超燃沖壓發(fā)動機是指燃料在超聲速氣流中進行燃燒的沖壓發(fā)動機.doc

超燃沖壓發(fā)動機是指燃料在超聲速氣流中進行燃燒的沖壓發(fā)動機。在采用碳氫燃料時，超燃沖壓發(fā)動機的飛行M數在8以下，當使用液氫燃料時，其飛行M數可達到625。超聲速或高超聲速氣流在進氣道擴壓到位置4的較低超聲速，然后燃料從壁面和/或氣流中的突出物噴入，在超聲速燃燒室中與空氣混合并燃燒，最后，燃燒后的氣體經擴張型的噴管排出。 高超聲速飛行器（飛行M數超過聲速5倍的有翼和無翼飛行器）是未來軍民用航空器的戰(zhàn)略發(fā)展方向，被稱為繼螺旋槳、渦輪噴氣推進飛行器之后航空史上的第三次革命。超燃沖壓發(fā)動機是實現高超聲速飛行器的首要關鍵技術，是目前世界各國競相發(fā)展的熱點領域之一。 目前，國外發(fā)展較多的超燃沖壓發(fā)動機包括亞燃/超燃雙模態(tài)沖壓發(fā)動機和亞燃/超燃雙燃燒室沖壓發(fā)動機。亞燃/超燃雙模態(tài)沖壓發(fā)動機是指發(fā)動機可以亞燃和超燃沖壓兩種模式工作的發(fā)動機。當發(fā)動機飛行M數大于6時，實現超音速燃燒，當馬赫數低于6時。實現亞音速燃燒。目前，美國、俄羅斯都研究了這種類型的發(fā)動機，NASA正在進行飛行試驗的就是這種類型的發(fā)動機。亞燃/超燃雙燃燒室沖壓發(fā)動機的進氣道分為兩部分：一部分引導部分來流進入亞音速燃燒室，另一部分引導其余來流發(fā)動機制動原理進入超音速燃燒室。這種發(fā)動機適用于巡航導彈這樣的一次性使用的飛行器。 盡管超燃沖壓發(fā)動機有許多優(yōu)勢，是高超音速飛行器的最佳吸氣式動力，但它不能獨立完成從起飛到高超音速飛行的全過程，因此人們提出了組合式動力的概念，這種方案的馬赫數范圍是015，用于可在地面起降的有人駕駛空天飛機。國外已經研究過的組合式超燃沖壓發(fā)動機主要有渦輪/超燃沖壓和火箭/超燃沖壓等。這種組合發(fā)動機可能成為21世紀從地面起降的可重復使用的空天飛機的動力。1 編輯本段發(fā)展歷史用超燃沖壓發(fā)動機來做推動力并不是一個新概念。國外超燃沖壓發(fā)動機技術的發(fā)展已有50多年的歷史。20世紀90年代，最早的專利就記錄在案了。60年代中期，一些超燃沖壓發(fā)動機已經進行過飛行試驗，最高速度達到馬赫數7.3。通用電氣公司、聯合技術公司、馬夸特公司、約翰霍普金斯大學APL實驗室以及NASA蘭利研究中心等研制出典型的氫燃料超燃沖壓發(fā)動機（相同燃料也用于航天飛機和其他液體火箭助推器）。 80年代中期，美國政府啟動了以超燃沖壓發(fā)動機為動力的國家空天飛機計劃。但是，隨著冷戰(zhàn)結束、財政緊縮，美國政府不得不在1994年取消這個計劃，當時他們已經投資了近20億美元。2004年，NASA的HyperX計劃完成，成功地進行了兩次氫燃料超燃沖壓發(fā)動機的飛行試驗。這兩次飛行都是在單一速度和高度下，持續(xù)了數秒。 同年末，X43A超燃沖壓發(fā)動機試驗飛行器創(chuàng)造了馬赫數9.6的記錄。美國空軍正在試圖利用下一代超燃沖壓發(fā)動機技術，在一定速度和高度的范圍內加速飛行器，并采用液體碳氫燃料作為發(fā)動機的燃料，另外還要用它來冷卻發(fā)動機。 超燃沖壓發(fā)動機計劃還是美國的 X-43超燃沖壓發(fā)動機，可以在攀升過程中從大氣里攫取氧氣。放棄攜帶氧化劑，從飛行中獲取氧氣，節(jié)省重量，就意味著在消耗相同質量推進劑的條件下，超燃沖壓發(fā)動機能夠產生4倍于火箭的推力。經過幾十年間歇式的發(fā)展，超燃沖壓發(fā)動機終于插上翅膀，成為現實。研究人員計劃在2007年、2008年進行關鍵的全尺寸發(fā)動機地面試驗，并在2009年展開一系列突破技術屏障的飛行試驗。 目前已從概念和原理探索階段進入了以飛行器為應用背景的先期技術開發(fā)階段。預計，到2010年，以超燃沖壓發(fā)動機為動力的高超聲速巡航導彈將問世。到2025年，以超燃沖壓發(fā)動機為動力的高超聲速轟炸機和空天飛機將有可能投入使用。 編輯本段主要特點一是超燃沖壓發(fā)動機具有結構簡單、重量輕、成本低、比沖（單位質量流量推進劑產生的推力）高和速度快的優(yōu)點。與火箭發(fā)動機相比，超燃沖壓發(fā)動機無需攜帶氧化劑。 因此，有效載荷更大，適用于高超聲速巡航導彈、高超聲速航空器、跨大氣層飛行器、可重復使用的空間發(fā)射器和單級入軌空天飛機的動力。由于有重要的軍事和航空航天應用前景，超燃沖壓發(fā)動機備受世界各國重視。昂貴的試驗費用是制約超燃沖壓發(fā)動機研制的主要因素之一。 二是超燃沖壓發(fā)動機的缺點是在靜止狀態(tài)下不能自行啟動，須用助推方法將其推進到一定速度后才能有效工作，且其低速性能不好。 編輯本段航空航天中的運用噴氣式發(fā)動機的燃料燃燒需要氧氣，但大氣層外沒有足夠的氧氣來維持燃燒。因此，飛往太空需要火箭推進，還要攜帶燃料和氧化劑。即使像航天飛機這樣當今最先進的發(fā)射系統(tǒng)，液氧和固體氧化劑也占去了發(fā)射重量的一半，這才保證了在進入地球軌道的整個航程中，燃料能持續(xù)燃燒。超聲速燃燒沖壓式發(fā)動機可能是解決方法之一。它簡稱超燃沖壓發(fā)動機，可以在攀升過程中從大氣里攫取氧氣。放棄攜帶氧化劑從飛行中獲取氧氣。節(jié)省重量，就意味著在消耗相同質量推進劑的條件下，超燃沖壓發(fā)動機能夠產生4倍于火箭的推力。經過幾十年間歇式的發(fā)展，超燃沖壓發(fā)動機終于插上翅膀，成為現實。研究人員計劃在2007年、2008年進行關鍵的全尺寸發(fā)動機地面試驗，并在2009年展開一系列突破技術屏障的飛行試驗。 編輯本段主要類型經過多年的發(fā)展，國外已研究設計過多種超燃沖壓發(fā)動機的方案。主要包括普通超燃沖壓發(fā)動機、亞燃/超燃雙模態(tài)沖壓發(fā)動機、亞燃/超燃雙燃燒室沖壓發(fā)動機、吸氣式預燃室超燃沖壓發(fā)動機、引射超燃沖壓發(fā)動機、整體式火箭液體超燃沖壓發(fā)動機、固體雙模態(tài)沖壓發(fā)動機和超燃組合發(fā)動機等。其中，雙模態(tài)沖壓發(fā)動機和雙燃燒室沖壓發(fā)動機是研究最多的兩種類型。 雙模態(tài)沖壓發(fā)動機亞燃/超燃雙模態(tài)沖壓發(fā)動機是指發(fā)動機可以亞燃和超燃沖壓兩種模式工作的發(fā)動機。當發(fā)動機的飛行M數低于6時，在超燃沖壓發(fā)動機的進氣道內產生正激波，實現亞聲速燃燒；當M數大于6時，實現超聲速燃燒，使超燃沖壓發(fā)動機的M數下限降到3，擴展了超燃沖壓發(fā)動機的工作范圍。 HyShot目前，美國、俄羅斯都研究了這種類型的發(fā)動機，俄羅斯多次飛行試驗的超燃沖壓發(fā)動機就是這種類型的發(fā)動機。NASA即將進行飛行試驗的也是這種類型的發(fā)動機。這種超燃沖壓發(fā)動機可用于高超聲速的巡航導彈、無人駕駛飛機和有人駕駛飛機。 雙燃燒室沖壓發(fā)動機對于采用碳氫燃料的超燃沖壓發(fā)動機來說，當發(fā)動機在M34.5范圍工作時，會發(fā)生燃料不易著火的問題，為解決這一問題。人們提出了亞燃/超燃雙燃燒室沖壓發(fā)動機概念。這種發(fā)動機的進氣道分為兩部分：一部分引導部分來流進入亞聲速燃燒室，另一部分引導其余來流進入超聲速燃燒室。突擴的亞聲速燃燒室起超燃燃燒室點火源的作用，使低M數下，燃料的熱量得以有效釋放。由于亞燃預燃室以富油方式工作，不存在亞燃沖壓在貧油條件下的燃燒室-進氣道不穩(wěn)定性。這種方案技術風險小，發(fā)展費用較低，較適合巡航導彈這樣的一次性使用的飛行器。目前，掌握該技術的主要是美國霍布金斯大學的應用物理實驗室。 超燃組合發(fā)動機盡管超燃沖壓發(fā)動機有許多優(yōu)勢，是高超聲速飛行器的最佳吸氣式動力，但它不能獨立完成從起飛到高超聲速飛行的全過程，因此人們提出了組合式動力的概念。早在50年代對超燃沖壓概念進行論證時，人們就提出了以超燃沖壓為主的組合式動力的方案，這種方案的M數范圍是015甚至25。用于可在地面起降的有人駕駛空天飛機。至今，已經研究過的組合式超燃沖壓發(fā)動機類型很多，包括渦輪/亞燃/超燃沖壓、火箭/超燃沖壓等。這種發(fā)動機將成為21世紀從地面起降的空天飛機的動力。 編輯本段超燃沖壓發(fā)動機原理沖發(fā)發(fā)動機的原理比渦輪噴氣發(fā)動機的原理發(fā)現要早很多，無非就是空氣以超音速進入發(fā)動機燃燒室與燃料混合點燃，由于其本身的能量，空氣已經不需要再壓縮，所以可以完全省略渦輪和相關的復雜設計，把噴氣發(fā)動機的結構最簡化。 超燃沖壓發(fā)動機屬于沖壓發(fā)動機范疇。與一般的沖壓發(fā)動機不同的是發(fā)動機進氣前與進氣后其氣流都維持在5馬赫的高超音速以上。而一般的沖壓發(fā)動機則需要把氣流減速增壓。但氣流速度一旦達到了5馬赫的高超音速以上時，氣流減速增壓所帶來的高壓強高溫度會超過發(fā)動機材料承受極限。所以解決最好的辦法就是以高超音速吸氣后經過燃燒后馬上高超音速噴出。這樣發(fā)動機內滯留的靜壓靜溫就不會威脅發(fā)動機正常運作。而其中超燃沖壓發(fā)動機關鍵技術難點之一是點火技術，在高超音速中添加燃料并點火無異于在龍卷風中點燃一根火柴！ 超燃沖壓發(fā)動機沖發(fā)發(fā)動機的原理比渦輪噴氣發(fā)動機的原理發(fā)現要早很多，無非就是空氣以超音速進入發(fā)動機燃燒室與燃料混合點燃，由于其本身的能量，空氣已經不需要再壓縮，所以可以完全省略渦輪和相關的復雜設計，把噴氣發(fā)動機的結構最簡化。 編輯本段關鍵技術燃料的噴射、摻混、點火流過超燃沖壓發(fā)動機的氣流速度始終為超聲速，空氣流過飛行器體內通常只有幾毫秒的滯留時間，要想在這樣短的時間內完成壓縮、增壓，并與燃料在超聲速流動狀態(tài)迅速、均勻穩(wěn)定地完成低損失、高效率的摻混、點火并燃燒是十分困難的，燃料與空氣的摻混好壞直接影響發(fā)動機的長度和熱負荷。因此，應對發(fā)動機尺寸、形狀、燃料種類、噴注器設計、燃燒機理等多方面的因素進行綜合性理論和試驗研究。 燃燒室的設計由于來流不均勻，超燃沖壓發(fā)動機的燃燒室的工作非常復雜。因此，燃燒室的設計和試驗特別是超聲速燃燒過程的研究非常重要。盡管數值模擬技術已發(fā)展到了相當高的水平，但這種發(fā)動機燃燒室的研究發(fā)展還主要依靠試驗。高超聲速推進系統(tǒng)研究對試驗設備的要求很高，要模擬的氣動參數變化范圍大。而且，只有有限的試驗可在地面進行，大部分問題必須通過飛行試驗解決。 一體化設計超燃沖壓發(fā)動機的機體/發(fā)動機的一體化設計是非常復雜的技術，包括氣動力一體化、結構設計一體化、燃料供應和冷卻系統(tǒng)設計一體化和調節(jié)控制設計一體化。 耐高溫材料和吸熱燃料這兩項技術是超燃沖壓發(fā)動機的基本技術，由于高超聲速推進系統(tǒng)極高的熱負荷，因此需要耐高溫的陶瓷基復合材料、碳/碳復合材料，同時需要燃料在工作過程中完成許多部件的冷卻任務。低溫液氫是吸引人的燃料和冷卻劑，但它的密度太小，需要較大的容積。對于導彈來說，由于機動性和長時間儲存要求，需要更合適的吸熱燃料。 火焰保持器研究人員在工作中進行了標準和并行的設計。如果SJX611工作的好，將保持現有的設計不變，但是，如果性能比預想的差，將用SJX612做替代。 熱平衡在采用碳氫燃料的超燃沖壓發(fā)動機中，燃料還作為冷卻劑。達到一個熱平衡，使發(fā)動機攜帶的燃料與燃燒所需的燃料量相當是非常重要的。但是，在魯棒的超燃沖壓發(fā)動機計劃下，冷卻的燃油需求量可能超出燃燒所需的燃料量，這意味著用于冷卻的燃料量將比燃燒消耗的燃料多。這樣，熱的多余燃料必然堆積在發(fā)動機的某處，這將有可能使飛行器的航程受影響。替代的方案是在更低的速度下飛行，以減少達到正確熱平衡的熱負荷。 燃料的噴射在魯棒的超燃沖壓發(fā)動機計劃下，出于結構上的考慮，發(fā)動機的流路可能是圓形的或橢圓形的。這將加劇燃料進入燃燒流的問題。解決這個問題的方案是采用在第一級噴射器后有第二級噴射器的串聯噴射器，或者采用帶冷卻的掛架或支柱。但是，由于這些結構有非常高的熱負荷，因此也帶來了其他一些問題。目前，AFRL推進部正在與材料部和DARPA一起工作研究基于陶瓷的帶燃油冷卻的結構。明年年底將有可能完成這項工作。 火焰特性描述研究人員已經在實驗室條件下利用非干涉的基于光學的診斷技術在一臺運行的超燃沖壓發(fā)動機種確定了火焰的實際位置以及在核心流中發(fā)生的燃燒反應。這些設備用于飛行系統(tǒng)上是有可能的，甚至有可能用于燃氣渦輪發(fā)動機上。 編輯本段國內外研究現狀從20世紀50年代人們就開始研究超燃沖壓發(fā)動機，最初的應用目標是單級入軌的飛行器、遠程高速飛機和遠程高超聲速導彈。從90年代開始，重點轉向巡航導彈用超燃沖壓發(fā)動機的發(fā)展。目前，美國、法國、俄羅斯、加拿大、德國、印度、意大利等國都在發(fā)展M數48、射程1000km以上的巡航導彈用超燃沖壓發(fā)動機。采用碳氫燃料、M數38的雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機已結束地面試驗驗證，進行了飛行試驗。預計，到2010年，以超燃沖壓發(fā)動機為動力的高超聲速巡航導彈將問世。到2025年，以超燃沖壓發(fā)動機為動力的高超聲速空天飛機將有可能投入使用。 俄羅斯俄羅斯從60年代開始研究超燃沖壓發(fā)動機，目標是M數57的民用運輸機、單級入軌航天飛機和高超聲速巡航導彈。 俄羅斯中央航空發(fā)動機研究院是超燃沖壓發(fā)動機的權威研究單位，20世紀80年代，該研究院與中央空氣流體動力研究所等單位合作進行了“冷”高超音速技術發(fā)展計劃，主要研究試驗用矩形和軸對稱雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機。19911998年，共進行了5次超燃沖壓發(fā)動機的驗證性飛行試驗，飛行M數最高6.5，發(fā)動機使用的是氫燃料。其中第2、3次與法國合作，第4、5次與美國合作。據稱第二次是最成功的，獲得的數據最全。目前，該研究院正在進行速度為67倍聲速的高超聲速飛行器用超燃沖壓發(fā)動機的技術研究，應用目標是軍民用高超聲速飛行器。 目前，該研究院正在研制高超聲速有翼飛行器，采用3臺超燃沖壓發(fā)動機。該項目目前還處在基礎研究階段，其縮比模型已進行了風洞試驗。 中央航空流體動力研究所是俄羅斯重要的超燃沖壓發(fā)動機技術研究機構。目前，該研究所正與俄彩虹設計局及德國一些部門合作進行導彈用M數57的超燃沖壓發(fā)動機的研究，這種發(fā)動機的進氣道呈三級斜面形狀，目前已經進行了連接式和自由射流式試驗，今后將進行飛行試驗。同時，該機構將為俄羅斯空間局（RSA）的一項飛行試驗計劃（“鷹”計劃）研制M數614、氫燃料、雙模態(tài)的超燃沖壓發(fā)動機。該計劃將發(fā)展一種與NASA的Hyper-X相似的機體/發(fā)動機一體化的高超聲速試驗飛行器，發(fā)動機由三個模塊組成，進氣道的噴管位于機體下方。目前還未找到合作伙伴。 “聯盟”航空發(fā)動機科研生產聯合體是俄航空發(fā)動機的重要研制單位，近年來，除為中央航空發(fā)動機研究院試制軸對稱超燃沖壓發(fā)動機外，還獨立開發(fā)試驗發(fā)動機，該單位設計了M數56的雙模態(tài)沖壓發(fā)動機，計劃在導彈改裝的試飛器上進行飛行試驗。 美國美國是開展超燃沖壓發(fā)動機技術研究較早的國家，目前NASA、空軍和海軍都有自己的發(fā)展計劃。 NASA從1965年開始研究超燃沖壓發(fā)動機技術，目標是有人駕駛飛行器和單級入軌飛行器的動力。1996年，美國NASA在歷時8年、耗資30億美元的NASP（國家空天飛機）計劃被終止之后，又開始實施投資1.7億美元的高超聲速飛行器試驗計劃（HyperX），研究用于高超聲速飛行器（M數10）和其他可重復使用的天地往返系統(tǒng)的超燃沖壓發(fā)動機與一體化設計技術。 B-52攜帶的X-51高速飛行器該計劃將對3架無人駕駛研究機X43進行飛行試驗，發(fā)動機采用氫燃料的雙模態(tài)沖壓發(fā)動機，機身和發(fā)動機采用一體化設計。X-43A的第1次飛行試驗發(fā)生在2001年6月，不過，試飛以失敗告終。2004年3月27日，X-43A在第2次飛行試驗中成功地達到M數7的速度，成為世界上飛行速度最快的以空氣噴氣發(fā)動機為動力裝置的飛行器。預計，2004年9月或10月，該計劃將進行最后一次M數10的飛行試驗。 為保持NASA高超聲速技術的持續(xù)發(fā)展，NASA計劃從2006年開始一個適度的Hyper-X后繼計劃。新計劃將是在X-43A之后非常低水平的高超聲速技術發(fā)展計劃，將進行基礎性的技術研究，發(fā)展新的可變幾何、能在更大M數范圍工作的超燃沖壓發(fā)動機。還將重點發(fā)展重量更輕、耐高溫性能更好的發(fā)動機新材料。第一個5年的工作重點可能是M數56的飛行器，第二個5年的工作重點是M數89的飛行器，第3個5年將發(fā)展M數1315的飛行器。計劃的目標是經過5年的發(fā)展，技術準備達到能發(fā)展真實飛行器的水平。 美國空軍在50年代末開始超燃沖壓發(fā)動機的研究，目標是單級入軌的飛行器。1995年，美國空軍開始實施高超聲速技術計劃（HyTech），目標是驗證能夠在M數48范圍飛行、射程1400km的高超聲速導彈用液體碳氫燃料雙模超燃沖壓發(fā)動機的適用性、性能和結構耐久性。2003年，該計劃完成了世界首臺飛行重量的碳氫燃料超燃沖壓發(fā)動機的地面試驗。地面驗證發(fā)動機（GDE-1）進行了M4.5和M6.5的試驗。下一步將發(fā)展采用完全一體化燃油系統(tǒng)的GDE-2驗證機。2004年將開始GDE-2的首次全尺寸試驗。2007年夏天，一種利用GDE-2改型的發(fā)動機將開始M數67的自由飛行試驗，超燃發(fā)動機的工作時間為510分鐘。如果成功，接下來將在69個月后再進行兩次飛行試驗。該計劃將于2010年結束，20102015年，高超聲速空對地巡航導彈初步具備作戰(zhàn)能力。 美國海軍的超燃沖壓發(fā)動機研究始于60年代初，目標是艦載導彈用發(fā)動機。最初設計的超燃沖壓發(fā)動機采用分模塊式進氣道、軸對稱燃燒室，尾噴管設計考慮了實際氣體和粘性的影響。70年代，海軍認為該方案所用燃料態(tài)活潑、有毒，不適于艦載導彈，改為使用碳氫燃料的雙燃燒室沖壓發(fā)動機方案。1997年5月，海軍提出了高超聲速攻擊導彈計劃。采用M數8的超燃沖壓發(fā)動機，射程1000km。海軍的超燃沖壓發(fā)動機一直由約翰霍普金斯大學的應用物理實驗室研制，為雙燃燒室沖壓發(fā)動機，2000年設計和制造了一個全尺寸直連式燃燒室試驗件。目前正在進行全尺寸燃燒室的試驗。 X-43 試驗型飛機2001年，美國DARPA和海軍開始了為期4年的“高超聲速飛行驗證計劃（HyFly）”，目標是發(fā)展最高巡航M數6、射程1110km、采用普通碳氫燃料的巡航導彈用超燃沖壓發(fā)動機。目前正在進行不同飛行狀態(tài)（M數6.5、3.5和4）的地面試驗。2003年，作為該計劃的主要子承包商，航空噴氣公司在NASA蘭利研究中心和空軍阿諾德工程發(fā)展中心（AEDC）進行了多種速度（M數3.5、4.1和6.5）和重要狀態(tài)的自由射流超燃沖壓發(fā)動機的試驗。試驗模擬了不同的飛行條件，包括不同的飛行高度和不同的燃油噴射器結構，取得了巨大成功。今后，該公司將對實際飛行重量的發(fā)動機制造方法繼續(xù)進行研究和評估。在自由射流發(fā)動機試驗結束后，將進行飛行重量的發(fā)動機的地面試驗。2004年將對最終設計進行驗證并開始飛行試驗，該計劃將于2005年結束。 法國法國自20世紀60年代以來一直未間斷過高超聲速技術的研究。1992年，法國政府開始了為期6年的國家高超聲速研究與技術計劃（PREPHA），目的是通過地面試驗，驗證M數48的超燃沖壓發(fā)動機的性能，該發(fā)動機的發(fā)展目標是單級入軌的航天飛機。小羚羊（Chamois）超燃沖壓發(fā)動機在相當于M數6的速度下進行了多次試驗。 1999年，法國武器采購局決定延長PREPHA的研究工作，設立了為期5年的普羅米希（Promethee）研究計劃，目的是探討M數1.88的烴燃料變幾何亞燃/超燃雙模態(tài)沖壓發(fā)動機作為一種空射型導彈的動力的可行性，計劃總投資6200萬美元。目前，M數7.5的超燃沖壓發(fā)動機試驗獲得成功，發(fā)動機運行了10s。在超燃沖壓發(fā)動機技術的發(fā)展中，法國與俄羅斯、德國開展了合作。 其他國家澳大利亞昆士蘭大學從1999年領導了一項國際合作的氫燃料超燃沖壓發(fā)動機飛行試驗計劃-HyShot計劃。2002年7月，HyShot計劃的飛行試驗成功實現了超聲速燃燒，試驗M數達到7.6。美國、澳大利亞、德國、韓國、英國和日本參與了該計劃。 日本從1984年開始研究超燃沖壓發(fā)動機技術，已建成可模擬飛行高度35km、飛行速度M數8的高超聲速自由射流試驗臺，進行了大量高M數的模擬試驗。目前，日本制定了以超燃沖壓發(fā)動機為動力的單級入軌空天飛機（SSO）計劃，這是一種有人駕駛的可像普通飛機一樣起飛和著陸的可載客10人的民用飛機，計劃到2005年結束。 此外，德國和印度也在超燃沖壓發(fā)動機技術方面進行了大量的基礎性研究。印度國防部正在實施的先進吸氣式跨大氣層飛行器（AVATAR）計劃，該計劃將采用渦扇/超燃沖壓發(fā)動機組合動力。 編輯本段發(fā)展趨勢由于超燃沖壓發(fā)動機的巨大的軍事及經濟應用前景，早在六十年代，美國就開展了與此有關的大規(guī)模的研究工作，并逐步完成了發(fā)動機樣機的建造，驗證超燃設計方法的可行性，并且根據實驗結果提出了發(fā)動機與機身一體化的設計概念，得到了廣泛的認可。到八十年代，其中一個重要的研究成果就是所謂的雙模態(tài)發(fā)動機（Dual-mode scramjet），它是一種適用于中等飛行馬赫數（48）的，既可以進行亞音速燃燒又可以進行超音速燃燒的沖壓發(fā)動機，拓寬了超燃沖壓發(fā)動機的應用下限。它是一種環(huán)形進氣道結構，包括亞音速和超音速兩個進氣道，在不同的飛行馬赫數和燃料當量比情況下，發(fā)動機自動實現亞燃和超燃的模態(tài)轉化。 以莫斯科中央航空發(fā)動機研究院為首，俄羅斯也進行了大量的超燃發(fā)動機的研究工作，到目前為止，已進行了5次飛行試驗，其中4次獲得成功。其他國家也都積極的開展了有關超燃發(fā)動機的研究。國內在這一領域的研究已經起步，進行了一些基礎性的實驗和數值模擬研究，并且準備開展超燃沖壓發(fā)動機的初步設計工作。借鑒國外的研究經驗，中國先進行低馬赫數下，采用普通航空煤油的超燃沖壓發(fā)動機研究，技術難度相對較小，且具有很好的可行性和很強的實用性，有望在不遠的將來研制成功中國的高超音速巡航彈用超燃沖壓發(fā)動機，服務于我軍的國防現代化。 超燃沖壓發(fā)動機從中國國情看，中國已實現載人航天飛行，建立太空空間站和登月計劃正有條不紊地實施，光學、雷達偵察衛(wèi)星技術有相當發(fā)展，北斗衛(wèi)星定位導航系統(tǒng)已投入使用，目前正和歐盟聯合開發(fā)伽利略全球衛(wèi)星定位導航系統(tǒng)，而且在上個世紀九十年代中國就研制出C101、C301以沖壓噴氣發(fā)動機為動力的超音速反艦巡航導彈；中國的科技實力在世界上也稱得上科技大國了，中國研發(fā)超燃沖壓發(fā)動機還是具備一定人才、技術條件和技術儲備的。 航天飛機的極速夢想，有一天將以低于當今火箭的費用，把人員和貨物送入太空。而這個夢想將建立在超聲速燃燒沖壓發(fā)動機的成功之上。 為了讓超燃沖壓發(fā)動機達到高超聲速飛行，世界上許多研究小組正在努力克服巨大的技術挑戰(zhàn)。本文的討論將集中在美國空軍和普惠公司(Pratt & Whitney）的高超聲速技術（HyTech）超燃沖壓發(fā)動機計劃上，這是我最熟悉的計劃之一。 另外，還有大量研發(fā)工作在美國海軍、美國國家航空航天局（NASA）、美國國防部高級研究項目局（DARPA），以及澳大利亞、英國、日本等地展開。國內目前這方面研究重點單位主要有哈爾濱工業(yè)大學，北京航空航天大學，西北工業(yè)大學等，并且為中國培養(yǎng)了一大批這方面的基礎人才，相信不久的將來隨著技術的成熟，超燃沖壓發(fā)動機將會有更廣闊的應用。 編輯本段發(fā)動機二行程發(fā)動機的每個工作循環(huán)，是在曲軸旋轉一周即360度，活塞上下兩個行程內完成的。 二行程柴油機的工作過程和二行程汽油機相似，不同的是：進入柴油機氣缸的是純空氣。由于二行程柴油機的經濟性差且排污嚴重，近幾年在汽車上已趨淘汰。在此僅介紹二行程汽油機的工作原理。 二行程發(fā)動機的工作原 是一種用曲軸箱換氣的二行程化油器式汽油機的工作原理示意圖。發(fā)動機氣缸體上有三個孔，即進氣孔、排氣孔和換氣孔，這三個孔分別在一定時刻由活塞關閉。進氣孔與化油器相通，可燃混合氣經過進氣孔流人曲軸箱，繼而從換氣孔進入氣缸；而廢氣則從排氣孔排出。其工作循環(huán)包含兩個行程： 1.第一行程 活塞自下止點向上移動，三個氣孔被關閉后，在活塞上方，已進入氣缸的混合氣被壓縮；而活塞下方的曲軸箱內因容積增大，形成一定的真空度，在進氣孔露出時，可燃混合氣自化油器經進氣孔流人曲軸箱內。 2.第二行程 活塞壓縮到上止點附近時，火花塞跳火點燃可燃混合氣，高溫高壓的燃氣膨脹，推動活塞下移作功?；钊乱谱鞴r進氣孔關閉，密閉在曲軸箱內的可燃，混合氣被壓縮；當活塞接近下止點時排氣孔開啟，廢氣沖出；隨后換氣孔開啟，受預壓的可燃混合氣沖人氣缸，驅除廢氣，進行換氣過程。此過程一直進行到下一行程活塞上移，三個氣孔完全關閉為止。 總之，活塞上行時進行換氣、壓縮曲軸箱進氣；活塞下行時進行作功飛壓縮曲軸箱混合氣、換氣。 從以上四行程和二行程發(fā)動機的工作循環(huán)可以，看出，二行程發(fā)動機具有以下特點： (1)曲軸每轉一周(360度)就有一個作功沖程，因此，在理論上相同排量的二行程發(fā)動機的功率，.應等于四行程發(fā)動機的兩倍。 (2)和四行程發(fā)動機相比，由于作功頻率較快，因而運轉比較均勻 渦輪增壓發(fā)動機(Turbo)。 平穩(wěn)。 (3)結構簡單，使用維護方便。 但是，由于二行程發(fā)動機換氣過程中新鮮氣體損失較多，廢氣排放較差。因此，實際上二行程發(fā)動機的功率并不等于四行程發(fā)動機的兩倍，而是1.51.6倍左右。由于這個缺點，二行程汽油機在一般汽車上很少采用，僅在摩托車、少數微型汽車及其他工程機械上應用。 燃氣渦輪發(fā)動機（Gas turbine engine或Combustion turbine engine）或稱燃氣輪機，是屬于熱機的一種發(fā)動機。燃氣輪機可以是一個廣泛的稱呼，基本原理大同小異，包括渦輪噴射引擎等等都包含在內。而一般所指的燃氣渦輪引擎，通常是指用于船舶（以軍用作戰(zhàn)艦艇為主）、車輛（通常是體積龐大可以容納得下燃氣渦輪機的車種，例如坦克、工程車輛等）、發(fā)電機組等的。與推進用的渦輪發(fā)動機不同之處，在于其渦輪機除了要帶動壓縮機外，還會另外帶動傳動軸，傳動軸再連上車輛的傳動系統(tǒng)、船舶的螺旋槳或發(fā)電機等。目錄簡介 基本原理 1. 組成 2. 壓縮機 3. 燃燒室應用 1. 噴射引擎 2. 輔助動力單元 3. 微型燃氣渦輪引擎 4. 微型燃氣渦輪常見問題簡介 基本原理 1. 組成 2. 壓縮機 3. 燃燒室應用 1. 噴射引擎 2. 輔助動力單元 3. 微型燃氣渦輪引擎 4. 微型燃氣渦輪常見問題展開編輯本段簡介燃氣渦輪發(fā)動機（Gas turbine engine或Combustion turbine engine）或稱燃氣輪機 Lycoming T-53燃氣渦輪機，是屬于熱機的一種發(fā)動機。燃氣輪機可以是一個廣泛的稱呼，基本原理大同小異，包括渦輪噴射引擎等等都包含在內。而一般所指的燃氣渦輪引擎，通常是指用于船舶（以軍用作戰(zhàn)艦艇為主）、車輛（通常是體積龐大可以容納得下燃氣渦輪機的車種，例如坦克、工程車輛等）、發(fā)電機組等的。與推進用的渦輪發(fā)動機不同之處，在于其渦輪機除了要帶動壓縮機外，還會另外帶動傳動軸，傳動軸再連上車輛的傳動系統(tǒng)、船舶的螺旋槳或發(fā)電機等。 編輯本段基本原理組成燃氣渦輪機主要由壓縮機（compressor）、燃燒室（combustion chamber）、渦輪（turbine）等部分構 燃氣渦輪噴射機引擎的圖示。成。新鮮空氣由進氣道進入燃氣輪機后，首先由壓縮機加壓成高壓氣體 燃氣渦輪發(fā)動機原理圖，接著由噴油嘴噴出燃油與空氣混合后在燃燒室進行燃燒成為高溫高壓氣體，然后進入渦輪段推動渦輪，將熱能轉換成機械能輸出，最后的廢氣由排氣管排出。而由渦輪輸出的機械能中，一部分會用來驅動壓縮機，另一部分則經由傳動軸輸出，用以驅動我們希望驅動的機構如發(fā)電機、傳動系統(tǒng)等。 壓縮機壓縮機的功用是對氣流做功，以提高氣流的壓力。一般燃氣輪機的壓縮機通常有軸流式和離心式兩種 電腦模擬。 軸流式壓縮機會有許多的葉片，形狀類似螺旋槳葉片，但是分為“靜子”（stator）與“轉子”（rotor）兩種。轉子就像螺旋槳一般地旋轉，在旋轉的過程中將氣流向后推，這時氣流的壓力就會提高，溫度也會升高。靜子的功用是將因為轉子的作用而產生旋轉的氣流導引回軸向，以正確的角度進入下一組轉子。通常是一組轉子和一組靜子交互配置，而一組轉子和靜子就稱為一級。 離心式壓縮機則是利用葉輪旋轉時產生的離心力將氣流向外推，而產生加壓的效果。一級的離心式壓縮機就能有數級軸流式壓縮機的壓縮比，對于較小型的燃氣輪機來就是不錯的選擇，但是由于氣流是向外輻射，必須以大幅彎曲的通道折回內部，故能量的耗損也較大。 壓縮比是壓縮機的主要性能指標，指的是氣流壓力在加壓后與加壓前的比，通常壓縮比較高的燃氣輪機，效率也較高，但是氣流在壓縮過程中溫度會上升，考慮到渦輪所能承受的溫度有一定的限度，壓縮比太高反而不好。理想的壓縮過程應該是等熵過程，但是實際上壓縮后的氣流的溫度和熵都會大于理想值，壓力則低于理想值，而壓縮機的效率則定義為 公式其中c代表壓縮機效率，h1代表氣流進入壓縮機之前的焓，h2i代表理想狀況下氣流離開壓縮機時的焓，h2a代表實際狀況下氣流離開壓縮機時的焓。依據熱力學定律，壓縮機效率不可能大于1。 燃燒室渦輪 電腦模擬 燃氣輪機通常使用軸流式渦輪，構造上與軸流式壓縮機相似，同樣是一組定子與一組轉子 燃氣渦輪發(fā)動機合稱為一級。渦輪葉片與螺旋槳及飛機機翼相似，氣流流過時產生作用力，對轉子葉片作功而使其轉動，而能將氣流的能量轉換成機械能輸出，因此氣流在通過渦輪后，溫度與壓力都會下降。 與壓縮機不同的是，渦輪的目的是將氣流的能量轉換為機械能，因此葉片的形狀與壓縮機會稍有不同，重視的是氣流通過時能產生的作用力，與飛機機翼希望升力大而阻力小的要求類似。渦輪葉片直接受到高溫高壓氣流的沖擊，為了提高燃燒溫度以提升燃氣輪機的效率，渦輪葉片必須使用耐高溫、在高溫下仍保有高強度及壽命的耐熱材料制成。葉片結構上也常使用一些特殊設計，例如常見的作法是將葉片設計為中空，然后將冷空氣或冷卻液導入內部，在葉片內部流動時可以產生冷卻效果，還有在表面設計許多小孔噴出冷空氣，隨著空氣流動而覆蓋整個葉片，阻隔以避免高溫空氣直接沖擊葉片，以達到保護的效果。 與壓縮機相同，理想的渦輪應該是等熵過程，但是實際上通過渦輪后氣流的溫度和熵都會大于理想值，渦輪的效率定義為： 公式其中t代表渦輪效率，h3代表氣流進入渦輪之前的焓，h4i代表理想狀況下氣流離開渦輪時的焓，h4a代表實際狀況下氣流離開渦輪時的焓。依據熱力學定律，渦輪效率不可能大于1。 編輯本段應用噴射引擎現在的中大型飛機幾乎都使用渦輪發(fā)動機做為動力來源，因其體積較小而輸出動力大，更重要的是沒有螺旋槳在高速時所會遭遇到的音障問題，因此也是一般超音速飛機的唯一選擇（只有少數機型會使用沖壓噴射引擎或火箭）。由于是使用于直接推進，以噴出高溫廢氣的反作用力產生推進力，因此在設計上會盡量縮小渦輪段的能量轉換及損耗，只輸出驅動壓縮機及發(fā)電機等附件所需的功。 微型燃氣渦輪輔助動力單元大型飛機上除了主引擎外，通常還會裝設一具小型的燃氣輪機，即稱為輔助動力系統(tǒng)（auxiliary power unit，APU），用以在主引擎尚未啟動時提供液壓、發(fā)電、空調等的動力需求，也可以用來啟動主引擎。飛機上的APU通常是不具推進力的，而某些船艦也有稱為副推進單元（auxiliary propulsion unit）的裝置，但這種APU是為了在無法使用主輪機時用做備用輪機推供推進力的。 微型燃氣渦輪引擎微型燃氣渦輪也可以稱為： 交流渦輪 MicroTurbine (該名稱已經被頂石渦輪公司注冊商用) 燃氣渦輪發(fā)動機Turbogenerator (該名稱已經被霍尼韋爾電力公司注冊商用) 微型燃氣渦輪本質上是瞄準分布式發(fā)電和氣電共生用途. 也是混和動力車的重點科技之一. 商用中從一千瓦到數十數百千瓦功率都有市場潛力. 成功之處也得利于電子學的變革，包含無人運作和公用電網電腦化. 電力切換調度科技可以使得發(fā)電來源不必和電網綁死. 使得發(fā)電機可以加入渦輪構造并提供2倍的效能.因為微型燃氣渦輪引擎有許多優(yōu)點超越傳統(tǒng)往復式發(fā)動機，可以產生更高能量密度效率(與重量和尺寸相關)，極低的熱輻射和極少的移動部件使其容易維修。還可以省下空調所需的潤滑油和冷媒. 通常渦輪也能更有效降低廢熱消耗，同時也能省下冷卻系統(tǒng)的耗能. 但是，活塞引擎發(fā)電機對需電量變化的反應比較快、而且活塞引擎通常比較有效率雖然說微型燃氣渦輪引擎的效率正在增加。相較于活塞引擎、微型燃氣渦輪引擎的效率在低輸出狀態(tài)時下降更多。 微型燃氣渦輪引擎接受多種燃料，例如汽油、天然氣、丙烷、柴油、煤油，也可以利用可再生燃料，例如E85酒精汽油、生物柴油及生物氣體.另外一大好處是可以用氫為動力燃料，就像目前熱門的燃料電池，可以從水中分離的氫作為來源。但是缺點是易燃，使得這種便攜式裝置未來可能不能帶上飛機或其他敏感場所。 微型燃渦機使用單段式壓縮機設計，但是單段式渦輪機件比較難生產因為必須承受高溫高壓下運作。廢熱可以用來提供熱水、暖氣、干燥用途或吸收式冷卻法這是一種不利用電能而是熱能提供冷氣的方法。 典型的燃渦機效率約25 到 35%。但是連上廢熱發(fā)電系統(tǒng)(氣電共生)系統(tǒng)時，可以提升到80%。 燃氣渦輪發(fā)動機麻省理工學院 1990年代中期開始公厘尺寸燃渦機研發(fā)專案由航太教授Alan H. Epstein帶領開始研擬個人用的燃渦機可以達成所有現代電力需求，就像目前一些小型都市用的大型發(fā)電用燃渦機一樣。 Epstein教授說目前商用可充電鋰離子電池只約有120-150 Wh/kg能量比，麻省理工學院的公厘尺寸燃渦機已經可以達成500-700 Wh/kg能量，也有極大希望在不久的將來達成1200-1500 Wh/kg。 澳大利亞發(fā)明家開始研究這種微電機系統(tǒng)科技(MEMS)為便攜式裝置供電的可能性.這種系統(tǒng)使用氫或丁烷為燃料以達到超高速的2百萬RPM轉速。這種燃氣渦輪引擎的制造采用芯片產業(yè)的科技，而且大多以硅為原料。這種燃氣渦輪引擎可以接上發(fā)電機來提供電力。 編輯本段常見問題在汽輪機運行過程中，汽輪機滲漏和汽缸變形是最為常見的設備問題，汽缸結合面的嚴密性直接影響機組的安全經濟運行，檢修研刮汽缸的結合面，使其達到嚴密，是汽缸檢修的重要工作，在處理結合面漏汽的過程中，要仔細分析形成的原因，根據變形的程度和間隙的大小，可以綜合的運用各種方法，以達到結合面嚴密的要求。 汽輪機汽缸漏氣原因： 1汽