超燃冲压发动机尾喷管设计
特征线法是流体力学中一个非常经典的方法，它的物理概念和数值处理方法都非常清晰，长期以来一直在流体力学研究领域受到重视，它在传统喷管设计上的应用已经非常成熟。本节采用特征线法，并参考G.V.R.Rao提出的最大推力喷管设计方法，对超燃冲压发动机尾喷管进行了设计，对设计过程中出现的问题进行了深入的分析。
1 喷管设计方法
本文在进行喷管设计时，用到最大推力喷管设计方法。所谓最大推力喷管设计方法，就是在以下两个约束条件下：⑴喷管长度一定，⑵通过喷管的质量流量一定，所设计的喷管能产生最大的推力。这种方法由G.V.R.Rao[51]提出，在轴对称火箭发动机喷管设计中被广泛采用，文献[52]把这种方法的应用推广到了二维非对称喷管，本文就采用这种方法，来设计超燃冲压发动机尾喷管的上壁面。
图2-1最大推力喷管设计方法示意图
图2-1为最大推力喷管设计方法示意图，用该方法进行喷管设计时，需要先TBB T T）流场参数，本文通过特征线方法求解二维超声速流场来计算核心区（''
获得核心区参数。而为了使用特征线方法，必须根据喉道区域的流场情况建立一TT），从而可以由该初值线开始计算下游的流场。所以接下来，依次条初值线（'
介绍初值线计算和核心区流场计算。
1.1 初值线生成
计算初值线常用的方法是索尔[53]（Sauer）分析法，该方法基于小扰动理论，比较简单，但是精确度不够,只有在下游曲率半径(图2-1圆弧TKB半径)与喷管进口高度之比大于2.0的时候可用。计算初值线的方法还有霍尔[54]（Hall）方法和克列格尔[55]（Kliegel）方法。霍尔方法是基于对速度分量用幂级数展开，幂级数是展开参数R的负幂次，该方法只限于R>1.0时适用，R<1.0时,幂级数是发散的。克列格尔方法是霍尔方法的修正，把霍尔方法的展开参数R代之以（R+1.0），这样，幂级数在R<1.0时也收敛。克列格尔方法通用性好，精度高，本文就选用该方法来计算初值线，参考文献[54]、[55]给出了使用该方法进行初值线计算的详细过程，表2-1给出了本文使用该方法进行初值线计算的结果。
表2-1 初值线计算的结果
1.2 核心区流场计算
特征线是一个数学名词，当要求解的偏微分方程为双曲型时，就有特征线存在，沿着特征线，可以将比较困难的偏微分方程求解问题转化为简单的常微分方
程求解问题。特征线法不仅可以计算平面的或轴对称的无旋超声速流场，还可以求解有旋的超声速流场，本文应用特征线法求解平面的无旋超声速流动问题，并利用计算结果设计喷管扩张段型线。
在研究理想气体的二维定常无旋无粘流动时，控制方程组如下：
（a ）气体动力学方程 0222222=-??+????? ??-+????? ??-y
v a δy u uv y v a v x u a u （2-1）
（b ）无旋方程 0=??-??x
v y
u （2-2）
（c ）声速方程 01222
2
a a V γ-=- （2-3）
在以上方程中，u 为x 方向速度分量，v 为y 方向速度分量，a 为当地声速，a 0为滞止声速，γ为比热比，V 为速度值，δ=0为平面流动，δ=1为轴对称流动。
采用特征线法进行求解，二维定常无旋超声速流动的特征线方程和相容性方程如下：
（a ）特征线方程 ()αθλ±==???
??±±
tg x y d d （2-4）
（b ）相容性方程 ()()()
22
2
2
2d 2
d d 0a v u a u uv u a v x y δλ±±
±±??
-+---= ???
（
2-5） 式（2-4）和（2-5）中θ、α、λ分别为流动角、马赫角、特征线斜率，x 、y 为二维坐标，下标±分别表示左行和右行特征线。
喷管设计中，边界条件的设定如下： （a ）壁面点利用壁面函数
t a n ()d y v
d x u
θ== （2-6） （b ）对称轴线上的点利用对称条件 4440y v θ=== （2-7） （c ）自由边界上满足压强相等的条件 e a P P = （2-8）
在初值线'TT 给定以后，凭经验选取一段圆弧TB ，称为上壁面初始膨胀线， 那么，整个核心区''TBB T T 流场都可以用特征线法求解。需要注意的是，圆弧TB 的选取对喷管的扩张程度将产生影响，圆弧半径Rtd 越小，喷管扩张程度越大，反之则小，本文根据文献[45]取Rtd/H=2.0（H 为喷管进口高度）。
计算过程中采用由特征线逐步形成的曲线网格，并采用改进的欧拉预估—校
正算法进行空间推进求解，图2-2给出了本文进行喷管设计过程中形成的特征线网格。
图2-2特征线网格
由于特征线法的特殊性，在计算中有可能出现特征线相交的问题，参考文献[56]较详细的介绍了特征线相交的问题，并给出了解决办法。本文在喷管设计的过程中只用到了流场上游的区域，没有出现特征线相交的情况，图2-3给出了本文使用的特征线网格局部放大图。
图2-3特征线网格局部放大图
1.3 最大推力喷管设计方法
图2-1为最大推力喷管设计方法示意图，曲线TBE 为喷管型线，喷管的轴线与x 轴相重合，CDE 线为控制面，点C 和E 分别表示这个控制面与喷管轴线和出口边缘的交点，令ρ、V 、θ分别代表流体的密度、速度和流动角（流线角），
?表示控制面与喷管轴（x 轴）的夹角，则气体通过控制面的质量流量为
sin sin E
c
m
v dy φθρφ=?(-)
令a p 和p 分别表示环境压力和喷管出口压力,则作用在喷管上的推力为
s i n s i n E c F P P v d y a φθρφ??=???
??2(-)(-)+
喷管长度为
cot E
c C L x dy ?=+=?常数
现在的问题是在.
m 和L 一定的情况下使F
取得最大值，也就是在式(2-9)和
(2-11)保持为常数的情况下求(2-10)式的最大值，在数学上，这是一个受约束的极大值问题，应用拉格郎日乘子的方法该问题归结为求下式(2-12)的最大值 12233
()E
C
I f f f dy λλ=++?
其中
21sin()()sin a f p p V ?θρ?-=-+
2sin()sin f V
?θρ?-= 3cot f ?
=
参考文献[40]给出了取极大值的详细过程，这里只给出得到的结果（μ为马赫角）：
（2-9）
（2-10）
（2-11）
（2-12） （2-13） （2-14）
（2-15）
a aD
D M M D
E ?θμθθ?
=+??
=??
=??
在上
2
sin 21tan 2
P P V θ
ρμ∞
-=
由于沿着DE ，a M 和θ均为常数，所以当给定长度时，可以找到一个D 点，使得在E 点能满足方程（2-19）。但当a M 超过某一值时，实际上找不到（2-11）的最优解。另一种情况是给定喷管上壁的终点E ，要求最大推力的喷管构型，此时和方程（2-19）无关。当D 和B 重合时，此时可求得最理想的情况，0D θ=。
计算最大推力喷管构型的步骤如下： ⑴ 计算初值线'TT
⑵ 计算核心区（''TBB T T ）流场 ⑶ 寻找D 点
选取核心区中任一点D ，根据式（2-16）、（2-17）和（2-18）可知DE 线上其余点的除坐标外的所有参数，以D 点纵坐标D
y 为基点，逐渐增加迭代y 坐标
值，并利用方程（2-11），通过迭代，可以求得DE 线上其它点的坐标，DE 线的终点E 由通过KD 和DE 的流量相等来确定，也就是
s i n s i n c o s ()s i n ()
K
E D
D V V dx dy
ρμρμθμθμ=-+?
?
在核心区内选择其它的点作为D 点，重复以上步骤，直到求出的E 点坐标和给定的坐标相一致为止。此时的D 点即为要寻找的D 点。
⑷ 现在，KD 线参数在计算核心区流场时已经计算出来了，DE 线参数在寻找D 点时也已经计算出来了。那么，用特征线方法的内点单元和类似于式（2-20）的流量相等关系，就可以确定喷管上壁面的型线了。
（2-16） （2-17） （2-18）
（2-19）
（2-20）
1.4 附面层修正
上文所介绍的喷管设计方法，把喷管内的气体当作理想气体来处理，没有考虑气体粘性的作用。实际上，由于气体粘性的作用，使得靠近壁面处气体的速度降低，进而使喷管的流通能力下降。要保持喷管具有一定的流通能力，就必须把喷管壁面向外移动一个位移厚度（增大喷管面积），也就是喷管设计时必须进行附面层修正。
本文采用经验公式进行附面层修正，并假设扩张段上附面层厚度随着轴向位置增长的规律为线性关系，即tan d dx
?ε=，式中修正角度ε的选取按以下经验公
式进行
234a a a a -2.500000+2.533333-0.77083330.097916663-0.0040666664ε=M M +M M
图2-4给出了本文所设计喷管上壁面在附面层修正前后的比较,其中，虚线为修正前型面，实线为修正后型面。
图2-4附面层修正前后型面对比
2喷管设计结果
2.1设计点选取
尾喷管的性能既取决于其自身的几何构型，又取决于沿轨道的飞行马赫数、动压和攻角的变化，并且，尾喷管的推力性能又影响着整个飞行器的性能，因此，设计点的选取非常关键，本文选取飞行高度25公里，飞行马赫数6为设计点，那么发动机进口自由流条件为
H=25km ，Ma=6，P=2549.2Pa ，T=221.5K
取进气道总压恢复系数为0.3，燃烧室总压恢复系数为0.5，取设计状喷管进口马赫数为1.59，静温为1622.2K，那么，可以估算出设计点尾喷管进口条件为
Ma=1.59，P=156146.5Pa,，T=1622.2K
2.2设计结果
综合考虑文献[51]、文献[52]和本文所编写的程序，本文要设计的所有喷管有两个参数是统一的：⑴喷管进口高度；⑵图2-1中圆弧TB（上壁面初始膨胀线）的曲率半径Rtd。在喷管进口高度H和Rtd一定的情况下，喷管进口的总温T*、总压P*和总长度L将最终确定喷管上壁面的构型。根据上文给定的设计点参数，并取喷管总长度为进口高度的18.54倍（L=18.54H），运用本文所编写的计算程序，得到了喷管的上壁面型线。
值得注意的是，超燃冲压发动机的尾喷管是单斜面膨胀喷管，用上节的方法最终得到的是喷管的上壁面。喷管的下壁面是一条直线，描述这条线的参数有两个：长度Ls和扩张角θ。在喷管上壁面一定的情况下，Ls和θ将最终确定喷管构型。选取Ls为喷管进口高度的3.12倍（Ls=3.12H），θ为6度（θ=6°），就得到了一种尾喷管的构型，本文称之为基准喷管，用来作为其它喷管性能对比的标准。图2-5给出了基准喷管型面。
θ= ）
图2-5基准喷管型面（L=18.54H，Ls=3.12H，6
本文在所设计的基准喷管的基础上，将研究下壁面几何参数（下壁面长度Ls和下壁面扩张角度θ）变化对喷管性能的影响。因此，首先保持下壁面扩张角度不变，改变下壁面长度，分别取Ls=1.5H、4.5H、6H，得到一组不同下壁面长
θ=、度的喷管。其次，保持下壁面长度不变，改变下壁面扩张角度，分别取00
3、09，又可以得到一组不同下壁面扩张角的喷管。下文将对这些喷管进行数
值模拟，研究喷管内的流场及性能的变化。
3小结
首先，详细介绍了特征线方法、克列格尔（Kliegel）初值线生成方法、罗氏（Rao）最大推力喷管设计方法。在此基础上，综合运用以上各方法，概括出了一种用于超声速/高超声速喷管的设计方法，并根据该方法编写了喷管设计程序。
其次，用所编写的程序设计了基准喷管，给出了基准喷管的几何参数及型面坐标，并进行了附面层修正。
最后通过改变下壁面长度和下壁面扩张角，设计了两组不同下壁面的尾喷管，为以后各章的数值模拟工作做好了准备。
航空发动机隐身性之尾喷管技术分析 邱朝 （飞行器动力工程西安航空学院阎良10021） 摘要：随着航空科技的不断发展和未来战场的需求，对于飞机的各种性能也要求的越来越高，本文主要针对于航空发动机隐身方面的技术分析，通过对比国内外航空发动机隐身的原理和方法，从而对未来航空发动机隐身技术发展的方向做出了一个准确的推测。 Analysis of stealthy technology for aeroengine and exhuast nozzle Abstract:company with aero-technology constantly congress and fultural battlefield.It’s advanced require for a kind of airplane’s performance.The acticle mainly point the aspect in which stealthy technology analysis of aeroengine.Passed by comparing with home and abroad aeroengine stealthy priciple and method.Thus make a accurate prediction about aeroengine stealthy technology direction of development. 前言： 飞机隐身技术是指以减小飞机的电、光、声等可探测特征，来提高其突防和生存能力的一种技术。美国第一批采用隐身技术的B-1B战略轰炸机与老式B_52相比，速度提高两倍，载弹量增加5000，但其雷达反射面积仅为其100，不到1平方米。而随后研制的B-2轰炸机，其探测特性只有百万分之一的数量级，在雷达光屏上的反映，只相当于一个飞行中的蜂鸟，因而具有很强的突防、作战和生存能力。发展发动机隐身技术是实现飞机隐身的重要一环，其内容函盖减小发动机可观察部件的探测反射特征、降噪和红外抑制技术，而对于尾喷管的改造则能很大程度上改善整体发动机的隐身性能。 1尾喷管的作用和类型 在涡轮风扇发动机上，喷管的主要作用是使发动机排出的燃气继续膨胀，
航天发动机尾喷管材料的简介 ————高温合金 摘要：随着航天航空的迅速发展，对耐高温材料有了更高的要求，但是随着高温材料的发展，它们的加工问题也越来越严峻，急需相应工艺的发展，对高温材料的有效加工必将是高温材料今后有效利用的关键。 关键词：加工工艺，高温合金，切削，应用，发展。 一、零件的材料 火箭发动机喷管是用于火箭发动机的一种（通常是渐缩渐阔喷管）推力喷管。它用于膨胀并加速由燃烧室燃烧推进产生的燃气，使之达到超高音速。 喷嘴的外形：钟罩形或锥形。在一个高膨胀比的渐缩渐阔喷嘴中，燃烧室产生的高温气体通过一个开孔（喷口）排出。如果给喷嘴提供足够高的压力（高于围压的2.5至3倍），就会形成喷嘴阻流和超音速射流，大部分热能转化为动能，由此增加排气的速度。在海平面，发动机排气速度达到音速的十倍并不少见。一部分火箭推力来自燃烧室内压力的不平衡，但主要还是来自挤压喷嘴内壁的压力。排出气体膨胀（绝热）时对内壁的压力使火箭朝向一个方向运动，而尾气向相反的方向。 当火箭发动机运转以后，从燃烧室中喷出极高的温度与压力的气体，需要经过尾喷管对高温高压气体调整方向，从而使火箭达到超高音速的要求，所以鉴于如此高温，高压的恶劣环境，则对尾喷管的材料提出很高的要求，这种材料不但需要有极好的耐高温性，需要经受住2000摄氏度到3500摄氏度的高温，还需要有极好的耐冲击性，灼热表面的超高速加热的热冲击，还有高热引起的热梯度应力，有较好的刚度，耐氧化性，耐热疲劳性。 在如此恶劣的工作环境下，我们需要一种满足以上要求的材料，儿高温合金的出现满足了这个要求。 二、高温合金的分类、性能等 760℃高温材料变形高温合金 变形高温合金是指可以进行热、冷变形加工，工作温度范围-253～1320℃，具有良好的力学性能和综合的强、韧性指标，具有较高的抗氧化、抗腐蚀性能的一类合金。按其热处理工艺可分为固溶强化型合金和时效强化型合金。GH后第一位数字表示分类号即1、固溶强化型铁基合金 2、时效硬化型铁基合金 3、固溶强化型镍基合金 4、钴基合金 GH后，二，三，四位数字表示顺序号。
尾喷管 为了获得大的推力，排气必须具有很高的动能，这意味着具有很高的排气速度。喷管前后的落压比控制膨胀过程。当出口压力等于外界压力时，对于给定的发动机来说，就获得了最大得的推力。 尾喷管的功能可以概括如下： 2以最下小的总压损失把气流加速到很高的速度； 2使出口压力尽可能接近外界大气压力； 2允许加力燃烧室工作不影响主发动机工作，这就需要采用可调面积喷管； 2如果需要，可使涡扇发动机的核心气流与外涵气流混合； 2如果需要，可使推力反向和/或转向； 2如果需要，可抑制喷气噪声和红外辐射。 各种不同类型的尾喷管归结为两大类：一类为固定喷管，包括简单收敛喷管和高涵道比分开排气喷管；另一类为可调面积喷管，包括引射喷管、收敛-扩张喷管、塞式喷管以及各种不同类型的非轴对称喷管。 尾喷管类型的选择主要是根据发动机、飞机和任务的综合要求以及适当的权衡分析决定。 对尾喷管的研究主要集中在喷管的内特性和气动载荷两方面。在喷管的内特性方面所考虑的是喷管的推力系数和流量系数随喷管的流动损失、漏气量、冷却空气损失和气流分离损失的变化，供发动机性能计算用。在气动载荷研究方面，要估算作用在主喷管、副喷管调节和外鱼鳞片上的气动载荷，用于零件结构强度设计和作动系统设计。 在喷气发动机发展的初期，飞机大多是亚音速或低超音速的，此时一般采用固定的简单收敛喷管。70年代，高涵道比涡扇发动机采用了分开排气喷管。在早期的超音超音速飞机的涡喷发动机上采用引射喷管,允许不同流量的外部空气进入喷管,用以冷却,又使进气道与发动机流量匹配更好,底部阻力减小.随着飞行速度的提高，涡扇发动机装备了加力燃烧室，喷管落压比增大，研制出喉部和出口面积都可调的收敛-扩张喷管。这种喷管保证了加力燃烧室工作不影响主发动机工作，且在宽广的飞行范围内保持发动机性能最佳。普2惠公司F100加力式涡扇发动机上采用的平衡梁式收敛-扩张喷管是这类喷管的代表，它的主喷管调节鱼鳞片上的转轴由前端移到中部，在调节过程中可始终利用作用在鱼鳞片上
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 of Scramjet 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 uses Key words: scramjet engine property analysis integrating design Thermal cycle analys
航空发动机构造 课堂测试-1 1.航空发动机的研究和发展工作具有那些特点？ 技术难度大；周期长；费用高 2.简述航空燃气涡轮发动机的作用。 是现代飞机与直升机的主要动力（少数轻型、小型飞机和直升机采用航空活塞式发动机），为飞机提供推进力，为直升机提供转动旋翼的功率。 3.航空燃气涡轮发动机包括哪几类？民航发动机主要采用哪种？ 涡喷、涡桨、涡扇、涡轴、桨扇、齿扇等；涡扇。 4.高涵道比民用涡扇发动机的涵道比范围是多少？ 5-12 课堂测试-2 1．发动机吊舱包括（进气道）、（整流罩）和（尾喷管）等。 2．对于民用飞机来说，动力装置的安装位置应该考虑到以下几点： 不影响进气道的效率；排气远离机身；容易接近，便于维护 3．在现代民用飞机上，发动机在飞机上的安装布局常见的有（翼下安装）、（翼下吊装和垂直尾翼安装）和（机身尾部安装）。 4．发动机安装节分两种：（主安装节）与（辅助安装节）。前者传递轴向力、径向力、扭矩，后者传递径向力、扭矩。一般主安装节装于（温度较低，靠近转子止推轴承处的压气机或风扇机匣上）上，辅助安装节装于（涡轮或喷管的外壳上）上。 5．涡轮喷气发动机的进气道可分为（亚音速）进气道和（超音速）进气道两大类。我国民航主要使用亚音速飞机，其发动机的进气道大多采用（亚音速）进气道。 6．通常在涡轮喷气和涡轮风扇发动机上采用（热空气）防冰的方式，在涡轮螺旋桨发动机上采用（电加热）防冰，或是两种结合的方式。 7．对于涡轮螺旋桨发动机来说，需要防冰的部位有（进气道）、（桨叶）和（进气锥）。 8．为了对吊舱进行通风冷却，一般把吊舱分成不同区域，各区之间靠（防火墙）隔开，以阻挡火焰的传播。9．发动机防火系统包括（火情探测）、（火情警告）和（灭火）三部分。 课堂测试-3 1.现代涡轮喷气发动机由（进气道）、（压气机）、（燃烧室）、（涡轮）、（尾喷管）五大部件和附件传动装置 与附属系统所组成。 2.发动机工作时，在所有的零部件上都作用着各种负荷。根据这些负荷的性质可以分为（气动）、（质量） 和（温度）三种。 3.航空燃气涡轮发动机主轴承均采用（滚动）轴承，其中（滚棒轴承）仅承受径向载荷，（滚珠轴承）可承 受径向载荷与轴向载荷。 4.转子上的止推支点除承受转子的（轴向）负荷、（径向）负荷外，还决定了转子相对于机匣的（轴向）位 置。因此每个转子有（一）个止推支点，一般置于温度较（低）的地方。 5.压气机转子轴和涡轮转子轴由（联轴器）连接形成发动机转子，分为（柔性联轴器）和（刚性联轴器）。 其中（柔性联轴器）允许涡轮转子相对压气机转子轴线有一定的偏斜角。 6.结合图3.9，简述发动机的减荷措施有哪些？这些措施是否会减少发动机推力？ 减荷措施：
航空发动机尾喷管 中文名称：尾喷管 英文名称：nozzle 相关技术：传统的收敛/扩张喷管；新型矢量喷管；操纵机构设计 分类：发动机；尾喷管； 定义与概念： 尾喷管又称排气喷管、喷管或推力喷管。它是喷气发动机中使高压燃气（或空气）膨胀加速并以高速排出发动机的部件。 国外概况： 为了获得大的推力，排气必须具有很高的动能，这意味着具有很高的排气速度。喷管前后的落压比控制膨胀过程。当出口压力等于外界压力时，对于给定的发动机来说，就获得了最大得的推力。 尾喷管的功能可以概括如下： 2以最下小的总压损失把气流加速到很高的速度； 2使出口压力尽可能接近外界大气压力； 2允许加力燃烧室工作不影响主发动机工作，这就需要采用可调面积喷管； 2如果需要，可使涡扇发动机的核心气流与外涵气流混合； 2如果需要，可使推力反向和/或转向； 2如果需要，可抑制喷气噪声和红外辐射。 各种不同类型的尾喷管归结为两大类：一类为固定喷管，包括简单收敛喷管和高涵道比分开排气喷管；另一类为可调面积喷管，包括引射喷管、收敛-扩张喷管、塞式喷管以及各种不同类型的非轴对称喷管。 尾喷管类型的选择主要是根据发动机、飞机和任务的综合要求以及适当的权衡分析决定。 对尾喷管的研究主要集中在喷管的内特性和气动载荷两方面。在喷管的内特性方面所考虑的是喷管的推力系数和流量系数随喷管的流动损失、漏气量、冷却空气损失和气流分离损失的 变化，供发动机性能计算用。在气动载荷研究方面，要估算作用在主喷管、副喷管调节和外
鱼鳞片上的气动载荷，用于零件结构强度设计和作动系统设计。 在喷气发动机发展的初期，飞机大多是亚音速或低超音速的，此时一般采用固定的简单收敛喷管。70 年代，高涵道比涡扇发动机采用了分开排气喷管。在早期的超音超音速飞机的涡喷发动机上采用引射喷管,允许不同流量的外部空气进入喷管,用以冷却,又使进气道与 发动机流量匹配更好,底部阻力减小.随着飞行速度的提高，涡扇发动机装备了加力燃烧室，喷管落压比增大，研制出喉部和出口面积都可调的收敛-扩张喷管。这种喷管保证了加力燃 烧室工作不影响主发动机工作，且在宽广的飞行范围内保持发动机性能最佳。普2惠公司F 100 加力式涡扇发动机上采用的平衡梁式收敛-扩张喷管是这类喷管的代表，它的主喷管调 节鱼鳞片上的转轴由前端移到中部，在调节过程中可始终利用作用在鱼鳞片上的气动力平衡从而减轻操纵鱼鳞片的作动系统的重量。 为实现垂直起落动力装置,从50 年代开始研究转向喷管，它可以向下旋转90°或更多，以提供垂直升力或反推力。采用转向喷管的"飞马"发动机于1968 年装在"鹞"式飞机上投入 使用。 从70 年代开始，国外开始大力研究利用推力矢量控制技术来提高战斗机机动性。所谓推力矢量控制是指通过改变发动机尾喷流的方向,提供俯仰、偏航和横滚力矩以及反推力， 用于补充或取代常规由飞机气动力面产生的气动力进行飞行控制。 在70 年代进行的研究工作的基础上，美国在80 年代进行了带矢量喷管的发动机地面试验和飞机的飞行试验。首先，通用电气公司和普2 惠公司进行了带俯仰推力矢量和反推力功能的二元喷管试验。后来，这两家公司在二元矢量喷管的经验基础上，根据各自的F110 和F100 发动机的特点研制了具有俯仰和偏航推力矢量能力的轴对称推力矢量喷管AVEN 和P/ YBBN 并进行了试验。试验结果表明，喷管可以在360°范围内偏转± 20°，偏转角速度达 到60° -120°/s。 在成功地进行带矢量喷管的发动机的地面试验以后，为研究大迎角下过失速状态飞行特性和推力矢量飞机综合飞行/推进控制律，验证矢量喷管技术，评估推力矢量技术对飞机性能和作战效能的影响,从80 年代开始美国和德国实施了多项飞行试验计划,如F-15 短距起落 /机动性技术验证机(STOL/MTD) 、F-18 大迎角气动特性验证机(HARV) 、X-31 增强战斗机机动性验证机 (EFMD )、F-16 多轴推力矢量验证机(MATV) 和F-15 综合飞行器先进控制技术(ACTIVE)计划等。 俄罗斯从1980 年开始研究推力矢量技术。1985 年开始进行二元和轴对称矢量喷管的研制工作，并在苏-27 上进行了飞行试验。经比较后认为，轴对称矢量喷管较有前途，于是，便集中力量发展轴对称矢量喷管。 从90 年代开始，美国进行装二元矢量喷管的F119 发动机的工程研制，并于1997 年9 月装在F-22原型机上进行了首飞。F-22将于2004年左右具备初步作战能力。由于原来试验 的二元喷管在设计时没有更多考虑阻力、效率、重量、可靠性、维修性和成本，不适于生产型发动机。因此，取消了反推力能力。
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。双燃烧室冲压发动机是指同一发动机同时具有亚燃冲压和超燃冲压双循环的超燃冲压发动机,采用双循环的主要目的是用亚燃冲压发动机点燃超燃冲压发动机来解决煤油燃料的点火和稳定燃烧等问题。 超燃冲压发动机技术是发展 高超声速技术的关键。它涉及到空气动力学、气动热力学、计算流体力学、燃烧学、材料学等多学科的前沿问题及其交叉,是超声速燃烧、吸热型碳氢燃料、热防护、发动机/飞行器机体一体化、地面模拟试验和飞行试验等众多高新技术的集成,以其为动力装置的高超声速巡航导弹、高超声速飞机、空间作战飞行器/未来低成本可重复使用大地往返运输系统(空天飞机)对于国防安全、未来空间作战和航天运输都有重要意义。 目前,美、俄、法、日、德、英、印度等都正大力发展这方面技术。预计美国将在2010年前后完成高超声速巡航导弹研制,在2020年前后研制成实用的高超声速飞机,在2025年前后研制成功未来低成本可重复使用大地往返运输系统(空天飞机)。1 超燃冲压发动机的应用背景 超燃冲压发动机的应用背景是高超声速巡航导弹、高超声速
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 of Integrated Scramjet Name: GuoZhaoyang Class: SA 91 Student ID: 2009011588 School of Aerospace, Tsinghua University Deceber 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…………………………………………………………………...
第4章燃烧室、加力燃烧室和尾喷管 Burner and Nozzle 第4.1节燃烧的基本知识 Basic Knowledge of Burn 在空气流中连续不断的喷入燃油，形成火焰，稳定燃烧，必须满足以下两个条件：一、油气比在一定的范围内才能进行燃烧 目前航空燃气轮机一般都使用航空煤油作为燃料。航空煤油在燃烧前由喷咀在高压下将煤油喷成雾状，在空气中蒸发，与空气混合。煤油与空气的混合比例(油气比)是一个重要的参数。 对一定量的空气来说，喷入的燃油量在燃烧后正好将空气中的氧气完全用完称为理论所需燃油量，实际喷入燃油量与理论所需燃油量之比称为燃料系数用β表示。 对一定量的燃油来说，将燃油完全烧完所需的空气量称为理论所需空气量，实际空气量与理论所需空气量之比称为空气系数或称为余气系数，以α表示。 β<1或α>1表示喷入空气的燃油较少，燃烧后不足以将空气中的氧气燃烧完，这种情况称为贫油；β>1或α<1则表示喷入空气的燃油太多，将空气中的氧气烧完后还有剩余的燃油，这种情况称为富油。 在一定的贫油或富油的范围内(油气比范围内)才能进行燃烧，过于贫油或富油是无法进行燃烧化学反应的。可以进行燃烧的油气比范围与油气混合后的混气压力和温度有极大的关系。 二、火焰周围气流速度必须低于火焰传播速度 β=1的均匀混气在常温常压下火焰的传播速度远低于1m/s，在紊流的气流中，火焰传播速度有所提高，能达到每秒数米或十多米，这与气流的紊流度有很大的关系。要使火焰能稳定燃烧，它周围的气流速度必须低于火焰传播速度。 第4.2节主燃烧室 Burner 主燃烧室是航空燃气轮机的主要部件之一，它介于压气机与涡轮之间，压气机出口的气流进入燃烧室，在其中喷入燃油进行燃烧，成为高温燃气进入涡轮。 然而，压气机出口的气流速度一般在150m/s左右，在这样高速的气流里是无法稳定火焰进行燃烧的。此外，受涡轮材料耐热性的限制，燃烧室出口的燃气温度一般在1200～1700K范围内，相当于燃料系数β大约在0.25～0.4范围内。在这样的贫油状态下，燃烧是无法进行的。 一.主燃烧室为组织火焰、稳定燃烧所采取的结构措施 首先，为了保证在形成火焰进行燃烧的部分达到比较合适的燃料系数范围，使燃料系数达到β=1左右。在燃烧室内设置火焰筒，空气从火焰筒壁上的圆孔或气膜缝隙进入火焰筒内，在喷入燃油的火焰筒头部，根据需要设计一定数量的圆孔和缝隙，以保证火焰筒头部的燃料系数达到β=1左右。
超燃冲压发动机尾喷管设计 特征线法是流体力学中一个非常经典的方法，它的物理概念和数值处理方法都非常清晰，长期以来一直在流体力学研究领域受到重视，它在传统喷管设计上的应用已经非常成熟。本节采用特征线法，并参考G.V.R.Rao提出的最大推力喷管设计方法，对超燃冲压发动机尾喷管进行了设计，对设计过程中出现的问题进行了深入的分析。 1 喷管设计方法 本文在进行喷管设计时，用到最大推力喷管设计方法。所谓最大推力喷管设计方法，就是在以下两个约束条件下：⑴喷管长度一定，⑵通过喷管的质量流量一定，所设计的喷管能产生最大的推力。这种方法由G.V.R.Rao[51]提出，在轴对称火箭发动机喷管设计中被广泛采用，文献[52]把这种方法的应用推广到了二维非对称喷管，本文就采用这种方法，来设计超燃冲压发动机尾喷管的上壁面。 图2-1最大推力喷管设计方法示意图 图2-1为最大推力喷管设计方法示意图，用该方法进行喷管设计时，需要先TBB T T）流场参数，本文通过特征线方法求解二维超声速流场来计算核心区（'' 获得核心区参数。而为了使用特征线方法，必须根据喉道区域的流场情况建立一TT），从而可以由该初值线开始计算下游的流场。所以接下来，依次条初值线（'
介绍初值线计算和核心区流场计算。 1.1 初值线生成 计算初值线常用的方法是索尔[53]（Sauer）分析法，该方法基于小扰动理论，比较简单，但是精确度不够,只有在下游曲率半径(图2-1圆弧TKB半径)与喷管进口高度之比大于2.0的时候可用。计算初值线的方法还有霍尔[54]（Hall）方法和克列格尔[55]（Kliegel）方法。霍尔方法是基于对速度分量用幂级数展开，幂级数是展开参数R的负幂次，该方法只限于R>1.0时适用，R<1.0时,幂级数是发散的。克列格尔方法是霍尔方法的修正，把霍尔方法的展开参数R代之以（R+1.0），这样，幂级数在R<1.0时也收敛。克列格尔方法通用性好，精度高，本文就选用该方法来计算初值线，参考文献[54]、[55]给出了使用该方法进行初值线计算的详细过程，表2-1给出了本文使用该方法进行初值线计算的结果。 表2-1 初值线计算的结果 1.2 核心区流场计算 特征线是一个数学名词，当要求解的偏微分方程为双曲型时，就有特征线存在，沿着特征线，可以将比较困难的偏微分方程求解问题转化为简单的常微分方
航空发动机尾喷管 关键字：航空发动机尾喷管 摘要：尾喷管又称排气喷管、喷管或推力喷管。它是喷气发动机中使高压燃气（或空气）膨胀加速并以高速排出发动机的部件。 一、概述 在航空燃气轮机上，尾喷管的功能是将从涡轮(或加力燃烧室)流出的燃气膨胀加速，将燃气中的一部分热焓转变为动能，从尾喷管高速喷出，产生反作用推力。 有的尾喷管还带有反推力装置，以缩短飞机着陆时的滑行距离；有的尾喷管还带有消音装置，以减少排气的噪声；有的尾喷管可以改变射流方向，称为矢量喷管，它可以使燃气射流向上下左右不同方向偏转一个可以操纵的角度，对飞机产生一个俯仰或左右偏转的力矩，便于在高速飞行中对飞机进行操纵和控制。 二、亚声喷管与超声喷管(Subsonic Nozzle and Supersonic Nozzle) 根据尾喷管出口气流喷射速流的不同，可以分为亚声速喷管和超声速喷管两类。亚声速喷管为收敛形喷管，超声速喷管为收敛扩张形喷管。 尾喷管的压力降(或称膨胀比)以进口截面的总压p5*与出口截面以外的外界大气压力p0之比来表示： 能使尾喷管出口气流速度达到声速的膨胀比称为临界膨胀比，即 （4.4-1) 式中k'──工质的比热比。 若燃气的比热比k'=1.33，则πe,cr=1.85。 涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机在地面工作时尾喷管的膨胀比根据发动机设计参数的 不同可以在很大范围内变化，很多发动机πe在1.5～2.5范围内。当发动机在超声速条件下飞行时，由于进气道的冲压增压，尾喷管的膨胀比将大得多。 下图给出了作用在收敛形尾喷管内外壁上压力的分布。尾喷管外壁为均匀的外界大气压力p0，内壁的静压p则大于外界大气压力，随着气流在尾喷管内加速流动，静压下降，到尾喷管出口处，静压降至外界大气压。