涡轮冲压发动机

1、涡轮冲压发动机众所周知，在超音速领域中，冲压发动机的热效率优于其它可能的吸气式发 动机。冲压发动机比冲高，结构简洁，它获得了广泛的应用。在我们我国，钱学 森和梁守磐教授建议和领导了冲压发动机的进展工作。在60年月就乐观着手进 展了液体燃料冲压发动机。现在有几种液体燃料冲压发动机和固体火箭冲压发动 机已经研制胜利，某些发动机已用于低空超音速反舰导弹上。在讨论整体式液体 燃料冲压发动机方面已获得重要进展o液体燃料冲压发动机曾研制了不同类型的 高空、低空弹用冲压发动机。超群音速吸气式组合发动机的概念讨论和可行性讨论正在进行，目的是找出 吸气式组合推动系统的最正确类型。超音速燃烧的讨论工作正在开展。对

2、于获得超 群音速的飞行来说，冲压发动机是比拟优秀的选择。美国冲压发动机的试验，马 赫数8-10。但是，我们也留意到，试验飞行器被带到高空投放后，飞十几秒钟， 燃料也没了。可见这种发动机，耗油率特别大，工作时间特别短，燃烧效率也不 高。而现在的航空涡轮发动机，燃烧效率一般都到达了 90%以上，主燃烧室的 燃烧效率甚至会到达在98到99%0而这种冲压发动机，燃烧效率在60%到70%左 右，铺张了许多的燃料，工作时间也特别短。 因此，北航的高歌教授认为：采 纳新的涡轮发动机原理以后，完全有可能在一个比拟短的时间内，获得推重比 20的新型航空涡轮发动机,并以此来实现音速4-5倍的飞行器。由于现有冲压发

3、 动机或者脉冲震爆发动机有局限性，比方冲压发动机不能从地面起飞，不能0 速启动。而他认为新一代的涡轮发动机能够把这个飞行器的马赫数到达4-5,可 以和冲压发动机竞争。将来的涡轮发动机，它也是要充分采用冲压的效果,但是， 这个涡轮发动机本身新的原理以后，它的应用零件可以削减70%o在研制中，我们也遇到了许多问题，一个重要的问题是进气道。进展了几种 类型的进气道，诸如带有单锥的外压式进气道、多激波进气道、侧面进气道、等 熠进气道等。另一个重要问题是燃烧室。讨论了不同类型的燃油喷嘴、喷油杆、 V型槽稳定器、预燃室，以及气膜冷却方法。在上述讨论工作的基础上，冲压发 动机H型获得胜利的进展，该发动机在超

4、音速和低空工作，性能如下：飞行速度Ma=2. 0;起动速度Ma=l. 51. 8;高度H=0. 10. 5km;发动机直径D=440mm;相对进 口面积Al=0. 40;相对喉道面积Ah=0. 80;相对出口面积A4=0. 95。冲压发动机II 型发动机设计特点如下：.使用带有中心锥的外压式进气道使用的进气道中心锥半角为25。在结 尾正冲波后，燃烧室进口马赫数约为0.2。亚音段当量扩张角为7。36,。进一 步的讨论说明，经过优化设计，可将当量扩张角提高到9。36,，总压恢复系数 仍保持不变，这样可以显著缩短燃烧室长度。阅历说明，在进气道设计中，要避 开结尾正激波和中心锥支板的相互干扰，否那么将

5、诱发燃烧振荡。.使用带有旋流器的预燃室。预燃室流量大致为发动机总流量的1%。在起 动中预燃室的混合比接近化学恰当比，在起动后，混合比显著下降，在预燃室设 计中要考虑混合比的变化。使用双喷嘴环和V型槽稳定器发动机使用双喷嘴用环, 喷嘴环上匀称装有离心式喷嘴。燃油浓度的分布对发动机的工作有显著影响，燃 油在燃烧室中匀称分布，有利于提高燃烧效率；适当提高燃烧室中心浓度，有利 于发动机起动。燃烧室中装有两个环形V型槽火焰稳定器。火焰稳定器在燃烧室 中的布置直接影响发动机的工作。火焰稳定器安置不当，点火延迟时间拉长，甚 至发动机不能起动。通过工业电视，可以清晰地看到，在起动过程中火焰稳定器 之间的火焰传

6、递。.使用气膜冷却。燃烧室火焰筒用气膜冷却，采纳三段火焰筒，以提高气膜 冷却效果。在火焰筒上开有小孔，以削减发动机振动。冲压发动机在地面上进行 了充分的试验。主要设施有冲压发动机高空直连式试车台、冲压发动机自由射流 试车台、涡轮泵试验台、离心泵试验台、进气道试验风洞等。高空直连式试车台 主要是模拟冲压发动机燃烧室进口气流参数，考查燃烧室和尾喷管工作性能。在 高空直连式试车台上进行了冲压发动机本体性能试验、起动试验、结构考核试验、 长时间工作试验、发动机和涡轮泵、调整器的联合工作试验、模拟飞行弹道的冲 压发动机联合工作试验等。这一高空直连式试车台模拟高度可达30km,模拟飞 行马赫数可到达4,具

7、有先进的测试设施。冲压发动机自由射流试车台向冲压发 动机供应超音速自由射流进气条件，模拟发动机空中工作的来流速度、环境压力 和温度，通过自由射流试验可以确定发动机典型工作状态的性能。在实际飞行中， 飞行器常以某种攻角飞行。自由射流试验台设有攻角机构，模拟有攻角的飞行状 态，确定攻角对发动机性能的影响。在自由射流试车台上进行了冲压发动机流量 系数标定试验、临界推力和喘振边界试验和发动机鉴定试验。冲压发动机n型的 飞行试验获得胜利。结果说明，发动机的飞行性能与地面试验的结果是全都的。.进气道。4个进气道对称环绕安置在燃气发生器四周。在飞行中进气道以 超额定状态工作。.富燃推动剂。发动机使用丁羟富燃

8、料推动剂，配方中含有高氯酸氨、铝、 镁等成分。.燃气发生器。固体燃料在燃气发生器中燃烧后产生富燃气，从12个喷嘴 中排出，然后富燃气与来流空气在后燃室中进行混合。.后燃室。固体火箭冲压发动机使用双功能后燃室。在发动机开头工作时， 后燃室中装有固体平台推动剂，作为火箭的加速器使用。加速器工作后使火箭具 备进行工况转换的速度。完成转换后，后燃室被用作富燃气与空气燃烧的燃烧室， 亦即以冲压发动机的方式工作。.工况转换。在后燃室中设有压力继电器，当后燃室中压力降到预定值时， 压力继电器工作，起爆加速器喷管释放机构的爆炸螺拴，随之加速器喷管、燃气 发生器喷嘴盖和进气道罩均脱落，后燃室转换为冲压状态工作。

9、在地面完成了固 体火箭发动机的试验，并胜利地进行了飞行试验。试验结果说明，比冲已到达 6500m/So整体式液体燃料冲压发动机本文简要介绍突扩燃烧室和燃烧室气流可 视化的讨论工作。.突扩燃烧室的进展。进行了液体燃料侧面突扩燃烧室的讨论，试验中使用 直接加热器加热，试验条件为总压P=0.75MPa,总温T=373473K。在进展突扩 燃烧室的初始阶段，曾采纳方案R,突扩比为A/A=l. 53。当喷管面积比为A/A=O. 55, 燃烧室可以顺当起动。但当A/AR.75时，在热试中燃烧室发生剧烈的振动。分 析后觉察，在进气道出口形成了局部超音速流，因此引起了燃烧的不稳定，甚至 于有时燃烧室不能起动。

10、为了改善燃烧室的起动性能，在方案R的基础上，提出了方案M,增加了其次股进气管道，装于燃烧室两测，并与原进气道相连接，结 构参数如下：A/A=O. 61;A/A=0. 24;A/A=0. 75;L/d=4o热试结果说明：a.在方案 M中，燃烧室头部突扩比保持不变，但降低了燃烧室的气流速度，因此易于在大 喷管面积比条件下起动。b.有了其次股进气流的注入，消退了燃烧振荡，并获得 了较高的燃烧效率。c.在其次股进气流中添加燃料，扩大了火焰稳定极限的范围 (a =0. 772. 20) o突扩燃烧室的流淌显示，在水洞中进行了旁侧突扩燃烧室模 型的流场讨论。为了显示便利和避开流淌畸变，设计了方形透亮突扩燃

11、烧室的模型。考虑到燃烧室的对称性，模型设计为燃烧室的半部，仅带有一侧 进气道，其次股进气管道设计为可拆卸局部。a.不带其次股进气管道的旁侧突扩 燃烧室模型的流场图形燃烧室流淌的总图形包含两个基本区：停留在燃烧室底部 区的受限涡。两个螺旋涡串以相反方向旋转，被称作螺旋涡对，由于侧面突扩台 阶的影响，从进气道出口沿两边向下游移动。随着射流的移动，两螺旋涡串渐渐 相互碰撞，乃至融合在一起。最终旋涡破裂成许多小涡。看来螺旋涡对于燃烧室 的性能起着重要的作用。b.带有其次股进气管道的旁侧突扩燃烧室模型的流场图 形示出，由于主流的冲击，其次股射流顺流淌方向弯曲。同时，主流中的涡对也 被其次股被弯曲的射流加

12、强，保持了强旋转特性。比拟带有和不带有其次股进气 管道的旋流，可明显地觉察，其次股气流的注入加强了螺旋涡的旋度，使其稳定 性增加。这就是当装有其次股进气管道时，能使燃烧室在大喷面积比下保持稳定 燃烧的重要缘由。超音速燃烧讨论目前，超音速燃烧的试验讨论工作主要集中在 混合和燃烧方法上。.加强混合讨论。为了加强混合，Northam等人提出了后掠斜坡喷嘴，在 坡基上安放喷嘴喷管，这种方式可产生旋涡脱落，使气流局局部别，藉以增加混 合。进行了与上述后掠斜坡喷嘴相像的试验，喷嘴置于等面积燃烧室管道中，这 时流淌为收缩流淌。热试说明，当燃烧热释放达某一水平，燃烧室会发生堵塞。 为了避开堵塞，设计了扩张的后

13、掠斜坡喷嘴，这样燃烧室中形成扩张流淌。为了 增加燃料穿透深度和增加混合，使燃料喷射方向与主流呈适当角度，并采纳不完 全膨胀喷射燃料。模型气流参数为：主流马赫数Ma=23;氢燃料马赫数主流当地温度T=12002000K;当量比巾=0. 21. 2。为了检查液体射流引起的振 荡冲波对增加混合和燃烧的影响，在后掠斜坡喷嘴前方11mm和下游54mm处安置 了液体喷嘴。试验结果说明：a.使用扩张型后掠斜坡喷嘴，随着氢当量比的增加， 燃烧室压力增加，得到了较高的燃烧效率，有效地解决了燃烧室的堵塞问题。b. 使用液体喷嘴喷射煤油时，煤油射流引起的振荡冲波加强了氢与空气的混合，燃 烧室压力提升。当用水替代煤油

14、，在同样的喷射条件下，混合增加的效果不明显。双模态超 燃冲压发动机模型试验当飞行马赫数Ma6,超燃冲压发动机具有良好的性能。 人们力图把亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机结合起来，因而产生了双模态冲压 发动机，这样，估计可以使低马赫数极限降到Ma=3. 5。模型试验采纳扩张型后 掠斜坡喷嘴。双模态燃烧在超燃烧室中进行，该模型由等直段、扩张段和扩大的 等直段组成。喷嘴分别放置在x/h=O、x/h=6.2和x/h=2L3等处。从进气局部到 燃烧室底部均设有静压测点。试验结果说明：a.藉助于合理设计燃烧室段和变换 燃料喷射位置，实现了双模态燃烧。b.合理设计燃料喷射位置可以提高燃烧效率, 降低总压损失。

15、吸气式组合发动机进行了二级入轨空天飞机使用的吸气式组合发 动机的概念讨论。对涡喷和冲压发动机组合的方案作了论证。涡喷或涡扇发动机 将飞行器加速到马赫数3. 5,然后冲压发动机接力到达马赫数6. 5以上，一、二 级实行分别，使用火箭发动机实现轨道器入轨。原那么上有两种涡轮冲压方案串 联和并联。在串联方案中，空气流一局部环绕压气机流淌，进入冲压燃烧室。在 高速飞行时，压气机停止工作，同时还要防护来自进气的高温，设计防护涡喷发 动机的热防护结构将是一个关键技术问题。在并联方案中，涡喷和冲压发动机分 别定位，这将易于隔离涡喷发动机。并联方案也易于实现涡喷和冲压发动机的流 量匹配。并联方案的支配有可能使

16、迎风面积有所增加。我们讨论了以下涡喷冲压组合的概念。a.带有燃气发生器的空气涡轮冲压发 动机空气涡轮冲压发动机包括压气机、燃气发生器、涡轮和冲压发动机局部。飞 行器将携带燃料和局部氧化剂。氧化剂的消耗使这种发动机的比冲比其他吸气式 组合略低。b.空气泯轮冲压发动机，在这种发动机中，使用液氢作燃料，可以得 到满足的比冲。c.回热式涡轮冲压发动机在这种发动机中，以经过换热的氢作为 能源，驱动涡轮，为风扇供应动力。经过涡轮的氢在燃烧室和冲压燃烧室中燃烧。 燃烧室中设有换热器，用氢进行换热，因此这一方案的难点是高效轻质换热器的 设计。在以上的方案中，倾向于其次种方案，空气涡轮冲压发动机有盼望获得高 推

17、重比和高比冲。动力方案对于空天飞机是至关重要的。在这一领域中，各种设 计思想特别活跃，消失了各种组合发动机方案，例如以火箭发动机为基础的组合 发动机循环RBCC,就是值得留意讨论的一种方案。估计空天飞机的动力装置仍 将需要经过较长时期的概念讨论，经过深化的思索和讨论，确定最正确的循环。结 论在各种喷气发动机中，冲压发动机是仅有的可在高速条件下供应高比冲的发动 机。它适用于无人驾驶飞行器、靶机、导弹等装置上。在我们我国已胜利地进展 了液体燃料冲压发动机、固体火箭冲压发动机。在讨论整体式液体燃料冲压发动 机方面取得重要进展。今后的方向是改进燃烧性能，进展高密度燃料和先进的掌 握系统。超群音速组合发

18、动机，如涡轮冲压发动机、RBCC等有可能用于二级入 轨或一级入轨的空天飞机上。为了查找既有高比冲，又有高推重比的最正确循环, 需要连续进行概念和可行性讨论。超燃冲压发动机在空天飞机上的应用有良好的 前景。使用超燃冲压发动机的飞行器的消失将开拓推动技术的新篇章。我们我国 已开头进行超音速燃烧讨论，在这一领域将做出我们的贡献。通过学习和了解，我对涡轮冲压发动机有了肯定的熟悉和了解，在将来几十 年的航空发动机进展中，涡轮冲压发动机将占据主要的角色，在技术上，还有许 多的试验许多的问题需要我们去探究和解决。最主要的是在保证发动机的各个部 分协调工作的基础上，实现压气机和涡轮的效率最大化。在中国的航空进展史上，有许多许多前辈付出了艰辛的努力为飞机发动机的 讨论打下了坚实的基础，最令我印象深刻的就是前辈们做讨论的严谨和仔细，以 及做事情时的条例和挨次，他们总是能在周全考虑各方面因素后才做出选择和打 算。着实让我佩服。80年月的中国航空动力或许只有用万马齐喑来形容，但冰封的河