超燃沖壓發(fā)動機的熱力循環(huán)研究

超燃沖壓發(fā)動機的熱力循環(huán)研究鮑文哈爾濱工業(yè)大學(xué)高超聲速技術(shù)研究中心目錄超燃沖壓發(fā)動機循環(huán)和磁等離子化學(xué)發(fā)動機的提出發(fā)動機壓縮系統(tǒng)的進化規(guī)律能量旁路超燃沖壓發(fā)動機性能研究磁控進氣道特性研究高超聲速技術(shù)發(fā)展歷史美國的高超研究進展超燃沖壓技術(shù)：2000-至今美國空軍1995年開始HyTech/HySet計劃，論證馬赫4-8碳?xì)淙剂现鲃永鋮s超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)。據(jù)2007年5月3日報道，采用了HyTECH技術(shù)的燃料冷卻超燃沖壓發(fā)動機X-51A預(yù)計于2008年晚些時候進行試飛并達到馬赫數(shù)6.5的速度。在2002年初，美國海軍發(fā)起HyFly計劃，2005年成功演示驗證了HyFly高超聲速打擊飛行器助推階段的性能，Ma6雙燃燒室。俄羅斯的高超研究進展“冷計劃”(即“Kholod”計劃）

60年代進行超燃沖壓發(fā)動機研究“冷計劃”(即“Kholod”計劃)是對俄羅斯中央航空發(fā)動機研究院(CIAM)和聯(lián)盟設(shè)計局聯(lián)合研制的軸對稱雙模態(tài)高超聲速沖壓發(fā)動機進行試驗。將參試發(fā)動機安裝在C-200(即SA-5)地空導(dǎo)彈的頭部（如圖），從地面發(fā)射，達到預(yù)定的試驗空域，然后高超聲速沖壓發(fā)動機點火。鷹-2-1計劃1993年俄羅斯航天局制定“鷹”計劃，目的是發(fā)展多次往返式航天運輸系統(tǒng)，為二十一世紀(jì)積累技術(shù)和經(jīng)驗。２０１５－２０２０年兩級航空航天系統(tǒng)“МИГАКС”，Ｍ=6兩級開始分離，第一級渦輪沖壓發(fā)動機，第二級采用傳統(tǒng)液體火箭發(fā)動機。２０３０年后完成Ту-2000“鷹-2-1”是“鷹”計劃中高超空天飛機及兩級航空航天系統(tǒng)部分。IGLA計劃研制第二代高超聲速試驗飛行器，飛行速度為6～14馬赫，全長7.9m，翼展3.6m。氫燃料超燃沖壓發(fā)動機由3個模塊組成，總長1.9m，質(zhì)量為200kg。IGLA飛行器已做了大量的地面試驗和風(fēng)洞吹風(fēng)試驗，但尚未進行飛行試驗。

IGLA計劃的主要目的在于驗證Ma＝10-14高超聲速沖壓發(fā)動機工作過程的性能；考核發(fā)動機和機體結(jié)構(gòu)耐熱性；考察全動力和無動力高超聲速飛行動力學(xué)特性；該計劃將通過CFD、地面試驗、飛行試驗對比分析等手段進行。ГЛЛ-31(GLL-31計劃)

試驗氫氣和碳?xì)涑紱_壓發(fā)動機。飛行器的燃料（液氫）為300升。該發(fā)動機已經(jīng)在中央航空發(fā)動機研究院的科學(xué)試驗中心試驗臺上完成了一系列地面試驗，該試驗臺可保證在地面條件下試驗大型的沖壓式空氣噴氣發(fā)動機，速度可達7馬赫數(shù)或更高。專家認(rèn)為，俄羅斯的沖壓式空氣噴氣發(fā)動機方案無論是所用材料和技術(shù)水準(zhǔn)，都超過外國的方案。ГЛЛ-31的基本尺寸：長度7米；起動重量3500公斤；發(fā)動機ГПВРД工作時間30-60cek；起動速度M=2；高超音速范圍M=5—10；飛行高度20—40公里。第一部分

超燃沖壓發(fā)動機循環(huán)和

磁等離子化學(xué)發(fā)動機的提出1高超音速沖壓發(fā)動機所面臨的問題高超音速沖壓發(fā)動機具有比沖高、飛行Ma數(shù)寬、推重比高等特點，是大氣層內(nèi)飛行的理想推進系統(tǒng)。隨著高超音速沖壓發(fā)動機的運行范圍向高速區(qū)擴展，遇到了兩大問題：熱力循環(huán)的冷源溫度逼近熱源溫度導(dǎo)致熱效率難以提高寬Ma數(shù)范圍內(nèi)運行導(dǎo)致各部件參數(shù)協(xié)調(diào)困難1.2磁等離子化學(xué)發(fā)動機（AJAX/Аякс）的發(fā)展吸氣式高超音速推進系統(tǒng)是以空氣為工作介質(zhì)的，它的性能與空氣的氣動特性緊密相關(guān)。隨著推進系統(tǒng)速度的提高，發(fā)動機來流經(jīng)過進氣道中激波的壓縮后溫度已達到了空氣電離的水平。近年來，俄羅斯學(xué)者ValdimirFraishtadt基于發(fā)動機部件的主動熱保護思想提出：大氣中寬范圍內(nèi)運行的高超音速推進系統(tǒng)應(yīng)工作于開環(huán)熱力學(xué)模式。從這一思路出發(fā)，俄羅斯學(xué)者結(jié)合高超推進系統(tǒng)的特殊工作環(huán)境——等離子體，提出了一種新型的高超推進系統(tǒng)——AJAX（Аякс）發(fā)動機。1.2磁等離子化學(xué)發(fā)動機的發(fā)展

磁流體發(fā)電通道和磁流體加速設(shè)備所構(gòu)成的能量旁路系統(tǒng)（繞過燃燒室）實現(xiàn)了推進系統(tǒng)中“能量的再次分配”，以及發(fā)動機能量與外界環(huán)境的交換。1.2磁等離子化學(xué)發(fā)動機（AJAX/Аякс）的發(fā)展作為AJAX發(fā)動機的重要組成部件：磁流體加速器，其在實驗中遇到了效率低、重量和體積大的問題，并未達到預(yù)期的的效果。具體分析表明：在磁流體加速器的緊壁面處存在著哈特曼效應(yīng)（HartmannEffect）——由于受到通道中粘性邊界層的影響，近壁面處的流體速度很低，流體切割磁力線產(chǎn)生的反電動勢明顯小于中心流場，邊界層內(nèi)的電流密度較大，發(fā)熱量大，溫升高。這種現(xiàn)象亦稱為磁流體邊界層電流短路。1.2磁等離子化學(xué)發(fā)動機的發(fā)展哈特曼效應(yīng)（邊界層電流短路現(xiàn)象）的存在使得影響磁流體加速器推進效率的重要因素——管道損耗不斷增加，降低了加速器的整體推進效率。同樣的現(xiàn)象也發(fā)生在磁流體發(fā)電機中，但這種現(xiàn)象對磁流體發(fā)電機的性能并沒有明顯的影響，具體的原因還處于探討之中。AVCOEvert實驗室進行了磁流體加速器的試驗研究。實驗得到的數(shù)據(jù)與理論值進行了比較，結(jié)果表明：在功率較低時，實驗數(shù)據(jù)與期望值大致相符。然而，在功率較高時，由于邊界層增加和焦耳熱的影響，結(jié)果遠(yuǎn)遠(yuǎn)低于期望值。1.3MHD-Arc-Ramjet聯(lián)合循環(huán)的提出充分利用來流的等離子環(huán)境，借鑒AJAX中的能量再分配思路，我們提出一種新型的高超推進新循環(huán)——MHD-Arc-Ramjet聯(lián)合循環(huán)。由磁流體發(fā)電通道和電弧加熱噴管構(gòu)成的能量旁路對氣流的能量進行重新的分配，以期改善發(fā)動機燃燒室的性能，提高推進系統(tǒng)在更寬廣范圍內(nèi)的運行性能，協(xié)調(diào)發(fā)動機部件間的匹配。1.3MHD-Arc-Ramjet聯(lián)合循環(huán)的提出作為能量回注的另一種方式——電弧加熱在空間電推進、地面風(fēng)洞和加熱爐中得到了廣泛的應(yīng)用。電弧加熱有極高的電弧溫度(幾萬度)，可有效的將能量加入到中心氣流中；而流場的邊緣溫度相對較低，有利于噴管冷卻；電弧加熱對氣流電導(dǎo)率的變化不敏感，布置位置靈活、體積小、重量輕、容易實現(xiàn)。由磁控進氣道和電弧加熱噴管所組成的能量旁路系統(tǒng)對高速來流的能量進行分配，實現(xiàn)對燃燒室入口處流場的控制，從而滿足燃燒室入口處速度和燃燒室中加熱比（溫比）的要求。為了進一步的提高發(fā)動機的循環(huán)效率和變工況適應(yīng)性，在尾噴管中采用從前到后布置多個電弧的方式注入能量。對于不同的來流Ma數(shù)和不同的磁控進氣道中能量取出率，選用不同位置處的電弧進行能量的回注。2MHD-Arc-Ramjet聯(lián)合循環(huán)的方案飛行器方案：乘波器方案、軸對稱方案來流的電離方案：平衡電離、非平衡電離磁流體發(fā)電機方案：連續(xù)電極型、霍爾型、分段法拉第型和斜聯(lián)式電弧能量注入方案運行控制方案第二部分

發(fā)動機壓縮系統(tǒng)的進化規(guī)律1.航空發(fā)動機的發(fā)展事實：Ma=0.5~3壓縮過程注入能量渦輪發(fā)動機Ma=3~9壓縮過程絕熱沖壓發(fā)動機Ma>9 壓縮過程取出能量帶有能量旁路的沖壓發(fā)動機問題飛行速度為多少時，應(yīng)該在發(fā)動機壓縮過程中注入、或取出能量；在高超聲速區(qū)域內(nèi)，是否必須采用帶有能量旁路沖壓發(fā)動機的熱力循環(huán)結(jié)構(gòu)；帶有能量旁路沖壓發(fā)動機（特殊的熱力循環(huán)結(jié)構(gòu)）的產(chǎn)生依據(jù)2.1理論知識理想Brayton循環(huán)： 等熵壓縮/膨脹、等壓加熱/放熱?！獙?yīng)于性能極限。為發(fā)動機單位推力；分別為發(fā)動機進、出口處速度；為理想熱力循環(huán)功

2.1理論知識總壓比 的影響：當(dāng) 時，循環(huán)熱效率等于零；當(dāng) 時，加熱量等于零，故循環(huán)功等于零；因此一定存在最優(yōu)值 。溫比的影響：增加溫比會提高循環(huán)功。物理意義非常明顯，提高溫比意味著燃燒室出口總溫增加，加熱量增加，故提高循環(huán)功。

2.1理論知識絕能條件下（ ）， ——過程損失導(dǎo)致熵增，總壓降低；理想/等熵條件下（ ）， ——外界注入能量能夠提高總壓； ——反之向外界輸出能量降低總壓；由吉布斯方程，總溫、總壓的定義的推得，標(biāo)志過程損失的熵增與過程總壓恢復(fù)系數(shù)、過程傳遞/轉(zhuǎn)化的能量之間的關(guān)系可表達為渦輪發(fā)動機的工作范圍下的情況2.2發(fā)動機的性能發(fā)展規(guī)律探討CountryEnginetypeApplication/KAircraftmax(v0)/km·h-1Aircraftmax(Ma0)USAF100-PW-220F-15321643-2.5F110-GE-100F-1629.9~30.41643-2F404-F1D2F117261643-0.92F404-GE-402F/A-18261643-1.8F101-GE-102B-1B26.51643-1.25F110-GE-129-321728--RussiaorUSSRAL-31FSu-272316502430-RD-133MIG-292115362450-D-30F6MIG-312116603000-FranceM53-P2Mirage20009.81533-2.2ChinaPRCTaihang-301747--Taihanggrowthversions--1800--2.2.1渦輪發(fā)動機的性能/壓比需求2.2.1渦輪發(fā)動機的性能/壓比需求Ma=0.5~3下，要實現(xiàn)最優(yōu)壓比就需要額外的諸如能量，來提高總壓比。實現(xiàn)途徑：通過壓氣機向氣流做功2.2.2沖壓發(fā)動機的性能/壓比需求沖壓發(fā)動機的工作范圍下的情況Datalabel/Pa/K149084.366.1152.263.897.0248960170152.273.6112.1348003.173.1152.256.485.8448003.176.0152.258.288.6548003.176.0152.264.497.966.43968203.52369.030.6725.279.9634.398.6399058.973578.0810.2234.448.7494887.63766.3910.4606.848.7554468.44646.91013.1110.348.12718183.38869.91181574479844.36.5637.9121012002264290010.44497.62.2.2沖壓發(fā)動機的性能/壓比需求2.2.2沖壓發(fā)動機的性能/壓比需求在Ma=3~9下，利用進氣道的激波壓縮能夠?qū)崿F(xiàn)最優(yōu)壓比（范圍內(nèi)）下的壓縮，在此無需額外的能量交換。2.2發(fā)動機的性能發(fā)展規(guī)律探討小結(jié)：根據(jù)溫比條件，對應(yīng)于最優(yōu)性能下的最佳壓比值；Ma=0.5~3下，利用額外的能量注入/壓氣機設(shè)備，來實現(xiàn)渦輪發(fā)動機的壓比需求；Ma=3~9下，利用激波壓縮/無需額外的能量注入，即可實現(xiàn)沖壓發(fā)動機的壓比需求；高Ma（Ma>9）下，情況如何呢？2.3帶有能量旁路系統(tǒng)的沖壓發(fā)動機的提出——性能發(fā)展規(guī)律應(yīng)用 最優(yōu)增壓比vs.Tt4 在3000-5000K之間，最優(yōu)增壓比的范圍：300-900更高Ma下，利用激波壓縮所提供的增壓比將大大的超過當(dāng)前技術(shù)工藝條件下所對應(yīng)的最佳增壓比數(shù)值。怎么辦？更高Ma工作范圍下的情況2.帶有能量旁路系統(tǒng)的沖壓發(fā)動機的提出——性能發(fā)展規(guī)律應(yīng)用既然，低Ma下利用額外的能量注入/壓氣機設(shè)備，來實現(xiàn)渦輪發(fā)動機的壓比需求；中Ma下，利用激波壓縮/無需額外的能量注入，即可實現(xiàn)沖壓發(fā)動機的壓比需求；那么高Ma下，就利用能量取出的辦法來降低增壓比?！獑栴}的答案就是這么簡單。2.3帶有能量旁路系統(tǒng)的沖壓發(fā)動機的提出——性能發(fā)展規(guī)律應(yīng)用小結(jié)第三部分

能量旁路超燃沖壓發(fā)動機性能研究1MHD-Arc-Ramjet聯(lián)合循環(huán)的熱力學(xué)模型熱力過程描述：各個過程曲線可以如下：(1－2)前體激波絕熱壓縮和流體減速過程；(2－3)進氣道內(nèi)MHD發(fā)電機將總焓轉(zhuǎn)化為電能和氣流減速過程；(3－4)燃燒室內(nèi)定靜壓和無摩擦加熱過程；(4－5)絕熱膨脹以防溫度超過材料限定溫度的過程；(5－6)電弧裝置將電能轉(zhuǎn)化為氣流焓并提高氣流溫度過程；(6－7)絕熱膨脹以防溫度超過材料限定溫度的過程；(7－8)電弧裝置將電能轉(zhuǎn)化為氣流焓并提高氣流溫度過程；(8－10)尾噴管絕熱膨脹并加速排出氣流過程。

1.1MHD-Arc-Ramjet聯(lián)合循環(huán)的熱力學(xué)模型熱力學(xué)第一定律考慮 此部分通過對熱力學(xué)第一定律的考慮，根據(jù)各過程的能量守恒方程式求解各狀態(tài)點的滯止溫度。熱力學(xué)第二定律考慮 當(dāng)流體通過發(fā)動機時，熵增和滯止壓力的減少將不可避免。所以，對于每一個發(fā)動機過程真實氣動損失（或增加）可以通過滯止壓力比來表達。本次建模，對于發(fā)動機流體通道中MHD裝置的參數(shù)引入了一些新穎的考慮。1.1MHD-Arc-Ramjet聯(lián)合循環(huán)的熱力學(xué)模型在進行了上述考慮之后，我們有足夠的信息來計算含有氣動損失效應(yīng)的發(fā)動機總推力。1.2MHD-Arc-Ramjet聯(lián)合循環(huán)部件建模MHD-Arc-Ramjet聯(lián)合循環(huán)是在沖壓發(fā)動機的基礎(chǔ)上添加了由磁控進氣道和電弧加熱所組成的能量旁路所構(gòu)成的。在此重點介紹磁控進氣道中的物理現(xiàn)象，其他可參考一般沖壓發(fā)動機中的部件模型。其中電弧加熱等效為燃燒室中的能量注入。1.2MHD-Arc-Ramjet聯(lián)合循環(huán)部件建模磁流體動力學(xué)效應(yīng)（電場和磁場對導(dǎo)電流體的作用）包括兩個方面：由電磁體積力引起流體運動狀態(tài)的變化；與導(dǎo)電流體之間的能量交換；

在普通流體力學(xué)方程組的動量方程積和能量方程中引入這兩個源項，就構(gòu)成了磁流體動力學(xué)的基本方程組。1.2MHD-Arc-Ramjet聯(lián)合循環(huán)部件建模磁流體動力學(xué)的基本方程組匯總：連續(xù)性方程：運動方程：能量方程：1.2MHD-Arc-Ramjet聯(lián)合循環(huán)部件建模麥克斯韋方程：(準(zhǔn)靜態(tài)的電磁場)歐姆定律：(準(zhǔn)靜態(tài)的電磁場)1.2MHD-Arc-Ramjet聯(lián)合循環(huán)部件建模這樣一組非定常粘性的三維磁流動力學(xué)方程組，要求得解析解是十分困難的。在這里不但含有復(fù)雜的流體動力學(xué)方程，而且還加上了極復(fù)雜的電磁學(xué)方程。就目前已經(jīng)掌握的數(shù)學(xué)分析知識來看，還不足以精確求解這樣的一組非線性的偏微分方程組。隨著當(dāng)前計算機技術(shù)的提高以及數(shù)值計算水平的提高，在合理的物理模型基礎(chǔ)上求解磁流體方程組已成為可能。1.2MHD-Arc-Ramjet聯(lián)合循環(huán)部件建模為便于工程的實際計算與分析，必須將方程組作適當(dāng)?shù)暮喕⒖紝嶋H應(yīng)用中磁流體發(fā)電分析與設(shè)計方法，對所建立的方程組進行簡化，得到能夠反映磁流體發(fā)電通道中參數(shù)變化規(guī)律的一維方程組:對此方程組進行簡化分析，可得到具有工程應(yīng)用價值的解析解。A=const2.MHD-Arc-Ramjet聯(lián)合循環(huán)熱力特性計算與分析發(fā)動機性能計算發(fā)動機能量取出率特性分析發(fā)動機熱效率分析2.1.1理想條件下發(fā)動機的性能計算理想情況加速器模式的焓取出率η、Ma、比沖Isp三維關(guān)系

理想情況加速器模式的等比沖圖2.1.1理想條件下發(fā)動機的性能計算理想情況加速器模式的焓取出率η、Ma、比沖Isp截面理想情況加速器模式的最優(yōu)比沖2.1.1理想條件下發(fā)動機的性能計算理想情況電弧模式的焓取出率η、Ma、比沖Isp三維關(guān)系理想情況電弧模式的等比沖線2.1.1理想條件下發(fā)動機的性能計算理想情況電弧模式的焓取出率η、Ma、比沖Isp截面理想情況電弧模式的最優(yōu)比沖2.1.1理想條件下發(fā)動機的性能計算2.1.1理想條件下發(fā)動機的性能計算等離子化學(xué)發(fā)動機在Ma＝10左右有很大的優(yōu)勢；MHD發(fā)電機的能量取出率隨著Ma數(shù)的增加在逐漸增大；MHD加速模式和電弧能量注入模式的比沖差別隨著Ma數(shù)的增加而變大；Ma<6時采用等離子化學(xué)發(fā)動機沒有好處；Ma<10階段發(fā)動機的比沖增加速度較快；在同一Ma數(shù)下取得最大比沖時，電弧模式所需取出的能量較MHD加速器模式為??；2.1.2實際循環(huán)發(fā)動機的性能計算

邊界層泄漏5％，電弧效率95％邊界層泄漏45％，電弧效率95％2.1.2實際循環(huán)發(fā)動機的性能計算MHD加速器模式有效比沖僅能維持到Ma12左右，而電弧加熱模式能夠維持到Ma19左右；在極為理想的假設(shè)，即認(rèn)為MHD加速器模式的效率與電弧效率相等時，其有效比沖的維持范圍僅比電弧模式大1個馬赫數(shù)，而這種假設(shè)在現(xiàn)有條件下是不可想象的；考慮到尾噴管邊界層的溫度限制，由于加速器模式的邊界層泄漏較大，其所受限制必然也較大，故加速器模式的比沖下降也更快；2.2能量取出率、磁感應(yīng)參數(shù)的特性分析Ma=12時不同磁場強度下電導(dǎo)率與比沖的關(guān)系Ma=12時不同電導(dǎo)率下磁場強度與比沖關(guān)系2.2能量取出率、磁感應(yīng)參數(shù)的特性分析每個馬赫數(shù)下，取得最大比沖時的磁感應(yīng)參數(shù)和焓取出率對照圖Ma12取得最大比沖時，電導(dǎo)率與磁場強度之間的耦合關(guān)系2.2能量取出率、磁感應(yīng)參數(shù)的特性分析B＝2時電導(dǎo)率隨馬赫數(shù)變化關(guān)系B＝5時電導(dǎo)率隨馬赫數(shù)變化關(guān)系2.2能量取出率、磁感應(yīng)參數(shù)的特性分析B＝8時電導(dǎo)率隨馬赫數(shù)變化關(guān)系B＝10時電導(dǎo)率隨馬赫數(shù)變化關(guān)系2.2能量取出率、磁感應(yīng)參數(shù)的特性分析電導(dǎo)率為50S/m，磁場強度為2T時，不同馬赫數(shù)下的能量取出率（這種情況為目前能夠獲得的情況）電導(dǎo)率為50S/m，磁場強度為4T時，不同馬赫數(shù)下的能量取出率2.2能量取出率、磁感應(yīng)參數(shù)的特性分析取得最優(yōu)比沖時的能量取出率隨馬赫數(shù)的增加而增加，并且增加趨勢逐漸變緩；磁感應(yīng)參數(shù)隨馬赫數(shù)的增加而增加，增加趨勢逐漸變緩；目前常用的電導(dǎo)率和磁場強調(diào)計算所得的能量取出率非常小，對比沖的優(yōu)化作用很微弱；電導(dǎo)率隨著來流馬赫數(shù)的增加而增加；改變磁場強度對能量取出率的影響大于改變電導(dǎo)率對能量取出率的影響，提高磁場強度能夠非常有效地減小對電導(dǎo)率的要求；目前能夠獲得的能量取出率范圍在Ma6-18間為0.05-0.085之間；電導(dǎo)率不變的情況下，磁場強度的提高使得高能量取出成為可能；2.3發(fā)動機熱效率分析馬赫數(shù)、焓取出率與熱效率的三維圖馬赫數(shù)和焓取出率影響下的等熱效率圖2.3發(fā)動機熱效率分析Ma＝9時，焓取出率與比沖關(guān)系Ma＝9時，焓取出率與熱效率之間的關(guān)系2.3發(fā)動機熱效率分析發(fā)動機的熱效率隨著所取得比沖的增加而增加；發(fā)動機的能量取出率并非越大越好，而是存在一個最佳能量取出率發(fā)動機的最優(yōu)比沖以及對應(yīng)熱效率隨著馬赫數(shù)的增加而減少；為了獲得最佳的發(fā)動機效率和比沖，在不同的馬赫數(shù)下需要有不同的能量取出率，并且在Ma<10時能量取出率的變化對發(fā)動機的性能變化影響較大；2.3發(fā)動機的推力分析電離方式/電離能量的影響兼顧到空氣電導(dǎo)率需求和發(fā)動機性能收益，應(yīng)該在最小電導(dǎo)率需求下注入最少的能量，即2.3發(fā)動機的推力分析磁流體發(fā)電通道的結(jié)構(gòu)參數(shù)的影響提高k對推力有利當(dāng)k>0.5，推力基本不再增加2.3發(fā)動機的推力分析能量取出率的影響增加有利于提高增加不利于提高綜合可見，提高，發(fā)動機推力出現(xiàn)了先升后降的趨勢

2.3發(fā)動機的推力分析電弧注入過程的最高溫度的影響2.3發(fā)動機的推力分析進氣道結(jié)構(gòu)的影響/m·s-1/°

/K/N·s·kg-1ConventionalScramjet320015-2.172.69--16-1.903.00-323.45MHD-Arc-Ramjet3200150.022.172.691.95328.47120.083.041.861.99376.672.3發(fā)動機的推力分析MHD-Arc-Ramjet聯(lián)合循環(huán)發(fā)動機相對于傳統(tǒng)沖壓發(fā)動機，在改善發(fā)動機在高速區(qū)內(nèi)的性能，和擴展發(fā)動機的運行范圍方面具有明顯的優(yōu)勢。2.3發(fā)動機的推力分析發(fā)動機推力優(yōu)勢的存在條件第一種描述：第二種描述： 則2.5多級電弧的推力極限分析理論分析表明：提高電弧的數(shù)目，有利于提高發(fā)動機的推力；當(dāng)電弧數(shù)目趨于無窮大時，相當(dāng)于存在無窮多級的電弧微元，每一級電弧微元均在最高溫度下實現(xiàn)無窮小量的能量注入，其過程中溫度的變化量趨于零，發(fā)動機的推力存在極限值；理想情況下AJAX的磁流體加速通道中的能量轉(zhuǎn)換機理和電弧數(shù)目趨于無窮大時MHD-Arc-Ramjet聯(lián)合循環(huán)發(fā)動機中電弧注入過程的機理是相同的，故兩者的推力極限相等2.5多級電弧的推力極限分析算例分析表明：單位推力的增加量隨著電弧數(shù)目的增多而不斷減緩；從發(fā)動機性能增益的角度講，并不是電弧數(shù)目越多越好第四部分

磁控進氣道特性研究MHDflowcontrolforinlet遇到的挑戰(zhàn)：性能保證：進氣道鈍頭效應(yīng)；邊界層轉(zhuǎn)捩；壁面摩擦和傳熱損失；超臨界溢流；激波損失；可操作性保證：進氣道唇口處激波相互作用；激波/邊界層相互作用；隔離段內(nèi)部流動；單點運行下，進氣道設(shè)計能夠滿足性能需求；寬范圍運行時，變幾何進氣道平衡了性能和可操作性之間的矛盾；變幾何進氣道的復(fù)雜性、可靠性和重量值得關(guān)注；MHDflowcontrolforinlet解決途徑：MHD技術(shù)Large-scaleinletflowcontrol 激波位置控制； 隔離段內(nèi)流場控制； 虛擬唇口；Near-surfaceflowcontrol 減小壁面摩擦； 控制邊界層轉(zhuǎn)捩； 控制激波/邊界層相互作用；Leading-edgeflowcontrol 減小摩擦； 唇口處激波/激波相互作用使用非平衡MHD發(fā)電的進氣道控制電離區(qū)限制在一個區(qū)間內(nèi)部:系統(tǒng)結(jié)構(gòu)：使用電子束增強空氣電離磁場控制電離的空氣方向非平衡電離的區(qū)間與磁場結(jié)構(gòu)密切關(guān)聯(lián)。MHD控制進氣道，條件M>MdMHD控制斜激波的方向讓非設(shè)計狀態(tài)的流場象設(shè)計狀態(tài)一樣由磁場的強度和區(qū)域完成控制WithMHDW/OMHDMHD控制進氣道，條件M>MdMHD可以控制斜激波的角度可以控制到象設(shè)計狀態(tài)一樣M=12,Md=10qion=0qion=q1qion=q2>q1W/OMHDMHD控制提高進氣道的系統(tǒng)：