超燃冲压发动机的热力循环研究

超燃冲压发动机的热力循环研究鲍文哈尔滨工业大学高超声速技术研究中心目录超燃冲压发动机循环和磁等离子化学发动机的提出发动机压缩系统的进化规律能量旁路超燃冲压发动机性能研究磁控进气道特性研究高超声速技术发展历史美国的高超研究进展超燃冲压技术：2000-至今美国空军1995年开始HyTech/HySet计划，论证马赫4-8碳氢燃料主动冷却超燃冲压发动机技术。据2007年5月3日报道，采用了HyTECH技术的燃料冷却超燃冲压发动机X-51A预计于2008年晚些时候进行试飞并达到马赫数6.5的速度。在2002年初，美国海军发起HyFly计划，2005年成功演示验证了HyFly高超声速打击飞行器助推阶段的性能，Ma6双燃烧室。俄罗斯的高超研究进展“冷计划”(即“Kholod”计划）

60年代进行超燃冲压发动机研究“冷计划”(即“Kholod”计划)是对俄罗斯中央航空发动机研究院(CIAM)和联盟设计局联合研制的轴对称双模态高超声速冲压发动机进行试验。将参试发动机安装在C-200(即SA-5)地空导弹的头部（如图），从地面发射，达到预定的试验空域，然后高超声速冲压发动机点火。鹰-2-1计划1993年俄罗斯航天局制定“鹰”计划，目的是发展多次往返式航天运输系统，为二十一世纪积累技术和经验。２０１５－２０２０年两级航空航天系统“МИГАКС”，Ｍ=6两级开始分离，第一级涡轮冲压发动机，第二级采用传统液体火箭发动机。２０３０年后完成Ту-2000“鹰-2-1”是“鹰”计划中高超空天飞机及两级航空航天系统部分。IGLA计划研制第二代高超声速试验飞行器，飞行速度为6～14马赫，全长7.9m，翼展3.6m。氢燃料超燃冲压发动机由3个模块组成，总长1.9m，质量为200kg。IGLA飞行器已做了大量的地面试验和风洞吹风试验，但尚未进行飞行试验。

IGLA计划的主要目的在于验证Ma＝10-14高超声速冲压发动机工作过程的性能；考核发动机和机体结构耐热性；考察全动力和无动力高超声速飞行动力学特性；该计划将通过CFD、地面试验、飞行试验对比分析等手段进行。ГЛЛ-31(GLL-31计划)

试验氢气和碳氢超燃冲压发动机。飞行器的燃料（液氢）为300升。该发动机已经在中央航空发动机研究院的科学试验中心试验台上完成了一系列地面试验，该试验台可保证在地面条件下试验大型的冲压式空气喷气发动机，速度可达7马赫数或更高。专家认为，俄罗斯的冲压式空气喷气发动机方案无论是所用材料和技术水准，都超过外国的方案。ГЛЛ-31的基本尺寸：长度7米；起动重量3500公斤；发动机ГПВРД工作时间30-60cek；起动速度M=2；高超音速范围M=5—10；飞行高度20—40公里。第一部分

超燃冲压发动机循环和

磁等离子化学发动机的提出1高超音速冲压发动机所面临的问题高超音速冲压发动机具有比冲高、飞行Ma数宽、推重比高等特点，是大气层内飞行的理想推进系统。随着高超音速冲压发动机的运行范围向高速区扩展，遇到了两大问题：热力循环的冷源温度逼近热源温度导致热效率难以提高宽Ma数范围内运行导致各部件参数协调困难1.2磁等离子化学发动机（AJAX/Аякс）的发展吸气式高超音速推进系统是以空气为工作介质的，它的性能与空气的气动特性紧密相关。随着推进系统速度的提高，发动机来流经过进气道中激波的压缩后温度已达到了空气电离的水平。近年来，俄罗斯学者ValdimirFraishtadt基于发动机部件的主动热保护思想提出：大气中宽范围内运行的高超音速推进系统应工作于开环热力学模式。从这一思路出发，俄罗斯学者结合高超推进系统的特殊工作环境——等离子体，提出了一种新型的高超推进系统——AJAX（Аякс）发动机。1.2磁等离子化学发动机的发展

磁流体发电通道和磁流体加速设备所构成的能量旁路系统（绕过燃烧室）实现了推进系统中“能量的再次分配”，以及发动机能量与外界环境的交换。1.2磁等离子化学发动机（AJAX/Аякс）的发展作为AJAX发动机的重要组成部件：磁流体加速器，其在实验中遇到了效率低、重量和体积大的问题，并未达到预期的的效果。具体分析表明：在磁流体加速器的紧壁面处存在着哈特曼效应（HartmannEffect）——由于受到通道中粘性边界层的影响，近壁面处的流体速度很低，流体切割磁力线产生的反电动势明显小于中心流场，边界层内的电流密度较大，发热量大，温升高。这种现象亦称为磁流体边界层电流短路。1.2磁等离子化学发动机的发展哈特曼效应（边界层电流短路现象）的存在使得影响磁流体加速器推进效率的重要因素——管道损耗不断增加，降低了加速器的整体推进效率。同样的现象也发生在磁流体发电机中，但这种现象对磁流体发电机的性能并没有明显的影响，具体的原因还处于探讨之中。AVCOEvert实验室进行了磁流体加速器的试验研究。实验得到的数据与理论值进行了比较，结果表明：在功率较低时，实验数据与期望值大致相符。然而，在功率较高时，由于边界层增加和焦耳热的影响，结果远远低于期望值。1.3MHD-Arc-Ramjet联合循环的提出充分利用来流的等离子环境，借鉴AJAX中的能量再分配思路，我们提出一种新型的高超推进新循环——MHD-Arc-Ramjet联合循环。由磁流体发电通道和电弧加热喷管构成的能量旁路对气流的能量进行重新的分配，以期改善发动机燃烧室的性能，提高推进系统在更宽广范围内的运行性能，协调发动机部件间的匹配。1.3MHD-Arc-Ramjet联合循环的提出作为能量回注的另一种方式——电弧加热在空间电推进、地面风洞和加热炉中得到了广泛的应用。电弧加热有极高的电弧温度(几万度)，可有效的将能量加入到中心气流中；而流场的边缘温度相对较低，有利于喷管冷却；电弧加热对气流电导率的变化不敏感，布置位置灵活、体积小、重量轻、容易实现。由磁控进气道和电弧加热喷管所组成的能量旁路系统对高速来流的能量进行分配，实现对燃烧室入口处流场的控制，从而满足燃烧室入口处速度和燃烧室中加热比（温比）的要求。为了进一步的提高发动机的循环效率和变工况适应性，在尾喷管中采用从前到后布置多个电弧的方式注入能量。对于不同的来流Ma数和不同的磁控进气道中能量取出率，选用不同位置处的电弧进行能量的回注。2MHD-Arc-Ramjet联合循环的方案飞行器方案：乘波器方案、轴对称方案来流的电离方案：平衡电离、非平衡电离磁流体发电机方案：连续电极型、霍尔型、分段法拉第型和斜联式电弧能量注入方案运行控制方案第二部分

发动机压缩系统的进化规律1.航空发动机的发展事实：Ma=0.5~3压缩过程注入能量涡轮发动机Ma=3~9压缩过程绝热冲压发动机Ma>9 压缩过程取出能量带有能量旁路的冲压发动机问题飞行速度为多少时，应该在发动机压缩过程中注入、或取出能量；在高超声速区域内，是否必须采用带有能量旁路冲压发动机的热力循环结构；带有能量旁路冲压发动机（特殊的热力循环结构）的产生依据2.1理论知识理想Brayton循环： 等熵压缩/膨胀、等压加热/放热。——对应于性能极限。为发动机单位推力；分别为发动机进、出口处速度；为理想热力循环功

2.1理论知识总压比 的影响：当 时，循环热效率等于零；当 时，加热量等于零，故循环功等于零；因此一定存在最优值 。温比的影响：增加温比会提高循环功。物理意义非常明显，提高温比意味着燃烧室出口总温增加，加热量增加，故提高循环功。

2.1理论知识绝能条件下（ ）， ——过程损失导致熵增，总压降低；理想/等熵条件下（ ）， ——外界注入能量能够提高总压； ——反之向外界输出能量降低总压；由吉布斯方程，总温、总压的定义的推得，标志过程损失的熵增与过程总压恢复系数、过程传递/转化的能量之间的关系可表达为涡轮发动机的工作范围下的情况2.2发动机的性能发展规律探讨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涡轮发动机的性能/压比需求2.2.1涡轮发动机的性能/压比需求Ma=0.5~3下，要实现最优压比就需要额外的诸如能量，来提高总压比。实现途径：通过压气机向气流做功2.2.2冲压发动机的性能/压比需求冲压发动机的工作范围下的情况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冲压发动机的性能/压比需求2.2.2冲压发动机的性能/压比需求在Ma=3~9下，利用进气道的激波压缩能够实现最优压比（范围内）下的压缩，在此无需额外的能量交换。2.2发动机的性能发展规律探讨小结：根据温比条件，对应于最优性能下的最佳压比值；Ma=0.5~3下，利用额外的能量注入/压气机设备，来实现涡轮发动机的压比需求；Ma=3~9下，利用激波压缩/无需额外的能量注入，即可实现冲压发动机的压比需求；高Ma（Ma>9）下，情况如何呢？2.3带有能量旁路系统的冲压发动机的提出——性能发展规律应用 最优增压比vs.Tt4 在3000-5000K之间，最优增压比的范围：300-900更高Ma下，利用激波压缩所提供的增压比将大大的超过当前技术工艺条件下所对应的最佳增压比数值。怎么办？更高Ma工作范围下的情况2.带有能量旁路系统的冲压发动机的提出——性能发展规律应用既然，低Ma下利用额外的能量注入/压气机设备，来实现涡轮发动机的压比需求；中Ma下，利用激波压缩/无需额外的能量注入，即可实现冲压发动机的压比需求；那么高Ma下，就利用能量取出的办法来降低增压比。——问题的答案就是这么简单。2.3带有能量旁路系统的冲压发动机的提出——性能发展规律应用小结第三部分

能量旁路超燃冲压发动机性能研究1MHD-Arc-Ramjet联合循环的热力学模型热力过程描述：各个过程曲线可以如下：(1－2)前体激波绝热压缩和流体减速过程；(2－3)进气道内MHD发电机将总焓转化为电能和气流减速过程；(3－4)燃烧室内定静压和无摩擦加热过程；(4－5)绝热膨胀以防温度超过材料限定温度的过程；(5－6)电弧装置将电能转化为气流焓并提高气流温度过程；(6－7)绝热膨胀以防温度超过材料限定温度的过程；(7－8)电弧装置将电能转化为气流焓并提高气流温度过程；(8－10)尾喷管绝热膨胀并加速排出气流过程。

1.1MHD-Arc-Ramjet联合循环的热力学模型热力学第一定律考虑 此部分通过对热力学第一定律的考虑，根据各过程的能量守恒方程式求解各状态点的滞止温度。热力学第二定律考虑 当流体通过发动机时，熵增和滞止压力的减少将不可避免。所以，对于每一个发动机过程真实气动损失（或增加）可以通过滞止压力比来表达。本次建模，对于发动机流体通道中MHD装置的参数引入了一些新颖的考虑。1.1MHD-Arc-Ramjet联合循环的热力学模型在进行了上述考虑之后，我们有足够的信息来计算含有气动损失效应的发动机总推力。1.2MHD-Arc-Ramjet联合循环部件建模MHD-Arc-Ramjet联合循环是在冲压发动机的基础上添加了由磁控进气道和电弧加热所组成的能量旁路所构成的。在此重点介绍磁控进气道中的物理现象，其他可参考一般冲压发动机中的部件模型。其中电弧加热等效为燃烧室中的能量注入。1.2MHD-Arc-Ramjet联合循环部件建模磁流体动力学效应（电场和磁场对导电流体的作用）包括两个方面：由电磁体积力引起流体运动状态的变化；与导电流体之间的能量交换；

在普通流体力学方程组的动量方程积和能量方程中引入这两个源项，就构成了磁流体动力学的基本方程组。1.2MHD-Arc-Ramjet联合循环部件建模磁流体动力学的基本方程组汇总：连续性方程：运动方程：能量方程：1.2MHD-Arc-Ramjet联合循环部件建模麦克斯韦方程：(准静态的电磁场)欧姆定律：(准静态的电磁场)1.2MHD-Arc-Ramjet联合循环部件建模这样一组非定常粘性的三维磁流动力学方程组，要求得解析解是十分困难的。在这里不但含有复杂的流体动力学方程，而且还加上了极复杂的电磁学方程。就目前已经掌握的数学分析知识来看，还不足以精确求解这样的一组非线性的偏微分方程组。随着当前计算机技术的提高以及数值计算水平的提高，在合理的物理模型基础上求解磁流体方程组已成为可能。1.2MHD-Arc-Ramjet联合循环部件建模为便于工程的实际计算与分析，必须将方程组作适当的简化。参考实际应用中磁流体发电分析与设计方法，对所建立的方程组进行简化，得到能够反映磁流体发电通道中参数变化规律的一维方程组:对此方程组进行简化分析，可得到具有工程应用价值的解析解。A=const2.MHD-Arc-Ramjet联合循环热力特性计算与分析发动机性能计算发动机能量取出率特性分析发动机热效率分析2.1.1理想条件下发动机的性能计算理想情况加速器模式的焓取出率η、Ma、比冲Isp三维关系

理想情况加速器模式的等比冲图2.1.1理想条件下发动机的性能计算理想情况加速器模式的焓取出率η、Ma、比冲Isp截面理想情况加速器模式的最优比冲2.1.1理想条件下发动机的性能计算理想情况电弧模式的焓取出率η、Ma、比冲Isp三维关系理想情况电弧模式的等比冲线2.1.1理想条件下发动机的性能计算理想情况电弧模式的焓取出率η、Ma、比冲Isp截面理想情况电弧模式的最优比冲2.1.1理想条件下发动机的性能计算2.1.1理想条件下发动机的性能计算等离子化学发动机在Ma＝10左右有很大的优势；MHD发电机的能量取出率随着Ma数的增加在逐渐增大；MHD加速模式和电弧能量注入模式的比冲差别随着Ma数的增加而变大；Ma<6时采用等离子化学发动机没有好处；Ma<10阶段发动机的比冲增加速度较快；在同一Ma数下取得最大比冲时，电弧模式所需取出的能量较MHD加速器模式为小；2.1.2实际循环发动机的性能计算

边界层泄漏5％，电弧效率95％边界层泄漏45％，电弧效率95％2.1.2实际循环发动机的性能计算MHD加速器模式有效比冲仅能维持到Ma12左右，而电弧加热模式能够维持到Ma19左右；在极为理想的假设，即认为MHD加速器模式的效率与电弧效率相等时，其有效比冲的维持范围仅比电弧模式大1个马赫数，而这种假设在现有条件下是不可想象的；考虑到尾喷管边界层的温度限制，由于加速器模式的边界层泄漏较大，其所受限制必然也较大，故加速器模式的比冲下降也更快；2.2能量取出率、磁感应参数的特性分析Ma=12时不同磁场强度下电导率与比冲的关系Ma=12时不同电导率下磁场强度与比冲关系2.2能量取出率、磁感应参数的特性分析每个马赫数下，取得最大比冲时的磁感应参数和焓取出率对照图Ma12取得最大比冲时，电导率与磁场强度之间的耦合关系2.2能量取出率、磁感应参数的特性分析B＝2时电导率随马赫数变化关系B＝5时电导率随马赫数变化关系2.2能量取出率、磁感应参数的特性分析B＝8时电导率随马赫数变化关系B＝10时电导率随马赫数变化关系2.2能量取出率、磁感应参数的特性分析电导率为50S/m，磁场强度为2T时，不同马赫数下的能量取出率（这种情况为目前能够获得的情况）电导率为50S/m，磁场强度为4T时，不同马赫数下的能量取出率2.2能量取出率、磁感应参数的特性分析取得最优比冲时的能量取出率随马赫数的增加而增加，并且增加趋势逐渐变缓；磁感应参数随马赫数的增加而增加，增加趋势逐渐变缓；目前常用的电导率和磁场强调计算所得的能量取出率非常小，对比冲的优化作用很微弱；电导率随着来流马赫数的增加而增加；改变磁场强度对能量取出率的影响大于改变电导率对能量取出率的影响，提高磁场强度能够非常有效地减小对电导率的要求；目前能够获得的能量取出率范围在Ma6-18间为0.05-0.085之间；电导率不变的情况下，磁场强度的提高使得高能量取出成为可能；2.3发动机热效率分析马赫数、焓取出率与热效率的三维图马赫数和焓取出率影响下的等热效率图2.3发动机热效率分析Ma＝9时，焓取出率与比冲关系Ma＝9时，焓取出率与热效率之间的关系2.3发动机热效率分析发动机的热效率随着所取得比冲的增加而增加；发动机的能量取出率并非越大越好，而是存在一个最佳能量取出率发动机的最优比冲以及对应热效率随着马赫数的增加而减少；为了获得最佳的发动机效率和比冲，在不同的马赫数下需要有不同的能量取出率，并且在Ma<10时能量取出率的变化对发动机的性能变化影响较大；2.3发动机的推力分析电离方式/电离能量的影响兼顾到空气电导率需求和发动机性能收益，应该在最小电导率需求下注入最少的能量，即2.3发动机的推力分析磁流体发电通道的结构参数的影响提高k对推力有利当k>0.5，推力基本不再增加2.3发动机的推力分析能量取出率的影响增加有利于提高增加不利于提高综合可见，提高，发动机推力出现了先升后降的趋势

2.3发动机的推力分析电弧注入过程的最高温度的影响2.3发动机的推力分析进气道结构的影响/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发动机的推力分析MHD-Arc-Ramjet联合循环发动机相对于传统冲压发动机，在改善发动机在高速区内的性能，和扩展发动机的运行范围方面具有明显的优势。2.3发动机的推力分析发动机推力优势的存在条件第一种描述：第二种描述： 则2.5多级电弧的推力极限分析理论分析表明：提高电弧的数目，有利于提高发动机的推力；当电弧数目趋于无穷大时，相当于存在无穷多级的电弧微元，每一级电弧微元均在最高温度下实现无穷小量的能量注入，其过程中温度的变化量趋于零，发动机的推力存在极限值；理想情况下AJAX的磁流体加速通道中的能量转换机理和电弧数目趋于无穷大时MHD-Arc-Ramjet联合循环发动机中电弧注入过程的机理是相同的，故两者的推力极限相等2.5多级电弧的推力极限分析算例分析表明：单位推力的增加量随着电弧数目的增多而不断减缓；从发动机性能增益的角度讲，并不是电弧数目越多越好第四部分

磁控进气道特性研究MHDflowcontrolforinlet遇到的挑战：性能保证：进气道钝头效应；边界层转捩；壁面摩擦和传热损失；超临界溢流；激波损失；可操作性保证：进气道唇口处激波相互作用；激波/边界层相互作用；隔离段内部流动；单点运行下，进气道设计能够满足性能需求；宽范围运行时，变几何进气道平衡了性能和可操作性之间的矛盾；变几何进气道的复杂性、可靠性和重量值得关注；MHDflowcontrolforinlet解决途径：MHD技术Large-scaleinletflowcontrol 激波位置控制； 隔离段内流场控制； 虚拟唇口；Near-surfaceflowcontrol 减小壁面摩擦； 控制边界层转捩； 控制激波/边界层相互作用；Leading-edgeflowcontrol 减小摩擦； 唇口处激波/激波相互作用使用非平衡MHD发电的进气道控制电离区限制在一个区间内部:系统结构：使用电子束增强空气电离磁场控制电离的空气方向非平衡电离的区间与磁场结构密切关联。MHD控制进气道，条件M>MdMHD控制斜激波的方向让非设计状态的流场象设计状态一样由磁场的强度和区域完成控制WithMHDW/OMHDMHD控制进气道，条件M>MdMHD可以控制斜激波的角度可以控制到象设计状态一样M=12,Md=10qion=0qion=q1qion=q2>q1W/OMHDMHD控制提高进气道的系统：