當馬赫數(shù)較高

16、時來流總溫較高，進氣道氣流將出現(xiàn)振動能激發(fā)、電離、離解等現(xiàn)象，即高溫效應（3）鈍前緣效應 為了滿足承受氣動加熱的需要，高超飛行器的千元需要鈍化處理。高超聲速鈍前緣將導致熵層的出現(xiàn)，從而影響邊界層的發(fā)展、轉(zhuǎn)捩，影響進氣道性能。（4）黏性效應 在高溫條件下，邊界層對進氣道性能存在較大的影響：在有逆壓梯度的區(qū)域會產(chǎn)生邊界層分離，在進氣道構型設計中必須細致分析分離的位置、大小、不確定性因素較多；流動邊界層導致的機械能損失占據(jù)高超聲速進氣道損失的重要部分（5）波系配置難 進氣道預壓縮段與進氣道入口段存在較為復雜的激波譽膨脹波系，激波與邊界層發(fā)生干擾之后，還會在流場中產(chǎn)生更為復雜的波系結構，因此對波系進行

17、合理配置存在較大困難（6）邊界層控制難 高超聲速飛行器，進氣道入口處邊界層較厚，在流程內(nèi)斜激波作用下極易發(fā)生邊界層分離，除了合理配置激波波系外，對邊界層進行流量控制也能降低分離程度（7）進排氣調(diào)節(jié)難 在快速度范圍內(nèi)或機動飛行時，進氣道的波系會出現(xiàn)較大的變化，設計狀態(tài)的波系配置方案很難保證在嚴重偏離設計狀態(tài)時還能維持高效工作模式，甚至會出現(xiàn)無法啟動的情況，導致綜合性能大幅下降隔離段 是一個等截面或微擴張角的管道，位于進氣道與燃燒室之間，有兩個作用：1.隔離燃燒室和進氣道間的相互干擾，能支持燃燒室內(nèi)的較高反壓，以提供進氣道一個較寬的穩(wěn)定工作范圍；使超燃沖壓發(fā)動機以雙模態(tài)方式工作，及可以讓超然沖壓發(fā)

18、動機在亞燃模態(tài)和超燃模態(tài)下相互轉(zhuǎn)換激波與附面層的相互干擾 可看到，隨著反壓的增加，激波串首先在隔離段出口平面形成。隨著反壓進一步的增加，激波串繼續(xù)向前移動。激波串的特點是“斜激波+附面層分離+氣流加速和壓力減少” 在隔離段流場中，激波與附面層相互干擾，這時，在激波與附面層相交處，壁面附面層分離，引起主流截面收斂，以至于初始正激波后的中心區(qū)亞音速主流加速至音速，此后附面層再附著，中心區(qū)主流超音速膨脹直到形成第二道激波，這樣，最終形成激波串（1）在隔離段未擾動區(qū)內(nèi)，激波串前面附面層逐漸加厚，靜壓逐漸增加，而馬赫數(shù)逐漸降低（2）隨著反壓的擾動沿附面層向上游傳播，在附面層附近產(chǎn)生壓縮波，從而形成激波，

19、在激波后壓力升高許多，核心區(qū)的氣流以一定角度向中心先方向偏轉(zhuǎn)（3）激波在中心線相交后被互相壓縮有產(chǎn)生兩道激波。這兩道激波反射向壁面并和壁面撞擊，核心區(qū)的流動又變?yōu)楹捅诿嫫叫校诿嫣幍膲毫眲∩?，并使附面層嚴重分離，在氣流分離區(qū)，形成一個高壓平臺（4）在撞擊點后，氣流分離區(qū)與核心區(qū)壓力的差異導致激波在壁面附近發(fā)生普朗特邁耶反射形成稀疏膨脹波，核心區(qū)的氣流以一定的角度偏離中心線（5）這些膨脹波在中心線相交并反射仍為膨脹波，核心區(qū)的氣流就又和中心線平行（6）如果氣流分離區(qū)的壓力低于下游的壓力，在附面層有形成一道壓縮波燃燒室 燃燒室是超燃沖壓發(fā)動機的核心部件，超聲速燃燒所涉及的關鍵技術都體現(xiàn)在燃燒室

20、中。超燃沖壓發(fā)動機燃燒室技術主要解決的問題是在有限的空間、時間內(nèi)和在高速氣流中實現(xiàn)燃料的噴射、霧化、蒸發(fā)、摻混、點火、穩(wěn)定燃燒，將化學能最大限度地轉(zhuǎn)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。遇到的問題 超燃沖壓發(fā)動機也需要經(jīng)過一個由壓縮、加熱、膨脹、排氣組成的熱力循環(huán)過程才能將燃料燃燒的熱能轉(zhuǎn)化為有用功. 然而工作在高超聲速范圍, 激波壓縮與超聲速燃燒過程的熵增是非常嚴重的, 使得系統(tǒng)可用功迅速下降, 同時高超聲速飛行時, 發(fā)動機外阻過大, 以至于很難實現(xiàn)凈推力(即發(fā)動機

21、總推力與阻力之差). 如何實現(xiàn)化學能熱能動能的高效轉(zhuǎn)換, 提高熱力循環(huán)效率,實現(xiàn)凈推力是超燃沖壓發(fā)動機的核心問題, 而其中的瓶頸是實現(xiàn)高效率、低阻力的混合與燃燒超聲速燃燒屬于擴散燃燒, 是由混合控制的燃燒過程, 所以快速均勻混合是實現(xiàn)高效燃燒的前提與基礎. 但超燃沖壓發(fā)動機燃燒室入口空氣來流速度達到1 000 m/s 左右, 燃料在燃燒室內(nèi)的滯留時間只有毫秒級, 而且超聲速混合層的穩(wěn)定性較強(在同樣的密度比條件下其擴展率僅有不可壓剪切層的1/3), 要在如此短的時間內(nèi)完成燃料與來流的混合, 難度很大. 尤其是液體碳氫燃料,還要考慮液滴破碎、霧化和蒸發(fā)過程, 更加增加了快速、均勻混合的難度. 同

22、樣, 燃料滯留時間短也對穩(wěn)定燃燒制造了困難, 首先是在高速氣流中穩(wěn)定火焰難, 其次是在穩(wěn)定火焰同時還要實現(xiàn)燃燒過程低損失就更困難了.超燃沖壓發(fā)動機為適應飛行器不同馬赫數(shù)下的工作要求，需要在同一燃燒室中實現(xiàn)亞燃和超燃雙模態(tài)燃燒，這是超燃沖壓發(fā)動機實現(xiàn)工程應用的關鍵技術。 實現(xiàn)的方法 一種是通過控制燃料噴射位置、燃燒程度來實現(xiàn)。但是燃燒控制非常困難，因為其不僅受到燃料的物理化學狀態(tài)、噴射情況、燃料與空氣的摻混情況、燃燒室中渦流及附面層等因素的影響，且要求在飛行馬赫數(shù)及設計油氣比范圍內(nèi)穩(wěn)定燃燒。另一種方法是通過調(diào)節(jié)燃燒室通道的幾何面積來適應雙模態(tài)燃燒要求，但由于燃燒室溫度高達2000K3000K，使

23、得幾何調(diào)節(jié)結構設計相當困難。如何可靠點火并使燃燒穩(wěn)定和增強混合技術也是超燃沖壓發(fā)動機燃燒室關鍵技術之一。 目前的點火方式有自燃點火，加氣氫輔助點火等，也可以借鑒火箭發(fā)動機的研制經(jīng)驗，考慮用強制點火的辦法（如火炬點火等）實現(xiàn)超燃沖壓發(fā)動機點火燃燒室的另一關鍵技術是冷卻 超燃沖壓發(fā)動機外部是高超聲速氣流，氣動加熱很嚴重，計算表明，當飛行器馬赫數(shù)達到6 時，飛行器頭部來流滯止溫度達1700K，而發(fā)動機內(nèi)部流場氣流總溫可達3000K以上，因此必須采用主動冷卻的方法來保證發(fā)動機正常工作。在發(fā)動機冷卻中，只能采用燃料冷卻，而發(fā)動機工作中所需的燃料流量很小，這就給發(fā)動機的結構熱防護帶來更大困難，尤其是采用碳

24、氫燃料（如煤油）時更是如此。 尾噴管超燃沖壓發(fā)動機尾噴管技術主要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，它與性能和效率有關。噴管推力系數(shù)是確定整個超燃沖壓發(fā)動機循環(huán)效率的最敏感的參數(shù)。噴管性能特性由排氣氣流路徑中的損失機理表示，即不完全膨脹、擴散、化學動力和摩擦。因此，噴管的主要問題與超燃沖壓發(fā)動機性能沒有直接關系而與飛行器性能有關，是噴管推力矢量及其產(chǎn)生的俯仰力矩。如果噴管推力矢量過大，或者方向相反，那么飛行器飛行控制面需要大幅度調(diào)整，這會導致阻力增加。在設計過程中，通過改變發(fā)動機傾斜角和噴管表面角，可以很容易地控制推力矢量角。超燃沖壓發(fā)動機尾噴管技術主要解決的問題是在不

25、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。由于不同飛行狀態(tài), 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/ 進口氣流沖量差最大, 為此需要研究噴管輪廓與機體后體的一體化設計、氣體主動分離技術、尾噴管調(diào)節(jié)技術等。燃料燃料方面的問題重點放在其用作吸熱冷卻劑并提高其點火延遲和燃燒速度上。高超聲速飛行中氣流的高速度給飛行器結構帶來了非常顯著的氣動力熱載荷。實際上未冷卻區(qū)燃燒室溫度能夠超過3000K，完全超過已知結構材料的承受能力。因此，根據(jù)所得燃料熱載荷要求可用燃料再生冷卻發(fā)動機結構。煤油, 甲

26、烷- 點火滯后時間比氫點火滯后時間長一個數(shù)量級以上，火焰?zhèn)鞑ニ俣缺葰涞幕鹧鎮(zhèn)鞑ニ俣纫鸵粋€數(shù)量級，煤油點火和穩(wěn)定燃燒困難，而液體碳氫燃料點火延遲時間居于兩者之中，因此，吸熱型碳氫燃料技術的研究受到了特別的重視。因為長的液體碳氫燃料鏈因其用作吸熱冷卻劑而破裂或裂解成氣態(tài)煤油和小分子碳氫燃料等，所以點火延遲隨著噴射燃料成分的變化而變化，可以通過添加燃料添加劑, 硅烷SH4改變點火延遲的變化。吸熱碳氫燃料作為冷卻劑,吸收了發(fā)動機部件的熱量, 同時通過催化、裂解、發(fā)生相變形成氣態(tài)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

27、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沖壓發(fā)動機應用等。進氣道/燃燒室的匹配高超聲速飛行器動力系統(tǒng)在非設計狀態(tài)下各部件之間的匹配性能往往下降很快, 要滿足高超聲速飛行器飛行空域廣、發(fā)動機工作范圍寬的要求非常困難.超燃沖壓發(fā)動機的超聲速燃燒特性決定了其流動與燃燒的耦合很強, 同時與發(fā)動機的幾何結構也具有較強的耦合關系, 導致在偏離設計狀態(tài)時各部件匹配性能下降, 發(fā)動機穩(wěn)定裕度小, 其中進氣道/燃燒室寬范圍匹配尤為困難. 由于隨飛行馬赫數(shù)變化, 進氣道出口氣流參數(shù)變化范圍大, 而隔離段抗燃燒室反壓能力有限,

28、燃燒室壓力過高將導致預燃激波串被推出隔離段、造成進氣道不起動, 壓力過低則可能導致發(fā)動機熄火. 這意味著燃燒過程組織必須與進氣道、燃燒室以及尾噴管的設計相匹配, 并實時控制, 以適應不同的飛行條件.熱防護由于高超聲速飛行波阻大, 發(fā)動機推力裕量小, 故進氣道前緣必須采用尖銳外形以減小阻力.在大氣層中高超聲速飛行時, 氣動加熱與飛行速度的立方成正比(Ma6 狀態(tài)時駐點氣流溫度便高達約1 800 K)、當?shù)責崃髅芏扰c前緣半徑的平方根成反比, 由此可見進氣道尖銳前緣的熱負荷非常嚴重(典型的單級入軌飛行器進氣道唇口前緣熱流密度高達500mJ/m2s).另一方面, 發(fā)動機燃燒室內(nèi)燃氣溫度高(2 500K

29、3 000 K)、氣流沖刷顯著、且環(huán)境呈氧化特性, 對熱防護系統(tǒng)研制也提出了很高要求. 首先, 燃燒室入口氣流溫度已達到600K 以上, 故吸氣式發(fā)動機常用的氣膜冷卻方法已不可用; 其次,發(fā)動機燃料流量較小, 很難滿足再生冷卻所需冷卻劑流量要求, 對于Ma6Ma8 動力系統(tǒng)可采用吸熱型碳氫燃料來提高熱沉, 而對于采用液氫燃料的Ma 10 動力系統(tǒng)則尚未有解決方案超燃沖壓發(fā)動機的研究方法超燃沖壓發(fā)動機的主要研究方法有：數(shù)值計算模擬、縮比模型發(fā)動機或部件的實驗研究、發(fā)動機過程研究、縮比發(fā)動機的飛行試驗、全尺寸發(fā)動機的飛行試驗等。這些方法是相輔相成、相互促進的。在用數(shù)值計算模擬研究時，要用到各種基本數(shù)據(jù)，可以是實驗研究、工作過程研究、縮比飛行試驗和全尺寸飛行試驗中獲得數(shù)據(jù)。其它的研究方法可以對實驗研究得到的結果進行驗證和外推。1.數(shù)值計算模擬的目的是預估超燃沖壓發(fā)動機的性能; 研究內(nèi)外流參數(shù)對發(fā)動機效率、經(jīng)濟性、推重比等的影響; 在給定目標下函數(shù)(如推力、幾何尺寸、重量等) 下研究氣流通道參數(shù)的優(yōu)化。 數(shù)值計算模擬的優(yōu)點是可以在很寬的范圍內(nèi)計算發(fā)動機的各種參數(shù), 提供總體和部件設計所需的各種氣流數(shù)據(jù), 還可以把原理性試驗研究、工作過程研究