弹用超燃冲压发动机关键技术及其实现途径.doc
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技术及其实现途径
龙玉珍
摘 要 介绍了国外超燃冲压发动机进气道、燃烧室、尾喷管、超燃机理及喷咀技术等主要
部件技术的理论研究与系统设计, 并对其关键技术的突破及实现途径进行了讨论。
主题词 超燃冲压发动机 发动机进气道 超音速燃烧室 排气喷管
前
言
超燃冲压发动机的研究与发展是一项十分复杂的技术, 美国和俄罗斯等科学技术发达
家在这一领域付出了巨大努力, 自 60~ 70 年代起就开始对超燃冲压发动机进气道设计、超 机理、喷嘴技术、燃烧室、喷管等主要部件技术进行了理论研究和系统设计, 以突破其关键
术, 取得了大量数据与宝贵经验。
1 关键技术
关于超燃冲压发动机的关键技术的研究包括如下几方面。
1. 1 进气道
进气道是超燃冲压发动机的一个关键部件。 对其研究的主要任务是确定捕获空气量、 压恢复或动能效率、出口流动特性, 例如, 压力、速度、温度、物质和紊流等。为此, 需要详 地了解亚音速和超音速混合流区有无激波时的内外压缩流体力学, 最为关注的是附面层增 与内流的相互作用。
根据很多研究得到了进气道设计的普遍准则是: 对于给定迎风截面, 流量系数尽可能
大, 进气道收缩比应满足 0. 35 ≤M 3 ?M 0 ≤ 0. 5; 在助推结束时的M a 数下, 气流捕获面积
A 0 ?A i 应不小于最大气流捕获面积比的 0. 6~ 0. 7;
隔离段中任何激波结构前的进气道动能
率应低于 0. 95; 整流罩前缘阻力和波阻必须较低: 在 Α≥12°时应能工作而且不会导致发动
不起动。 图 1 所示三种类型进气道所用设计法则中, 这些要求是头等重要的。
1. 1. 1 模块式或布斯曼式 (B u sem an n ) 进气道 高超音速导弹进气道设计中存在一个棘手的难题。 为了获得高效率, 进气道压缩比在
航状态下必须较高, 而在助推末段较低。 对于固定几何尺寸进气道在较低飞行速度下一定 大量超音速溢流, 向外流后必定有向内压缩波以便在燃烧室产生近轴向流动。 这要求进气 有一部分内压缩导致在助推器末段便于起动。 进气道前缘传热率过高要求采用后掠前缘。 些因素导致模块式进气道的设计。
图 12a 给出的 SCRAM
布斯曼式进气道是一种全内压缩流场。 可设计出具有任意个模
本文 1997204214 收到, 作者系航天工业总公司第 31 所高级工程师
的许多方案, 最受关注的是 3 模块和 4 模块设
计。 图中所示模型均进行了试验, 设计M a =
7. 8, M a 4 时可自行起动。3 模块适用于| 型 导弹, 4 模块对l|I 型及改型最佳。 对于这种方
案, 各模块分别起到一个独立发动机的作用,
并可利用其燃料流量的不同控制推力向量。
1. 1. 2 “陷波”式进气道
如图 12b 所示进气道, 研究了环形、头部 颚下和后置半环形“陷波”式进气道方案。 在这
些方案中, 气流先在外压缩面上向外转折, 然 后通过整流罩前缘的强度转为轴向。 理论上整 流罩前缘外表面平行于弹体轴线, 以消除 Α=
0°时整 流罩的波阻。为了减少强激波冲击压缩
斜面附面层所造成的不良影响, 可设置缝隙、 小孔和戽斗等不同抽吸结构。 也可用分流器方 法控制附面层。 总之, 需要进行详细的综合设 计与性能分析以评估是否利大于弊。
1. 1. 3 内弯风戽式进气道
图 12c 给出的这种新的进气道概念具有多 个风戽, 每个风戽捕获一个扇形区的气流。 各
风戽之间的空间用于起动过程的放气, 并在适
a)
单元体的布斯曼式进气道剖视图
b ) 陷波式进气道侧视图
c) 多内弯风戽式进气道侧视图
图 1 高超音速冲压发动机典型进气道设计
当时分流附面层的空气, 三个以上风戽可以对称安置, 以使进气道总性能对滚动角不大敏
感, 从而可进行侧滑—转弯控制。 而两个风戽可置于迎风一侧, 适于倾斜—转弯控制方案。
美国应用物理研究室对双模态超燃冲压发动机用多个内弯风戽式 (M IT S) 进气道进行
M a = 3~ 6 的风洞试验, 试验采用适合多个内弯风戽式进气道概念的两种单个风戽式进气 模型。在紧靠进气道喉部下游设置一组外壳放气槽, 可以大大改善内弯风戽式进气道的超 界稳定特性, 背风工作时能够稳定其溢流, 使燃烧室的当量比继续增加, 从而增加导弹的 力。对于具有多个进气道供给一个共同燃烧室的双模态发动机, 采用可调进气道放气对性
改进具有重要意义。
另一种M a =
4、转弯角 33°内弯风戽式超燃冲压发动机进气道在N SW C 超音速风洞 2
完成了一系列试验, 测量包括二元激光多普勒风速仪 (L DV ) 测量平均和脉动速度分布, 若
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