冲压式发动机是由进气道(也称扩压器)、燃烧室、推进喷管三部组成,目前分为亚音速、超音速、高超音速三类。

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原理

冲压喷气发动机的核心在于“冲压”两字。

冲压发动机由进气道(也称扩压器)、燃烧室、推进喷管三部组成,比涡轮喷气发动机简单得多。冲压是利用迎面气流进入发动机后减速、提高静压的过程。这一过程不需要高速旋转的复杂的压气机,是冲压喷气发动机最大的优势所在。进气速度为3倍音速时,理论上可使空气压力提高37倍,效率很高。高速气流经扩张减速,气压和温度升高后,进入燃烧室与燃油混合燃烧。燃烧后温度为2000一2200℃,甚至更高,经膨胀加速,由喷口高速排出,产生推力。因此,冲压发动机的推力与进气速度有关。以3倍音速进气时,在地面产生的静推力可高达2OO千牛。

冲压喷气发动机目前分为亚音速、超音速、高超音速三类。亚音速冲压发动机以航空煤油为燃料,采用扩散形进气道和收敛形喷管,飞行时增压比不超过1.89。马赫数小于O.5时一般无法工作。超音速冲压发动机采用超音速进气道,燃烧室入口为亚音速气流,采用收敛形或收敛扩散形喷管。用航空煤油或烃类作为燃料。推进速度为亚音速~6倍音速,用于超音速靶机和地对空导弹。高超音速冲压发动机使用碳氢燃料或液氢燃料,是一种新颖的发动机,飞行马赫数高达5~16。目前尚处于研制阶段。前两类发动机统称为亚音速冲压发动机,最后一种称为超音速冲压发动机。

优缺点

冲压发动机的优势在于构造简单、重量轻、体积小、推重比大、成本低。简单的说就是一个带燃油喷嘴和和点火装置的筒子。因此常用于无人机、靶机、导弹等低成本或一次性的飞行器。同时由于推重比远大于其他类型的喷气发动机,非常适合驱动高超音速飞行器,如空天飞机、先进反舰导弹等。

但冲压发动机没有压气机,就不能在地面静止情况下启动,所以不适合作为普通飞机的动力装置。通常的解决方法是增加一个助推器,使飞行器获得一定的飞行速度,然后再启动冲压发动机。最常见的助推器为火箭发动机。此外也可由其他飞行器挂载仅装有冲压发动机的飞行器,飞行到一定速度后,再将仅用冲压发动机的飞行器投放。

分类

按应用范围划分,冲压发动机分为亚音速、超音速、高超音速三类。

1.亚音速冲压发动机

亚音速冲压发动机使用扩散形进气道和收敛形喷管,以航空煤油为燃料。飞行时增压比不超过 1.89,飞行马赫数小于0.5时一般不能正常工作。亚音速冲压发动机用在亚音速航空器上,如亚音速靶机。

2.超音速冲压发动机

超音速冲压发动机采用超音速进气道(燃烧室入口为亚音速气流)和收敛形或收敛扩散形喷管,用航空煤油或烃类燃料。超音速冲压发动机的推进速度为亚音速到6倍音速,用于超音速靶机和地对空导弹(一般与固体火箭发动机相配合)。

3.高超音速冲压发动机

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这种发动机燃烧在超音速下进行,使用烃类燃料或液氢燃料,飞行马赫数高达5~16,目前高超音速冲压发动机正处于研制之中。 超音速燃烧冲压发动机是一种以超音速燃烧为特色的冲压发动机,在高速时,需要超音速燃烧来保证较高的燃料利用率。(简称超燃冲压发动机)由于超音速冲压发动机的燃烧室入口为亚音速气流,也有将前两类发动机统称为亚音速冲压发动机,而将第三种发动机称为超音速冲压发动机。(这种发动机运用的代表有美国的X-43A、X-51A“乘波者”高超音速试验机)。

关键技术

1、燃料的喷射、掺混、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。

2、燃烧室的设计和试验技术

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。

3、发动机与机体(弹体)的一体化设计

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。

4、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。

5、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SJX61-1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SJX61-2做替代。

6、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。

7、燃料的喷射

在"鲁棒的超燃冲压发动机"计划下,出于结构上的考虑,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。

8、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。

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