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高超音速空气动力学课程论文
超燃冲压发动机原理及设计方法研究
姓名：郭照阳
班级：航
91
学号：
2009011588
清华大学航天航空学院
二〇一一年十二月
1
/
14
Hypersonic Aerodynamics
Course Paper
Research on Principle and
Design of
Integrated
Scramjet
Name: GuoZhaoyang
Class: SA 91
Student ID:
2009011588
School of Aerospace, Tsinghua
University
Deceber 2011
2
/
14
目录
摘要
.......................................
.................................................4
第一章概述及原理
....................
........................................5
1.1
研究背景与意义
………………
………………………………………
5
1.2
国内外相关研究概况
………………………………………………
< br>6
1.2.1
美国的超燃研究
……………………………………………
..6
1.2.2
俄罗斯的超燃研究
…………………………………………
.7
1.2.3
国外其他国家的超燃研
究
……………………………
..8
1.2.4
我国的超燃研究
……………………………………………
..9
1.3
技术发展展望
…………………………………………………………
10
第二章一体化设计
…………………………………………………………
.10
2.1
机体构型选择
…………………………………………………………
.10
2.2
进气道设计与性能研究
…………………………………………..
10
2.3
隔离段设计与性能研究
………
…………………………………
..11
2.4
燃烧室设计与性能研究
…………………………………………
..
12
2.5
尾喷管设计与性能研究
………
…………………………………
..13
2.6
系统优化研究
…………………………………………………………
.13
2.6.1
发动机各部件优化
………
………………………………
.13
2.6.2
发动机一体化优化研究
………………………………
13
2.7
一体化设计的意义
…………………………………………………
.14
参考文献
.................................
...............................................
致谢及声明
…………………………………………………………………
...
3
/
14
摘要
<
/p>
论文介绍了超燃冲压发动机的基本构建及运作原理，
分析比较了世
界各国在
超燃理论研究上的一些成果，并对未来学科的发展趋势进行了合理的展望。
在超燃冲压发动机一体化设计章节中，
结
合高超音速空气动力学的一些基本
原理分析阐述了进气道、
隔离
段、
燃烧室、
尾喷管的设计及性能研究。
列举了目
前投入应用的几种构型选择，介绍了一体化设计的
M
OD
方法及其工程应用并未
来前景。
关键词：
超燃冲压发动机，
进气道，
隔离段，
燃烧室，
尾喷管，
构型选择，
性能分析，
一
体化设计，
MOD
ABSTRACT
The
issue
of
the
basic
foundation
and
function
theory
of
integrated
scramjet was briefly introduced in this
paper, also we analysis and compare the
achievement
of
different
countries
on supersonic
combustion
theory.
Then
we
make a reasonable outlook of the trends
on integrated scramjet.
In
the
section
of
The
Integrated
Design
of
Scramjet,
combined
with
the
basic
principles
on
hypersonic
aerodynamics,
we
elaborate
the
design
and
performance
of
inlet,
isolator,
combustion
chamber,
tail
pipe.
After
that
some
configuration options which has been
used in application are listed. In the end,
we introduced MOD and its application
in engineering, future prospects.
Key
Words:
Integrated Scramjet, inlet,
isolator, combustion chamber, tail pipe,
configuration options, the analysis of
performance, integrated design, MOD
4
/
14
第一章
概述及原理
1.1
研究背景与意义
吸气式高超声速飞行
器（简称为高超声速飞行器）是指飞行马赫数大于
5
、
以吸气式冲压发动机及其组合发动机为动力、
能在大气层和跨大气层中远
程飞行
的飞行器。
高超声速飞行器可提高推进效率、
增强载荷能力、
扩展发射窗口，
从
而实现快速并廉价的进入空间，
在军事、
商业运用中有
着重要的战略意义，
但其
实现从根本上取决于高超声速推进技术
的发展，
作为实现高超声速推进的首要关
键技术，超燃冲压发动
机技术一直是各航空航天大国研究和竞争的热点。
超燃冲压发
动机是指燃料在超声速气流中进行燃烧的冲压发动机。
在采用碳
氢燃料时，超燃冲压发动机的飞行
M
数在
8
以下，当使用液氢燃料时，其飞行
M
数可达到
6~25
。超声速或高超声速气流在进气道扩压到较
低的超声速，然后燃
料从壁面或气流中的突出物喷入，在超声速燃烧室中与空气混合并燃
烧，最后，
燃烧后的气体经扩张型的喷管排出。
超燃冲压发动机
通常利用飞行器机身的前体
作为进气道的一部分来预压缩来流空气，利用机身的后体作为
尾喷管的扩张面，
从而极大地减小了发动机的迎风面积、外阻力和重量
< br>
相较于传统的航空发动机，
超燃冲压发动机结构简单、
重量轻、
成本低、
比
< br>冲高、
速度快，
而且不需要像火箭发动机那样需要自身携
带氧化剂。
以上特性使
得超燃冲压发动机的有效载荷更大，
适用于高超声速巡航导弹、
高超声速航空器、
跨大气层飞行器、
可重复使用的空间发射器和单级入轨空天飞机的动力。
其缺点
是无法在静止状态下自行启动，且其低速性能不好。
< br>
5
/
14
自<
/p>
20
世纪
50
年
代提出超声速燃烧（简称超燃）概念以来，超燃冲压发动机
成为高超声速推进技术研究的
重点。特别是
90
年代中期以后，各主要国家开展
了大量的超燃冲压发动机地面试验与飞行试验论证研究，
俄罗斯、
澳大利亚分别
进行了发动机飞行试验；美国开展了
Hyper-X
计划，并于
2004
年
3
月首次实现了
X-43A
在超燃冲压发动机推动下以马赫数
6.8
自主飞行
，同年
11
月再次实现了马
赫数为
9.7
的自主飞行，这标志着
50
多年来高超声速推进技术研究已经进入到了
综合应用以及工程研制阶段。
在国家“
863
”计划和国防预研项目的大力支持下，国内的高超声速推进技
术研究取得了长足进展
。
在超燃冲压发动机技术研究方面，
基本掌握了发动机材
料、
燃烧喷注
/
火焰
稳定、
发动机缩比等关键技术，
具备了发动机部件
（进气道、
燃烧室和全通道发动机）
开发与性能验证
的地面试验技术，
其
TRL
基本达到了
3~5
级；
在飞行器设计与优化技术方
面，
基本掌握了参数化几何生成、
学科分析集成、
多学科设计优化（
Multi-discip;inaryDesign O
ptimization
）等方法，相应
TRL
达到了
3~4
；但在热管理、结构与材料等关键技术研
究方面，国内研究相对较为滞后。
1.2
国内外相关研究概况
1.2.1
美国的超燃研究
表
1.1
汇总了美国
5
0
多年来超燃冲压发动机研究的主要项目和计划，这些研
究项目
覆盖了超燃冲压发动机概念设计、
机理研究、
地面试验和飞行验
证中所需
解决的主要关键技术，并逐步取得了突破。
60
到
70
年代的研究计划侧重于论证发动机设计方案、
掌握发动机设计方
案与
地面试验技术。
IFTV
是通用应
用科学实验室
(GASL)
在美国空军
(USAF)
资助下开展
的超燃冲压发动机增量飞行试验飞行器
计划，
该计划提出了基于三维热压缩方法
的模块化超燃冲压发动
机设计方案，
但因遇到进气道与燃烧室相互影响的难题而
没有开
展地面试验。
HRE
为
NASA
开展的高超声速研究发动机计划虽然没有实现飞
行试验验证，
但开展了大量全尺寸结构集成模型发动机
(CSAM)
< br>和气体热力学一体
化模型发动机
(AIM)
的地面试验，突破了燃烧室设计方法和发动机冷却、点火、
模态转换等技术。
SCRAM
为约翰
.
< br>霍普金斯大学应用物理实验室
(JHU/APL)
在美国
6
/
14
海军
(NAVY)
< br>资助下开展的超燃冲压发动机导弹计划
f221
突破了进
气道设计、
可控
性、
液体超声速燃烧、
燃烧室设计等技术，
并提出了在进气道与燃烧室间增加隔
离段的方案。
80
到
90
年代的空天飞机
(NASP <
/p>
)
计划是以单级入轨为背景而开展的大型研究
项目，虽然最终没能突破
Ma=4
一
15
氢燃料超燃冲压发动机关键技术，但该项目
的巨大投入仍
极大地促进了超燃冲压发动机技术的发展，
获得了大量大尺寸模型
发动机试验数据，提高了发动机地面试验能力，基本掌握了发动机
/
< br>飞行器设计
方法和
CFD
模拟技
术，为开展下一步超燃冲压发动机研究奠定了坚实的基础。
9
0
年代中后期开展的
HyTech/HySet,
HyFly
和
Hyper-X
等项目以地面试验为主，
并拟定了飞行论证试验计划，
以期
突破碳氢燃料和氢燃料超燃冲压发动机飞行试
验验证的关键技术，满足研制高超声速巡航
导弹和飞行器的需求。
HyTech/HySet
以研制碳氢燃
料双模态冲压发动机为目标，
对直连式模型发动机、
性能试验发
动
机
(PTE)
和地面试验发动机
(GDE-1, GDE-2 )
等开展了研究。
< br>PTE
在地面射流试验中验
证了发动机性能和
Mach 4.56.5
范围内发动机的可操作性，
GDE-1
为全尺寸飞行质
量的碳氢燃料冷却的超燃冲压发动
机，其推力和性能已达到
PTE
水平。
GDE-2
在
GDE-1
上增加了发动机全尺寸流道再生冷却系统和发动机数字控制系统，该发动
机可
调节进气道外罩唇口。
HyFly
的
目标是通过飞行试验验证以碳氢燃料超燃发动机为动力的高超声速
导弹方案，
采用
JUH/APL
的双燃烧室超燃冲压发动机，
该项目已经开展了全尺寸、
一体化、碳氢燃料的高超声速循环导
弹的地面试验。
Hyper-X
是迄
今为止最引入瞩目的项目，计划实现以氢燃料、碳氢燃料超燃
冲压发动机为动力的
X-43A,
X-43B,
X-43C
和
X-43
D
等四种飞行器的飞行试验验证。
第
1
阶段主要进行氢燃料
X-43 A
< br>的地面与飞行试验，
2001
年
6
月
X-43 A
第
< br>1
次飞行试
验由于飞马座助推火箭故障而失败，
2004
年连续两次成功实现
Ma=6.8
和
Ma = 9.7
的自主飞行试验飞行试
验的成功实施，
表明美国已全面突破了吸气式高超声速飞
行器飞
行试验的各项关键技术，包括飞行器
/
发动机一体化设计、推进
与气动数
据库、发动机
/
飞行器控制热
管理与热防护、结构与材料、试验后处理等方面，
积累了大量工程实施经验。
2006
年，
C.
R. McClinton
总结了
X-43A
< br>的试验结果，并详细分析了
Hyper-X
第
2
阶段涡轮基组合循环
(TBCC)
冲压发动机飞行试验所需的技术水平，具体包括
6
个
方面
:1)
吸气式推进
;2)
高温材料和热防护系统
;3)
< br>推进剂贮箱
;4)
飞行器一体化设计
与多学科设计优化
(MDO)
工具
;5)
膨胀循环线性气动塞式火箭发动机
(Expander
Cycle
Linear
Aero-spike
Rocket);
6)
飞行试验。由于
X-43
A
的技术积累，实施
Hyper-X
第
2
阶段飞行验证计划的前景很乐观。
1.2.2
俄罗斯的超燃研究
50
年代到
70
年代，
俄罗斯的
超燃研究集中于论证超声速燃烧的优越性和有效
性、
超燃冲压发
动机概念设计、
热壅塞限制、
进气道与燃烧室干扰等方面，
并建
立了超燃冲压发动机地面试验系统，
对
超燃机理开展了深入研究，
涉及各种燃料
的点火、火焰稳定、二
维和三维管道内的混合与燃烧过程等。
80
< br>年代中期之后，
俄罗斯加大了超燃冲压发动机的研究力度，
实施了一系列
重大研究计划，主要有
Kholod
、
IGLA
和
RADUG
A-D2
。
Kholod
计划是俄罗斯最早的超燃冲压发动机飞行试验计划，
由中央航空发动
机研究院
(CIAM)
和中央空气动力学研究
院
(TsAGI)
等单位合作实施。
1
983-1985
年
完成了模型发动机“
57M
”地面试验。为了开展超燃冲压发动机飞行试验，俄罗
7
/
14