超燃冲压发动机是指燃料在超声速气流中进行燃烧冲压发动机简述

1、超燃冲压发动机是指燃料 在超声速气流中进行燃烧的冲压发动机。在采用碳氢燃料时，超燃冲压发动机的飞行m数在 8 以下，当使用液氢燃料时，其飞行 m数可达到625。超声速或高超声速气流在进气道扩压到位置4 的较低超声速，然后燃料从壁面和/ 或气流中的突出物喷入，在超声速燃烧室中与 空气 混合并燃烧，最后，燃烧后的气体经扩张型的喷管排出。高超声速飞行器（飞行m数超过声速5 倍的有翼和无翼飞行器）是未来军民用航空器的战略发展方向，被称为继螺旋桨、涡轮喷气推进飞行器之后航空史上的第三次革命。超燃冲压发动机是实现高超声速飞行器的首要关键技术，是目前世界各国竞相发展的热点领域之一。目前，国外发展较多的超燃冲

2、压发动机包括亚燃/ 超燃双模态冲压发动机和亚燃 / 超燃双燃烧室冲压发动机。亚燃/ 超燃双模态冲压发动机是指发动机可以亚燃和超燃冲压两种模式工作的发动机。当发动机飞行m数大于 6时，实现超音速燃烧，当马赫数低于6 时。实现亚音速燃烧。目前，美国 、俄罗斯都研究了这种类型的发动机 ，nasa正在进行飞行试验的就是这种类型的发动机。亚燃/ 超燃双燃烧室冲压发动机的进气道分为两部分：一部分引导部分来流进入亚音速燃烧室，另一部分引导其余来流发动机制动原理进入超音速燃烧室。这种发动机适用于巡航导弹这样的一次性使用的飞行器。尽管超燃冲压发动机有许多优势，是高超音速飞行器的最佳吸气式动力，但它不能独立完成从

3、起飞到高超音速飞行的全过程，因此人们提出了组合式动力的概念，这种方案的马赫数范围是015，用于可在地面起降的有人驾驶空天飞机。国外已经研究过的组合式超燃冲压发动机主要有涡轮/超燃冲压和火箭/ 超燃冲压等。这种组合发动机可能成为21 世纪从地面起降的可重复使用的空天飞机的动力。1编辑本段 发展历史用超燃冲压发动机来做推动力并不是一个新概念。国外超燃冲压发动机技术的发展已有50 多年的历史。20 世纪 90 年代，最早的专利 就记录在案了。 60 年代中期，一些超燃冲压发动机已经进行过飞行试验 ，最高速度达到马赫数7.3 。通用电气公司、联合技术公司、马夸特公司、约翰霍普金斯大学apl实验室以及n

4、asa兰利研究中心等研制出典型的氢燃料超燃冲压发动机（相同燃料也用于航天飞机和其他液体火箭助推器）。80 年代中期，美国政府启动了以超燃冲压发动机为动力的国家空天飞机计划。但是，随着冷战结束、财政紧缩，美国政府不得不在1994 年取消这个计划，当时他们已经投资了近20 亿美元。 2004 年， nasa的 hyperx 计划完成，成功地进行了两次氢燃料超燃冲压发动机的飞行试验。这两次飞行都是在单一速度和高度下，持续了数秒。同年末， x43a 超燃冲压发动机试验飞行器创造了马赫数9.6 的记录。美国 空军 正在试图利用下一代超燃冲压发动机技术，在一定速度和高度的范围内加速飞行器，并采用液体碳氢燃

5、料作为发动机的燃料，另外还要用它来冷却发动机。超燃冲压发动机计划还是美国的x-43 超燃冲压发动机，可以在攀升过程中从大气里攫取氧气。放弃携带氧化剂 ，从飞行中获取氧气，节省重量 ，就意味着在消耗相同质量推进剂的条件下，超燃冲压发动机能够产生4 倍于 火箭 的推力。经过几十年间歇式的发展，超燃冲压发动机终于插上翅膀，成为现实。研究人员计划在2007 年、 2008年进行关键的全尺寸发动机地面试验，并在2009 年展开一系列突破技术屏障的飞行试验。目前已从概念和原理探索阶段进入了以飞行器为应用背景的先期技术开发阶段。预计，到2010 年，以超燃冲压发动机为动力的高超声速巡航导弹将问世。到2025

6、 年，以超燃冲压发动机为动力的高超声速轰炸机和空天飞机将有可能投入使用。编辑本段 主要特点一是超燃冲压发动机具有结构 简单、重量轻、成本 低、比冲（单位质量流量推进剂产生的推力）高和速度 快的优点。与火箭发动机相比，超燃冲压发动机无需携带氧化剂。因此，有效载荷更大，适用于高超声速巡航导弹、高超声速航空器、跨大气层飞行器、可重复使用的空间发射器和单级入轨空天飞机的动力。由于有重要的军事和航空航天应用前景，超燃冲压发动机备受世界各国重视。昂贵的试验费用是制约超燃冲压发动机研制的主要因素之一。二是超燃冲压发动机的缺点是在静止 状态下不能自行启动，须用助推方法将其推进到一定速度后才能有效工作，且其低速

7、性能不好。编辑本段 航空航天中的运用喷气式发动机的燃料燃烧需要氧气 ，但大气层外没有足够的氧气来维持燃烧。因此，飞往太空需要火箭推进，还要携带燃料和氧化剂。即使像航天飞机这样当今最先进的发射系统，液氧 和固体氧化剂也占去了发射重量的一半，这才保证了在进入地球轨道 的整个航程中，燃料能持续燃烧。超声速燃烧 冲压式发动机可能是解决方法之一。它简称超燃冲压发动机，可以在攀升过程中从大气里攫取氧气。放弃携带氧化剂从飞行中获取氧气。节省重量，就意味着在消耗相同质量推进剂的条件下，超燃冲压发动机能够产生 4 倍于火箭的推力。经过几十年间歇式的发展，超燃冲压发动机终于插上翅膀，成为现实。研究人员计划在200

8、7 年、2008 年进行关键的全尺寸发动机地面试验，并在2009 年展开一系列突破技术屏障的飞行试验。编辑本段 主要类型经过多年的发展，国外已研究设计过多种超燃冲压发动机的方案。主要包括普通超燃冲压发动机、亚燃/ 超燃双模态冲压发动机、亚燃/ 超燃双燃烧室冲压发动机、吸气式预燃室超燃冲压发动机、引射超燃冲压发动机、整体式火箭液体超燃冲压发动机、固体双模态冲压发动机和超燃组合发动机等。其中，双模态冲压发动机和双燃烧室冲压发动机是研究最多的两种类型。双模态冲压发动机亚燃 / 超燃双模态冲压发动机是指发动机可以亚燃和超燃冲压两种模式工作的发动机。当发动机的飞行m数低于 6 时，在超燃冲压发动机的进气

9、道内产生正激波，实现亚声速燃烧；当m数大于 6 时，实现超声速燃烧，使超燃冲压发动机的m数下限降到3，扩展了超燃冲压发动机的工作范围。hyshot 目前，美国、俄罗斯都研究了这种类型的发动机，俄罗斯 多次飞行试验的超燃冲压发动机就是这种类型的发动机。nasa即将进行飞行试验的也是这种类型的发动机。这种超燃冲压发动机可用于高超声速的巡航导弹 、无人驾驶飞机和有人驾驶飞机。双燃烧室冲压发动机对于采用碳氢燃料的超燃冲压发动机来说，当发动机在m34.5 范围工作时，会发生燃料不易着火的问题，为解决这一问题。人们提出了亚燃/ 超燃双燃烧室冲压发动机概念。这种发动机的进气道分为两部分：一部分引导部分来流进

10、入亚声速燃烧室，另一部分引导其余来流进入超声速燃烧室。突扩的亚声速燃烧室起超燃燃烧室点火源的作用，使低m数下，燃料的热量得以有效释放。由于亚燃预燃室以富油方式工作，不存在亚燃冲压在贫油条件下的燃烧室- 进气道不稳定性。这种方案技术风险小，发展费用较低，较适合巡航导弹这样的一次性使用的飞行器。目前，掌握该技术的主要是美国霍布金斯大学的应用物理实验室。超燃组合发动机尽管超燃冲压发动机有许多优势，是高超声速飞行器的最佳吸气式动力，但它不能独立完成从起飞到高超声速飞行的全过程，因此人们提出了组合式动力的概念。早在50 年代对超燃冲压概念进行论证时，人们就提出了以超燃冲压为主的组合式动力的方案，这种方案

11、的m数范围是015 甚至25。用于可在地面起降的有人驾驶空天飞机。至今，已经研究过的组合式超燃冲压发动机类型很多，包括涡轮/ 亚燃 / 超燃冲压、火箭/ 超燃冲压等。这种发动机将成为21 世纪从地面起降的空天飞机的动力。编辑本段 超燃冲压发动机原理冲发发动机的原理比涡轮喷气发动机的原理发现要早很多，无非就是空气以超音速进入发动机燃烧室与燃料混合点燃，由于其本身的能量，空气已经不需要再压缩，所以可以完全省略涡轮和相关的复杂设计，把喷气发动机的结构最简化。超燃冲压发动机属于冲压发动机范畴。与一般的冲压发动机不同的是发动机进气前与进气后其气流都维持在5 马赫 的高超音速以上。而一般的冲压发动机则需要

12、把气流减速增压。但气流速度一旦达到了5 马赫的高超音速以上时，气流减速增压所带来的高压强高温度会超过发动机材料承受极限。所以解决最好的办法就是以高超音速吸气后经过燃烧后马上高超音速喷出。这样发动机内滞留的静压静温就不会威胁发动机正常运作。而其中超燃冲压发动机关键技术难点之一是点火技术，在高超音速中添加燃料并点火无异于在龙卷风中点燃一根火柴！超燃冲压发动机冲发发动机的原理比涡轮喷气发动机的原理发现要早很多，无非就是空气以超音速进入发动机燃烧室与燃料混合点燃，由于其本身的能量，空气已经不需要再压缩，所以可以完全省略涡轮和相关的复杂设计，把喷气发动机的结构最简化。编辑本段 关键技术燃料的喷射、掺混、

13、点火流过超燃冲压发动机的气流速度始终为超声速，空气流过飞行器体内通常只有几毫秒的滞留时间，要想在这样短的时间内完成压缩、增压，并与燃料在超声速流动状态迅速、均匀稳定地完成低损失、高效率的掺混、点火并燃烧是十分困难的，燃料与空气的掺混好坏直接影响发动机的长度和热负荷。因此，应对发动机尺寸 、形状 、燃料种类、喷注器设计、燃烧机理等多方面的因素进行综合性理论和试验研究。燃烧室的设计由于来流不均匀，超燃冲压发动机的燃烧室的工作非常复杂。因此，燃烧室的设计和试验特别是超声速燃烧过程的研究非常重要。尽管数值模拟技术已发展到了相当高的水平，但这种发动机燃烧室的研究发展还主要依靠试验。高超声速推进系统研究对

14、试验设备的要求很高，要模拟的气动参数变化 范围 大。而且，只有有限的试验可在地面进行，大部分问题必须通过飞行试验解决。一体化设计超燃冲压发动机的机体/ 发动机的一体化设计是非常复杂的技术 ，包括气动力一体化、结构设计一体化、燃料供应和冷却系统设计一体化和调节控制设计一体化。耐高温材料和吸热燃料这两项技术是超燃冲压发动机的基本技术，由于高超声速推进系统极高的热负荷，因此需要耐高温 的陶瓷基复合材料、碳/ 碳复合材料，同时需要燃料在工作过程中完成许多部件的冷却任务。低温液氢是吸引人的燃料和冷却剂，但它的密度太小，需要较大的容积 。对于 导弹 来说，由于机动性和长时间储存要求，需要更合适的吸热燃料。

15、火焰保持器研究人员在工作中进行了标准和并行的设计。如果 sjx611 工作的好，将保持现有的设计不变，但是，如果性能比预想的差，将用sjx612 做替代。热平衡在采用碳氢燃料的超燃冲压发动机中，燃料还作为冷却剂 。达到一个热平衡，使发动机携带的燃料与燃烧所需的燃料量相当是非常重要的。但是，在 鲁棒的超燃冲压发动机 计划下，冷却的燃油需求量可能超出燃烧所需的燃料量，这意味着用于冷却的燃料量将比燃烧消耗的燃料多。这样，热的多余燃料必然堆积在发动机的某处，这将有可能使飞行器的航程受影响。替代的方案是在更低的速度下飞行，以减少达到正确热平衡的热负荷。燃料的喷射在 鲁棒的超燃冲压发动机 计划下，出于结构

16、上的考虑，发动机的流路可能是圆形的或椭圆形的。这将加剧燃料进入燃烧流的问题。解决这个问题的方案是采用在第一级喷射器后有第二级喷射器的串联喷射器，或者采用带冷却的挂架或支柱。但是，由于这些结构有非常高的热负荷，因此也带来了其他一些问题。目前，afrl推进部正在与材料部和darpa 一起工作研究基于陶瓷的带燃油冷却的结构。明年年底将有可能完成这项工作。火焰特性描述研究人员已经在实验室条件下利用非干涉的基于光学的诊断技术在一台运行的超燃冲压发动机种确定了火焰的实际位置以及在核心流中发生的燃烧反应。这些设备用于飞行系统上是有可能的，甚至有可能用于燃气涡轮发动机上。编辑本段 国内外研究现状从 20 世纪

17、 50 年代人们就开始研究超燃冲压发动机，最初的应用目标是单级入轨的飞行器、远程高速飞机和远程高超声速导弹。从 90 年代开始，重点转向巡航导弹用超燃冲压发动机的发展。目前，美国、法国 、俄罗斯、加拿大 、德国、印度、意大利等国都在发展m数 48、射程 1000km以上的巡航导弹用超燃冲压发动机。采用碳氢燃料、m数 38 的双模态超燃冲压发动机已结束地面试验验证，进行了飞行试验。预计，到2010 年，以超燃冲压发动机为动力的高超声速巡航导弹将问世。到2025 年，以超燃冲压发动机为动力的高超声速空天飞机将有可能投入使用。俄罗斯俄罗斯从60 年代开始研究超燃冲压发动机，目标是m数 57 的民用运

18、输机、单级入轨航天飞机和高超声速巡航导弹。俄罗斯中央航空发动机研究院是超燃冲压发动机的权威研究单位，20世纪 80 年代，该研究院与中央空气流体动力研究所等单位合作进行了“冷”高超音速技术发展计划，主要研究试验用矩形和轴对称双模态超燃冲压发动机。 19911998 年，共进行了5 次超燃冲压发动机的验证性飞行试验，飞行m数最高 6.5 ，发动机使用的是氢燃料。其中第2、3 次与法国合作，第 4、5 次与美国合作。据称第二次是最成功的，获得的数据最全。目前，该研究院正在进行速度为67 倍声速的高超声速飞行器用超燃冲压发动机的技术研究，应用目标是军民用高超声速飞行器。目前，该研究院正在研制高超声速

19、有翼飞行器，采用3 台超燃冲压发动机。该项目目前还处在基础研究阶段，其缩比模型已进行了风洞试验。中央航空流体动力研究所是俄罗斯重要的超燃冲压发动机技术研究机构。目前，该研究所正与俄彩虹设计局及德国一些部门合作进行导弹用m数 57 的超燃冲压发动机的研究，这种发动机的进气道呈三级斜面形状，目前已经进行了连接式和自由射流式试验，今后将进行飞行试验。同时，该机构将为俄罗斯空间局（rsa ）的一项飞行试验计划（“鹰”计划）研制m数 614、氢燃料、双模态的超燃冲压发动机。该计划将发展一种与nasa的 hyper-x 相似的机体 / 发动机一体化的高超声速试验飞行器，发动机由三个模块组成，进气道的喷管位

20、于机体下方。目前还未找到合作伙伴。“联盟”航空发动机科研生产联合体是俄航空发动机的重要研制单位，近年来，除为中央航空发动机研究院试制轴对称超燃冲压发动机外，还独立开发试验发动机，该单位设计了m数 56 的双模态冲压发动机，计划在导弹改装的试飞器上进行飞行试验。美国美国是开展超燃冲压发动机技术研究较早的国家，目前nasa 、空军和海军都有自己的发展计划。nasa从 1965 年开始研究超燃冲压发动机技术，目标是有人驾驶飞行器和单级入轨飞行器的动力。1996 年，美国nasa在历时 8 年、耗资30 亿美元的 nasp （国家空天飞机）计划被终止之后，又开始实施投资 1.7 亿美元的高超声速飞行器

21、试验计划（hyper x），研究用于高超声速飞行器（m数10）和其他可重复使用的天地往返系统的超燃冲压发动机与一体化设计技术。b-52 携带的x-51 高速飞行器该计划将对3 架无人驾驶研究机x43 进行飞行试验，发动机采用氢燃料的双模态冲压发动机，机身和发动机采用一体化设计。x-43a 的第 1 次飞行试验发生在2001 年 6 月，不过，试飞以失败告终。 2004 年 3 月 27 日，x-43a在第 2 次飞行试验中成功地达到m数 7 的速度，成为世界上飞行速度最快的以空气喷气发动机为动力装置的飞行器。预计，2004 年 9 月或 10 月，该计划将进行最后一次m数 10 的飞行试验。为

22、保持 nasa高超声速技术的持续发展，nasa计划从 2006 年开始一个适度的 hyper-x 后继计划。新计划将是在x-43a 之后非常低水平的高超声速技术发展计划，将进行基础性的技术研究，发展新的可变几何、能在更大 m数范围工作的超燃冲压发动机。还将重点发展重量更轻、耐高温性能更好的发动机新材料。第一个5 年的工作重点可能是m数 56 的飞行器，第二个 5 年的工作重点是m数 89 的飞行器， 第 3 个 5 年将发展m数 1315的飞行器。计划的目标是经过5 年的发展，技术准备达到能发展真实飞行器的水平。美国空军在50 年代末开始超燃冲压发动机的研究，目标是单级入轨的飞行器。 1995

23、 年，美国空军开始实施高超声速技术计划（hytech），目标是验证能够在m数 48 范围飞行、射程1400km的高超声速导弹用液体碳氢燃料双模超燃冲压发动机的适用性、性能 和结构耐久性。2003 年，该计划完成了世界首台飞行重量的碳氢燃料超燃冲压发动机的地面试验。地面验证发动机（ gde-1）进行了m4.5 和 m6.5 的试验。下一步将发展采用完全一体化燃油系统的gde-2验证机。 2004 年将开始gde-2的首次全尺寸试验。2007 年夏天，一种利用gde-2改型的发动机将开始m数 67 的自由飞行试验，超燃发动机的工作时间为510 分钟。如果成功，接下来将在69 个月后再进行两次飞行试

24、验。该计划将于2010 年结束， 20102015 年，高超声速空对地巡航导弹初步具备作战能力。美国海军的超燃冲压发动机研究始于60 年代初，目标是舰载导弹用发动机。最初设计的超燃冲压发动机采用分模块式进气道、轴对称燃烧室，尾喷管设计考虑了实际气体和粘性的影响。70 年代，海军认为该方案所用燃料态活泼、有毒，不适于舰载导弹，改为使用碳氢燃料的双燃烧室冲压发动机方案。1997 年 5 月，海军提出了高超声速攻击导弹计划。采用m数8 的超燃冲压发动机，射程1000km。海军的超燃冲压发动机一直由约翰霍普金斯大学的应用物理实验室研制，为双燃烧室冲压发动机，2000 年设计和制造了一个全尺寸直连式燃烧

25、室试验件。目前正在进行全尺寸燃烧室的试验。x-43 试验型飞机2001 年，美国darpa 和海军开始了为期4 年的“高超声速飞行验证计划（hyfly ）”，目标是发展最高巡航m数 6、射程 1110km、采用普通碳氢燃料的巡航导弹用超燃冲压发动机。目前正在进行不同飞行状态（m数 6.5 、3.5 和 4）的地面试验。2003 年，作为该计划的主要子承包商，航空喷气公司在 nasa兰利研究中心和空军阿诺德工程发展中心（aedc ）进行了多种速度（ m数 3.5 、4.1 和 6.5 ）和重要状态的自由射流超燃冲压发动机的试验。试验模拟了不同的飞行条件，包括不同的飞行高度 和不同的燃油喷射器结构

26、，取得了巨大成功。今后，该公司将对实际飞行重量的发动机制造方法继续进行研究和评估。在自由射流发动机试验结束后，将进行飞行重量的发动机的地面试验。2004 年将对最终设计进行验证并开始飞行试验，该计划将于 2005 年结束。法国法国自 20 世纪 60 年代以来一直未间断过高超声速技术的研究。1992年，法国政府开始了为期6 年的国家高超声速研究与技术计划（prepha ），目的是通过地面试验，验证m数 48 的超燃冲压发动机的性能，该发动机的发展目标是单级入轨的航天飞机。 小羚羊 （chamois）超燃冲压发动机在相当于m数 6 的速度下进行了多次试验。1999 年，法国武器采购局决定延长pr

27、epha 的研究工作，设立了为期5年的普罗米希（promethee ）研究计划，目的是探讨m数 1.88 的烃燃料变几何亚燃 / 超燃双模态冲压发动机作为一种空射型导弹的动力的可行性，计划总投资6200 万美元。目前，m数 7.5 的超燃冲压发动机试验获得成功，发动机运行了10s。在超燃冲压发动机技术的发展中，法国与俄罗斯、德国开展了合作。其他国家澳大利亚昆士兰大学从1999 年领导了一项国际合作的氢燃料超燃冲压发动机飞行试验计划-hyshot计划。 2002 年 7 月，hyshot 计划的飞行试验成功实现了超声速燃烧，试验m数达到 7.6 。美国、澳大利亚 、德国、 韩国 、英国和日本参与

28、了该计划。日本从 1984 年开始研究超燃冲压发动机技术，已建成可模拟飞行高度35km、飞行速度m数 8 的高超声速自由射流试验台，进行了大量高m数的模拟试验。目前，日本制定了以超燃冲压发动机为动力的单级入轨空天飞机（ sso ）计划，这是一种有人驾驶的可像普通飞机一样起飞和着陆的可载客 10 人的民用飞机，计划到2005 年结束。此外，德国和印度也在超燃冲压发动机技术方面进行了大量的基础性研究。 印度 国防部正在实施的先进吸气式跨大气层飞行器（avatar ）计划，该计划将采用涡扇/ 超燃冲压发动机组合动力。编辑本段 发展趋势由于超燃冲压发动机的巨大的军事及经济应用前景，早在六十年代，美国就

29、开展了与此有关的大规模的研究工作，并逐步完成了发动机样机的建造，验证超燃设计方法的可行性，并且根据实验结果提出了发动机与机身一体化的设计概念，得到了广泛的认可。到八十年代，其中一个重要的研究成果就是所谓的双模态发动机（dual-mode scramjet），它是一种适用于中等飞行马赫数（48）的，既可以进行亚音速燃烧又可以进行超音速燃烧的冲压发动机，拓宽了超燃冲压发动机的应用下限。它是一种环形进气道结构，包括亚音速和超音速两个进气道，在不同的飞行马赫数和燃料当量比情况下，发动机自动实现亚燃和超燃的模态转化。以莫斯科中央航空发动机研究院为首，俄罗斯也进行了大量的超燃发动机的研究工作，到目前为止，

30、已进行了5 次飞行试验，其中4 次获得成功。其他国家也都积极的开展了有关超燃发动机的研究。国内在这一领域的研究已经起步，进行了一些基础性的实验和数值模拟研究，并且准备开展超燃冲压发动机的初步设计工作。借鉴国外的研究经验，中国 先进行低马赫数下，采用普通航空 煤油的超燃冲压发动机研究，技术难度相对较小，且具有很好的可行性和很强的实用性，有望在不远的将来研制成功中国的高超音速巡航弹用超燃冲压发动机，服务于我军的国防现代化。超燃冲压发动机从中国国情看，中国已实现载人航天飞行，建立太空空间站和登月计划正有条不紊地实施，光学、雷达侦察卫星技术有相当发展，北斗卫星定位导航系统已投入使用，目前正和欧盟联合开

31、发伽利略全球卫星定位导航系统，而且在上个世纪九十年代中国就研制出c101、c301 以冲压喷气发动机为动力的超音速反舰巡航导弹；中国的科技实力在世界上也称得上科技大国了，中国研发超燃冲压发动机还是具备一定人才 、技术条件和技术储备的。航天飞机的极速梦想，有一天将以低于当今火箭的费用，把人员和货物送入太空。而这个梦想将建立在超声速燃烧冲压发动机的成功之上。为了让超燃冲压发动机达到高超声速飞行，世界上许多研究小组正在努力克服巨大的技术挑战。本文的讨论将集中在美国空军和普惠公司( pratt & whitney）的高超声速技术（hytech）超燃冲压发动机计划上，这是我最熟悉的计划之一。另外

32、，还有大量研发工作在美国海军、美国国家航空航天局（nasa ）、美国国防部高级研究项目局（darpa ），以及澳大利亚、英国、日本 等地展开。国内目前这方面研究重点单位主要有哈尔滨工业大学，北京航空航天大学，西北工业大学等，并且为中国培养了一大批这方面的基础人才，相信不久的将来随着技术的成熟，超燃冲压发动机将会有更广阔的应用。编辑本段 发动机二行程发动机的每个工作循环，是在曲轴旋转一周即360 度，活塞上下两个行程内完成的。二行程柴油机的工作过程和二行程汽油机相似，不同的是：进入柴油机气缸的是纯空气。由于二行程柴油机的经济性差且排污严重，近几年在汽车上已趋淘汰。在此仅介绍二行程汽油机的工作原理

33、。二行程发动机的工作原是一种用曲轴箱换气的二行程化油器 式汽油机的工作原理示意图。发动机气缸体上有三个孔，即进气孔、排气孔和换气孔，这三个孔分别在一定时刻由活塞关闭。进气孔与化油器相通，可燃混合气经过进气孔流人曲轴箱，继而从换气孔进入气缸；而废气 则从排气孔排出。其工作循环包含两个行程：1. 第一行程活塞自下止点向上移动，三个气孔被关闭后，在活塞上方，已进入气缸的混合气被压缩；而活塞下方的曲轴箱内因容积增大，形成一定的真空度，在进气孔露出时，可燃混合气自化油器经进气孔流人曲轴箱内。2. 第二行程活塞压缩到上止点附近时，火花塞跳火点燃可燃混合气，高温高压的燃气膨胀，推动活塞下移作功。活塞下移作功

34、时进气孔关闭，密闭在曲轴箱内的可燃，混合气被压缩；当活塞接近下止点时排气孔开启，废气冲出；随后换气孔开启，受预压的可燃混合气冲人气缸，驱除废气，进行换气过程。此过程一直进行到下一行程活塞上移，三个气孔完全关闭为止。总之，活塞上行时进行换气、压缩曲轴箱进气；活塞下行时进行作功飞压缩曲轴箱混合气、换气。从以上四行程和二行程发动机的工作循环可以，看出，二行程发动机具有以下特点：(1) 曲轴每转一周(360 度) 就有一个作功冲程，因此，在理论上相同排量的二行程发动机的功率，. 应等于四行程发动机的两倍。(2) 和四行程发动机相比，由于作功频率 较快，因而运转比较均匀涡轮增压发动机(turbo) 。平

35、稳。(3) 结构简单，使用维护方便。但是，由于二行程发动机换气过程中新鲜气体损失较多，废气排放较差。因此，实际上二行程发动机的功率并不等于四行程发动机的两倍，而是 1.5 1.6 倍左右。 由于这个缺点， 二行程汽油机在一般汽车上很少采用，仅在摩托车、少数微型汽车及其他工程机械 上应用。燃气涡轮发动机（ gas turbine engine或 combustion turbine engine）或称燃气轮机，是属于热机的一种发动机。 燃气轮机可以是一个广泛的称呼，基本原理大同小异， 包括涡轮喷射引擎等等都包含在内。而一般所指的燃气涡轮引擎，通常是指用于船舶（以军用作战舰艇为主）、车辆（通常是体

36、积庞大可以容纳得下燃气涡轮机的车种，例如坦克、工程车辆等）、发电机组等的。与推进用的涡轮发动机不同之处， 在于其涡轮机除了要带动压缩机外，还会另外带动传动轴， 传动轴再连上车辆的传动系统、船舶的螺旋桨或发电机等。目录简介基本原理应用常见问题简介基本原理应用常见问题展开编辑本段 简介燃气涡轮发动机（gas turbine engine 或 combustion turbine engine ）或称燃气轮机lycoming t-53 燃气涡轮机，是属于热机的一种发动机。燃气轮机可以是一个广泛的称呼，基本原理大同小异，包括涡轮喷射引擎等等都包含在内。而一般所指的燃气涡轮引擎，通常是指用于船舶（以军用

37、作战舰艇为主）、车辆（通常是体积庞大可以容纳得下燃气涡轮机的车种，例如坦克、工程车辆等）、发电机组等的。与推进用的涡轮发动机不同之处，在于其涡轮机除了要带动压缩机外，还会另外带动传动轴，传动轴再连上车辆的传动系统、船舶的螺旋桨或发电机等。编辑本段 基本原理组成燃气涡轮机 主要由压缩机（compressor ）、燃烧室（combustion chamber）、涡轮（ turbine）等部分构燃气涡轮喷射机引擎的图示。成。新鲜空气由进气道进入燃气轮机后，首先由压缩机加压成高压气体燃气涡轮发动机原理图，接着由喷油嘴喷出燃油与空气混合后在燃烧室进行燃烧成为高温高压气体，然后进入涡轮段推动涡轮，将热能转

38、换成机械能 输出，最后的废气由排气管排出。而由涡轮输出的机械能中，一部分会用来驱动压缩机，另一部分则经由传动轴输出，用以驱动我们希望驱动的机构如发电机、传动系统等。压缩机压缩机的功用是对气流做功，以提高气流的压力。一般燃气轮机的压缩机通常有轴流式和离心式两种电脑模拟。轴流式压缩机会有许多的叶片，形状类似螺旋桨叶片，但是分为“静子”（ stator）与“转子”（rotor）两种。转子就像螺旋桨一般地旋转，在旋转的过程中将气流向后推，这时气流的压力就会提高，温度也会升高。静子的功用是将因为转子的作用而产生旋转的气流导引回轴向，以正确的角度进入下一组转子。通常是一组转子和一组静子交互配置，而一组转子

39、和静子就称为一级。离心式压缩机则是利用叶轮旋转时产生的离心力将气流向外推，而产生加压的效果。一级的离心式压缩机就能有数级轴流式压缩机的压缩比，对于较小型的燃气轮机来就是不错的选择，但是由于气流是向外辐射，必须以大幅弯曲的通道折回内部，故能量的耗损也较大。压缩比是压缩机的主要性能指标，指的是气流压力在加压后与加压前的比，通常压缩比较高的燃气轮机，效率也较高，但是气流在压缩过程中温度会上升，考虑到涡轮所能承受的温度有一定的限度，压缩比太高反而不好。理想的压缩过程应该是等熵过程，但是实际上压缩后的气流的温度和熵都会大于理想值，压力则低于理想值，而压缩机的效率则定义为公式其中 c 代表压缩机效率，h1

40、 代表气流进入压缩机之前的焓，h2i 代表理想状况下气流离开压缩机时的焓，h2a 代表实际状况下气流离开压缩机时的焓。依据 热力学定律 ，压缩机效率不可能大于1。燃烧室涡轮电脑模拟燃气轮机通常使用轴流式涡轮，构造上与轴流式压缩机相似，同样是一组定子与一组转子燃气涡轮发动机合称为一级。涡轮叶片与螺旋桨及飞机机翼相似，气流流过时产生作用力，对转子叶片作功而使其转动，而能将气流的能量转换成机械能输出，因此气流在通过涡轮后，温度与压力都会下降。与压缩机不同的是，涡轮的目的是将气流的能量转换为机械能，因此叶片的形状与压缩机会稍有不同，重视的是气流通过时能产生的作用力，与飞机机翼希望升力大而阻力小的要求类

41、似。涡轮叶片直接受到高温高压气流的冲击，为了提高燃烧温度以提升燃气轮机的效率，涡轮叶片必须使用耐高温、在高温下仍保有高强度及寿命的耐热材料制成。叶片结构上也常使用一些特殊设计，例如常见的作法是将叶片设计为中空，然后将冷空气或冷却液导入内部，在叶片内部流动时可以产生冷却效果，还有在表面设计许多小孔喷出冷空气，随着空气流动而覆盖整个叶片，阻隔以避免高温空气直接冲击叶片，以达到保护的效果。与压缩机相同，理想的涡轮应该是等熵过程，但是实际上通过涡轮后气流的温度和熵都会大于理想值，涡轮的效率定义为：公式其中 t 代表涡轮效率，h3 代表气流进入涡轮之前的焓，h4i 代表理想状况下气流离开涡轮时的焓，h4

42、a 代表实际状况下气流离开涡轮时的焓。依据热力学定律，涡轮效率不可能大于1。编辑本段 应用喷射引擎现在的中大型飞机几乎都使用涡轮发动机做为动力来源，因其体积较小而输出动力大，更重要的是没有螺旋桨在高速时所会遭遇到的音障问题，因此也是一般超音速飞机的唯一选择（只有少数机型会使用冲压喷射引擎或火箭）。由于是使用于直接推进，以喷出高温废气的反作用力产生推进力，因此在设计上会尽量缩小涡轮段的能量转换及损耗，只输出驱动压缩机及发电机等附件所需的功。微型燃气涡轮辅助动力单元大型飞机上除了主引擎外，通常还会装设一具小型的燃气轮机，即称为辅助动力系统（auxiliary power unit，apu ），用以

43、在主引擎尚未启动时提供液压、发电、空调等的动力需求，也可以用来启动主引擎。飞机上的 apu通常是不具推进力的，而某些船舰也有称为副推进单元（auxiliary propulsion unit）的装置，但这种apu是为了在无法使用主轮机时用做备用轮机推供推进力的。微型燃气涡轮引擎微型燃气涡轮也可以称为：交流涡轮microturbine (该名称已经被顶石涡轮公司注册商用) 燃气涡轮发动机turbogenerator (该名称已经被霍尼韦尔电力公司注册商用) 微型燃气涡轮本质上是瞄准分布式发电和气电共生用途. 也是混和动力车的重点科技之一 . 商用中从一千瓦到数十数百千瓦功率都有市场潜力. 成功之

44、处也得利于电子学 的变革，包含无人运作和公用电网电脑化. 电力切换调度科技可以使得发电来源不必和电网绑死. 使得发电机可以加入涡轮构造并提供2 倍的效能 . 因为微型燃气涡轮引擎有许多优点超越传统往复式发动机，可以产生更高能量密度效率( 与重量和尺寸相关)，极低的热辐射和极少的移动部件使其容易维修。还可以省下空调所需的润滑油和冷媒 . 通常涡轮也能更有效降低废热消耗，同时也能省下冷却系统的耗能. 但是，活塞引擎发电机对需电量变化的反应比较快、而且活塞引擎通常比较有效率虽然说微型燃气涡轮引擎的效率正在增加。相较于活塞引擎、微型燃气涡轮引擎的效率在低输出状态时下降更多。微型燃气涡轮引擎接受多种燃料

45、，例如汽油 、天然气 、 丙烷 、柴油 、煤油 ，也可以利用可再生燃料，例如e85酒精汽油、 生物柴油 及生物气体 .另外一大好处是可以用氢为动力燃料，就像目前热门的燃料电池，可以从水中分离的氢作为来源。但是缺点是易燃，使得这种便携式装置未来可能不能带上飞机或其他敏感场所。微型燃涡机使用单段式压缩机 设计，但是单段式涡轮机件比较难生产因为必须承受高温高压下运作。废热可以用来提供热水、暖气、干燥用途或吸收式冷却法这是一种不利用电能而是热能提供冷气的方法。典型的燃涡机效率约25 到 35%。但是连上废热发电系统( 气电共生 )系统时，可以提升到80% 。燃气涡轮发动机麻省理工学院 1990 年代中

46、期开始公厘尺寸燃涡机研发专案由航太教授alan h. epstein带领开始研拟个人用的燃涡机可以达成所有现代电力需求，就像目前一些小型都市用的大型发电用燃涡机一样。 epstein教授说目前商用可充电锂离子电池只约有120-150 wh/kg能量比， 麻省理工学院的公厘尺寸燃涡机已经可以达成500-700 wh/kg能量，也有极大希望在不久的将来达成1200-1500 wh/kg 。澳大利亚发明家开始研究这种微电机系统科技(mems) 为便携式装置供电的可能性 . 这种系统使用氢或丁烷 为燃料以达到超高速的2 百万 rpm 转速。这种燃气涡轮引擎的制造采用芯片产业的科技，而且大多以硅为原料。这种燃气涡轮引擎可以接上发电机来提供电力。编辑本段 常见问题在汽轮机运行过程中，汽轮机渗漏 和汽缸变形是最为常见的设备问题，汽缸 结合面的严密性直接影响机组的安全经济运行，检修研刮汽缸的结合面，使其达到严密，是汽缸检修的重要工作，在处理结合面漏汽的过程中，要仔细分析形成的原因，根据变形的程度和间隙的大小，可以综合的运用各种方法，以达到结合面严密的要求。汽轮机汽缸漏气原因：1汽缸是铸造而成的，汽