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其主要采用了超燃冲压发动机以此达到高超声速的目的,当冲压发动机燃烧室入口气流速度为超声速时

十二月 12th, 2019  |  未分类

  出品:科普中国军事科技前沿

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主题词冲压发动机超声速燃烧超燃冲压发动机高超声速飞行器本文2002~0(-16收到,作者系中国航天科工集团三院31所高级工程师概述气式喷气发动机类,由进气道、燃烧室和尾喷管构成,没有压气机和涡轮等旋转部件,高速迎面气流经进气道减速增压,直接进入燃烧室与燃料混合燃烧,产生高温燃气经尾喷管膨胀加速后排出,从而产生推力。它结构简单,造价低、易维护,超声速飞行时性能好,特别适宜在大气层或跨大气层中长时间超声速或高超声速动力续航飞行。

  作者:兰顺正(察哈尔学会研究员)

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当冲压发动机燃烧室入口气流速度为亚声速时,燃烧主要在亚声速气流中进行,这类发动机称为亚燃冲压发动机,目前得到广泛应用;当冲压发动机燃烧室入口气流速度为超声速时,燃烧在超声速气流中开始进行,这类发动机称为超燃冲压发动机,目前得到了广泛研究。亚燃冲压发动机一般应用于飞行马赫数低于6的飞行器,如超声速导弹和高空侦察机。超燃冲压发动机一般应用于飞行马赫数高于6的飞行器,如高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机。

  监制:光明网科普事业部

▲凌云飞行器的模型,其体型看起来不算大

超燃冲压发动机通常又可分为双模态冲压发动机(dualmodle态冲压发动机是指发动机根据不同的来流速度,其燃烧室分别工作于亚声速燃烧状态、超声速燃烧状态或超声速燃烧/亚声速燃烧/超声速燃烧状态。对于这种发动机如果其几何固定,通常能够跨4个飞行马赫数工作,目前研究较多的是M=
3(4~7(8的双模态冲压发动机;双模态冲压发动机如果几何可调,则能够在更宽的马赫数范围内工作,如2~12.双燃烧室冲压发动机是指同一发动机同时具有亚燃冲压和超燃冲压双循环的超燃冲压发动机,采用双循环的主要目的是用亚燃冲压发动机点燃超燃冲压发动机来解决煤油燃料的点火和稳定燃烧等问题。

  在5月份的全国科技活动周暨北京科技周活动主场的军民融合展会上,国产“凌云”临近空间高超声速通用试飞平台公开亮相,这意味着中国的高超声速飞行器技术又进了一步。

在不久之前举行的国内某展会上,首次公开展示了一款我国国产的临近空间高超声速通用试飞平台凌云的模型,而从这个曝光的外观上来看,该武器平台采用了有别于之前我们所知道的国内正在开发的临近空间助推滑翔高超声速导弹,其主要采用了超燃冲压发动机以此达到高超声速的目的,而这就是俗称的吸气式高超声速飞行器,那什么是超燃冲压发动机?,采用了这种方式的凌云又有着怎样的特点?其的背后又说明了哪些事呢?今天我们就来简单说说。

超燃冲压发动机技术是发展高超声速技术的关键。它涉及到空气动力学、气动热力学、计算流体力学、燃烧学、材料学等多学科的前沿问题及其交叉,是超声速燃烧、吸热型碳氢燃料、热防护、发动机/飞行器机体一体化、地面模拟试验和飞行试验等众多高新技术的集成,以其为动力装置的高超声速巡航导弹、高超声速飞机、空间作战飞行器/未来低成本可重复使用大地往返运输系统对于国防安全、未来空间作战和航天运输都有重要意义。

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▲超燃冲压发动机的原理

目前,美、俄、法、日、德、英、印度等都正大力发展这方面技术。预计美国将在2010年前后完成高超声速巡航导弹研制,在2020年前后研制成实用的高超声速飞机,在2025年前后研制成功未来低成本可重复使用大地往返运输系统。

  “凌云”临近空间高超声速通用试飞平台(图片来自网络)

超燃冲压发动机简单来说就是指燃料在超声速气流中进行燃烧的冲压发动机,其特点就是可以在飞行中获取氧气,因此其可以无需携带氧化剂,这样一来,就可以节省发动机的重量,也就是说在消耗相同质量推进剂的情况下,其本身可以产生大于传动火箭发动机4倍多的推力,故而其具有结构简单、重量轻、推重比大等特点。而采用了这种发动机的飞行器,就是上文说到的吸气式高超声速飞行器,这当中就包括了吸气式高超声速飞机、吸气式高超声速导弹等,这种飞行器的飞行速度可以达到5-6马赫以上,能够在临近空间进行飞行,且具有射程远、速度快,突防能力强的特点,因此备受世界各国的高度关注,甚至不遗余力进行相关方面的研发。但是为何这样一种发动机或者说采用了这种发动机的吸气式高超声速飞行器目前没办法大规模应用呢?理由很简单,因为这种超燃冲压发动机太难搞定了,其主要困难就在于吸气式高超声速飞行器在进行高超声速飞行时,其发动机在工作状态下吸入的气流速度都是在5-6马赫的高超声速以上,而要在这中速度下的气流中添加燃料并点火成功且保持较长时间的燃烧难度无疑是等同于在18级飓风中点燃一根火把并保持它燃烧一段时间,且如果采取一般冲压发动机的办法,即把气流减速增压,就会导致在5马赫速度以上时,气流减速增压所带来的高压强高温度会超过发动机材料承受极限,导致整个发动机烧毁,由此可见,其开发难度极大,故而目前在世界上,只有少数几个国家对于这种飞行器或者导弹的研发进入了一个样机测试阶段,比如此前美国的X-51A飞行器就曾在18.3KM的空中以5.1马赫的速度飞行了210秒,距离达到了426KM,但这个距离实际使用还存在一定距离。

1超燃冲压发动机的应用背景超燃冲压发动机的应用背景是高超声速巡航导弹、高超声速飞机、空天飞机等,预计最先得到应用的将是高超声速巡航导弹。

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▲凌云的介绍板

1.1高超声速巡航导弹高超声速巡航导弹具有快速反应能力、相当高的突防概率、具有很强的穿透力。凭借其高速度,在很短时间内就能够打击近千千米以外的目标。美国发展巡航导弹的重要目标就是增强快速反应与打击能九尤其是打击机动目标,如导弹发射架、航空母舰等高价值机动目标。高超声速巡航导弹能有效地遏制地基、机载、舰载预警及武器系统整体功能的发挥。在满足命中精度要求的条件下,高超声速巡航导弹的巨大动能能有效地提高对加固目标等目标的毁伤概率。1.2高超声速飞机高超声速飞机在实时侦察、远程快速部署和精确打击方面具有明显的军事价值。高超声速飞机实施实时侦察有独特的优越性。目前,各国主要依靠卫星和常规侦察机执行侦察任务,这两种侦察手段均有局限性,特别是在对一些重大突发事件的实时侦察方面存在明显不足。高超声速飞机具有突防能力强,被拦截概率小,能深入敌纵深进行侦察的特点。

  高超声速飞行器是飞行速度超过5马赫的飞机、导弹、炮弹等有翼或无翼飞行器的总称。由于蕴含巨大的军事和经济价值,所以高超声速飞行器已成为当今世界各军事大国纷纷投资的领域,成为21世纪航空航天事业发展的一个主要方向。

▲X-51A飞行器

高超声速战斗机配挂防区外攻击武器,以高空、高速进入或退出目标区,或战斗机配挂高超声速防区外攻击武器,利用武器的高超声速实施突防、攻击,都必将大大提高航空武器系统的突防概率、作战生存力和作战效能。当然,高超声速战斗机配挂高超声速巡航导弹则更是如虎添翼。

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▲陆基发射的凌云,由于吸气式高超声速飞行器无法在相对静止或低速状态下直接点火,因此需要一个助推火箭将其发射到一定速度和高度才行

超燃冲压发动机技术进一步发展还可能用在洲际飞机上,这种洲际飞机飞行速度约为Ma
=5~6,航程达数万公里,各大洲之间约2h即可到达,有很大的潜在市场。美、日、俄、法等国曾研究过各种以涡轮为基础的吸气式组合循环推进系统作为其动力装置,美、日等国至今仍在以国际合作的形式继续进行研制。

  美国快鹰高超音速巡航导弹(图片来自网络)

而此次曝光的我国凌云,很明显,其就是作为未来我国军民两用吸气式高超声速飞行器的一个原理样机试飞平台,而从该飞行器的外观上看,其头部的四个进气道采用了独特的X形布局,很明显这样做可以较好的改善导弹的机动性能,且该弹的进气道采用三面预压的亚燃—-超燃一体化设计,并与弹身融为一体,这样做的好处就是可以压缩整个飞行器体积,使其可以适用于多种平台发射,包括陆基、海基、空基等。而与此前说到的类似DF17这样的助推滑翔高超声速导弹相比,凌云的优势主要在于其可以一弹多平台,且由于助推滑翔高超声速导弹的弹头是无动力的,因此在弹道选择和规划上没有有动力的吸气式高超声速导弹来得灵活多变。

1.3空天飞机空天飞机的特点是:能够象普通飞机一样起飞,以高超声速在大气层中飞行,在30km
~100km高空的飞行速度可达12
~25倍声速;能够直接加速进入地球轨道;能安全返回并再入大气层,象普通飞机一样在大气层中滑翔并降落;能够重复使用。

  高超声速飞行器大致可分为两个种类:

▲凌云的头部拥有4个X形布局的进气道

空天飞机将作为反卫星武器平台、监视和侦察平台、天基系统的支援平台,在未来的空间控制和空间战中将发挥重要作用:迅速回收或更换与国家安全密切相关的失效或失误的航天器;检查来历不明和可疑的轨道飞行目标;捕捉或摧毁不友好的航天器;当航天器观察到地面或空间出现严重事件时,可用空天飞机迅速查明情况,救援处于困境或生病的宇航员或使他们摆脱困境。

  第一类为吸气式高超声速飞行器,这类飞行器依靠自身高性能动力推进系统就可实现大气层内数倍音速的飞行器。超燃冲压发动机、脉冲爆震发动机是这类高超声速飞行器的关键技术。

▲此前盛传是YJ18陆基版的发射车,真实情况是,该车是我军未来下一代陆基发射的吸气式高超声速导弹的发射车

空天飞机将为未来的航天发射服务。在快速发射和降低航天发射费用方面具有明显的潜力,特别适应未来信息化战争的需要,可以低成本地快速部署小卫星星座和回收卫星。

  第二类高超声速飞行器又被称为助推滑翔高超声速飞行器。目前助推滑翔高超声速飞行器大多采用技术上可行的火箭助推获得速度完成进入太空,达到最高点后下降进入大气层,进入大气层后通过气动升力效果在靠近大气层的边缘进行滑翔,最终抵达目标上空。

▲由战斗机发射的吸气式高超声速导弹飞行示意图,未来我国类似的导弹不仅适合各类三代/三代半战斗机的外部挂载,也可以由J20之类的四代机的内部弹舱进行挂载,另外这种导弹跟普通巡航导弹一样,都可以搭载不同的战斗部,比如半穿甲或图中的可抛撒子弹等

2超燃冲压发动机的关键技术与飞行器高度一体化的超燃冲压发动机系统主要由进气道、燃烧室、喷管等关键部件组成。

  高超声速飞行器一旦武器化,其首要特点就是一个“快”字。这类武器的飞行速度设计指标都在5马赫以上,因此能在很短的时间内抵达地球上的任何一点,迅速打击数千或上万公里外的各类军事目标。同时这类武器则可在瞬间跨越遥远的距离,使对方拦截兵器没有足够的反应时间和实施拦截的飞行速度,有利于突破对方防空火力拦截,达到出其不意的攻击效果。另外高超声速武器不但拥有精度,而且借助高速飞行获取巨大动能,通过直接碰撞杀伤目标,其产生的巨大破坏力适合打击加固和深埋目标。

其主要采用了超燃冲压发动机以此达到高超声速的目的,当冲压发动机燃烧室入口气流速度为超声速时。最后,笔者是这样认为滴,此次曝光的凌云可以说是印证了我国在吸气式高超声速领域已经取得了一定的突破,而在未来我国的新一代中远距导弹打击系统里主要将由助推滑翔高超声速导弹和吸气式高超声速导弹两者构成,而前者类似目前的弹道导弹,后者则类似目前的巡航导弹,从而使得中国的国之利剑变得更加锋利。

其主要关键技术包括:在飞行马赫数范围内时,长度短、性能高、工作稳定的进气系统;能为推进系统提供最佳性能的燃烧室;能在飞行器整个工作范围内提供有效推力的排气系统;发动机总体性能优化;能提供最大有效能量又能提供充分的冷却能力的燃料和燃料供给系统;适合高超声速飞行的热结构和材料;以及演示验证技术等。

  “东风—征服”名扬海外

2.1发动机/飞行器一体化在高超声速飞行条件下,由于激波损失、摩擦损失、附面层分离、附面层与激波相互影响等因素,将显着地增加飞行器的阻力。超燃冲压发动机在高超声速飞行器中的合理布局可以明显地减小飞行器的阻力,使飞行器获得较高的升阻比;同时,飞行器外形、发动机在飞行器中的布局,对进入发动机气流的流量大小、流场品质有重要影响,也影响到发动机出口气流的膨胀,从而影响到发动机部件性能和总体性能,影响到发动机的部件结构和总体结构。从发动机研究角度出发,发动机/机体一体化主要研究:发动机在飞行器中的布局,发动机的进气道性能受到飞行器前体的影响(前体预压缩对增大进气道的流量是有利的,但是其产生的附面层、摩擦损失、流场不均匀性等对发动机的性能是不利的),飞行器后体对发动机出口气流膨胀的影响(发动机尾喷管与飞行器后体相互匹配,控制气流膨胀不足和过度,增大发动机推力和减小尾部底阻)。

  这些年来中国在第二类高超声速技术领域的发展引人瞩目,如2014年1月14日由美国华盛顿自由灯塔报首先向外界披露,中国于2014年1月9日首次测试的一种高超音速滑翔载具,2014年1月15日,中国国防部证实了这一消息。

2.2超燃冲压发动机总体技术超燃冲压发动机总体技术主要是协调与飞行器总体的关系,约束发动机各部件的性能指标,涉及到推进系统总体性能优化选择、总体结构、热管理、部件形式选择与性能要求、发动机控制方案等。

  美国军方将这项高超音速滑翔式导弹载具试验对象命名为WU-14。WU指的是中国山西省五寨导弹基地,14为该型号首试年份,既2014年,中国国内也有舆论将其称为“DF—ZF”(即“东风—征服”的首字母)。外媒称,在随后的近3年时间里,中国已对该超高声速滑翔载具进行了7次测试,其中6次被认为成功。

冲压发动机的特点是在设计点具有较高性能,偏离设计点,性能迅速下降,因而工作范围不宽,通常只能够跨2个马赫数工作。以超燃冲压发动机为动力的高超声速飞行器,巡航速度一般大于马赫数6,在从0起动速度到巡航速度的范围内,冲压发动机工作的速度范围越宽,飞行器的总体性能越优,因此理想的工作状态时希望冲压发动机能够在马赫数低于2时就开始工作,一直使飞行器加速到巡航速度,但是这给发动机的设计带来了很多困难。因此优化选择发动机的工作过程,在较宽的速度工作范围使发动机具有较高性能成为发动机总体技术首先要解决的问题。

  “凌云”高超声速飞行器厉害在哪

通常在飞行器马赫数小于6时,冲压发动机采用亚声速燃烧比采用超声速燃烧具有更高的性能。亚燃冲压发动机与超燃冲压发动机简单串联或并联组合,都不能够使冲压发动机获得良好性能。这必然要求具有较宽工作范围的超燃冲压发动机既能够实现超声速燃烧,也能够实现亚声速燃烧,即所谓双模态燃烧。在不同的马赫数条件下,合理配置发动机气流通道,实现发动机不同的工作模态和模态之间平稳地过度,也是超燃冲压发动机总体技术研究的关键。

  一直以来,中国的第一类高超声速技术显得有些默默无闻,在国际上这类飞行器知名的主要有美国的X-51、俄罗斯的“锆石”等。而本次的“凌云”可谓是帮助中国补齐了这块短板。

超燃冲压发动机外部是高超声速气流,气动加热形成了很强的热负荷(对于巡航马赫数6,驻点温度达到了1700K),发动机内部是高超声速气流减速后继续燃烧的高速、高温(对于巡航马赫数6左右工作的发动机,内部气流总温可达3000K以上)气流。工作环境热负荷大,必须采用主动冷却。在超燃冲压发动机冷却过程中,冷却剂和燃料合二为一,冷却剂的流量等于燃料流量,一方面要在给定的燃油流量下通过设计合理的冷却结构达到冷却效果。对于煤油燃料来说,另一方面还要求燃油吸热达到合适的温度,以便于产生相变,形成气态燃料,或裂解成甲烷、乙烯、氢等小分子有助于燃料高效燃烧。相对于火箭发动机,超燃冲压发动机的燃料只含还原剂,可用来作冷却剂的量大大减少,而相对的冷却面积反而比火箭大。这些都给超燃冲压发动机的热管理研究带来了更大的困难。

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2.3进气道技术超燃冲压发动机要求高超声速进气道能够在宽的马赫数范围内具有良好的起动特性、较高的空气流量捕获系数、较高的总压恢复系数、良好的出口流场品质以及较高的抵抗燃烧形成高压的能力等性能,这些性能与进气道的几何构型紧密相关,对附面层、壁面摩擦、附面层与激波的相互影响等也相当敏感,而且各性能指标之间相互耦合、相互矛盾,在实际研究中还将涉及到进气道的冷却问题、实验时的测试方法等,这些都影响了高超声速进气道技术研究的复杂性。为此,需要优化选择高超声速进气道几何构型,研究三维压缩效应、附面层的发展规律及其吸除技术、附面层与激波的相互作用规律、试验模拟方法等。

  “凌云”头部进气道特写,从这里可以看到它采用了弹头进气布局(图片来自网络)

2.4燃烧室技术超燃冲压发动机燃烧室技术要解决的主要问题是在有限的空间、时间内和在高速气流中,实现燃料的喷射、雾化、蒸发、掺混、点火、稳定燃烧,将化学能最大限度地转化为热能,有高的热效率和较小的压力损失,而且要能够适应较宽的燃料/空气当量比变化、燃烧室的压力变化、速度变化,以满足飞行器不同空域和不同速度飞行、加速以及巡航等要求。

  从相关图片可以看到“凌云”高超声飞行器弹头布置有X形四进气道,所以应该是采用的超燃冲压发动机。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。所谓冲压,就是利用飞行器飞行时的迎面气流的压力,使其进入发动机后自然压缩。当飞行速度小于5倍声速时,冲压发动机吸入的空气被压缩后,气流速度会下降到低于声速;但飞行速度再增加,压缩后的气流速度将高于声速。也就是说,燃料必须在高于声速的气流中燃烧,即所谓“超声速燃烧”。由于超燃冲压发动机可以在攀升过程中从大气里获取氧气,因此可以放弃携带氧化剂,节省重量,就意味着在消耗相同质量推进剂的条件下,超燃冲压发动机能够产生4倍于火箭的推力。

双模态燃烧是燃烧室技术研究的关键。超燃冲压发动机为了适应飞行器不同马赫数的工作要求,需要在同一燃烧室中实现亚燃和超燃模态。一种办法是在燃烧室几何固定而沿气流方向的面积是变化的条件下,通过控制燃烧位置、燃烧强度来实现双模态燃烧。另一种办法是通过调节燃烧室的几何面积,适应燃烧的要求,来实现双模态燃烧。前者问题的关键是要在超声速气流中控制燃烧,由于燃烧与气流物理条件、燃料物理化学条件、燃料喷射、燃料与空气的掺混,燃烧室中涡流、激波、膨胀波、附面层等众多因素相关,要实现燃烧的主动控制无疑是高难度的。后者的关键是调节燃烧室的几何面积,由于燃烧室的温度能够达到2000K~烧室几何调节在结构实现上相当困难。

  可问题在于,超燃冲压发动机的研制同样是障碍重重。首先,流过超燃冲压发动机的空气只有几毫秒的通过时间,要想在这样短的时间内完成压缩,并使燃料与空气迅速、均匀、稳定、高效地掺混、点火并燃烧,技术上十分困难,如同“在十二级大风中点燃一根火柴”。其次,超燃冲压发动机需要克服的另一大难题是材料。由于发动机工作时具有极高的热负荷,因此需要使用最高性能的耐高温复合材料。虽然有消息称“凌云”飞行器在数年前就已在社交媒体露过面,但此次官方正式公布无疑是向世人宣布中国的超燃冲压发动机技术已经趋于成熟,这为中国自己的高超声速巡航飞行器打下了坚实的基础。

燃烧室技术另一重要问题是燃烧室的冷却及其与燃烧的耦合。由于燃料就是冷却剂,流量有限,而受热面积大、温度较高,这必然导致燃烧室冷却结构的复杂。燃料作为冷却剂在冷却燃烧室壁面后受热,发生物理和化学变化,这将影响燃料喷射的穿透深度、燃料与空气的掺混效果、燃烧火焰传播速度等。

2.5喷管技术超燃冲压发动机尾喷管技术主要解决的问题是在不同的燃烧室出口条件下使气流能够膨胀到接近外界大气条件。需要研究喷管气动轮廓、具有轴向和法向压力梯度的粘性流场、非平衡化学反应等。由于不同飞行状态,喷管需要的膨胀比变化大,在给定几何尺寸下使出/进口气流冲量差最大,为此需要研究喷管轮廓与机体后体的一体化设计、气体主动分离技术、尾喷管调节技术等。

2.6燃料供给与控制技术为了使推进系统在宽广的范围内可靠工作,获得满意的性能,必须采用机体/推进一体化的控制技术。高速度、大空域和机动飞行对燃料供给系统提出了更高的要求。

2.7燃料技术煤油点火滞后时间比氢点火滞后时间长一个数量级以上,火焰传播速度比氢的火焰传播速度要低一个数量级,煤油点火和稳定燃烧困难。因此点火可靠、燃烧稳定是煤油型超燃冲压发动机技术研究的起点。早期使用燃点低的硼烷、烷基金属加助燃催化剂方法,但带来不安全及毒性问题,后来用氢作为附加燃料的方法解决了点火问题,但是这种方法也难以实际应用。受到这一思想的启发,吸热型碳氢燃料技术的研究受到了特别重视。

吸热碳氢燃料作为冷却剂,吸收了发动机部件的热量,同时通过催化、裂解、发生相变形成气态煤油、小分子碳氢燃料和氢的混合物进入燃烧室。一方面燃料通过相变和裂解能够吸收大量的热量,满足了燃烧室等壁面的冷却要求,另一方面大大改善了液体燃料雾化、掺混性能以及燃烧性能。吸热型碳氢燃料技术主要包括燃料催化裂解、拟制结焦及其在超燃冲压发动机应用等。

2.8热结构、材料和制造工艺超燃冲压发动机各部件、各分系统要能够经受高速飞行时的高温、高过载、高强度的考验。

各部件、各分系统热环境分析和热负荷计算,利用燃料主动冷却的热结构设计,复杂结构的制造工艺,高温、高过载的轻质、耐热、高强度材料的应用研究等也是非常重要的。

3超燃冲压发动机的研究方法超燃冲压发动机的主要研究方法有:数值计算模拟、缩比模型的实验研究、发动机工作过程研究、缩比发动机的飞行试验、全尺寸发动机的飞行试验等。

数值计算模拟的目的是预估超燃冲压发动机的性能;研究内外流参数对发动机效率、经济性、推重比等的影响;在给定目标下函数(如推力、几何尺寸、重量等)下研究气流通道参数的优化。

数值计算模拟的优点是可以在很宽的范围内计算发动机的各种参数,提供总体和部件设计所需的各种气流数据,还可以把原理性试验研究、工作过程研究、飞行试验中获得的数据进行综合、找出规律,还能够模拟发动机与飞行器之间的相互影响。数值计算模拟的缺点是需要使用湍流和物理化学变化的半经验数学模型,在真实飞行马赫数、雷诺数以及气体组分条件下无法对运动方程进行精确求解。

缩比模型的实验研究的目的是揭示和探索超燃冲压发动机及部件的工作原理及规律。优点是可以研究发动机所涉及的气体动力、热力学、燃烧学等现象,如研究发动机内流的粘性、湍流、气体分离等,研究发动机中的燃烧稳定、能量释放、火焰传播等规律。由于无法遵循所有的相似准则、无法使用全同的通道构型和无法保证流动的初始与边界条件,缩比模型的实验研究不能够全面模拟超燃冲压发动机整个通道和部件的工作过程,只能模拟流动和物理化学现象的一些特征,获得不完善的结果。

发动机工作过程研究目的是研究在飞行轨道上部分可能的状态点条件下发动机和部件气流通道在接近真实条件的工作情况。其优点是可以广泛进行各种工作过程的模拟试验。由于仅在有限的飞行马赫数和雷诺数范围内,能够在地面试验设备上进行工作过程模拟,而且对模型尺寸也有限制,这导致只能对发动机内气体的物理化学成分、流动的初试与边界条件进行部分模拟,从而使试验结果具有局限性。

进行缩比模型的飞行试验的目的是在沿着近似真实的飞行轨道,研究发动机及其部件气流通道在更接近真实条件下的工作过程。优点是可以在有限的雷诺数和试验时间内使用真实的气体组分沿飞行轨道全面模拟发动机的真实过程。其缺点是发动机通道尺寸小以及测试困难。

全尺寸发动机飞行试验可以研究沿某种飞行轨道上超燃冲压发动机的各种参数,研究发动机与飞行器之间的相互影响。缺点是只能获得有限的工作过程参数数据,而且成本很高、风险很大。

以上的研究方法是相辅相成、相互促进的。在用数值计算模拟研究时,要用到各种基本数据,可以是实验研究、工作过程研究、缩比飞行试验和全尺寸飞行试验中获得的数据。其它的研究方法可以对实验研究得到的结果进行验证和外推。工作过程研究要用到实验研究和数值模拟的结果,也需要用缩比飞行试验来验证和扩展其研究结果。缩比飞行试验研究要首先利用数值模拟、实验研究、工作过程研究的结果,并对它们进行验证和外推。用全尺寸发动机飞行试验对所获得的结果和形成的方法进行进一步验证、修正和外推是必要的。

4结束语超燃冲压发动机技术涉及到大量基础和应用科学问题,是高难度的高新技术。从高超声速技术发展来看,美、法、英等国的高超声速技术还在应用研究的起步阶段,美国超燃冲压发动机飞行试验的工作时间仅为毫秒级,英国的高超声速技术飞行试验计划也才刚刚启动,距离实际应用确有很大距离。但是,由于高超声速巡航导弹和空天飞机等需求的牵引,越来越多的国家和地区仍在持续进行超燃冲压发动机技术研究。21世纪,超燃冲压发动机技术必将得到较快发展和实际应用,必将对军事、航天、国民经济等产生深远影响。

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