超燃冲压发动机的第一个40年_占云

推进技术超燃冲压发动机的第一个40年 摘　要　对近40年超声速燃烧冲压发动机(简称超燃冲压发动机)技术的出现与成熟进行了综合的论述。

根据对美国、俄罗斯、德国、日本、澳大利亚及其它国家已完成的或者正在进行的研究工作进行了论述,简单地叙述了超燃冲压发动机燃烧室研制的问题。

鉴别了两种新出现的超燃冲压发动机的应用,即通向空间入口用碳氢燃料高速发动机和高超声速空射导弹用碳氢燃料发动机。

主题词　超燃冲压发动机 高超声速 导弹前言大约40年以前,各种高速导弹用的碳氢燃料常规冲压发动机(CRJ)处于持续发展中。

美国洛克希德的X-7可重复使用的试飞器论证了Ma=3～4范围内的冲压发动机性能。

国际上对冲压发动机进行了很好的研究,同时一直对高超声速的常规冲压发动机很感兴趣。

20世纪50年代后期,发表了很多论文,对常规冲压发动机的发展历史进行了评估,并提出了提高飞行速度的各种设计方法。

可是,关于将常规冲压发动机性能扩大到Ma=5.0以上的速度的可行性存在很大的分歧。

同时,对超燃冲压发动机的可行性引起了注意。

早在1946年,Roy就提出了借助于驻波直接将热量加入超声速流中的可能性。

1959年, Nicholls等人又论证了超声速氢气流中稳定的爆燃波,随后Gross和Chinitz也报导了类似的研究,此外,在这段时间,关于向围绕机体的外气流中加热以产生升力与推力,还有各种各样的研究。

1958年9月在马德里举行了第一届国际航空科学会议。

在这次会议上,Ferri简略地概述了Brookly n Poly-technic研究院的一些工作进展,并证明在Ma= 3.0的超声速气流中实现了稳定燃烧,没有强激波。

他报导了这个重要新闻之后,就作为美国超燃冲压发动机技术研究的主要领导者出现。

早在1958年,加拿大蒙特利尔的麦吉尔大学开始了超燃冲压发动机研究工作。

Sw ithenbank报导了一些早期有关超燃冲压发动机的进气道、燃料喷射与燃烧及排气喷管方面的工作,重点是Ma=10～25高速范围内的工作。

Weber和M ackay于1958年发表了超燃冲压发动机的基本分析,此分析研究Ma=4～7范围内超燃冲压发动机和常规冲压发动机(采用氢燃料)的有关性能,并指出在Ma=7.0以上的速度下超燃冲压发动机的潜在优越性。

分析中明确预测了超燃冲压发动机研究中所面临的某些主要技术障碍,包括没有严重激波损失的燃料喷射与混合、燃烧气体动力学现象、壁面冷却与摩擦损失,以及喷管性能等。

此外还讨论了对扩散燃烧室形状的要求以避免由于热阻塞而引起等面积管道中加热的局限性,同时提出了一种积分方法来计算这种扩散管道的壁面压力。

很显然,超燃冲压发动机研究中必须提出的同类问题大约在40年前已经提出了。

1957年约翰霍普金斯大学的应用物理实验室的Avery和Dueger开始了超燃冲压发动机及其潜力的分析研究与试验研究。

紧接着,于1960年Dugger发表了煤油燃料常规冲压发动机和超燃冲压发动机的有关性能的研究,此项工作的结论与Weber和M ackay的类似,即:在Ma=6～8的速度范围内,超燃冲压发动机性能在某些方面超过常规冲压发动机的性能,而且在较高的速度下将占优势。

文章着重说明常规冲压发动机喷管的不平衡流对发动机性能有不好的影响。

令人感兴趣的是,文章中也提出了爆燃波超声速燃烧室可能得到的性能优于超燃冲压发动机的可能性。

虽然,他们确实对常规发动机和超燃冲压发动机的相关性能很感兴趣,但是由于缺少验证的超燃冲压发动机部件性能,又缺少有关高超声速常规冲压发动机的试验数图2　低速固定几何尺寸超燃冲压发动机图1　美国空军IF T V 概念据,所以未能进行实质性的比较。

其后,高速发动机工作的推进集中在超燃冲压发动机上,常规冲压发动机工作则处于停滞状态直到由于整体式火箭冲压发动机发展而重新引起了兴趣。

如今,当注意力转移到以Ma =5～8的较高速度工作的空射导弹时,在此速度范围内的煤油燃料常规冲压发动机和超燃冲压发动机的相关性能再次成为研究的重点。

本文只是简要地论述最成熟的超燃冲压发动机硬件,特别是可能要进行飞行试验的那些工作。

而且,只讨论超燃冲压发动机燃烧技术工作,这方面仍然是超燃冲压发动机的关键研制难题。

由于篇幅有限不允许对根据NASA 提出的火箭基混合循环计划、航空喷气发动机公司和洛克达因公司所研制的各种超燃冲压发动机部件进行任何讨论。

1　美国的超燃冲压发动机技术氢燃料超燃冲压发动机的高速性能,特别是获得近轨道速度的明显潜力,增加了研究人员对高超声速巡航任务的兴趣,尤其是对精致而难以捉摸的单级入轨(SSTO )空天飞机概念的兴趣。

当然,在20世纪60年代初期,对有关空间研究的投资不断地增加,而航空研究资金突然减少,这是把氢燃料超燃冲压发动机工作集中在单级入轨概念上的主要原因。

特别是美国空军提出的超燃冲压发动机工作直接支持了空天飞机概念。

在早期的这些年代里,美国氢燃料超燃冲压发动机研制的领先人物毫无疑问是Ferri 。

他是布罗克里工业学院空气动力实验室(PIBAL )和通用应用科学实验室(GASL )的技术指导与领导,为超燃冲压发动机发展打下了牢固的技术基础。

他早期在PIBAL 和GASL 的工作指向超声速扩散燃烧系统。

他阐明了氢-空气系统的化学过程和现象,分析了关键的紊流混合问题并确定了使热释放与燃烧形状相匹配以免产生强激波的关键问题。

由于确立了这些基础,Ferri 对固定几何尺寸超燃冲压发动机性能最大的问题进行了研究,尤其研制了在宽广的速度范围具有良好性能的发动机。

Ferri 认为,假设使用三维发动机设计并与燃烧产生的激波压缩效应相结合,那么这样的高性能要求能够满足,这种激波压缩效应称为热压缩。

可是Billig 作的一种独立的分析结论是,从理论上讲在低飞行Ma 下,这种性能增加很大,但是使燃料喷射过程适合产生所需热压缩区域实际上是困难的。

20世纪60年代通用应用物理实验室执行的两项发动机计划是令人感兴趣的,其中第一项是飞行试验发动机概念,根据美国空军投资的超燃冲压发动机增量飞行试验飞行器(IFTV )计划而进行的研制,于1965年开始,IFTV 概念如图1所示。

请注意4个氢燃料超燃冲压发动机模块位于飞行器中心体周围。

飞行试验计划准备用助推器将飞行器推进到17068.8m 的高空,并使速度达到1645.9m /s ,然后论证飞行器至少可加速到1828.8m /s 速度。

在研制超燃冲压发动机模块的地面试验计划中,由于遇到了很多进气道与燃烧室的相互影响的问题,因而影响了工作进度。

整个飞行试验计划是一项计划周密、趋向成功的工作,鉴于接连不断的技术难题,该计划于1967年被取消,可是,同年却试射了无动力的试飞器。

遗憾的是,基于三维热压缩方法的模块式超燃冲压发动机设计的可行性在飞行试验中没有得到验证。

IFTV 计划在超燃冲压发动机模块地面试验计划实现前就被取消。

图4　N ASA机身一体化发动机结构图3　NSA S 高超声速研究发动机 另一个有趣的发动机概念由通用应用科学实验室根据美国空军的倡议于1964—1968年进行研制,该发动机称为低速固定几何尺寸超燃冲压发动机,见图2。

这种发动机的设计Ma =3～12,无可变几何尺寸,但是具有随飞行速度而变化的空气动力压缩比。

这种固定几何尺寸发动机利用了Ferri 的进气道—燃烧室设计一体化三维空气动力学、适当的燃料喷射和热压缩效应的方法。

此项计划中试验了各种进气道与发动机模块,图2所示发动机模块在Ma =7.4时进行了试验。

值得一提的是当前俄罗斯/法国关于宽广超燃冲压发动机计划的目标也是在Ma =3～12的速度范围内,但是,这种发动机利用机械上可变几何形状。

除通用应用科学实验室设计的发动机之外,美国空军还资助研究其它的超燃冲压发动机并成功地进行了试验,包括美国飞机研究实验室的可变几何尺寸发动机、通用电气公司部件一体化模型及马跨特公司双模态发动机。

除了美国空军倡议的超燃冲压发动机之外,NASA 和美国海军向很重要的发动机计划给予了投资。

NASA 的主要工作是高超声速研究发动机(H RE )计划,于1964年启动,目的是要在X -15A -2研究飞机上对整个飞行重量超燃冲压发动机进行飞行试验。

当X -15计划于1968年被终止时,飞行试验发动机的机会再次失去了。

在这次取消之后,研究重点被转移到两种全尺寸HRE 模型的地面试验上,一种结构模型称为结构装置模型(SAM ),在NASA 兰利研究中心2.44m 高温风洞中以Ma =7的状态进行了试验;另一种模型用于论证发动机性能,称为空气热力学一体化模型(AIM ),在NASA 约翰H ·格宁研究中心、刘易斯区域高超声速试验设备上,以Ma =5,6,7的速度进行了地面试验。

这些发动机由航空研究制造公司设计制造。

HRE 如图3所示,其试验结果令人难忘。

对SAM 发动机的轻型氢冷却结构进行了研制,该发动机在1971—1972年间进行了试验。

关于冷却系统设计与加工,吸取了许多教训;然而,AIM 为水冷锅炉板式发动机。

1972年9月在NASA 约翰H ·格宁研究中心开始AIM 发动机试验,1973年10月进行首次燃料燃烧试验。

大约共进行了52次试验(总的运转时间约为2h )之后,该项计划于1974年4月结束。

建立了Ma =5～7的广泛的进气道和燃烧室性能数据库。

应该指出的是二维燃烧室被制造并进行了试验(在北美,洛克韦尔),有助于倾斜的HRE 燃烧室的研制。

关于扩散管道对燃烧室性能潜在的不利影响,这种HRE 燃烧室装置比较早地进行了深入的了解,而且关于化学动力学和混合对这种性能损失的相关影响给予了许多模拟考虑。

AIM 计划是一件令人佩服的成就,因为论证了:1)高内推力性能;2)从超声速到亚声速燃烧模式的平稳过渡;3)各燃料喷射级之间的强烈干扰;4)燃烧室设计方法、燃料自动点火和火炬点火。

总之,AIM 性能接近70%的理想性能并论证了Ma =5～7速度范围内双模态发动机的可行性。

HRE 轴对称结构是受欢迎的。

法国的ESOPE 发动机是氢燃料双模态轴对称发动机,也于70年代初进行了试验,俄罗斯的几种发动机都利用了这种结构。

与轴对称H RE 发动机相反,NASA 还着重研究了矩形机身一体化概念,如图4所示。

应注意除垂直前机身压缩外,进气道侧壁提供了另一种水平压缩。

气流中支杆是这种概念的关键特点,为分布图5　SCRAM 发动机结构的燃料喷射器提供支柱。

Henry 和Anderson 曾经对机身一体化概念早期的工作做过很好的描述。

这种发动机结构经历了几代技术发展,目的是改进固定几何尺寸进气道及后掠支杆喷射器,论证整个缩尺发动机性能。

不久以后美国空军和NASA 研制出了高超声速研究飞机,对20世纪70年代初期出现的高超声速技术进行了飞行验证。