弹用超燃冲压发动机关键技术及其实现途径.doc

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 ƒ M 0 ≤ 0. 5; 在助推结束时的 M a 数下, 气流捕获面积A 0 ƒ 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 , 若进气截面上 M a 数测定 , 用 P re sto n 探头测量壁面摩擦 沿壁面静压分布 用激光全息干涉测量密度分布以及定性分析的阴影照像 还研究了附面层吸除对进入进气道的粘性流的影响试验结果表明附面层吸除使进气道效率显著提高 1. 2 隔离段隔离段是在进气道和燃烧室之间设置一定长 度 的 空 气 管 道 , 其 长 度 足 以 容 纳 全 部 燃 前 波 系, 以防止燃烧诱发干扰破坏进气道的流动 。

因此, 稳定这一激波系是很重要的 这要求 可 压缩无粘性和粘性流体动力学 , 特别是激波 ƒ 附面层相互作用有一基本的认识 双燃烧室压 发 动 机 中 存 在 一 大 股 轴 向 燃 料 射 流, 通 过 底 部 流 区 和 自 由 剪 切 层 与 超 音 速 气 流 相 互 作 用使这一压缩过程变得复杂 故需了解这两股气流在压缩流区的相互作用 为 了 解 燃 前 激 波 系 结 构, 用 调 节 等 截 面 、 圆 形 或 方 形 管 道 中 的 超 音 速 气 流 来 模 拟 激 波 构进行研究, 在M 4 = 1. 5～ 2. 7 范围内测量壁面静压分 布 、 附面层和气流内法向与轴向压 分布以及壁面表层摩擦, 试验得 出 Q m 与 M 4 , M f 分 流 比 ( 进 入 超 燃 烧 室 空 气 流 与 进 入 亚 燃室 空气流之比 W a ƒ W g g ) 和几何尺寸的相互关系, 为隔离段设计提供依据 图 3 所示 M 4 = 2. 4分流比为 2. 6 及 1 两种情况下的壁面静压分布表明 , 分流比对燃前激波系结构的影响显著 1. 3 燃烧室燃 烧 室 是 超 燃 冲 压 发 动 机 的 关 键 部 件 之 一, 主 要 研 究 超 音 速 气 流 中 极 为 复 杂 的 燃 料 喷射 、 穿透 、 蒸发 、 混合 、 点火与燃烧过程 。

1. 3. 1 预燃室 预 燃 室 既 可 提 供 一 股 高 温 燃 气源, 也 可 给出高浓度的自由基 它的研制很大程度上可以 沿 用 亚 燃 冲 压 发 动 机 或 燃 气 发 生 器 技 术 , 设 计中 最 重 要 的 是 确 定 预 燃 室 的 临 界 截 面 ( 音 速 截 面 ) 实际上它可分为两类 : 一类采用主发动机 的 部 分 空 气 作 为 氧 化 剂, 另 一 类 则 用 可 贮 存 氧 化 剂 可做成凹洼式 、 楔形 、 锥形等各种形状 双燃烧室冲压发动机中采用亚燃突扩预燃室 ,图 3 双燃烧室冲压发动机分流比对燃前压缩流场壁面压力分布的影响图 4 吸气式预燃室方案先 组织一个近乎化学恰当比的燃烧区, 然后把其余的燃料喷入高温燃烧产物 试验研究表明 ,在 M a = 3～ 4 条件下 , 预燃室可以在当量比为 7. 7 时正常工 作 最 近 美 国 联 合 技 术 研 究 中 心 提 出 了 一 种 新 型 吸 热 式 预 燃 室 , 如 图 4 所 示, 该 预 燃 室 装 在燃烧室壁面上, 其喷嘴位于燃烧室进口处, 有一个可捕获约 1. 5%～ 3. 0% 燃 烧 室 气 流 的 半 锥形超音速进气道 11 。

空气流在整流罩处被扩压至亚音速 , 燃料喷入绕锥前体底部形成的回流区并自动点火, 在接受化学恰当比条件下进行亚燃 产 生 热 的 高 压 火 焰 从 预 燃 室 出 口 延 伸 至 燃烧室气流中 主燃料从预燃室整流罩喷入超燃烧 室 中 , 在 此 与 空 气 混 合 并 随 着 进 入 热 预 燃 火焰时开始点火燃烧 这种吸气式预燃室设计概念的推出导致可研制出一个利用碳氢燃料在宽广的当量比范围内 , 能稳定有效工作的超燃室 1. 3. 2 燃料关 于 超 燃 冲 压 发 动 机 燃 料 的 研 究, 要 求 采 用 后 勤 适 用 的 、 高 能 量—密 度 、 可 贮 存 液 体 燃料, 燃料混合物或糊状燃料, 这些燃料在 1. 5m s 的停留时间内 接 近 完 全 燃 烧 一 些 燃 烧 性 能确 实 很 好 的 高 能 燃 料 或 点 燃 剂 、 助 燃 剂 在 后 勤 上 是 不 适 宜 的, 它 们 是 自 燃 、 有 毒 、 致 癌 的 且非 常昂贵 后勤适用单组元推进剂起动燃料 , 但却不能达到所要求的释热程度 因此 , 需要研究高能量—密度, 可贮存液体燃料或反应快又安 全 的 起 动 燃 料 。

还 需 要 彻 底 了 解 燃 料 和 产 物的流变和热化学性质 , 包括蒸发和点火能量以及 化 学 动 力 学 双 燃 烧 室 冲 压 发 动 机 方 案 解 决了这 个 难 题, 它 可 以 采 用 纯 大 比 重 碳 氢 燃 料, 在 高 超 音 速 飞 行 条 件 下 有 效 停 留 时 间 内 达 到 所需能量释放 几 种 糊 状 燃 料, 最 引 人 注 目 的 是 含 镁 和 T HM C PD 的 燃 料 , 在 超 燃 冲 压 发 动 机 环 境 中 试验不能持续燃烧 至于糊状重碳氢 ƒ 硼燃料试验甚少 若能克服与 B 2O 2 粒子覆盖层有关的点火 延迟 , 那它最有希望 双燃烧室冲压发动机因允许硼粒子进入燃烧室前预热可克服此问题 1. 3. 3 燃料喷射器超燃冲压发动机燃烧室通常采用喷射和轴向喷射两种方式 :a) 壁面燃料喷射 对于壁面喷射 , 必 须 了 解 给 定 空 气 来 流 初 始 条 件 和 固 定 超 燃 烧 室 约束 情况下 , 各种不同燃料喷射器方案中给定燃料的喷射。