超燃冲压发动机主动再生冷却

采用双毛细管等流量法测量航空煤油RP-3的动力黏度冯松;毕勤成;刘朝晖;潘辉;曹冬冬【摘要】为实现超临界压力下航空煤油RP-3的动力黏度测量,在原双毛细管黏度计对比计算法基础上,采用等流量法并引入离心力修正系数对测试段毛细管压降进行修正,测量压力可达10 MPa,测量温度范围提高至306.6～673.4 K.等流量法根据上下游毛细管质量流量相等,通过测试流体在上下游毛细管中的压降关系及下游测试段毛细管热膨胀系数推算出该流体动力黏度.该方法简便可靠,在所测温度范围内的相对标准不确定度为1.16％～2.92％.通过纯物质十二烷及质量比为1:1的正辛烷正庚烷二元混合物对等流量法进行标定,试验结果与文献值的相对偏差在±2.18％以内,相对偏差绝对平均值小于0.74％.在压力为3、4、5 MPa,温度为306.6～673.5 K的条件下,采用该方法测量了航空煤油RP-3的动力黏度.该方法的应用可为进一步提高超临界航空煤油动力黏度的测量温度范围创造条件.%To measure the viscosity of the aviation kerosene RP-3,this paper proposed a new flow meter based on the double-capillary viscometer with the comparison calculation and the centrifugal effect due to coiling of the capillary being considered to revise the pressure drop of tested capillary.This calculation was applied to the measurement of viscosities of aviation kerosene at supercritical pressures up to 10 MPa and temperatures from 306.6 K to 673.5 K.The viscosity of the tested fluid is deduced through the measured relationship of the pressure drop between the upstream and downstream capillaries and the thermal expansion of the downstream capillary.The relative standard uncertainty of dynamic viscosity measurement is identified as 1.16％-2.92％ within this paper's measuring range oftemperatures.The n-dodecane and the binary mixtures of n-octane and n-heptane with a mass ratio of 1 ∶ 1 were tested.The results showed a relative deviation within ± 2.18％ and an absolute average relative deviation below 0.74％.The viscosity of aviation kerosene RP-3 was measured on the basis of the calibration experiments at the pressures of 3,4 and 5 MPa and the temperatures from 306.6 K to 673.5 K.The method can be further extended for a larger temperature measurement range of the dynamic viscosity of aviation kerosene under supercritical pressures.【期刊名称】《西安交通大学学报》【年(卷),期】2017(051)003【总页数】6页(P48-53)【关键词】双毛细管;动力黏度;航空煤油RP-3【作者】冯松;毕勤成;刘朝晖;潘辉;曹冬冬【作者单位】西安交通大学动力工程多相流国家重点实验室,710049,西安;西安交通大学动力工程多相流国家重点实验室,710049,西安;西安交通大学动力工程多相流国家重点实验室,710049,西安;西安交通大学动力工程多相流国家重点实验室,710049,西安;西安交通大学动力工程多相流国家重点实验室,710049,西安【正文语种】中文【中图分类】TK123;O621.2在超燃冲压发动机主动再生冷却技术中，航空煤油在注入燃烧室之前，作为冷却剂冷却发动机外表面，吸收多余热负荷［1－2］。

超燃冲压发动机热管理全文共四篇示例，供读者参考第一篇示例：超燃冲压发动机（Supercritical Combustion Ramjet，简称SCRJ）是一种新型的高速发动机，采用了超燃燃烧技术，结合了冲压发动机的特点，能够实现更高的飞行速度和更高的燃烧效率。

热管理对于SCRJ来说至关重要，它能够影响发动机的性能和寿命，保证发动机的正常运行。

热管理对SCRJ的重要性：SCRJ是一种高速发动机，工作温度非常高，燃烧室内温度可达到3000K以上，如果热管理不当，会导致发动机过热，损坏发动机零部件，甚至导致爆炸。

热管理是SCRJ发动机设计的重要组成部分，关系到发动机的性能和安全。

热管理的主要技术：1.冷却系统：SCRJ采用冷却系统来降低发动机零部件的温度，保持发动机在正常工作温度范围内。

冷却系统包括内部冷却和外部冷却两种方式。

内部冷却主要是利用发动机本身的流体循环来将燃烧室和喷嘴降温，外部冷却则采用空气或液体来冷却发动机表面。

2.燃烧控制：燃烧控制是通过调整燃料供给和空气流量来控制燃烧室内温度，保持发动机在安全工作范围内。

燃烧控制技术包括喷射式燃烧和旋流燃烧等方式，能够有效地降低燃烧室内温度，提高燃烧效率。

3.隔热材料：SCRJ发动机使用隔热材料来包裹发动机零部件，减少热量传导和辐射，防止发动机温度过高。

隔热材料有陶瓷、碳纤维等材料，能够有效地减少温度梯度，提高发动机的使用寿命。

1.性能提升：良好的热管理能够提高SCRJ的燃烧效率，降低燃料消耗，提高推力和飞行速度。

合理的燃烧控制和冷却系统能够实现发动机的最佳工作状态，提高整体性能。

2.安全保障：热管理对于SCRJ的安全性至关重要，能够保证发动机在高温环境下正常工作，防止过热导致的事故发生。

合理的热管理能够延长发动机寿命，减少维护和更换成本。

3.环保节能：SCRJ发动机采用超燃燃烧技术，具有更高的燃烧效率和更低的排放，通过热管理技术能够进一步提升能源利用率，减少对环境的影响。

超燃冲压发动机燃烧室壁面再生冷却研究
超燃冲压发动机燃烧室壁面再生冷却技术是一项能够提高汽油内燃机的发动机效率和性能的高科技技术，它利用复杂的装置在冲压发动机的燃烧室中利用再生冷却的方法，使得燃烧室的壁面分子晶体结构表面重新形成，并且获得良好的再生热量散发能力，从而达到提高汽油机发动机效率和性能的目的。

首先，需要对燃烧室壁面进行调整，将原来的旧的燃烧室壁面变得更加光滑和细腻，以便后续的再生热散发工作。

其次，采用特殊的技术制备复合材料的喷射机器，将特定的复合材料精确地喷射在燃烧室壁面上，这种复合材料的密度非常高，可以有效的减少燃烧室壁面在点燃的过程中的热量传播，从而改善再生冷却效果。

然后，结合有效载荷技术，在燃烧室壁面上进行精确的再生加工，使得燃烧室壁面再生冷却技术达到最佳效果。

最后，要采用高性能精密测试设备，对燃烧室壁面的实际效果进行测试，以确保技术的有效性。

通过超燃冲压发动机燃烧室壁面再生冷却技术，能够显著改善汽油机的发动机效率和性能，使发动机的燃耗、排放性能都处于高水平的状态。

这项技术的应用也有利于环境保护，能够有效的提高汽车的综合能源效率，并减少空气污染，节约能源，减少交通饱和的现象，从而达到为社会发展做出贡献的目的。

超燃冲压发动机原理
哇塞！你知道超燃冲压发动机吗？这东西可太厉害了！
我之前呀，听老师讲过，一下子就被它给迷住了。

超燃冲压发动机，就像是一个超级强大的动力怪兽！
想象一下，普通的发动机就像慢慢悠悠的老牛拉车，而超燃冲压发动机呢，那简直就是飞奔的猎豹！它的工作原理可神奇啦！
当飞行器飞得特别快的时候，空气就像被一股巨大的力量推着，呼呼地冲进超燃冲压发动机里。

这时候，燃料也跟着进来了，然后“砰”的一下，发生剧烈的燃烧。

你说这像不像在一个超级大的风洞里点火？风呼呼地吹，火猛地燃烧起来，产生巨大的推力，推着飞行器向前冲。

我还跟我的小伙伴们讨论过这个呢！我问他们：“你们能想象那种速度吗？一下子就飞出去老远！”他们有的睁大眼睛，摇摇头说：“想象不出来呀！”有的则兴奋地说：“那肯定超级快，像闪电一样！”
老师给我们讲的时候，说超燃冲压发动机里的气流速度快得吓人，比声音传播的速度还快好多好多倍呢！这难道不令人惊叹吗？这就好比我们跑步，普通发动机是慢慢跑，超燃冲压发动机那是“嗖”的一下就没影啦！
而且哦，这种发动机还特别轻，不像有些发动机又大又重。

它就像一个轻巧的小精灵，却有着无比强大的力量。

你想想，如果未来的飞机、火箭都用上超燃冲压发动机，那我们去太空旅行不就变得更容易了吗？说不定一天就能到月球上玩耍啦！
总之，超燃冲压发动机真的是太神奇、太厉害了，它一定会让未来的世界变得更加不可思议！。

本科毕业论文(设计)题目：超燃冲压发动机原理与技术分析学院：机电工程学院专业：热能与动力工程系2010级热能2班姓名：王俊指导教师：刘世俭2014年 5 月28 日超燃冲压发动机原理与技术分析The Principle and Technical Analysis ofScramjet Engine摘要通过对超燃冲压发动机的基本原理与特点的介绍，比较了世界主要国家在超燃冲压理论研究与工程实际中的一些成果；结合高超音速空气动力学以及流体力学的一些基本原理，阐述进气道、隔离段、燃烧室、尾喷管的设计并进行性能分析；列举目前投入应用的几种主流构型及其选择依据；分析主要参数对超燃冲压发动机的影响；最后综合阐述超燃冲压发动机的发展趋势以及用途。

关键词：超燃冲压发动机性能分析一体化设计热循环分析Abstract:Introduction the basic principle and features of scramjet engine, comparison of major powerful countries’ theoretical researches and practical achievements on this project. Expound and analyses the design and property programmes of air inlet、isolator、combustion chamber、tailpipe nozzle with theories of hypersonic aerodynamics and hydrodynamics; Its application in several mainstream configuration and its choice; analysis of the effect of main parameters on the scramjet. Finally, the developing trend of integrated scramjet paper and usesKey words: scramjet engine property analysis integrating design Thermal cycle analys目录1 概述及原理 (1)1.1研究背景与意义 (1)1.2超燃冲压发动机基本原理 (3)1.3国内外相关研究概况 (5)1.4研究内容 (10)2系统一体化研究意义与总体热性能分析 (11)2.1系统一体化研究的意义 (11)2.2 总体热力性能分析 (12)3 超然冲压发动机核心部件设计与性能研究 (17)3.1 进气道设计与性能研究 (17)3.2 隔离段设计与性能研究 (18)3.3 燃烧室设计与性能研究 (20)3.4 尾喷管设计与性能研究 (23)4总结与展望 (28)5结语 (31)6参考文献 (32)1 概述及原理1.1研究背景与意义吸气式高超声速飞行器是指飞行马赫数大于6、以吸气冲压发动机与其组合发动机为动力、而且能在大气层和跨大气层中远程飞行的飞行器。

专利名称：超燃冲压发动机主动冷却与燃烧解耦系统专利类型：发明专利
发明人：苗鹤洋,王中伟,钮耀斌,杨烜
申请号：CN202011291237.1
申请日：20201118
公开号：CN112377324A
公开日：
20210219
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本发明提出一种超燃冲压发动机主动冷却与燃烧解耦系统。

超燃冲压发动机主动冷却与燃烧解耦系统，在超燃冲压发动机的进气道和隔离段设置有第一壁面冷却通道，在超燃冲压发动机的燃烧室和尾喷管设置有第二壁面冷却通道。

在热载荷较高的燃烧室和尾喷管区域，利用超临界二氧化碳通过第二壁面冷却通道进行吸热升温。

在热载荷较低的进气道和隔离段，采用碳氢燃料进行冷却。

该系统可以实现超燃冲压发动机主动冷却与燃烧的解耦，同时可以减少冷却所需燃料的流量，缓解超燃冲压发动机冷却压力。

申请人：中国人民解放军国防科技大学
地址：410073 湖南省长沙市开福区德雅路109号
国籍：CN
代理机构：长沙国科天河知识产权代理有限公司
代理人：周达
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推进技术本文2002206216收到,作者系中国航天科工集团三院31所高级工程师———超燃冲压发动机技术———刘小勇 摘　要　超燃冲压发动机是研究对应飞行马赫数大于6、以超声速燃烧为核心的冲压发动机技术。

它的应用背景是高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机等。

半个世纪以来,它的研究受到了美、俄、法等国的重视。

目前,超燃冲压发动机技术已经开始进行飞行演示验证。

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,必定会对未来的军事、政治、经济等产生深远影响。

主题词　冲压发动机 超声速燃烧 超燃冲压发动机 高超声速飞行器概述冲压发动机(ramjet )属于吸气式喷气发动机类,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。

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。

超燃冲压发动机通常又可分为双模态冲压发动机(dual modle ramjet )和双燃烧室冲压发动机(dual combustor ramjet )。

双模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M ∞=2～12。

博士研究生科学研究设想研究方向：高温碳氢燃料冷却系统的不稳定性研究申请人：XXX报考导师：XXX 教授2013年9月28日目录一、前言 (1)1、自我介绍 (1)2、个人能力 (1)3、缺点局限 (1)二、数值研究 (2)1、数值研究背景 (2)2、数值研究设想 (3)三、实验研究 (4)1、实验研究背景 (4)2、实验研究设想 (4)四、总结 (5)参考文献 (6)一、前言1、自我介绍我是XX大学2011级硕士研究生XXX，申请进入哈尔滨工业大学能源科学与工程学院先进动力技术研究所攻读博士学位，研究方向为高温碳氢燃料冷却系统的不稳定性研究。

我于2007年进入XX大学攻读XX专业学士学位，在本科毕业后因对航空航天方面的兴趣，2011年继续在XX大学攻读XX硕士学位。

首先，考虑到哈尔滨工业大学能源科学与工程学院先进动力技术研究所在高超热防护主动冷却方向具有国内一流的硬件及软件条件，其次，考虑到自身条件及个人兴趣，有进一步深造的需求，再者，哈尔滨工业大学现提供了申请的平台，因此向哈尔滨工业大学提出攻读博士研究生的申请。

2、个人能力本人在硕士学习期间，在课程学习和参与科研项目期间，在某些方面能力得到了锻炼和提高，现介绍如下。

（1）外文文献翻译能力、表达能力、编程能力：研究生期间的“高超音速推进系统”课程中，要求学生翻译外文教材并在课上讲述教材内容；“计算流体力学”课程中，要求学生独立完成程序调试工作；“火箭发动机燃烧与流动”课程中，要求学生以团队方式完成固体火箭发动内弹道计算程序的编写。

本人在这些课程当中表现优异，在完成课程任务期间，外文文献翻译能力、表达能力、编程能力都得到了提高。

（2）ANSYS Workbench工程设计、装配体结构设计能力：本人在研一期间参与863项目“大尺寸复杂组件的连接与热匹配技术”，主动承担了该项目热防护方面计算任务，掌握了对ANSYS相关软件的使用，并独立设计完成新型热防护结构层连接方式的CAD设计和热匹配计算。

中国矿业大学电力工程学院制冷设备技术进展报告姓名：班级：学号：超燃冲压发动机的热防护技术摘要热防护技术是发展高超音速的关键技术之一。

本文综合近年来高超音速飞行器中发动机的冷却方式的进展，对超燃冲压发动机的热防护技术进行简单介绍，并对未来有应用趋势的技术简述。

关键字：超燃冲压再生冷却闭式循环飞行速度超过5倍声音速度的叫做“高超声速飞行器”[1]。

高超声速飞行器有两大类，一类是在稠密大气层中较长时间飞行的“高超声速巡航飞行器”，主要有目前尚在研究发展阶段的，以超声速燃烧冲压发动机为动力的“空天飞机”和“高超声速巡航导弹”等；另一类是由火箭发动机发射到外层空间再返回地球的“再入航天器”(包括弹道式中远程导弹弹头，返回式卫星，宇宙飞船和航天飞机等)。

超燃冲压发动机是高超声速飞行的理想动力装置，结构简单、质量轻、成本低、易维护、超声速飞行时性能好，具有高比冲、高速度和大巡航推力的特性，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[2]。

但是由于其工作环境极其恶劣，一般在高马赫数下飞行，飞行过程中高温空气不断向壁面传热，为了保证发动机长时间安全正常运行，维持适宜的电子元器件工作环境，所以研究超燃冲压发动机的热防护技术十分必要[3]。

超燃冲压发动机的热防护技术按原理和冷却方式分为三种：被动式、半被动式和主动式。

被动式是指采用轻质的耐烧蚀隔热材料对冷却结构进行热防护，热量被吸收或者是直接辐射出去；主动式是指利用低温冷却介质进行防护，全部热量或绝大部分被工作介质带走，主要包括发散冷却、对流冷却和气膜冷却；半被动式是指大部分热量由工作流体带走，主要有两种结构方式，热管理结构和烧蚀结构。

被动式涉及的防护与材料联系及其密切，局限性就是防护时间不宜过长，不涉及我们制冷原理。

半被动式适用于高热流长时间使用要求，有图1，热量被工作介质由高温区传至低温区，通过对流和辐射进行冷却放热。

图11.主动式：主动式中对流冷却方式应用于主体发动机喷管，如图2所示，主要是通过热量传递给冷却介质、冷却介质受热带走热量而达到冷却效果的。

攻读博士学位期间拟进行的科学研究设想研究方向：高温碳氢燃料冷却系统的不稳定性研究博士研究生科学研究设想申请人：XXX 报考导师：XXX 教授2021年9月28日目录一、前言 ........................................................................... ................................................ 1 1、自我介绍 ........................................................................... ........................................ 1 2、个人能力 ........................................................................... ........................................ 1 3、缺点局限 ........................................................................... ........................................ 1 二、数值研究 ........................................................................... ......................................... 2 1、数值研究背景 ........................................................................... ................................. 2 2、数值研究设想 ........................................................................... ................................. 3 三、实验研究 ........................................................................... ......................................... 4 1、实验研究背景 ........................................................................... ................................. 4 2、实验研究设想 ........................................................................... ................................. 4 四、总结 ........................................................................................................................... 5 参考文献 ........................................................................... (6)博士研究生科学研究设想一、前言1、自我介绍我是XX大学2021级硕士研究生XXX，申请进入哈尔滨工业大学能源科学与工程学院先进动力技术研究所攻读博士学位，研究方向为高温碳氢燃料冷却系统的不稳定性研究。

[19]中华人民共和国国家知识产权局[12]发明专利申请公布说明书[11]公开号CN 101149028A [43]公开日2008年3月26日[21]申请号200710144601.X [22]申请日2007.11.14[21]申请号200710144601.X[71]申请人哈尔滨工业大学地址150001黑龙江省哈尔滨市南岗区西大直街92号[72]发明人鲍文 于达仁 周伟星 段艳娟 [74]专利代理机构哈尔滨市松花江专利商标事务所代理人吴国清[51]Int.CI.F02K 7/10 (2006.01)F02K 9/64 (2006.01)权利要求书 1 页 说明书 3 页 附图 1 页[54]发明名称一种超燃冲压发动机、火箭发动机的冷却换热通道[57]摘要一种超燃冲压发动机、火箭发动机的冷却换热通道，它涉及发动机壁面冷却技术。

它解决了现有采用推进用的燃料作为冷却剂，导致推进用燃料在巡航飞行中冷却通道内的流量较少，达不到理想冷却效果的问题。

本发明的温度记忆合金层(3)平行设在发动机冷却通道(1)的下部，温度记忆合金层(3)的上表面为发动机冷却通道(1)的内壁，温度记忆合金层(3)的下表面靠近发动机燃烧室(4)的壁上，温度记忆合金层(3)的两端分别与冷却通道(1)的入口和出口的发动机壁(2)连接。

本发明的温度记忆合金层(3)的形状能有效地响应燃烧室内部局部高温区域的变化而随之改变，在各种工况下即使冷却通道内冷却剂流量较少时也能换来较高的冷却效果。

200710144601.X权 利 要 求 书第1/1页 1.一种超燃冲压发动机、火箭发动机的冷却换热通道，它由发动机冷却通道(1)、发动机壁(2)和温度记忆合金层(3)组成，其特征在于温度记忆合金层(3)平行设在发动机冷却通道(1)的下部，温度记忆合金层(3)的上表面为发动机冷却通道1的内壁，温度记忆合金层(3)的下表面靠近发动机燃烧室(4)的壁上，温度记忆合金层(3)的两端分别与冷却通道(1)的入口和出口的发动机壁(2)连接。