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学报
液体冲压发动机推进技术的发展历程
袁一超
（南京理工大学
机械工程学院，南京
210094
）
摘要：
液体冲压发动机是采用液体燃
料的冲压发动机，是一种构造非常简单、可以发出很大推力、适用于
高空高速飞行的空气
喷气发动机。它是超声速、小体积、中远程导弹动力系统的最佳选择。因此世界各军
事大
国对冲压发动机都很重视。
对国外液体亚燃
/
< br>超燃冲压发动机的研制历程进行了回顾和论述，
提出了冲
压发动机技术发展的主要方向和趋势。
关键词：
液体冲压发动机；导弹；发展方向；研究进展
中图分类号：
TJ303.4
文献标识码：
A
文章编号：
5141-010X(2015)-0001-01
The Development
Course of Liquid Fuel
Ramjet Propulsion
Technology
YUAN Yi-chao
(School of Mechanical Engineering
，
NUST
，
Nanjin
g 210094
，
China)
Abstract:
The
liquid
ramjet
engine
is
a
kind of ramjet
uses liquid
fuels.
Its
Construction
is
quite
simple
with
high thrust and applicable to high speed air jet
engines. It is the best choice for the propulsion
system
of supersonic, small volume,
medium-and long-range missile. All the military
powers attached importance to
the
liquid ramjet.
Through
reviewing and expounding on the development
process of liquid ramjet/scramjet
abroad
，
the
development trends and directions of
ramjet
／
scramjet technology
were sorted out.
Keywords:
liquid ramjet
；
mis
sile
；
technical
direction
；
research progress
冲压发动机没有压气机及涡轮等转动鄞件，
< br>是一种
结构简单，
经济性较好的发动机。
但必须用助推器将它
助推到一定的速度后，
冲压发动机
才能开始工作。
助推
器无论是串联还是并联，都将增大导弹的阻
力和重量，
所以冲压发动机在
50~60
年代曾一度受到冷落
[1]
。
液体冲压发动机包括液体亚燃冲压发动机和液体
超燃冲压发动机。<
/p>
一般而言，
亚燃冲压发动机工作马赫
数范
围是
1.56
，而超燃冲压发动机工作马赫数是
5
以
上
[2]
。液体冲压发动机的比冲性能高于火箭发动机。在
马赫数大约高于
3
时，
冲压发动机的比冲高于涡喷、
涡
扇发动机。液体冲压发动机经济性比较好，结构简单、
质量轻、
推重比高、
生产成本较低，
适合于大量装备使
用。
世界各军事大国都正大力发展冲压发动机
技术。
多
种整体式冲压发动机已经成功用于战术导弹，
并将继续
得到广泛发展。
本文主要根据国外冲压发动机的发展历史、
< br>研制
进展情况
,
讨论了冲压发动
机技术的发展趋势和方向以
及浅显讨论冲压发动机仿真模型和冲压发动机级间分
离仿真。
1
国内外冲压发动机发展历程
冲压发动机的概念由法国人
Rene Lorin
在
1913
年
首次提出
[3]
，上世纪该项技术得到了迅猛发展。从技术
< br>层面上讲亚燃冲压发动机主要经历了三个主要阶段。
第
一阶段为上世纪
20
到
60
年代初期，该时期是
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学报
冲压发动机由诞生到初步探索应用的阶段。
第二阶段为
上世纪
60
到
90
< br>年代，是冲压发动机技术长足发展的
阶段，提出了冲压发动机与助推器一体化的设
计理念，
称为整体式冲压发动机
(IRR)
。第三阶段为近年来各国
提出了飞行速度更快、
作战距离更
远、
打击精度更高的
新的巡航弹研制计划。
超燃冲压发动机
20
世纪
50
年代，美国就开始对
超燃冲压发动机技术
进行探索，主要是相关的概念性、
基础性和机理性问题研究。进入
20
世纪
60
年代，美
国进入了实用原型发动机的初期研究阶段。至
70
年
代
中期，
美国海军、
空军和
NASA
均启动了各自的超燃发
动机原型机项目。
这些项目积累了大量进气道设计、
超
声
速燃烧和整机试验方面的数据和经验。
俄罗斯也是上
世纪
50
年代开始超燃冲压发动机技术研究，并最早进
行了飞行试验
(1991
年
)
。半个世纪以来，俄罗斯对超
燃冲压发动
机技术进行了持续深入的研究，
取得了大量
技术成果，在众多技
术领域占据国际领先地位。
2
冲压发动机技术发展方向
一体化程度越来越高。随着冲压发动机导弹发射
平台的改变，
对导弹的机动性和操纵性能要求越来越高，
发展为冲压发动机与导弹成一体化构型，
助推器与冲压
<
/p>
发动机为非整体式，
即助推器既不与冲压发动机共用燃
烧室，
也不塞人冲压发动机燃烧室内，
而是以串联
或并
联方式与导弹弹体相连。
这种构型的结构特点是冲压发
动机与固体火箭助推器串联在同一轴线上。
随着冲压发
动机研制的进一步发展，
冲压发动机与导弹形成一体化
构型，
助推器与冲压发动机为整体式，
亦即助推器或者
与冲压发动机共用燃烧室，
或者将助推器塞人冲压发动
机燃烧室内。
图
1
前苏联和美国早期冲压发动机发展史
图
2
冲压发动机一体化发展实例
对超燃冲
压发动机或组合循环发动机来说，
发动机
与飞行器机体的一体化
程度更高，
一方面需要兼顾机体
的气动性能和发动机的推进性能
，
考虑二者的相互影响；
另一方面在结构上将机体和发动机设计
为一体。
通常将
超燃冲压发动机置于高升阻比下腹部，
前体下壁面作为
进气道外压缩段，后体下壁面作为喷管的外膨胀段
[4]
。
图
3
给出了典型超燃冲压发动机的一体化构型示意
图。
图
4
给出了美国
FALCON
计划
[5]
中的
飞行器及
TBCC
发
动机示意图
3
热防护
对
液体亚燃冲压发动机来说，
早期发动机的飞行速
度较低，
导弹或飞行器的外部气动加热带来的热载荷较
低，
热防护问题更多的是冲压发动机燃烧带来的热载荷，
采用传统意义上的烧蚀冷却或气
膜冷却便可以解决冲
压发动机的热防护技术问题。但是，当马赫数大于
< br>4
或
4.5
时，
即对高马赫数的亚燃冲压发动机或超燃冲压
发动机来说，
传统意义上的这种热防护策略已变得不现
实，而且也很难再
用气膜冷却或隔热材料
[6]
，
通常的
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