液体冲压发动机推进技术

1、XXXXXXXX 学报液体冲压发动机推进技术的发展历程袁一超(南京理工大学机械工程学院，南京210094)摘要：液体冲压发动机是采用液体燃料的冲压发动机，是一种构造非常简单、可以发出很大推力、适用于 高空高速飞行的空气喷气发动机。它是超声速、小体积、中远程导弹动力系统的最佳选择。因此世界各军 事大国对冲压发动机都很重视。对国外液体亚燃/超燃冲压发动机的研制历程进行了回顾和论述，提出了冲 压发动机技术发展的主要方向和趋势。关键词：液体冲压发动机；导弹；发展方向；研究进展中图分类号：TJ303.4文献标识码：A 文章编号：5141-010X(2015)-0001-01The Development

2、 Course of Liquid FuelRamjet Propulsion TechnologyYUAN Yi-chao(School of Mechanical Engineering， NUST，Nanjing 210094，China)Abstract: The liquid ramjet engine is a kind of ramjet uses liquid fuels. Its Construction is quite simple with high thrust and applicable to high speed air jet engines. It is t

3、he best choice for the propulsion system of supersonic, small volume, medium-and long-range missile. All the military powers attached importance to the liquid ramjet. Through reviewing and expounding on the development process of liquid ramjet/scramjet abroad， the development trends and directions o

4、f ramjet / scramjet technology were sorted out.Keywords: liquid ramjet； missile； technical direction； research progress冲压发动机没有压气机及涡轮等转动鄞件，是一种 结构简单，经济性较好的发动机。但必须用助推器将它 助推到一定的速度后，冲压发动机才能开始工作。助推 器无论是串联还是并联，都将增大导弹的阻力和重量， 所以冲压发动机在5060年代曾一度受到冷落1。液体冲压发动机包括液体亚燃冲压发动机和液体 超燃冲压发动机。一般而言，亚燃冲压发动机工作马赫 数范围是1.56，而超燃冲

5、压发动机工作马赫数是5以 上2。液体冲压发动机的比冲性能高于火箭发动机。在 马赫数大约高于3时，冲压发动机的比冲高于涡喷、涡 扇发动机。液体冲压发动机经济性比较好，结构简单、 质量轻、推重比高、生产成本较低，适合于大量装备使 用。世界各军事大国都正大力发展冲压发动机技术。多 种整体式冲压发动机已经成功用于战术导弹，并将继续 得到广泛发展。本文主要根据国外冲压发动机的发展历史、研制 进展情况，讨论了冲压发动机技术的发展趋势和方向以 及浅显讨论冲压发动机仿真模型和冲压发动机级间分 离仿真。1国内外冲压发动机发展历程冲压发动机的概念由法国人Rene Lorin在1913年 首次提出3，上世纪该项技术

6、得到了迅猛发展。从技术 层面上讲亚燃冲压发动机主要经历了三个主要阶段。第一阶段为上世纪20到60年代初期，该时期是 冲压发动机由诞生到初步探索应用的阶段。第二阶段为 上世纪60到90年代，是冲压发动机技术长足发展的 阶段，提出了冲压发动机与助推器一体化的设计理念， 称为整体式冲压发动机(IRR)。第三阶段为近年来各国 提出了飞行速度更快、作战距离更远、打击精度更高的 新的巡航弹研制计划。超燃冲压发动机20世纪50年代，美国就开始对 超燃冲压发动机技术进行探索，主要是相关的概念性、 基础性和机理性问题研究。进入20世纪60年代，美 国进入了实用原型发动机的初期研究阶段。至70年代 中期，美国海军

7、、空军和NASA均启动了各自的超燃发 动机原型机项目。这些项目积累了大量进气道设计、超 声速燃烧和整机试验方面的数据和经验。俄罗斯也是上 世纪50年代开始超燃冲压发动机技术研究，并最早进 行了飞行试验(1991年)。半个世纪以来，俄罗斯对超 燃冲压发动机技术进行了持续深入的研究，取得了大量 技术成果，在众多技术领域占据国际领先地位。2冲压发动机技术发展方向一体化程度越来越高。随着冲压发动机导弹发射 平台的改变，对导弹的机动性和操纵性能要求越来越高， 发展为冲压发动机与导弹成一体化构型，助推器与冲压 发动机为非整体式，即助推器既不与冲压发动机共用燃 烧室，也不塞人冲压发动机燃烧室内，而是以串联或

8、并 联方式与导弹弹体相连。这种构型的结构特点是冲压发 动机与固体火箭助推器串联在同一轴线上。随着冲压发 动机研制的进一步发展，冲压发动机与导弹形成一体化 构型，助推器与冲压发动机为整体式，亦即助推器或者 与冲压发动机共用燃烧室，或者将助推器塞人冲压发动 机燃烧室内。图1前苏联和美国早期冲压发动机发展史图2冲压发动机一体化发展实例对超燃冲压发动机或组合循环发动机来说，发动机 与飞行器机体的一体化程度更高，一方面需要兼顾机体 的气动性能和发动机的推进性能，考虑二者的相互影响; 另一方面在结构上将机体和发动机设计为一体。通常将 超燃冲压发动机置于高升阻比下腹部，前体下壁面作为 进气道外压缩段，后体下

9、壁面作为喷管的外膨胀段4。 图3给出了典型超燃冲压发动机的一体化构型示意图。 图4给出了美国FALCON计划5中的飞行器及TBCC发图3超燃冲压发动机与飞行器的一体化示意图图4 FALCON计划的飞行器及TBCC发动机3热防护对液体亚燃冲压发动机来说，早期发动机的飞行速 度较低，导弹或飞行器的外部气动加热带来的热载荷较 低，热防护问题更多的是冲压发动机燃烧带来的热载荷， 采用传统意义上的烧蚀冷却或气膜冷却便可以解决冲 压发动机的热防护技术问题。但是，当马赫数大于4 或4.5时，即对高马赫数的亚燃冲压发动机或超燃冲压 发动机来说，传统意义上的这种热防护策略已变得不现 实，而且也很难再用气膜冷却或

10、隔热材料6，通常的 做法是采用再生冷却和内、外部的热防护方案来转移热 载荷。再生冷却方式是由自带燃料承担或者需要额外的 冷却剂。出于减少飞行器的体积与重量考虑，采用燃料 最好。然而，往往满足飞行任务所需的燃料往往没有能 力吸收所有飞行过程中产生的多余热量，致使需要携带 更多的燃料，或者要带冷却剂。热防护的目标就是合理地满足发动机热量的收支 平衡。对于超燃冲压发动机来说，当前人们对吸热型碳 氢燃料的关注更多，从某种程度而言，吸热型碳氢燃料 的诞生也反映了热防护过程的发展变化。热防护经历 了金属热沉式被动防护、早期循环换热式、涂层、合金 材料、复合材料、吸热型碳氢燃料再生冷却及更为先进 的能量旁路

11、式主动热防护等。目前国内吸热型碳氢燃料 已有试样，综合性能约能满足马赫数6的飞行，但是， 热防护的重担不可能全都落在燃料肩上，需要综合考 虑，比如吸热型碳氢燃料再生冷却+高温合金、或复合 材料+隔热抗氧化涂层的热防护技术。随着亚燃冲压发 动机飞行马赫数的提高，飞行射程的增大，热防护难度 逐渐增大，马赫数增大到超燃冲压发动机工作范围时， 发动机热防护技术就需要通过多种渠道综合考虑。总 之，随着冲压发动机的发展，热防护技术的难度越来越 大。4仿真、试验手段随着计算机和计算技术的发展，数值仿真计算在冲 压发动机研制中的地位和作用越来越明显，各种通用仿 真计算软件，如流场计算软件Fluent， Fas

12、tran和 CFD+等；结构强度计算软件Nastran和Ansys等； 控制系统仿真软件Matlab / DSpace等；液路系仿真软 件AMEsim和EASY5等；优化设计软件Optimus和 iSight等。其发展越来越完善和成熟，在方案论证和方 案筛选中的地位越来越重要。此外，针对冲压发动机的 研制，还研制出了很多的专用设计软件，如法国的 ONERA已经拥有两个工业型流场计算软件ELSA和 CEDRE。发动机模拟实现预防针流程图如图57。为了模拟液体冲压发动机级间分离运动，采用了分区嵌套网格技术进行仿真。网格共分为两个层次: 静止的背景网格和可以相对于背景网格运动的嵌套网 格。由于助推器

13、的分离是一个非稳态过程，因此在计算 过程中，嵌套网格每个时刻都要进行运动计算，并且重 叠的网格之间在每个时刻点都要交换流场信息，而流场 信息的交换主要依靠插值来实现。为简化计算，助推器 的推出过程仅考虑轴向运动，助推器所受的气动力由与 助推器贴体的嵌套网格中的气动参数积分得到。仿真中 助推器网格划分如图68。4牌边界图6助推器网格划分参考文献1宫本泉整体式液体冲压发动机M.推进技术. 1991.12(6):59, 54.GONG Ben-quan. Integrated Liquid Fuel Ramjet Engine. Journal of Propulsion Technology. 1

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