超燃冲压发动机进气道研究概述

超燃冲压发动机变结构进气道设计王青;谷良贤;龚春林【摘要】针对超燃冲压发动机宽马赫数、攻角范围内高性能工作要求,建立了基于多目标优化的变结构进气道设计方法,获得了进气道结构随马赫数和攻角变化的调节规律.以总压恢复系数、压升比和阻力系数为优化目标,以二维混压式进气道为对象,采用遗传算法进行了基准进气道优化设计,得到Pareto非劣解；以一组Pareto 非劣解为基准,在不同马赫数和攻角下进行了进气道变结构优化设计,拟合得到进气道结构随马赫数和攻角变化曲线.仿真结果证实了理论分析的正确性,并发现进气道变结构实现了发动机大范围内高性能工作；进气道高度可变,使得发动机在亚燃和超燃模态均能正常起动和稳定工作；以高马赫数作为设计马赫数,变结构设计后,发动机性能提高.%In order that scramjet engine can work reliably over a wide range of Mach number and attack angles,a multi-objective optimization design for two-dimensional variable inlet was established. Total pressure recovery coefficient, static pressure rise and drag coefficient were selected as objective functions to form the multi-objective optimization of the two-dimensional scramjet mixed compression inlet. Based on one-dimensional aerodynamics analysis method, a multi-objective genetic algorithm was employed to find Pareto solutions on the design-condition. Then for different Mach numbers and angles of attack, optimal variable inlets , of which partial compression angles, angle and length of cowl and inlet height were variable, were obtained. The correctness of theoretical analysis was confirmed by simulations, and several conclusions were achieved. Firstly, the engine could work efficiently through a wide envelop of machnumbers and angles of attack by employing the optimal variable inlets. Secondly, the alterable inlet height makes the engine start and work steadily in both ramjet and scramjet mode. Thirdly, with the high mach number as the design mach number, the engine performance is improved by variable inlet design.【期刊名称】《固体火箭技术》【年(卷),期】2012(035)006【总页数】5页(P732-735,741)【关键词】超燃冲压发动机;多目标优化;Pareto非劣解;变结构进气道【作者】王青;谷良贤;龚春林【作者单位】西北工业大学航天学院,西安710072;西北工业大学航天学院,西安710072;西北工业大学航天学院,西安710072【正文语种】中文【中图分类】V4300 引言随着航天技术的发展，现代战争对高超声速飞行器加速性、快速性等提出了更高要求。

固体火箭燃气超燃冲压发动机燃烧组织技术研究固体火箭燃气超燃冲压发动机是一种新型的高能化火箭发动机。

它具有体积小、重量轻、易于储存、使用方便等优点，因此在军事、航天等领域得到了广泛应用。

但是，固体火箭燃气超燃冲压发动机燃烧过程中会产生高温、高压等有害气体和副产物，对发动机和环境都会造成一定的损害。

因此，在固体火箭燃气超燃冲压发动机的研制中，燃烧组织技术是至关重要的一环。

燃烧组织技术是固体火箭燃气超燃冲压发动机研制中必不可少的技术之一。

它涉及到固体火箭的燃烧性能、能量传递、热辐射、流场等多个方面。

通过优化燃料组成、改变燃烧室结构、设计合理的喷嘴等手段，可以有效地提高固体火箭燃气超燃冲压发动机的燃烧效率和推力性能。

固体火箭燃料的组成是燃烧组织技术的重要方面之一。

固体火箭燃料通常由粘结剂、燃料、氧化剂等组成。

其中，燃料是决定固体火箭燃烧性能的重要因素之一。

合理的燃料选择可以提高燃烧效率和燃烧速度，从而提高发动机的推力性能。

同时，合理的氧化剂选择可以减少有害气体的产生，降低发动机燃烧过程中的温度、压力等不利因素的影响。

固体火箭燃烧室结构是燃烧组织技术的另一个重要方面。

燃烧室的结构设计需要考虑到火焰传播和燃料消耗的均匀性、燃烧产物的排放和散热等因素。

同时，燃烧室的结构设计也需要考虑到对燃料和氧化剂的加料方式、发动机的整体重量和结构强度等燃烧组织技术方面的问题。

在燃烧室结构设计中，一些改进措施，如采用喷雾燃料技术、添加化学催化剂等，能够有效地改善燃烧室的燃烧效率和热释放特性，进而提高发动机的性能。

喷嘴的设计也是固体火箭燃气超燃冲压发动机研制中燃烧组织技术方面的一个非常重要的方面。

喷嘴的设计直接影响到发动机的推力、能耗和使用寿命等因素。

对于固体火箭燃气超燃冲压发动机来说，喷嘴的设计需要考虑到燃烧室的结构、燃料和氧化剂的物理状态，以及喷嘴与外部环境的各种物理和化学反应等多个方面的影响。

因此，在设计喷嘴时，需要考虑到喷嘴结构的优化、喷嘴口径的大小、进气口的位置和形状、喷嘴材料的选择等关键因素的影响。

超声速燃烧冲压发动机进气道起动性能研究
超声速燃烧冲压发动机进气道起动性能研究
采用等激波强度设计方法,并考虑变比热、激波与附面层干扰等因素的影响,对唇口平直和唇口带有斜楔的超燃冲压发动机二维混压式前体/进气道进行了初步设计,比较分析了几种方案进气道的设计点和非设计点性能,研究表明,在低飞行马赫数(Ma)下,唇口带有斜楔的前体/进气道起动性能和总压恢复优于唇口平直的,在高飞行Ma下,唇口平直的前体/进气道冲压比高、外罩阻力小,而唇口带有斜楔的前体/进气道总压恢复系数高,外罩阻力相对较大.针对超声速燃烧冲压发动机燃烧室和进气道间非定常干扰的问题,计算研究了飞行Ma=4,6下,燃烧室压力升高对进气道/隔离段流场和起动性能的影响,结果表明,在低飞行Ma条件下,燃烧引起的压力扰动容易往上游传播,甚至引起进气道不起动;随着飞行Ma的增大,隔离段的抗扰动能力是增强的;当进气道进入不起动后,进气道的捕获流量和总压恢复系数急剧下降,高飞行Ma时的捕获流量的下降幅度比低飞行Ma时大.
作者：宋文艳马晓锋刘伟雄贺伟 Song Wenyan Ma Xiaofeng Liu Weixiong He Wei 作者单位：西北工业大学动力与能源学院,西安710072 刊名：中国空间科学技术ISTIC PKU英文刊名：CHINESE SPACE SCIENCE AND TECHNOLOGY 年，卷(期)：2006 26(6) 分类号：V4 关键词：进气道起动气动设计超音速冲压喷气发动机航天器研究。

火箭冲压发动机空气进气道性能的实验研究本文以火箭冲压发动机空气进气道性能为研究对象，旨在探究进气系统在负荷变化时的动态性能。

研究采用基于一维流体计算的非定常数值模拟，将系统在历程运行状态的进气系统性能与理想工况的性能进行比较并进行验证，并分析系统不同参数的影响，探讨了不同负荷条件下的进气系统性能变化情况。

摘要：本文分析了火箭冲压发动机空气进气道性能，采用基于一维流体计算的非定常数值模拟方法对进气系统在历程运行状态的性能进行模拟，进而探讨了不同负荷条件下的进气系统性能变化情况，为火箭冲压发动机优化空气进气道性能提供了参考意义。

关键词：火箭冲压发动机、空气进气道、非定常数值模拟、性能变化基于一维流体计算的非定常数值模拟方法可以为火箭冲压发动机优化空气进气道性能提供重要参考。

通过数值模拟，可以准确地获得火箭冲压发动机空气进气道的性能特点，从而进行故障诊断和系统参数的优化设计。

此外，该模型还可以提供实时的运行参数及其数据，快速反映运行状况，避免因系统持续运行而导致的损害或系统损坏，从而提高运行安全性和可靠性。

此外，通过数值模拟，可以进一步研究火箭冲压发动机空气进气道的设计工艺参数，优化内部结构，以及影响性能的其他参数，以达到最大效率并优化流量选择，同时有效提升运动性能。

通过数值模拟，可以深入研究火箭冲压发动机空气进气道的参数，探究进气系统在不同负荷条件下的动态性能，快速实现参数的优化设计，同时有效消除噪声并保护环境，从而更好地满足火箭冲压发动机的多种性能需求。

为了更好地利用以上技术，采用详细的计算流程可以更好地优化火箭冲压发动机空气进气道性能。

首先，需要确定进气系统的基本参数，如尺寸、结构，以及系统内部体积等。

然后，可以建立一维流体模型来进行计算，对系统运行状态的进气系统性能及理想工况的性能进行计算并比较，充分检验和证实其正确性。

此外，通过研究不同参数的影响，有助于深入了解系统的功能，提高优化精度。

此外，通过数值模拟，我们可以快速反映系统性能，及时发现存在的问题，从而有效地避免由于运行不当产生的系统损坏，减少维护和保养成本。

超燃发动机工作原理超燃冲压发动机（Scramjet）是一种无移动部件的吸气式发动机，专门设计用于在超声速（通常指马赫数大于5）飞行条件下工作。

其工作原理与常规喷气发动机不同，因为它没有旋转的压气机来压缩空气。

以下是超燃冲压发动机的主要工作原理和组成部分：1. 进气道（Intake）：超燃冲压发动机的进气道通常具有可变几何形状，用以适应不同的飞行马赫数。

当高速气流进入进气道时，会经历一系列扩张和收缩的过程，这有助于减速气流并增加其静压。

2. 收敛段和扩散段：进气道内部分为收敛段和扩散段。

收敛段减小横截面积，使得气流速度降低，压力和温度上升；扩散段则增大横截面积，进一步减速气流并进一步提高压力和温度。

3. 燃烧室（Combustion chamber）：减速后的气流进入燃烧室，在这里与喷射进来的燃料混合并燃烧。

由于气流速度仍然非常高，燃烧必须在低超声速或近音速条件下进行，这要求燃烧室设计得非常高效。

4. 膨胀喷管（Exhaust nozzle）：燃烧产生的高温气体随后进入膨胀喷管，喷管进一步加速气体，产生推力。

由于气体已经是超声速，喷管的设计不需要像亚声速发动机那样考虑复杂的膨胀过程。

超燃冲压发动机的关键挑战包括：（1）湍流燃烧控制：在超声速条件下维持稳定的燃烧是非常困难的，需要高度先进的燃烧室设计和燃料注入策略。

（2）材料和热防护：由于气流温度极高，发动机内部的材料必须能够承受极端的热应力，同时还需要有效的热防护系统。

（3）启动问题：在低速度下，超燃冲压发动机无法自行启动，需要借助其他方式（如火箭发动机）加速到足够的速度。

超燃冲压发动机适用于高超声速飞行器，如某些高速侦察飞机和高超音速武器系统。

随着技术的发展，它们在未来太空旅行和临近空间活动中可能扮演重要角色。

第34卷第10期2008年10月火箭推进JOURNAL OF ROCKET PROPULSIONVol.34,№.5Oct.2008收稿日期：2008-03-06；修回日期：2008-06-24。

作者简介：侯早（1978—），男，工程师，研究领域为液体火箭发动机技术。

冲压发动机超声速进气道研究进展侯早，王福民，旷武岳（西安航天动力研究所，陕西西安710100）摘要：超声速进气道是冲压发动机的关键部件之一。

简要介绍了冲压发动机常用的典型进气道。

重点叙述了进气道的最新研究成果，主要包括等溢流角弯曲前缘侧壁压缩进气道设计概念、支板引射压缩进气道、双模态超燃冲压发动机变几何进气道、全外压缩式超声速“参数进气道”、固定型面方转椭圆形超声速进气道（REST ）等的设计概念与方案。

最后概括了先进进气道的发展趋势。

关键词：冲压发动机；超声速进气道；概念创新中图分类号：V430文献标识码：A文章编号：(2008)05-0031-05Development of supersonic scramjet inletHou Zao,Wang Fumin,Kuang Wuyue（Xi'an Aerospace Propulsion Institute,Xi'an 710100,China ）Abstract ：Supersonic inlet is the key part of a supersonic air-breath engine.In this paper,typ -ical inlets used for supersonic engine are simply introduced,and recent achievements of inlets are described,including hypersonic sidewall compression inlet with constant spillage angle design at non-uniform incoming flow,strutjet compression scramjet inlets,a variable geometry inlet for dual mode ramjet,entirely outside compress supersonic “parameters inlet ”,a fixed-geometry hyperson -ic inlet with rectangular-to-elliptical shape transition （REST ）.Before an inlet design ,it is sug -gested that the design conception of inlet should be innovated,near and far scheming also should be designed.Multicipital point of view together design is especially important.Key words ：scramjet ；supersonic inlet ；concept innovation2008年10月火箭推进0引言从上世纪50年代开始，美、俄（前苏联）、法、德等西方国家先后开展了超声速推进技术研究，进气道就是其关键部件之一。

二维超燃冲压发动机磁控进气道的数值模拟
郑小梅;吕浩宇;徐大军;蔡国飙
【期刊名称】《推进技术》
【年(卷),期】2010()1
【摘要】针对飞行马赫数大于设计马赫数的情况,采用二维磁流体动力学方程对磁控进气道进行了数值模拟研究。

数值模拟结果表明磁流体装置的电磁作用可以使非设计马赫数下进气道激波满足SOL(shock on lip)条件,并使出口处的流动变得均匀。

分析了磁流体作用位置、宽度和深度等关键控制参数对该类进气道性能的影响,计
算结果表明,磁流体作用区域越靠近飞行器前缘,而且在纵向越深,则进气道出口处的流动越均匀,但流率会有所下降;若磁流体作用区域较宽,则需较小的磁场就能使非设计马赫数下进气道的激波结构满足SOL条件。

【总页数】6页(P12-17)
【作者】郑小梅;吕浩宇;徐大军;蔡国飙
【作者单位】北京航空航天大学宇航学院
【正文语种】中文
【中图分类】V235.21
【相关文献】
1.超燃冲压发动机二维进气道多级多目标优化设计方法
2.超燃冲压发动机进气道内流特征及性能数值模拟
3.超燃冲压发动机二维进气道的遗传优化设计方法
4.超燃
冲压发动机二维热环境数值模拟5.超燃冲压发动机磁控进气道设计影响因素分析
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图文并茂6）进气道故事之－超燃冲压发动机，乘波器及脉冲爆震发动机超燃冲压发动机，乘波器及脉冲爆震发动机超燃冲压发动机－scram jet 现在让我们抛开那些千奇百怪的核动力发动机回归到飞机的进气道上面来。

前面讲解的所有飞机，从F－15到黑鸟，女武神，再到冲压发动机导弹，他们都有一个共同点：就是依靠进气道的特殊设计把超音速气流减速到亚音速，送给发动机，然后燃烧膨胀做功从尾部再以超音速喷出。

这样就经历了一个超音速－亚音速－超音速的过程。

这么的一减一加无形中就增加了阻力。

随着飞机飞行速度越来越快，阻力也不断升高，早晚会有一天，飞机的阻力会超过它的推力，这时候无论飞机怎么使劲，怎么多加燃料，速度就是上不去。

另一方面，冲压发动机把空气减速到亚音速后，压缩后的空气温度太高，无论怎么降温，效率都大大的下降，这就又遇到了一道速度门槛。

一般而言这道门槛大概发生在5马赫左右，所以超过5马赫的速度就不再叫超音速了（supersonic），而是叫做高超音速（hypersonic）。

对于高超音速飞行器而言，除了进气道外，他的尾喷管也需要有特殊考虑。

一般的发动机尾喷管有个收缩－扩展段，这么一缩一扩就能把亚音速气流加速成非常高的超音速气流从而推动飞机超音速飞行。

这个收缩扩展喷口也叫拉瓦尔喷管。

它最先由瑞典的发明家古斯塔夫·德拉瓦尔(Gustaf De Laval）在1897年发现的，现在已经成为航空发动机和火箭发动机的重要组成部件了。

发动机喷出的高温高压气流在喷管的收缩段，遵循流体在管中运动时，截面小处流速大，截面大处流速小的原则，就好比你打开水龙头，用手堵住喷口一半，水流就会喷的更快一样，把气流不断加速，到收缩短最窄的地方加速成超音速。

而超音速的流体在收缩段却不再遵循前面的原则，恰恰相反，截面小时流速小，截面大时流速反而大。

要想把超音速气流进一步加速，反而需要有一个扩展段来加速，有时候能加速到音速的好几倍，这样飞机就能进行超音速飞行了。

高超音速空气动力学课程论文超燃冲压发动机原理及设计方法研究姓名：郭照阳班级：航91学号：2009011588清华大学航天航空学院二〇一一年十二月Hypersonic Aerodynamics Course Paper Research on Principle and Design ofIntegrated ScramjetName: GuoZhaoyangClass: SA 91Student ID: 2009011588School of Aerospace, Tsinghua UniversityDeceber 2011目录摘要 (4)第一章概述及原理 (5)1.1 研究背景与意义 (5)1.2 国内外相关研究概况 (6)1.2.1 美国的超燃研究 (6)1.2.2 俄罗斯的超燃研究 (7)1.2.3 国外其他国家的超燃研究 (8)1.2.4 我国的超燃研究 (9)1.3 技术发展展望 (10)第二章一体化设计 (10)2.1 机体构型选择 (10)2.2 进气道设计与性能研究 (10)2.3 隔离段设计与性能研究 (11)2.4 燃烧室设计与性能研究 (12)2.5 尾喷管设计与性能研究 (13)2.6 系统优化研究 (13)2.6.1 发动机各部件优化 (13)2.6.2 发动机一体化优化研究 (13)2.7 一体化设计的意义 (14)参考文献................................................................................致谢及声明…………………………………………………………………...摘要论文介绍了超燃冲压发动机的基本构建及运作原理，分析比较了世界各国在超燃理论研究上的一些成果，并对未来学科的发展趋势进行了合理的展望。

在超燃冲压发动机一体化设计章节中，结合高超音速空气动力学的一些基本原理分析阐述了进气道、隔离段、燃烧室、尾喷管的设计及性能研究。

超燃冲压发动机结构
嘿，咱今天就来聊聊超燃冲压发动机结构哈！这玩意儿可神奇了呢！
你看啊，超燃冲压发动机就像是一个超级厉害的大力士。

它主要有进气道、燃烧室和尾喷管这几个重要部分。

进气道呢，就像是大力士的嘴巴，大口大口地吸气，把空气都给吞进来。

这空气一路跑啊跑，就跑到了燃烧室这个重要地方。

燃烧室就像是大力士的肚子，在这里啊，燃料和空气混合在一起，然后“轰”的一下就燃烧起来啦，产生巨大的能量。

这能量可不得了，推动着整个发动机往前冲。

尾喷管呢，就像是大力士的屁股啦，哈哈，把燃烧后的气体快速地喷出去，产生强大的推力，让我们的飞行器能在天空中飞速前进。

想象一下，这个超燃冲压发动机带着飞行器在天空中疾驰，那场面，多带劲啊！它就像是一个勇往直前的勇士，无惧任何挑战。

而且啊，这超燃冲压发动机结构的设计可不容易呢，科学家们得绞尽脑汁，不断地研究和改进，才能让它变得越来越厉害。

就像我们要成为一个厉害的人，也得不断努力和学习呀。

总之呢，超燃冲压发动机结构虽然很复杂，但咱这么一说，是不是就感觉没那么神秘啦？它就是这么神奇又厉害的存在，为我们的航空航天事业立下了汗马功劳。

以后啊，说不定它还能带着我们去探索更多更远的地方呢！好啦，关于超燃冲压发动机结构，咱就先聊到这儿咯，下次再给你讲点别的有趣的东西呀！。

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。

带支板超燃冲压发动机燃烧流动过程试验研究
带支板超燃冲压发动机燃烧流动过程试验研究
利用高速摄影对激波诱导点火及流场内部的燃烧流动过程进行了观测,对不同时刻的流场火焰分布进行了比较分析,结果表明:支板和斜坡所产生的激波能够诱导氢气自燃,增强局部的燃烧效率,当其持续存在时,还可稳定氢气的燃烧.诱导氢气与煤油共同燃烧时,燃烧室内发生了热力壅塞,此时煤油的穿透度大幅度提高,火焰分布范围更广,稳定火焰的难度降低,支板与斜坡所引起的阻力也随之减小.
作者：刘世杰潘余刘卫东 LIU Shijie PAN Yu LIU Weidong 作者单位：国防科学技术大学航天与材料工程学院,长沙,410073 刊名：弹箭与制导学报PKU英文刊名：JOURNAL OF PROJECTILES, ROCKETS, MISSILES AND GUIDANCE 年，卷(期)：2009 29(1) 分类号：V43 关键词：超燃冲压发动机支板激波点火燃烧流动过程。