☆☆☆中國衝壓發動機的發展☆☆☆

我國在60年代就著手發展了液體燃料衝壓發動機。某幾種液體燃料衝壓發動機和固體火箭衝壓發動機均獲得成功。在研究整體式液體燃料衝壓發動機方面獲得重要進展。高超音速組合吸氣式發動機的概念研究和可行性研究正在進行。超音速燃燒的研究正在開展。
在60年代就著手發展了液體燃料衝壓發動機。某幾種液體燃料衝壓發動機和固體火箭衝壓發動機均獲得成功。在研究整體式液體燃料衝壓發動機方面獲得重要進展。高超音速組合吸氣式發動機的概念研究和可行性研究正在進行。超音速燃燒的研究正在開展。
眾所周知，在超音速領域中，衝壓發動機的熱效率優於其它可能的吸氣式發動機。衝壓發動機比沖高，結構簡單，它獲得了廣泛的應用。在我國，錢學森和梁守磐教授倡議和領導了衝壓發動機的發展工作。在60年代就積極著手發展了液體燃料衝壓發動機。現在有幾種液體燃料衝壓發動機和固體火箭衝壓發動機已經研製成功，某些發動機已用於低空超音速反艦導彈上。在研究整體式液體燃料衝壓發動機方面已獲得重要進展。高超音速吸氣式組合發動機的概念研究和可行性研究正在進行，目的是找出吸氣式組合推進系統的最佳類型。超音速燃燒的研究工作正在開展。液體燃料衝壓發動機曾研製了不同類型的高空、低空彈用衝壓發動機。

在研製中，一個重要的問題是進氣道。發展了幾種類型的進氣道，諸如帶有單錐的外壓式進氣道、多激波進氣道、側面進氣道、等熵進氣道等。另一個重要問題是燃燒室。研究了不同類型的燃油噴嘴、噴油桿、V型槽穩定器、預燃室，以及氣膜冷卻方法。在上述研究工作的基礎上，衝壓發動機Ⅱ型獲得成功的發展，該發動機在超音速和低空工作，性能如下：飛行速度Ma=2.0;起動速度Ma=1.5～1.8;高度H=0.1～0.5km;發動機直徑D=440mm;相對進口面積 A1=0.40;相對喉道面積Ah=0.80;相對出口面積A4=0.95。衝壓發動機Ⅱ型結構示於圖1（圖略），該型發動機設計特點如下：使用帶有中心錐的外壓式進氣道使用的進氣道中心錐半形為25°。在結尾正衝波后，燃燒室進口馬赫數約為0.2。亞音段當量擴張角為7°36』。進一步的研究表明，經過優化設計，可將當量擴張角提高到9°36』，總壓恢復係數仍保持不變，這樣可以顯著縮短燃燒室長度。經驗表明，在進氣道設計中，要避免結尾正激波和中心錐支板的相互干擾，否則將誘發燃燒振蕩。

使用帶有旋流器的預燃室

預燃室流量大致為發動機總流量的1％。在起動中預燃室的混合比接近化學恰當比，在起動后，混合比顯著下降，在預燃室設計中要考慮混合比的變化。使用雙噴嘴環和V型槽穩定器發動機使用雙噴嘴用環，噴嘴環上均勻裝有離心式噴嘴。燃油濃度的分佈對發動機的工作有顯著影響，燃油在燃燒室中均勻分佈，有利於提高燃燒效率；適當提高燃燒室中心濃度，有利於發動機起動。燃燒室中裝有兩個環形V型槽火焰穩定器。火焰穩定器在燃燒室中的布置直接影響發動機的工作。火焰穩定器安置不當，點火延遲時間拉長，甚至發動機不能起動。通過工業電視，可以清楚地看到，在起動過程中火焰穩定器之間的火焰傳遞。

使用氣膜冷卻

燃燒室火焰筒用氣膜冷卻，採用三段火焰筒，以提高氣膜冷卻效果。在火焰筒上開有小孔，以減少發動機振動。衝壓發動機在地面上進行了充分的試驗。主要設備有衝壓發動機高空直連式試車台、衝壓發動機自由射流試車台、渦輪泵試驗台、離心泵試驗台、進氣道試驗風洞等。高空直連式試車台（見圖2）主要是模擬衝壓發動機燃燒室進口氣流參數，考查燃燒室和尾噴管工作性能。在高空直連式試車台上進行了衝壓發動機本體性能試驗、起動試驗、結構考核試驗、長時間工作試驗、發動機和渦輪泵、調節器的聯合工作試驗、模擬飛行彈道的衝壓發動機聯合工作試驗等。這一高空直連式試車台模擬高度可達30km，模擬飛行馬赫數可達到4，具有先進的測試設備。衝壓發動機自由射流試車台（圖3）向衝壓發動機提供超音速自由射流進氣條件，模擬發動機空中工作的來流速度、環境壓力和溫度，通過自由射流試驗可以確定發動機典型工作狀態的性能。在實際飛行中，飛行器常以某種攻角飛行。自由射流試驗台設有攻角機構，模擬有攻角的飛行狀態，確定攻角對發動機性能的影響。在自由射流試車台上進行了衝壓發動機流量係數標定試驗、臨界推力和喘振邊界試驗和發動機鑒定試驗。衝壓發動機Ⅱ型的飛行試驗獲得成功。結果表明，發動機的飛行性能與地面試驗的結果是一致的。圖4示出某一在飛行中的裝有衝壓發動機的反艦導彈。固體火箭衝壓發動機我國發展的固體火箭衝壓發動機示於圖5（圖略）。

進氣道

4個進氣道對稱環繞安置在燃氣發生器周圍。在飛行中進氣道以超額定狀態工作。富燃推進劑發動機使用丁羥富燃料推進劑，配方中含有高氯酸氨、鋁、鎂等成分。

燃氣發生器

固體燃料在燃氣發生器中燃燒后產生富燃氣，從12個噴嘴中排出，然後富燃氣與來流空氣在後燃室中進行混合。

后燃室固體火箭衝壓發動機使用雙功能后燃室。在發動機開始工作時，后燃室中裝有固體平台推進劑，作為火箭的加速器使用。加速器工作后使火箭具備進行工況轉換的速度。完成轉換后，后燃室被用作富燃氣與空氣燃燒的燃燒室，亦即以衝壓發動機的方式工作。工況轉換在後燃室中設有壓力繼電器，當后燃室中壓力降到預定值時，壓力繼電器工作，起爆加速器噴管釋放機構的爆炸螺拴，隨之加速器噴管、燃氣發生器噴嘴蓋和進氣道罩均脫落，后燃室轉換為衝壓狀態工作。在地面完成了固體火箭發動機的試驗，並成功地進行了飛行試驗。試驗結果表明，比沖已達到6500m/s。整體式液體燃料衝壓發動機本文簡要介紹突擴燃燒室和燃燒室氣流可視化的研究工作。

突擴燃燒室的發展

進行了液體燃料側面突擴燃燒室的研究，試驗中使用直接加熱器加熱，試驗條件為總壓P= 0.75MPa，總溫T=373～473K。在發展突擴燃燒室的初始階段，曾採用方案R（圖6（圖略）），突擴比為A/A=1.53。當噴管面積比為 A/A=0.55,燃燒室可以順利起動。但當A/A=0.75時，在熱試中燃燒室發生強烈的振動。分析后發現，在進氣道出口形成了局部超音速流，因此引起了燃燒的不穩定，甚至於有時燃燒室不能起動。為了改善燃燒室的起動性能，在方案R的基礎上，提出了方案M（圖7（圖略）），增加了第二股進氣管道，裝於燃燒室兩測，並與原進氣道相連接，結構參數如下：A/A=0.61;A/A=0.24;A/A=0.75;L/d=4.熱試結果表明：

a. 在方案M中，燃燒室頭部突擴比保持不變，但降低了燃燒室的氣流速度，因此易於在大噴管面積比條件下起動。b.有了第二股進氣流的注入，消除了燃燒振蕩，並獲得了較高的燃燒效率。c.在第二股進氣流中添加燃料，擴大了火焰穩定極限的範圍（α=0.77～2.20)。突擴燃燒室的流動顯示

在水洞中進行了旁側突擴燃燒室模型的流場研究。為了顯示方便和避免流動畸變，設計了方形透明突擴燃燒室的模型（圖8（圖略））。考慮到燃燒室的對稱性，模型設計為燃燒室的半部，僅帶有一側進氣道，第二股進氣管道設計為可拆卸部分。a.不帶第二股進氣管道的旁側突擴燃燒室模型的流場圖形燃燒室流動的總圖形包含兩個基本區：停留在燃燒室底部區的受限渦。兩個螺旋渦串以相反方向旋轉，被稱作螺旋渦對，由於側面突擴台階的影響，從進氣道出口沿兩邊向下游移動。隨著射流的移動，兩螺旋渦串逐漸互相碰撞，乃至融合在一起（圖9（圖略））。最後旋渦破碎成無數小渦。看來螺旋渦對於燃燒室的性能起著重要的作用。b.帶有第二股進氣管道的旁側突擴燃燒室模型的流場圖形圖10示出，由於主流的衝擊，第二股射流順流動方向彎曲。同時，主流中的渦對也被第二股被彎曲的射流加強，保持了強旋轉特性。比較帶有和不帶有第二股進氣管道的旋流（參看圖11及9），可明顯地發現，第二股氣流的注入加強了螺旋渦的旋度，使其穩定性增強。這就是當裝有第二股進氣管道時，能使燃燒室在大噴面積比下保持穩定燃燒的重要原因。超音速燃燒研究目前，超音速燃燒的實驗研究工作主要集中在混合和燃燒方法上。

加強混合研究

為了加強混合，Northam等人提出了后掠斜坡噴嘴，在坡基上安放噴嘴噴管（圖12（圖略）），這種方式可產生旋渦脫落，使氣流局部分離，藉以增強混合。進行了與上述后掠斜坡噴嘴相似的實驗，噴嘴置於等面積燃燒室管道中，這時流動為收縮流動。熱試表明，當燃燒熱釋放達某一水平，燃燒室會發生堵塞。為了避免堵塞，設計了擴張的后掠斜坡噴嘴(圖13），這樣燃燒室中形成擴張流動。為了增加燃料穿透深度和增強混合，使燃料噴射方向與主流呈適當角度，並採用不完全膨脹噴射燃料。模型氣流參數為：主流馬赫數Ma=2～3;氫燃料馬赫數Mi=1.7;主流當地溫度T=1200～2000K;當量比ψ=0.2～1.2。為了檢查液體射流引起的振蕩衝波對增強混合和燃燒的影響，在後掠斜坡噴嘴前方11mm和下游54mm處安置了液體噴嘴。試驗結果表明：

a. 使用擴張型后掠斜坡噴嘴，隨著氫當量比的增加，燃燒室壓力增加，得到了較高的燃燒效率，有效地解決了燃燒室的堵塞問題。b.使用液體噴嘴噴射煤油時，煤油射流引起的振蕩衝波加強了氫與空氣的混合，燃燒室壓力上升。當用水替代煤油，在同樣的噴射條件下，混合增強的效果不明顯。雙模態超燃衝壓發動機模型試驗當飛行馬赫數Ma>6，超燃衝壓發動機具有良好的性能。人們力圖把亞燃衝壓發動機和超燃衝壓發動機結合起來，因而產生了雙模態衝壓發動機，這樣，預計可以使低馬赫數極限降到Ma=3.5。模型試驗採用擴張型后掠斜坡噴嘴。雙模態燃燒在超燃燒室中進行，該模型由等直段、擴張段和擴大的等直段組成（圖 14）。噴嘴分別放置在x/h=0、x/h=6.2和x/h=21.3等處。從進氣部分到燃燒室底部均設有靜壓測點。實驗結果表明：

a. 藉助於合理設計燃燒室段和變換燃料噴射位置，實現了雙模態燃燒。b.合理設計燃料噴射位置可以提高燃燒效率，降低總壓損失。吸氣式組合發動機進行了二級入軌空天飛機使用的吸氣式組合發動機的概念研究。對渦噴和衝壓發動機組合的方案作了論證。渦噴或渦扇發動機將飛行器加速到馬赫數3.5，然後衝壓發動機接力達到馬赫數6.5以上，一、二級實行分離，使用火箭發動機實現軌道器入軌。原則上有兩種渦輪衝壓方案～串聯和並聯。在串聯方案中，空氣流一部分環繞壓氣機流動，進入衝壓燃燒室。在高速飛行時，壓氣機停止工作，同時還要防護來自進氣的高溫，設計防護渦噴發動機的熱防護結構將是一個關鍵技術問題。在並聯方案中，渦噴和衝壓發動機分別定位，這將易於隔離渦噴發動機。並聯方案也易於實現渦噴和衝壓發動機的流量匹配。並聯方案的安排有可能使迎風面積有所增加。研究了下列渦噴衝壓組合的概念。a.帶有燃氣發生器的空氣渦輪衝壓發動機空氣渦輪衝壓發動機包括壓氣機、燃氣發生器、渦輪和衝壓發動機部分。飛行器將攜帶燃料和部分氧化劑。氧化劑的消耗使這種發動機的比沖比其他吸氣式組合略低。b.空氣渦輪衝壓發動機（圖略）在這種發動機中，使用液氫作燃料，可以得到滿意的比沖。c.回熱式渦輪衝壓發動機在這種發動機中，以經過換熱的氫作為能源，驅動渦輪，為風扇提供動力。經過渦輪的氫在燃燒室和衝壓燃燒室中燃燒。燃燒室中設有換熱器，用氫進行換熱，因此這一方案的難點是高效輕質換熱器的設計。在以上的方案中，傾向於第二種方案，空氣渦輪衝壓發動機有希望獲得高推重比和高比沖。動力方案對於空天飛機是至關重要的。

在這一領域中，各種設計思想異常活躍，出現了各種組合發動機方案，例如以火箭發動機為基礎的組合發動機循環RBCC，就是值得注意研究的一種方案。預計空天飛機的動力裝置仍將需要經過較長時期的概念研究，經過深入的思考和研究，確定最佳的循環。結論在各種噴氣發動機中，衝壓發動機是僅有的可在高速條件下提供高比沖的發動機。它適用於無人駕駛飛行器、靶機、導彈等裝置上。在我國已成功地發展了液體燃料衝壓發動機、固體火箭衝壓發動機。在研究整體式液體燃料衝壓發動機方面取得重要進展。今後的方向是改進燃燒性能，發展高密度燃料和先進的控制系統。高超音速組合發動機，如渦輪衝壓發動機、RBCC等有可能用於二級入軌或一級入軌的空天飛機上。為了尋找既有高比沖，又有高推重比的最佳循環，需要繼續進行概念和可行性研究。超燃衝壓發動機在空天飛機上的應用有良好的前景。使用超燃衝壓發動機的飛行器的出現將開闢推進技術的新篇章。我國已開始進行超音速燃燒研究，在這一領域將做出我們的貢獻。

[ 本帖最後由 白頭翁 於 2007-5-19 16:32 編輯 ]

結論在各種噴氣發動機中，衝壓發動機是僅有的可在高速條件下提供高比沖的發動機。它適用於無人駕駛飛行器、靶機、導彈等裝置上。