沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)講解課件

沖壓發(fā)動機(jī)：是一種吸入空氣（利用空氣中的氧）與燃料或富燃燃?xì)膺M(jìn)一步反應(yīng)，高速噴出獲得推力的動力裝置。第六章沖壓推進(jìn)技術(shù)第六章沖壓推進(jìn)技術(shù)沖壓發(fā)動機(jī)：是一種吸入空氣（利用空氣中的氧）與燃料或富燃燃?xì)?回憶與總結(jié)：a）發(fā)動機(jī)推力；b）推力系數(shù)；c）噴管流動的三種膨脹狀態(tài)；d）噴管排氣速度；e）比沖；f）混合比；g）固體推進(jìn)劑的燃?xì)馍陕省；貞浥c總結(jié)：2中心錐進(jìn)氣道唇口/進(jìn)氣口整流罩/唇罩外罩燃燒室噴管典型沖壓發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)示意圖因此，沖壓發(fā)動機(jī)是一種吸氣式發(fā)動機(jī)（air-breathingengines）。中心錐進(jìn)氣道唇口/進(jìn)氣口整流罩/唇罩外罩燃燒室噴管典型沖壓發(fā)3MaIsp(N.s/kg)固體火箭發(fā)動機(jī)沖壓發(fā)動機(jī)1.02.03.04.05.0200010000沖壓發(fā)動機(jī)比沖變化示意圖MaIsp(N.s/kg)固體火箭發(fā)動機(jī)沖壓發(fā)動機(jī)1.02.4根據(jù)燃料的形式，沖壓發(fā)動機(jī)分為：a)固體推進(jìn)劑沖壓發(fā)動機(jī)，簡稱固體沖壓發(fā)動機(jī)；b)液體推進(jìn)劑沖壓發(fā)動機(jī)，簡稱液體沖壓發(fā)動機(jī)。按結(jié)構(gòu)和工作原理，固體推進(jìn)劑沖壓發(fā)動機(jī)主要分為：a）固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)（又稱管道火箭DR，ductedrockets）；b）固體燃料沖壓發(fā)動機(jī)（SFRJ，solidfuelramjets）；c）整體式?jīng)_壓發(fā)動機(jī)（又稱集成式?jīng)_壓發(fā)動機(jī)，integratedramjets）。根據(jù)燃料的形式，沖壓發(fā)動機(jī)分為：按結(jié)構(gòu)和工作原理，固體推進(jìn)劑5彈頭沖壓發(fā)動機(jī)燃料空氣進(jìn)氣道固體火箭推進(jìn)劑沖壓發(fā)動機(jī)噴管可拋掉的火箭噴管內(nèi)襯可爆破進(jìn)氣口整體式火箭沖壓發(fā)動機(jī)集成了火箭和火箭沖壓發(fā)動機(jī)，由火箭提供助推加速到超聲速2馬赫數(shù)以上，然后沖壓發(fā)動機(jī)工作，其典型部件為可爆破進(jìn)氣口、可拋掉的火箭噴管和共用燃燒室。整體式?jīng)_壓發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)原理圖彈頭沖壓發(fā)動機(jī)燃料空氣進(jìn)氣道固體火箭推進(jìn)劑沖壓發(fā)動機(jī)可拋掉的66.1推力6.2火箭沖壓發(fā)動機(jī)6.3固體燃料沖壓發(fā)動機(jī)6.4進(jìn)氣道6.1推力76.1推力

與前述發(fā)動機(jī)相比，結(jié)構(gòu)上吸氣式發(fā)動機(jī)（如沖壓發(fā)動機(jī)）的顯著不同是存在進(jìn)氣道，從動力學(xué)分析，它對推力存在影響。沖壓發(fā)動機(jī)的輸入動量與輸出動量maVa.mVe.回憶：火箭發(fā)動機(jī)的推力公式？6.1推力與前述發(fā)動機(jī)相比，結(jié)構(gòu)上吸氣式發(fā)8(a)(b)xppaAapeAemVemaVa..pa沖壓發(fā)動機(jī)控制體示意圖

取整個沖壓發(fā)動機(jī)為控制體，滿足動量定律

合力R包括四部分力，為結(jié)合上述兩式，得RF(a)(b)xppaAapeAemVemaVa..pa沖壓發(fā)9表面壓差研究發(fā)動機(jī)只考慮發(fā)動機(jī)的輸出動力，而不考慮其他力，故取稱為發(fā)動機(jī)的名義推力，或內(nèi)推力。表面壓差研究發(fā)動機(jī)只考慮發(fā)動機(jī)的輸出動力，而不考慮其他力，故10定義空燃比（回憶：混合比？）給定空燃比，則一般沖壓發(fā)動機(jī)中，燃料流量很小，即，因此，初步設(shè)計時，可取完全膨脹定義空燃比（回憶11與推力有關(guān)的幾個性能參數(shù)：a)單位迎面推力——發(fā)動機(jī)推力與最大橫截面積之比，即c)推重比——單位重量所產(chǎn)生的推力，即d)推力系數(shù)——定義為單位迎風(fēng)面積的推力與迎面氣流動壓的比值，即b)比沖——單位時間燃燒單位質(zhì)量推進(jìn)劑所產(chǎn)生的推力，即與推力有關(guān)的幾個性能參數(shù)：a)單位迎面推力——發(fā)動機(jī)推力12例：已知某沖壓發(fā)動機(jī)固體燃料密度rp=1600kg/m3，燃燒面積Ab=0.1m2，燃速=0.8mm/s。飛行馬赫數(shù)Ma=2.5，進(jìn)口流束面積Aa=0.002m2。設(shè)噴管擴(kuò)張比為1.5，燃燒室燃燒溫度T0=1800K，燃?xì)獾臍怏w常數(shù)Rg=320J/(kg.K)，比熱比g=1.3，試計算發(fā)動機(jī)的推力和比沖。（已知高空空氣ra=1.0kg/m3，a=300m/s，完全膨脹）解：由推力公式，完全膨脹時，只要分別計算各個參數(shù)即可。例：已知某沖壓發(fā)動機(jī)固體燃料密度rp=1600kg/m3，13a)b)c)d)(m/s)(kg/s)(kg/s)∴(kg/s)(m/s)∴(N)練習(xí)：試計算比沖的大小。a)b)c)d)(m/s)(kg/s)(kg/s)∴(k14沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)講解課件156.2火箭沖壓發(fā)動機(jī)火箭沖壓發(fā)動機(jī)是火箭與沖壓相對獨立的一種沖壓發(fā)動機(jī)。空氣火箭燃?xì)饣旌先細(xì)饪諝鈖0p1火箭沖壓發(fā)動機(jī)示意圖6.2火箭沖壓發(fā)動機(jī)火箭沖壓發(fā)動機(jī)是火箭與沖壓相對獨立的16a)這里的火箭又稱為燃?xì)獍l(fā)生器（gasgenerator），根據(jù)噴出燃?xì)馐欠襁_(dá)到臨界狀態(tài)，火箭沖壓發(fā)動機(jī)由分為臨界火箭沖壓發(fā)動機(jī)和非臨界火箭沖壓發(fā)動機(jī)兩種；其設(shè)計必須考慮外壓的影響，即p0和p1的關(guān)系；火箭沖壓發(fā)動機(jī)的工作壓強p1常較低，一般4~6MPa以下，故噴喉較大。b)火箭燃?xì)馀c空氣要充分混合，以提高燃燒效率——故一般燃燒室較長。c)燃燒室中的流動可以近似為加熱流動。a)這里的火箭又稱為燃?xì)獍l(fā)生器（gasgenerator17Q1212燃燒室加熱流動示意圖連續(xù)方程：動量方程：能量方程：（等通道A不變）h01h02Q1212燃燒室加熱流動示意圖連續(xù)方程：動量方程：能量方18沖壓發(fā)動機(jī)中常用加熱比來表示加熱量的多少，即加熱量Q12與加熱比q

的關(guān)系為思考：為什么？沖壓發(fā)動機(jī)中常用加熱比來表示加熱量的多少，即加熱量Q12與19→→→由能量方程→→→由能量方程20練習(xí)：某沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室入口總溫T01=350K，燃燒加入的熱量達(dá)到Q12=1306kJ/kg，求發(fā)動機(jī)的加熱比。已知燃?xì)獾臍怏w常數(shù)Rg=287.04J/kg.K，比熱比g

=1.3。練習(xí)：某沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室入口總溫T01=350K，燃燒加入21例：某沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室入口總溫T01=350K，燃燒加入的熱量達(dá)到Q12=1306kJ/kg，求發(fā)動機(jī)的加熱比。已知燃?xì)獾臍怏w常數(shù)Rg=287.04J/kg.K，比熱比g

=1.3。解：

(J/kg.K)例：某沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室入口總溫T01=350K，燃燒加入的226.3固體燃料沖壓發(fā)動機(jī)

固體燃料沖壓發(fā)動機(jī)是一種固體燃料與空氣沖壓過程渾然一體的發(fā)動機(jī)。因此，結(jié)構(gòu)上簡單緊湊，效率高。空氣再附著點突擴(kuò)燃燒室補燃室A3A2固體燃料沖壓發(fā)動機(jī)示意圖6.3固體燃料沖壓發(fā)動機(jī)固體燃料沖壓發(fā)動機(jī)23a)與火箭沖發(fā)動機(jī)相比，結(jié)構(gòu)簡單，比沖高，一般工作壓強更低（一般1MPa以下），故喉部直徑更大。b)固體燃料沖壓發(fā)動機(jī)的燃燒穩(wěn)定性主要由突擴(kuò)燃燒室的突擴(kuò)比決定。突擴(kuò)比eA定義為突擴(kuò)燃燒室內(nèi)截面面積與空氣進(jìn)口截面面積之比，

eA=A3/A2

突擴(kuò)臺階可以形成流動的再附著點（reattachmentpoint）和渦流區(qū)，形成流速相對較低的區(qū)域，起到火焰穩(wěn)定器的作用，從而增加燃燒穩(wěn)定性。a)與火箭沖發(fā)動機(jī)相比，結(jié)構(gòu)簡單，比沖高，一般工作壓強更低24空氣空氣二次進(jìn)氣固體燃料沖壓發(fā)動機(jī)示意圖c)有時為了充分燃燒，還采用二次進(jìn)氣的結(jié)構(gòu)。d)突擴(kuò)燃燒室中的流動為加質(zhì)、加熱的多驅(qū)動勢流動，補燃室中的流動與火箭沖壓的燃燒室流動相同?？諝饪諝舛芜M(jìn)氣固體燃料沖壓發(fā)動機(jī)示意圖c)有時為了充分燃25突擴(kuò)燃燒室流動控制體A3A2AsA4Q24下面分析突擴(kuò)燃燒室的流動規(guī)律。取控制體如圖所示。連續(xù)方程：動量方程：能量方程：引入流量比流量比與空燃比的關(guān)系同樣引入加熱比表示能量的加入，即突擴(kuò)燃燒室流動控制體A3A2AsA4Q24下面分析突擴(kuò)燃燒室26ssl4l4lslseAeAl2l22.04.06.08.000.960.70.20.40.60.801.00.72.04.06.08.000.80.20.40.60.800.30.20.1突擴(kuò)燃燒室典型參數(shù)變化規(guī)律突擴(kuò)總壓恢復(fù)系數(shù)ssl4l4lslseAeAl2l22.04.06.08.0276.4進(jìn)氣道

沖壓發(fā)動機(jī)依靠空氣提供的氧與燃料燃燒才能進(jìn)行有效的工作。因此，如何讓空氣高效率的進(jìn)入發(fā)動機(jī)是沖壓發(fā)動機(jī)首先要解決的問題——這就是進(jìn)氣道設(shè)計。中心錐進(jìn)氣道立體圖6.4進(jìn)氣道沖壓發(fā)動機(jī)依靠空氣提供的氧與燃28中心錐進(jìn)氣道唇口/進(jìn)氣口整流罩/唇罩外罩燃燒室噴管典型沖壓發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)示意圖進(jìn)氣道需要實現(xiàn)的功能包括：擴(kuò)壓、降速、高效（總壓恢復(fù)系數(shù)和動能效率）。中心錐進(jìn)氣道唇口/進(jìn)氣口整流罩/唇罩外罩燃燒室噴管典型沖壓發(fā)29總結(jié)：a）亞聲速流動在收斂通道的流動規(guī)律；b）亞聲速流動在擴(kuò)張通道的流動規(guī)律；c）超聲速流動在收斂通道的流動規(guī)律；d）超聲速流動在擴(kuò)張通道的流動規(guī)律；e）什么是Laval噴管，其流動規(guī)律是什么？f

）什么是擴(kuò)壓器？總結(jié)：30沖壓發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道參數(shù)變化總壓恢復(fù)系數(shù)動能效率

2進(jìn)氣道出口

p2p02V2a1自由流

pap0aVa沖壓發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道參數(shù)變化總壓恢復(fù)系數(shù)動能效率2進(jìn)氣道316.4.1進(jìn)氣道分類6.4.2亞聲速進(jìn)氣道6.4.3超聲速進(jìn)氣道6.4.1進(jìn)氣道分類326.4.1進(jìn)氣道分類按結(jié)構(gòu)分為中心進(jìn)氣道和側(cè)進(jìn)氣道。

中心進(jìn)氣道側(cè)進(jìn)氣道6.4.1進(jìn)氣道分類按結(jié)構(gòu)分為中心進(jìn)氣道和側(cè)進(jìn)氣道。33

按進(jìn)氣道形狀分為錐形進(jìn)氣道、半錐形進(jìn)氣道、二元進(jìn)氣道、下頷式（或下頦式）進(jìn)氣道等。一般二元進(jìn)氣道、下頷式進(jìn)氣道具有較高的升阻比和較寬的攻角適應(yīng)性。

后置四半錐形進(jìn)氣道和雙下側(cè)二元進(jìn)氣道下頷式進(jìn)氣道按進(jìn)氣道形狀分為錐形進(jìn)氣道、半錐形進(jìn)氣道、二元34

按空氣流動馬赫數(shù)分為亞聲速進(jìn)氣道和超聲速進(jìn)氣道。亞聲速進(jìn)氣道主要應(yīng)用在民航飛機(jī)等亞聲速飛行的飛行器上；超聲速進(jìn)氣道主要應(yīng)用在超聲速飛行的飛行器上。不管是亞聲速進(jìn)氣道還是超聲速進(jìn)氣道，都要求空氣以亞聲速速度離開進(jìn)氣道而進(jìn)入燃燒室（超聲速燃燒的沖壓發(fā)動機(jī)除外）。按空氣流動馬赫數(shù)分為亞聲速進(jìn)氣道和超聲速進(jìn)氣道35

每類又可分為外壓式進(jìn)氣道和內(nèi)壓式進(jìn)氣道。外壓式進(jìn)氣道是指壓縮過程發(fā)生在進(jìn)氣道之外的自由流中，內(nèi)壓式進(jìn)氣道是指壓縮過程發(fā)生在進(jìn)氣道的內(nèi)部。返回每類又可分為外壓式進(jìn)氣道和內(nèi)壓式進(jìn)氣道。外壓式366.4.2亞聲速進(jìn)氣道

亞聲速進(jìn)氣道所截獲的空氣在它的整個流道上全是亞聲速的。分為外壓式和內(nèi)壓式兩類。6.4.2亞聲速進(jìn)氣道亞聲速進(jìn)氣道所截獲的37

外壓式亞聲速進(jìn)氣道，其特點是進(jìn)氣道是等截面的，空氣壓縮全部發(fā)生在進(jìn)氣道口1截面的上游（由于沒有固體壁面磨擦，因此，外部壓縮過程是等熵的）；空氣均勻來流不斷減速，為保持流量相等，必然A1>Aa，Aa稱為截獲面積（或捕獲面積）；在進(jìn)口前緣會發(fā)生溢流，故一般不宜用于高亞聲速范圍，因為，其壓縮會產(chǎn)生較大外部阻力。V1Aa進(jìn)口截面A1等熵壓縮外壓式亞聲速進(jìn)氣道示意圖Ma0V0外壓式亞聲速進(jìn)氣道，其特點是進(jìn)氣道是等截面的38

內(nèi)壓式亞聲速進(jìn)氣道，它被用于所有的空氣噴氣發(fā)動機(jī)上。其特點是進(jìn)氣道是截面擴(kuò)張的，A2>A1=Aa，空氣壓縮發(fā)生在進(jìn)氣道內(nèi)部（由于存在壁面磨擦，因此，壓縮過程是不等熵的）；擴(kuò)壓器長度的設(shè)計需要折衷考慮：壓縮過程盡可能緩慢以降低總壓損失從而增加長度（Ma<0.4時擴(kuò)張半角在5°~7°；高亞聲速時還須降低），摩擦損失隨長度的增加而增加從而需要減短長度。A0Ma0V0內(nèi)流A1A2V2內(nèi)壓式亞聲速進(jìn)氣道示意圖返回內(nèi)壓式亞聲速進(jìn)氣道，它被用于所有的空氣噴氣發(fā)396.4.3超聲速進(jìn)氣道超聲速進(jìn)氣道主要有如下幾種類型：a)正激波超聲速進(jìn)氣道；b)收斂擴(kuò)張型超聲速進(jìn)氣道；c)錐形超聲速進(jìn)氣道。6.4.3超聲速進(jìn)氣道超聲速進(jìn)氣道主要有如下幾種類型：40航天飛機(jī)下降過程中產(chǎn)生的激波（速度達(dá)子彈的9倍）航天飛機(jī)下降過程中產(chǎn)生的激波41

正激波超聲速進(jìn)氣道，其特點是進(jìn)氣道是等截面的，它利用正激波的壓縮特性實現(xiàn)超聲速流動的減速增壓。由于穿過正激波總壓會發(fā)生損失，當(dāng)Ma>1.80時，總壓損失急劇增加，因此，該進(jìn)氣道一般適宜于Ma<1.80的低超聲速范圍。正激波超聲速進(jìn)氣道示意圖正激波超聲速進(jìn)氣道，其特點是進(jìn)氣道是等截面的42Ma0>1Ma0>1Ma0>1斜激波正激波斜激波Aa弓形激波溢流AaA1A1AaA1斜激波正激波(a)設(shè)計狀態(tài)激波位于進(jìn)口—臨界(b)增加反壓激波推出—亞臨界(c)降低反壓激波吸入—超臨界正激波超聲速進(jìn)氣道原理Ma0>1Ma0>1Ma0>1斜激波正激波斜激波Aa弓形激波43

收斂擴(kuò)張型超聲速進(jìn)氣道利用收斂擴(kuò)張噴管流動的逆過程實現(xiàn)超聲速流動的減速增壓；（回憶：Laval噴管的流動規(guī)律？）對于固定收斂比的流道，擴(kuò)壓過程的啟動十分困難（需要利用“超速”來實現(xiàn)啟動，即如果設(shè)計點為Ma=1.8，可能需要達(dá)到Ma=3.2才能啟動）。可采用可變幾何形狀的進(jìn)氣道來解決啟動問題，但結(jié)構(gòu)太復(fù)雜，在二維平面型進(jìn)氣道中有應(yīng)用的報道。Ma>1Ma<1Ma=1收斂擴(kuò)張型超聲速進(jìn)氣道示意圖Ma0>1收斂擴(kuò)張型超聲速進(jìn)氣道利用收斂擴(kuò)張噴管流動的44

錐形超聲速進(jìn)氣道利用錐形激波（斜激波）的壓縮特性實現(xiàn)超聲速流動的減速增壓，其總壓損失比正激波要小很多，其特點是采用中心錐結(jié)構(gòu)。分為外壓式和混合壓縮式兩類。外壓式錐形超聲速進(jìn)氣道示意圖錐形超聲速進(jìn)氣道利用錐形激波（斜激波）的壓縮45Ma0>1Ma0>1Ma0>1Ma<1Ma<1Ma<1Ma<1Ma>1Ma>1離體激波錐形激波(a)設(shè)計狀態(tài)激波位于進(jìn)口—臨界(b)增加反壓激波推出—亞臨界(c)降低反壓激波吸入—超臨界外壓式錐形超聲速進(jìn)氣道原理

外壓式錐形超聲速進(jìn)氣道的超聲速壓縮全部發(fā)生在進(jìn)氣道外部，根據(jù)下游出口反壓的大小不同，同樣有臨界、亞臨界和超臨界三種情況。Ma0>1Ma0>1Ma0>1Ma<1Ma<1Ma<1Ma46

外壓式錐形超聲速進(jìn)氣道在唇口產(chǎn)生的正激波強度還很強，有較大的總壓損失，為降低正激波強，常采用混合壓縮式超聲速進(jìn)氣道，它以超聲速進(jìn)入進(jìn)氣道，產(chǎn)生一系列斜激波，最后是一道正激波，使超聲速氣流強度逐漸降低。錐形激波正激波Ma0>1斜激波Ma<1混合壓縮式錐形超聲速進(jìn)氣道示意圖外壓式錐形超聲速進(jìn)氣道在唇口產(chǎn)生的正激波強度還47

斜激波是由流動偏轉(zhuǎn)角產(chǎn)生的（即圖中所示的中心錐半角），如果流動偏轉(zhuǎn)角逐漸偏轉(zhuǎn)，那么，會產(chǎn)生若干斜激波，從而降低激波強度。如果由無限多角度逐漸偏轉(zhuǎn)，使超聲速氣流等熵地減速到聲速，這種中心錐稱為等熵錐。如圖所示，中心錐由兩個角過渡，形成a、b兩道斜激波，可大大降低斜激波強度，這種結(jié)構(gòu)成為雙錐進(jìn)氣道。Ma0>1abd1d2雙錐超聲速進(jìn)氣道示意圖斜激波是由流動偏轉(zhuǎn)角產(chǎn)生的（即圖中所示的中心錐48因此，錐形超聲速進(jìn)氣道按偏轉(zhuǎn)角的數(shù)量可分為：a)單錐進(jìn)氣道；b)雙錐進(jìn)氣道；c)多錐進(jìn)氣道；d)等熵錐進(jìn)氣道。因此，錐形超聲速進(jìn)氣道按偏轉(zhuǎn)角的數(shù)量可分為：49

進(jìn)氣道的能量損失主要有兩種：a)流動產(chǎn)生的總壓損失；b)壁面磨擦和流動分離產(chǎn)生的損失。

中心錐角度越多，多錐進(jìn)氣道的結(jié)構(gòu)特點是錐體越長，壁面磨擦損失會增加，同時對攻角和飛行馬赫數(shù)的變化越敏感，因此，一般在Ma=2~3時，采用雙錐進(jìn)氣道就足夠了。單錐進(jìn)氣道雙錐進(jìn)氣道進(jìn)氣道的能量損失主要有兩種：a)流動產(chǎn)生的50練習(xí)：前已述及，由于穿過正激波總壓會發(fā)生損失，當(dāng)Ma>1.80

時，總壓損失急劇增加，為什么？已知正激波總壓損失隨馬赫數(shù)的變化公式為

空氣比熱比g=1.4，繪出曲線并分析。返回練習(xí)：前已述及，由于穿過正激波總壓會發(fā)生損失，當(dāng)Ma>151正激波總壓損失隨來流馬赫數(shù)的變化（g=1.4）Ma返回正激波總壓損失隨來流馬赫數(shù)的變化（g=1.4）Ma返回52沖壓發(fā)動機(jī)：是一種吸入空氣（利用空氣中的氧）與燃料或富燃燃?xì)膺M(jìn)一步反應(yīng)，高速噴出獲得推力的動力裝置。第六章沖壓推進(jìn)技術(shù)第六章沖壓推進(jìn)技術(shù)沖壓發(fā)動機(jī)：是一種吸入空氣（利用空氣中的氧）與燃料或富燃燃?xì)?3回憶與總結(jié)：a）發(fā)動機(jī)推力；b）推力系數(shù)；c）噴管流動的三種膨脹狀態(tài)；d）噴管排氣速度；e）比沖；f）混合比；g）固體推進(jìn)劑的燃?xì)馍陕省；貞浥c總結(jié)：54中心錐進(jìn)氣道唇口/進(jìn)氣口整流罩/唇罩外罩燃燒室噴管典型沖壓發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)示意圖因此，沖壓發(fā)動機(jī)是一種吸氣式發(fā)動機(jī)（air-breathingengines）。中心錐進(jìn)氣道唇口/進(jìn)氣口整流罩/唇罩外罩燃燒室噴管典型沖壓發(fā)55MaIsp(N.s/kg)固體火箭發(fā)動機(jī)沖壓發(fā)動機(jī)1.02.03.04.05.0200010000沖壓發(fā)動機(jī)比沖變化示意圖MaIsp(N.s/kg)固體火箭發(fā)動機(jī)沖壓發(fā)動機(jī)1.02.56根據(jù)燃料的形式，沖壓發(fā)動機(jī)分為：a)固體推進(jìn)劑沖壓發(fā)動機(jī)，簡稱固體沖壓發(fā)動機(jī)；b)液體推進(jìn)劑沖壓發(fā)動機(jī)，簡稱液體沖壓發(fā)動機(jī)。按結(jié)構(gòu)和工作原理，固體推進(jìn)劑沖壓發(fā)動機(jī)主要分為：a）固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)（又稱管道火箭DR，ductedrockets）；b）固體燃料沖壓發(fā)動機(jī)（SFRJ，solidfuelramjets）；c）整體式?jīng)_壓發(fā)動機(jī)（又稱集成式?jīng)_壓發(fā)動機(jī)，integratedramjets）。根據(jù)燃料的形式，沖壓發(fā)動機(jī)分為：按結(jié)構(gòu)和工作原理，固體推進(jìn)劑57彈頭沖壓發(fā)動機(jī)燃料空氣進(jìn)氣道固體火箭推進(jìn)劑沖壓發(fā)動機(jī)噴管可拋掉的火箭噴管內(nèi)襯可爆破進(jìn)氣口整體式火箭沖壓發(fā)動機(jī)集成了火箭和火箭沖壓發(fā)動機(jī)，由火箭提供助推加速到超聲速2馬赫數(shù)以上，然后沖壓發(fā)動機(jī)工作，其典型部件為可爆破進(jìn)氣口、可拋掉的火箭噴管和共用燃燒室。整體式?jīng)_壓發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)原理圖彈頭沖壓發(fā)動機(jī)燃料空氣進(jìn)氣道固體火箭推進(jìn)劑沖壓發(fā)動機(jī)可拋掉的586.1推力6.2火箭沖壓發(fā)動機(jī)6.3固體燃料沖壓發(fā)動機(jī)6.4進(jìn)氣道6.1推力596.1推力

與前述發(fā)動機(jī)相比，結(jié)構(gòu)上吸氣式發(fā)動機(jī)（如沖壓發(fā)動機(jī)）的顯著不同是存在進(jìn)氣道，從動力學(xué)分析，它對推力存在影響。沖壓發(fā)動機(jī)的輸入動量與輸出動量maVa.mVe.回憶：火箭發(fā)動機(jī)的推力公式？6.1推力與前述發(fā)動機(jī)相比，結(jié)構(gòu)上吸氣式發(fā)60(a)(b)xppaAapeAemVemaVa..pa沖壓發(fā)動機(jī)控制體示意圖

取整個沖壓發(fā)動機(jī)為控制體，滿足動量定律

合力R包括四部分力，為結(jié)合上述兩式，得RF(a)(b)xppaAapeAemVemaVa..pa沖壓發(fā)61表面壓差研究發(fā)動機(jī)只考慮發(fā)動機(jī)的輸出動力，而不考慮其他力，故取稱為發(fā)動機(jī)的名義推力，或內(nèi)推力。表面壓差研究發(fā)動機(jī)只考慮發(fā)動機(jī)的輸出動力，而不考慮其他力，故62定義空燃比（回憶：混合比？）給定空燃比，則一般沖壓發(fā)動機(jī)中，燃料流量很小，即，因此，初步設(shè)計時，可取完全膨脹定義空燃比（回憶63與推力有關(guān)的幾個性能參數(shù)：a)單位迎面推力——發(fā)動機(jī)推力與最大橫截面積之比，即c)推重比——單位重量所產(chǎn)生的推力，即d)推力系數(shù)——定義為單位迎風(fēng)面積的推力與迎面氣流動壓的比值，即b)比沖——單位時間燃燒單位質(zhì)量推進(jìn)劑所產(chǎn)生的推力，即與推力有關(guān)的幾個性能參數(shù)：a)單位迎面推力——發(fā)動機(jī)推力64例：已知某沖壓發(fā)動機(jī)固體燃料密度rp=1600kg/m3，燃燒面積Ab=0.1m2，燃速=0.8mm/s。飛行馬赫數(shù)Ma=2.5，進(jìn)口流束面積Aa=0.002m2。設(shè)噴管擴(kuò)張比為1.5，燃燒室燃燒溫度T0=1800K，燃?xì)獾臍怏w常數(shù)Rg=320J/(kg.K)，比熱比g=1.3，試計算發(fā)動機(jī)的推力和比沖。（已知高空空氣ra=1.0kg/m3，a=300m/s，完全膨脹）解：由推力公式，完全膨脹時，只要分別計算各個參數(shù)即可。例：已知某沖壓發(fā)動機(jī)固體燃料密度rp=1600kg/m3，65a)b)c)d)(m/s)(kg/s)(kg/s)∴(kg/s)(m/s)∴(N)練習(xí)：試計算比沖的大小。a)b)c)d)(m/s)(kg/s)(kg/s)∴(k66沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)講解課件676.2火箭沖壓發(fā)動機(jī)火箭沖壓發(fā)動機(jī)是火箭與沖壓相對獨立的一種沖壓發(fā)動機(jī)?？諝饣鸺?xì)饣旌先細(xì)饪諝鈖0p1火箭沖壓發(fā)動機(jī)示意圖6.2火箭沖壓發(fā)動機(jī)火箭沖壓發(fā)動機(jī)是火箭與沖壓相對獨立的68a)這里的火箭又稱為燃?xì)獍l(fā)生器（gasgenerator），根據(jù)噴出燃?xì)馐欠襁_(dá)到臨界狀態(tài)，火箭沖壓發(fā)動機(jī)由分為臨界火箭沖壓發(fā)動機(jī)和非臨界火箭沖壓發(fā)動機(jī)兩種；其設(shè)計必須考慮外壓的影響，即p0和p1的關(guān)系；火箭沖壓發(fā)動機(jī)的工作壓強p1常較低，一般4~6MPa以下，故噴喉較大。b)火箭燃?xì)馀c空氣要充分混合，以提高燃燒效率——故一般燃燒室較長。c)燃燒室中的流動可以近似為加熱流動。a)這里的火箭又稱為燃?xì)獍l(fā)生器（gasgenerator69Q1212燃燒室加熱流動示意圖連續(xù)方程：動量方程：能量方程：（等通道A不變）h01h02Q1212燃燒室加熱流動示意圖連續(xù)方程：動量方程：能量方70沖壓發(fā)動機(jī)中常用加熱比來表示加熱量的多少，即加熱量Q12與加熱比q

的關(guān)系為思考：為什么？沖壓發(fā)動機(jī)中常用加熱比來表示加熱量的多少，即加熱量Q12與71→→→由能量方程→→→由能量方程72練習(xí)：某沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室入口總溫T01=350K，燃燒加入的熱量達(dá)到Q12=1306kJ/kg，求發(fā)動機(jī)的加熱比。已知燃?xì)獾臍怏w常數(shù)Rg=287.04J/kg.K，比熱比g

=1.3。練習(xí)：某沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室入口總溫T01=350K，燃燒加入73例：某沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室入口總溫T01=350K，燃燒加入的熱量達(dá)到Q12=1306kJ/kg，求發(fā)動機(jī)的加熱比。已知燃?xì)獾臍怏w常數(shù)Rg=287.04J/kg.K，比熱比g

=1.3。解：

(J/kg.K)例：某沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室入口總溫T01=350K，燃燒加入的746.3固體燃料沖壓發(fā)動機(jī)

固體燃料沖壓發(fā)動機(jī)是一種固體燃料與空氣沖壓過程渾然一體的發(fā)動機(jī)。因此，結(jié)構(gòu)上簡單緊湊，效率高?？諝庠俑街c突擴(kuò)燃燒室補燃室A3A2固體燃料沖壓發(fā)動機(jī)示意圖6.3固體燃料沖壓發(fā)動機(jī)固體燃料沖壓發(fā)動機(jī)75a)與火箭沖發(fā)動機(jī)相比，結(jié)構(gòu)簡單，比沖高，一般工作壓強更低（一般1MPa以下），故喉部直徑更大。b)固體燃料沖壓發(fā)動機(jī)的燃燒穩(wěn)定性主要由突擴(kuò)燃燒室的突擴(kuò)比決定。突擴(kuò)比eA定義為突擴(kuò)燃燒室內(nèi)截面面積與空氣進(jìn)口截面面積之比，

eA=A3/A2

突擴(kuò)臺階可以形成流動的再附著點（reattachmentpoint）和渦流區(qū)，形成流速相對較低的區(qū)域，起到火焰穩(wěn)定器的作用，從而增加燃燒穩(wěn)定性。a)與火箭沖發(fā)動機(jī)相比，結(jié)構(gòu)簡單，比沖高，一般工作壓強更低76空氣空氣二次進(jìn)氣固體燃料沖壓發(fā)動機(jī)示意圖c)有時為了充分燃燒，還采用二次進(jìn)氣的結(jié)構(gòu)。d)突擴(kuò)燃燒室中的流動為加質(zhì)、加熱的多驅(qū)動勢流動，補燃室中的流動與火箭沖壓的燃燒室流動相同?？諝饪諝舛芜M(jìn)氣固體燃料沖壓發(fā)動機(jī)示意圖c)有時為了充分燃77突擴(kuò)燃燒室流動控制體A3A2AsA4Q24下面分析突擴(kuò)燃燒室的流動規(guī)律。取控制體如圖所示。連續(xù)方程：動量方程：能量方程：引入流量比流量比與空燃比的關(guān)系同樣引入加熱比表示能量的加入，即突擴(kuò)燃燒室流動控制體A3A2AsA4Q24下面分析突擴(kuò)燃燒室78ssl4l4lslseAeAl2l22.04.06.08.000.960.70.20.40.60.801.00.72.04.06.08.000.80.20.40.60.800.30.20.1突擴(kuò)燃燒室典型參數(shù)變化規(guī)律突擴(kuò)總壓恢復(fù)系數(shù)ssl4l4lslseAeAl2l22.04.06.08.0796.4進(jìn)氣道

沖壓發(fā)動機(jī)依靠空氣提供的氧與燃料燃燒才能進(jìn)行有效的工作。因此，如何讓空氣高效率的進(jìn)入發(fā)動機(jī)是沖壓發(fā)動機(jī)首先要解決的問題——這就是進(jìn)氣道設(shè)計。中心錐進(jìn)氣道立體圖6.4進(jìn)氣道沖壓發(fā)動機(jī)依靠空氣提供的氧與燃80中心錐進(jìn)氣道唇口/進(jìn)氣口整流罩/唇罩外罩燃燒室噴管典型沖壓發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)示意圖進(jìn)氣道需要實現(xiàn)的功能包括：擴(kuò)壓、降速、高效（總壓恢復(fù)系數(shù)和動能效率）。中心錐進(jìn)氣道唇口/進(jìn)氣口整流罩/唇罩外罩燃燒室噴管典型沖壓發(fā)81總結(jié)：a）亞聲速流動在收斂通道的流動規(guī)律；b）亞聲速流動在擴(kuò)張通道的流動規(guī)律；c）超聲速流動在收斂通道的流動規(guī)律；d）超聲速流動在擴(kuò)張通道的流動規(guī)律；e）什么是Laval噴管，其流動規(guī)律是什么？f

）什么是擴(kuò)壓器？總結(jié)：82沖壓發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道參數(shù)變化總壓恢復(fù)系數(shù)動能效率

2進(jìn)氣道出口

p2p02V2a1自由流

pap0aVa沖壓發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道參數(shù)變化總壓恢復(fù)系數(shù)動能效率2進(jìn)氣道836.4.1進(jìn)氣道分類6.4.2亞聲速進(jìn)氣道6.4.3超聲速進(jìn)氣道6.4.1進(jìn)氣道分類846.4.1進(jìn)氣道分類按結(jié)構(gòu)分為中心進(jìn)氣道和側(cè)進(jìn)氣道。

中心進(jìn)氣道側(cè)進(jìn)氣道6.4.1進(jìn)氣道分類按結(jié)構(gòu)分為中心進(jìn)氣道和側(cè)進(jìn)氣道。85

按進(jìn)氣道形狀分為錐形進(jìn)氣道、半錐形進(jìn)氣道、二元進(jìn)氣道、下頷式（或下頦式）進(jìn)氣道等。一般二元進(jìn)氣道、下頷式進(jìn)氣道具有較高的升阻比和較寬的攻角適應(yīng)性。

后置四半錐形進(jìn)氣道和雙下側(cè)二元進(jìn)氣道下頷式進(jìn)氣道按進(jìn)氣道形狀分為錐形進(jìn)氣道、半錐形進(jìn)氣道、二元86

按空氣流動馬赫數(shù)分為亞聲速進(jìn)氣道和超聲速進(jìn)氣道。亞聲速進(jìn)氣道主要應(yīng)用在民航飛機(jī)等亞聲速飛行的飛行器上；超聲速進(jìn)氣道主要應(yīng)用在超聲速飛行的飛行器上。不管是亞聲速進(jìn)氣道還是超聲速進(jìn)氣道，都要求空氣以亞聲速速度離開進(jìn)氣道而進(jìn)入燃燒室（超聲速燃燒的沖壓發(fā)動機(jī)除外）。按空氣流動馬赫數(shù)分為亞聲速進(jìn)氣道和超聲速進(jìn)氣道87

每類又可分為外壓式進(jìn)氣道和內(nèi)壓式進(jìn)氣道。外壓式進(jìn)氣道是指壓縮過程發(fā)生在進(jìn)氣道之外的自由流中，內(nèi)壓式進(jìn)氣道是指壓縮過程發(fā)生在進(jìn)氣道的內(nèi)部。返回每類又可分為外壓式進(jìn)氣道和內(nèi)壓式進(jìn)氣道。外壓式886.4.2亞聲速進(jìn)氣道

亞聲速進(jìn)氣道所截獲的空氣在它的整個流道上全是亞聲速的。分為外壓式和內(nèi)壓式兩類。6.4.2亞聲速進(jìn)氣道亞聲速進(jìn)氣道所截獲的89

外壓式亞聲速進(jìn)氣道，其特點是進(jìn)氣道是等截面的，空氣壓縮全部發(fā)生在進(jìn)氣道口1截面的上游（由于沒有固體壁面磨擦，因此，外部壓縮過程是等熵的）；空氣均勻來流不斷減速，為保持流量相等，必然A1>Aa，Aa稱為截獲面積（或捕獲面積）；在進(jìn)口前緣會發(fā)生溢流，故一般不宜用于高亞聲速范圍，因為，其壓縮會產(chǎn)生較大外部阻力。V1Aa進(jìn)口截面A1等熵壓縮外壓式亞聲速進(jìn)氣道示意圖Ma0V0外壓式亞聲速進(jìn)氣道，其特點是進(jìn)氣道是等截面的90

內(nèi)壓式亞聲速進(jìn)氣道，它被用于所有的空氣噴氣發(fā)動機(jī)上。其特點是進(jìn)氣道是截面擴(kuò)張的，A2>A1=Aa，空氣壓縮發(fā)生在進(jìn)氣道內(nèi)部（由于存在壁面磨擦，因此，壓縮過程是不等熵的）；擴(kuò)壓器長度的設(shè)計需要折衷考慮：壓縮過程盡可能緩慢以降低總壓損失從而增加長度（Ma<0.4時擴(kuò)張半角在5°~7°；高亞聲速時還須降低），摩擦損失隨長度的增加而增加從而需要減短長度。A0Ma0V0內(nèi)流A1A2V2內(nèi)壓式亞聲速進(jìn)氣道示意圖返回內(nèi)壓式亞聲速進(jìn)氣道，它被用于所有的空氣噴氣發(fā)916.4.3超聲速進(jìn)氣道超聲速進(jìn)氣道主要有如下幾種類型：a)正激波超聲速進(jìn)氣道；b)收斂擴(kuò)張型超聲速進(jìn)氣道；c)錐形超聲速進(jìn)氣道。6.4.3超聲速進(jìn)氣道超聲速進(jìn)氣道主要有如下幾種類型：92航天飛機(jī)下降過程中產(chǎn)生的激波（速度達(dá)子彈的9倍）航天飛機(jī)下降過程中產(chǎn)生的激波93

正激波超聲速進(jìn)氣道，其特點是進(jìn)氣道是等截面的，它利用正激波的壓縮特性實現(xiàn)超聲速流動的減速增壓。由于穿過正激波總壓會發(fā)生損失，當(dāng)Ma>1.80時，總壓損失急劇增加，因此，該進(jìn)氣道一般適宜于Ma<1.80的低超聲速范圍。正激波超聲速進(jìn)氣道示意圖正激波超聲速進(jìn)氣道，其特點是進(jìn)氣道是等截面的94Ma0>1Ma0>1Ma0>1斜激波正激波斜激波Aa弓形激波溢流AaA1A1AaA1斜激波正激波(a)設(shè)計狀態(tài)激波位于進(jìn)口—臨界(b)增加反壓激波推出—亞臨界(c)降低反壓激波吸入—超臨界正激波超聲速進(jìn)氣道原理Ma0>1Ma0>1Ma0>1斜激波正激波斜激波Aa弓形激波95

收斂擴(kuò)張型超聲速進(jìn)氣道利用收斂擴(kuò)張噴管流動的逆過程實現(xiàn)超聲速流動的減速增壓；（回憶：Laval噴管的流動規(guī)律？）對于固定收斂比的