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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倡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佳类型超音速燃烧的讨论工作正在开展对于获得超群音速的飞行来说,冲压发动机是比较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,燃烧效率一般都达到了90%以上,主燃烧室的燃烧效率甚至会达到在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较短的时间内,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动机或者脉冲震爆发动机有局限性,比如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达到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,该发动机在超音速和低空工作,性能如下飞行速度Ma=
2.0;起动速度Ma=l.5〜
1.8;高度H=
0.1〜
0.5km;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
1.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736,进一步的讨论表明,经过优化设计,可将当量扩张角提高到936,,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表明,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,否则将诱发燃烧振荡
2.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递
3.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,模拟飞行马赫数可达到4,具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表明,发动机的飞行性能与地面试验的结果是全都的
4.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
5.富燃推动剂发动机使用丁羟富燃料推动剂,配方中含有高氯酸氨、铝、镁等成分
6.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
7.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
8.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表明,比冲已达到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
9.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=373〜473K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发觉,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热试结果表明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=
0.77~
2.20o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部分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强,保持了强旋转特性比较带有和不带有其次股进气管道的旋流,可明显地发觉,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
10.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,使气流局部分别,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表明,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=2〜3;氢燃料马赫数主流当地温度T=1200〜2000K;当量比巾=
0.2〜
1.2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表明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,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等处从进气部分到燃烧室底部均设有静压测点试验结果表明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达到马赫数
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则上有两种涡轮冲压方案〜串联和并联在串联方案中,空气流一部分环绕压气机流淌,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迎风面积有所增加我们讨论了下列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、涡轮和冲压发动机部分飞行器将携带燃料和部分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,确定最佳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,又有高推重比的最佳循环,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,但冰封的河面之下却是涌动的春潮,或许只有用丘吉尔的演说词才能形容人们此时的心情我们没有泄气,我们只是在积蓄力气一旦春天到来,那雨后的春笋就将破土而出在我们我国航空发动机进展的道路上,布满了荆棘与考验至今为止,我们我国始终没有完全自主研发的飞机发动机,我们总是各种程度的借鉴与参考对于一个正在高校里学习飞行器动力工程的同学来说,将来对于我们布满了未知,中国航空业的进展,在将来的几十年里,我们这一代人在业内都将扮演肯定的角色为了进展中国的航空技术,更为了实现自己的人生价值和抱负抱负,现在,我们应当努力踏实的学习好专业学问,努力创新,未将来的工作讨论打好坚实的基础。