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冲压火箭发动机技术简介1


宇航学院 喷气与推进实验室

1、冲压发动机是什么?
冲压发动机又称冲压式空气喷气发动机, 它是依靠高速迎面空气流的冲压增压作用进 行工作的空气喷气发动机。

?
? ? ? ?

基本组成: 进气道(又称扩压器) 燃烧室 燃料及其供给系统 推进喷管

2、冲压发动机的工作原理
对于不考虑动能和能量损失的理想冲压 发动机,其工作过程是一个等压加热过程, 满足布莱顿循环Brayton Cycle 。

冲压发动机的理想热力 循环p-v图 1~2:等熵压缩过程 2~3:等压加热过程 3~4:等熵膨胀过程 4~1:工质在大气中冷却 使得循环得以封闭

2、冲压发动机的工作原理
发动机各部件在该热力循环中的作用: (1)扩压器 高速气流经过扩压器,在尽 量减少各种损失的情况下,使得气体减速增 压,为在燃烧室进口处提供所需的速度场。 完成等熵压缩过程。 (2)燃烧室 燃料和空气在燃烧室进行等 压燃烧。气体的温度和焓值都升高,完成等 压加热过程。

(3)尾喷管 高温高压的燃气经尾喷管膨胀 加速后喷出,使得燃气的热焓转化为动能, 产生的动量大于迎面气流的动量,从而获 得反作用推力。完成等熵膨胀过程。 (4)燃料及其供给系统 燃料可以是贫氧固 体推进剂、也可以是液体燃料。燃料供给 系统的调节使得各参数尽量适合发动机的 工作状态。

2、冲压发动机的工作原理
冲压发动机的优点:
? ? ?

?

结构简单、重量轻、成本低; 无转动部件,故进气道和发动机可以设计成任 何形状,也不存在等温转动部件的冷却问题; 由于不存在零部件的耐热限制,故其燃烧室可 允许更高的燃烧温度,可加入更多的能量,从 而获得更大的推力; 能源前途广阔,即可用内部加热的化学燃料的 化学能、原子能等,又可用外部加热的激光能、 太阳能等。

2、冲压发动机的工作原理
冲压发动机的缺点: (1)冲压发动机不能自启动,使用冲压发动攻击
的飞行器必须要用助推器或者其他飞行器将其加 速到一定速度以后,才能有效率的工作; (2)当飞行速度较低时,发动机性能差,效率低;

(3)对飞行状态的改变十分敏感,当发动机稍稍离 开设计点时,性能将会迅速变差。故需要对其部 件进行调节。 (4)冲压发动机飞行器的单位迎面推力较小。

3、冲压发动机的分类
液体燃料冲压发动机(LFRJ)

燃料的不同

固体燃料冲压发动机(SFRJ)

核冲压发动机

燃烧的方式

亚音速燃烧冲压发动机 超音速燃烧冲压发动机 双模态冲压发动机 亚音速冲压发动机 超音速冲压发动机 高超音速冲压发动机 冲压喷气发动机 固体火箭冲压发动机(SDR) 涡轮/冲压发动机 火箭/冲压发动机

飞行速度

组合形式

3.1 按燃料分类
液体燃料冲压发动机 它需要燃料输送系统、供应系统、喷注装置 和燃烧稳定器等。一般用于靶机和飞航导弹的推 进系统。 固体燃料冲压发动机 燃料为固体药柱,它由燃烧剂和少量的氧化 剂根据需要制成各种形状,可为端面燃烧、内孔 燃烧、内外侧表面燃烧等。以调节发动机燃料的 进气量,控制发动机达到所要求的推力大小及其 变化规律。

核冲压发动机 又称为“原子能冲压发动机”,利用反应堆 中可控的裂变反应堆空气流加热,以产生 反推力。它计划用于重载荷、超远程的飞 行任务,目前尚处于方案探讨阶段。

3.1 按燃料分类
? 燃料贮存与燃烧室是分开的,燃烧为掺混燃烧。 ? 固体燃料冲压发动机:贫氧推进剂装于补然室内,空 气进入装药通道,固体装药分解,与空气掺混以后再在 燃烧室中燃烧。 ? 结构及防热均较简单 , ? 但在燃烧组织、燃速控制及燃烧效率提高等方面相对 复杂些。

固体燃料冲压发动机示意图

3.2按燃烧方式分类
亚音速燃烧冲压发动机 :飞行M<6时,多处于亚燃 状态。 ? 超音速燃烧冲压发动机 :飞行M>6时,处于超燃状 态。
?

Schematic of a Ramjet

Schematic of a Scramjet (air remains supersonic)

?
? ? ? ?

双模态冲压发动机 同时存在亚燃状态和超然状态。 当飞行M=6~7时,为了使得发动机的性能稳定,多采 用这种发动机, 它有两个燃烧室,一个是亚燃燃烧室,一个是超燃燃 烧室。 燃料先在亚燃燃烧室中燃烧,随后燃气进入超燃燃烧 室进行二次燃烧。

3.2按燃烧方式分类
亚音速燃烧冲压发动机的燃烧室就是一个亚音速 燃气发生器,即一个使用固体碳氢燃料的SFRJ燃烧 室。 这种燃气发生器中的燃烧和火焰稳定已有较为充 实的基础数据和经验。

亚音速燃烧室中得气流示意图

3.2按燃烧方式分类
? 进气道:捕获空气, 激波系压缩, 提供一定流量、温度、
压力的气流。

? 燃烧室:燃料喷注和燃烧 ? 尾喷管:气流膨胀产生推力

超然冲压发动机结构示意图

?
?

隔离段:
进气道与燃烧室间的等直通道, 消除燃烧室的压力 波动对进气道的影响, 实现进气道与燃烧室在不同 工况下的良好匹配。 激波串的长度和位置会随着燃烧室反压的变化而 变化,能保证燃烧室的压力波动不会影响进气道.

?

3.2按燃烧方式分类
双模态冲压发动机的燃烧室也可称为DMRJ系统, 它设有两个进气道,一个SFRJ的进气道和一个函道 进气道。 ? 它是燃料先在SFRJ燃烧室中以富燃的状态燃烧, 再将燃气送入超音速燃烧室中,超音速燃烧室的入 口马赫数大约为2.5。
?

固冲发动机双模态燃烧室示意图

3.3 按飞行速度分类
?

亚音速冲压发动机
来流速度小于音速,由于迎面气流的总压与大气压之 比小于临界压强比,可用的增压比较低,循环效率低,发 动机的比冲小。随着飞行速度的降低,效率和比冲均迅速 下降。在M<0.5时,一般不使用冲压发动机。
?

?

超音速冲压发动机
来流速度大于音速,适用于超音速飞行的冲压发动机。 它的飞行速度上限受到燃气总温和结构强度的限制,在30 公里的高空,最大飞行M=6;在海平面上,最大飞行M=4。
?

?

高超音速冲压发动机
这种发动机适用于临近空间的飞行动力,M=6~15。这 种发动机当M<4时,不能正常工作,无法自启动。可用作 高超声速巡航导弹、高超声速飞机、空天飞机等新型飞行 器的动力系统。
?

3.4 组合冲压发动机
?
? ?

冲压喷气发动机 涡轮/冲压发动机 火箭/冲压发动机

3.4 组合冲压发动机
?

RBCC发动机(Rocket-Based Combined-Cycle)
? RBCC的基本出发点是结合火箭的高推重比和吸气式

发动机的高比冲和高效率。 ? 航天推进系统在大气层中工作时采用吸气式推进技术, 与全火箭推进系统相比,将减少自带氧化剂的数量。 ? 如果RBCC推进系统通过减少自带氧化剂所降低的质 量超过该系统结构改变所增加的质量,就可以降低推进 系统起飞时的总质量,从而进一步提高推进系统的推重 比。
一种水平起飞、水平 降落单级入轨 RBCC飞行器

该种发动机可以工作在空气加力火箭(air-augmented rocket) 或火箭空气引射、冲压(ramjet)、超燃冲压(scramjet) 和火箭(rocket)推进等多种模态下,是地球至轨道或太 空飞行的一种较为理想的方案。

工作模式
?Ma = 0~3 时, RBCC 发动机采用引射模态工作。 ?Ma=3~6 时, 采用亚声速燃烧冲压模态。 ?Ma大于6~7 时, 发动机采用超声速燃烧冲压模态(上 升大气层中)。 ?Ma约 12~15时, 发动机转入纯火箭模态(大气层外)。

RBCC发动机的优点
?

? ? ?

工作在火箭空气引射、冲压、超燃冲压和火箭推 进四种模态,对于地球至轨道的飞行全过程可以 提供很高的平均比冲。 与传统的火箭发动机相比,性能可提高约15%。 没有转动部件,可以满足更高速飞行的要求,且 可以适应大气层外的飞行。 对于火箭空气引射模态,还可以考虑采用脉冲爆 震发动机(PDE(Pulsed-Detonation Engine)), 提高空气的利用效率。

RBCC发动机的优点
? ?

适应较宽的工作高度和马赫数范围,结构相对简单。 故障率可比火箭发动机下降一个量级,主要是因为其工作

条件有所改善。
?

RBCC可使飞行器有更大的着陆范围,也可以更自由地选择

着陆点,可以有更多的机动和变轨能力。
?

更高的干重分数和结构质量分数。

?

成本上的优势:源自发射方式、推进剂消耗、失败率、通
用性和使用频率等。

3.4 组合冲压发动机
(Turbine—Based—Combined—Cycle)
?
? ?

起飞和低速阶段, 涡轮发动机进气口打开,发动机以涡轮/ 涡扇喷气方式工作。 飞行器速度达到冲压发动机工作速度后, 冲压发动机开 始工作, 随着速度的增加, 涡轮发动机进气口逐渐关闭。 当速度达到 Ma=6 左右时冲压发动机转入超燃模态, 并 将飞行器加速到更高的速度。

3.4 组合冲压发动机
固体火箭冲压发动机(SDR) 分流量可调和流量固定两类。 固定喷喉的燃气发生器,又称为壅塞式燃气发生器, 燃烧室工作条件只取决于贫氧推进剂的组成以及燃面、 喷喉面积等参数,而与冲压燃烧室的工作条件无关。 流量可调的固体火箭冲压发动机采用燃气发生器五 喷管设计,也可叫做无壅塞式燃气发生器,设计使得燃 气发生器的工作压强随冲压燃烧室的工作压强变化而变 化。这需要燃速压强指数较高的贫氧推进剂。 整体式固体火箭冲压发动机(ISPR)和非整体式固 体火箭冲压发动机

3.4 组合冲压发动机
整体式固体火箭冲压发动机 固体助推器与冲压发动机共用一个燃烧室 ,即助推器位 于补燃室内 其工作过程是:助推器工作结束后 ,固体贫氧燃气发生 器燃烧产生的产物喷入补燃室与从进气道吸入的压缩空气 混合二次燃烧 ,其燃烧产物通过喷管膨胀加速排出 ,如下 图所示。

整体式固体火箭冲压发动机示意图

?
?

?

非整体式固体火箭冲压发动机 助推器自成一体 ,与冲压发动机无关 ,可与固体 火箭冲压发动机串联或并联 ,也可嵌装于补燃室 内 ,工作结束后 ,分离喷出 ,如下图所示。 这种结构比较复杂 ,但补燃室可免受高压 ,防热 也较简单。

3.4 组合冲压发动机

非整体式固体火箭冲压发动机示意图

4、冲压推进装置的性能参数(重点)
为了方便对冲压发动机的性能的研究,这里主要 指火箭冲压发动机,引入如下参数: (1)推力 (2)外阻力 (3)比冲 (4)燃料消耗量 (5)航程参数 (6)主要描述工作过程特性的参数

4.1 推力
发动机的内推力 Fn 和推进装置的有效推力或 者净推力 Fef
?
Fef

? 内推力:发动机内部工作过程中所产生的推力。不

考虑推进装置的外阻力。 ? 有效推力:用来对飞行器做有效功的那部分推力。 即用来克服迎面阻力和克服飞行器本身惯性的那部 分推力。

(1)有效推力
有效推力是作用在推进装置外表面上的压力和摩擦力的合力。 有效推力 Fef 可以表示为: Fef ? FB ? FH 其中 FB ——作用在发动机内表面上的压力和摩擦力的合力; FH ——作用在壳体(包括喷管)外表面上的压力和摩 擦力的合力。

FH ? ? pdA ? ? pdA ? X T
A1 A4

A4

Ae

其中

?

A4 A1

——作用在壳体外表面上压力的合力; pdA

?

Ae A4

pdA ——尾部压力的合力;
——外部气流对壳体外表面的摩擦力;

XT

dA ? ds cos ?—— 壳体迎风表面积 ds在垂直于飞行方
向平面上的微元投影面积。

?

发动机内表面合力 FB 可以应用动量方程 求得:

ph AH +FB ? pe Ae ? ? pdA ? m e Ve ? m H VH
AH

A1

.

.

?

由上式可得:
. . A1

FB ? (me Ve ? m H VH ) ? ( pe Ae ? pH AH ) ? ? pdA
AH

?

现利用以上两个力的公式,可求得有效 推力的表达式:
. . Ae AH

Fef ? (me Ve ? m H VH ) ? ( pe Ae ? pH AH ) ? ? pdA ? X T
?

在利用下列恒等式将绝对压力换成剩余 压力:

?

Ae AH

pH dA ? pH ( Ae ? AH ) ? 0

?

代入上式以后,得:
F ? (m e Ve ? m H VH ) ? Ae ( pe ? pH ) ? ? ( p ? pH )dA ? ? ( p ? pH )dA ? X T
AH A4 A4 Ae . .

?

此式为直接反作用式空气喷气发动机的有 效推力的一般表达式,它也适用于固体火 箭冲压发动机。

(2)推进装置的内推力
? 此推力由两个分力组成,第一个推力等于流过

发动机的气体的动量变化率,称为推力的动分 . . 力:

me Ve - m H VH
? 第二个分力是喷管出口存在剩余压强而产生的

,称为推力的静分力:

( pe - pH ) AH
? 上述公式适用于任何类型的喷气式发动机,故

内推力可以表示为:
.

Fn = m(Ve - VH ) + ( pe - pH ) AH

(3)推力系数

1 2 qH ( ? ? HVH ) 推力系数就是单位迎风面积的推力与迎面 2 气流压头的比值。

F CF ? AqH

式中 F为发动机推力;A为发动机的迎风面积。 一般常采用内推力 Fn ,并取发动机的最大截面积 Amac 为特征面积,故 Fn CF ? 1 2 ? HVH Amax 2 这里推力系数定义于火箭发动机原理中得定义不相 同,注意区分。

(4)单位迎面推力
发动机的单位迎面推力是发动机的内推力和最大 截面积之比:

FA ? Fn Amax

在超音速飞行中,飞行器运载一定的有效载荷所 需要的推力相当大。 发动机的阻力占整个阻力的很大比例,发动机的 最大截面积对发动机的阻力影响很大,故单位 迎面推力是个很重要的指标。 单位迎面推力越大,表明发动机本身阻力相对比 较小。

火箭发动机:单位迎面推力仅与推进剂性 质、燃烧室压强、喷管喉部面积和扩张比 有关。 ? 空气喷气发动机:单位迎面推力,还与飞 行速度、高度以及燃烧产物温度、压强有 关
?
? 燃烧产物温度由燃料性质、燃气组分决定。 ? 燃气压强由飞行速度、扩压器性能决定。

?

超音速冲压发动机:还与扩压器压缩迎面 气流的完善程度有关。

(5)单位重量推力
? 单位重量推力是发动机的内推力与发动机净重

的比值:

FG ? Fn G j

? 发动机越轻,其单位重量推力越大,飞行器可

以携带的有效载荷就越多。

4.2 阻力
当发动机单独地安装在壳体内,而且流过壳体的 是未受干扰的超音速气流,则外阻力定义为有效推 力与内推力只差,即:
?

X ? ? ? ( p ? pH )dA ? ? ( p ? pH )dA ? X T
AH A4

A4

Ae

由于第一项是作用在进入发动机的气流表面上和 作用在壳体表面上的压强与大气压强不同而产生的 阻力,它可分为两部分,则有:
?

X ? ? ? ( p ? pH )dA ? ? ( p ? p)dA ? ? ( p ? pH )dA ? X T
A1 AH A4

A4

A1

Ae

?

故推进装置的外阻力由四个分力组成:

X? ? X p ? X a ? X e ? XT

(1)压差阻力
? 压差阻力是作用在发动机外壳所有外表面上剩

余压强在发动机轴线上分力之总和。 ? 压差阻力的数值取决于外壳的形状和压强沿外 壳母线的分布。 ? 超音速飞行外面压强可大致分为三段,故有:
X p ? ? ( p ? pH )dA
A1 A4

??

AM A1

( p ? pH )dA ? ?

A

M'

AM

( p ? pH )dA ? ?

A4 A
M'

( p ? p )dA

?即

X p ? X1 ? X 2 ? X 3

? 在超音速飞行时,作用在外壳上的压差合力是

运动的阻力,有时也称为外壳波阻。
?(2)附加阻力

Xa

附加阻力等于外部气流作用在流面上的剩余压 强在发动机轴线上的分力和。激波越强烈, 受到压缩的空气和流到壳体外部的空气量越 大,则附加阻力越大。

?(3)尾部阻力

? 低压区面积越大,压强越低,则尾部阻力越大。

若从进气道或外溢的附面层向低压区输送空气, 将会使低压区压强升高,从而使得尾部阻力减 小。

X e ? ( pH ? pe )( A4 ? Ae )

?(4)摩擦阻力

摩擦阻力是因为空气的粘性产生的。
X T ? CXT qS

其中

C XT 是摩擦的空气动力系数实验值。

4.3 比冲
发动机比冲量 I sp 是发动机推力 . 剂质量流率 m 之比,即:
Fn

与推进

I sp

? ?

tk

0

Fn dt

Mp

它也等于单位质量推进剂产生的推力冲量。 式中 tk 为发动机的工作时间; M p 为推进剂的质量。

4.4 燃料消耗量
燃料消耗量是发动机每小时产生单位推力所 . 消耗的燃料质量。 3600 mr Ce ? Fn
.

式中 mr为燃料质量流量; Fn 发动机的内推力。
比冲和燃料消耗量都是评定发动机经济性能的重要 参数。冲压发动机的 I sp 和 Ce 取决于燃料性 质、发动机结构、飞行高度以及飞行速度。 火箭发动机的取决于推进剂性质、发动机结构和燃 烧室压强。

4.5 航程参数 B
航程参数时发动机消耗单位质量燃料(推进 剂)所产生的推力推动飞行器飞行的距离。即:

B ? aM I sp
式中

a 为音速;
M 为平均马赫数;

航程参数取决于发动机的类型和飞行速度。

I sp 为比冲量。

4.6 描述工作过程特性的参数
表征推进装置工作过程特性的主要性能参数有: 引射系数、总压比和余氧系数。 (1)引射系数 n 引射系数是来流空气质量流率与燃气发生器质量 流率之比。一般而言,圆柱混合室的引射器,引射 系数较大;锥形混合室的引射器,引射系数较小。 (2)总压比 f 总压比是燃气发生器燃烧室压强与空气在火箭冲 压发动机燃烧室入口处总压之比。 (3)余氧系数 a 余氧系数是指冲压燃烧室内的空气余氧系数。

WHAT DID WE LEARN?
?

?

?

?

Figure 5.9 from Hill and Peterson: Ramjet performance parameters vs. flight Mach number Specific thrust has peak value for set Tmax and Ta Specific thrust increases as maximum allowable combustor exit temperature increases Specific fuel consumption decreases with increasing flight Mach number

WHAT DID WE LEARN?
?

?

?

Figure 5.10 from Hill and Peterson: Ramjet performance parameters vs. flight Mach number Specific thrust has peak value for set Tmax and Ta. Peak is around Mach 2.5 Propulsive, thermal and overall efficiencies increase continually with increasing Flight Mach number

5、各类发动机的使用
火箭发动机的比 冲不受马赫数影响, 适用范围广,且可 以在无大气环境中 使用; 冲压发动机在马 赫数较大的情况下, 有明显的比冲优势; 故火箭发动机与 冲压发动机的相结 合可以使得两种发 动机的优势互补。

6、应用举例

X-51吸气式液体超燃冲 压发动机地面试车 美国X-51高超声速巡航导弹 飞行马赫数大于6 超燃冲压发动机无法直接启 动,故由B-52携带升空发射

6、应用举例
?流星中程空空导弹 ?动力系统:吸气式固体火箭冲 压发动机 ?载机悬挂发射 ?发动机启动,马赫数大于2。

Applications
?

Missiles

?

Specialty
? 安置在旋翼尖端,

作为直升机的动力

Applications

Future
?

Scramjets

?

Inexpensive way into space
Space travel
?

?

Bussard ramjet

7、冲压发动机的关键技术
(1 )高超声速进气道 ? 宽范围固定几何进气道设计技术、低阻力进气道设计 技术、进气道边界层控制技术、进气道变几何设计及 控制技术及新概念高性能进气道设计技术。 (2) 超燃冲压发动机燃烧室 ? 流道整体优化设计技术、液体燃料雾化技术、混合增 强技术、可靠点火技术、火焰稳定技术、高效低阻燃 烧技术及燃烧控制与调节技术。 (3)尾喷管 ? 非对称喷管型面设计与优化技术、尾喷管矢量调节与 控制技术及尾喷管宽范围工作工况调节技术.

7、冲压发动机的关键技术
(4) 轻质与热防护 ?轻质结构材料、轻质热结构材料、热管理技术、进 气道前缘防热技术、燃烧室再生冷却技术、燃烧室 发汗冷却技术、先进陶瓷基复合材料成形与制备技 术、轻质隔热技术及防热材料连接与密封技术. (5)发动机调节与控制 ?发动机燃油供应调节与控制技术、发动机进气道流 动控制技术及发动机尾喷管调节与推力矢量控制技 术.

8、发展趋势
?
?

?
? ? ?

?

目标循序渐进, 技术同步发展 圆形/椭圆型截面发动机流道成为研究热点 燃烧、流动控制技术将成为提高发动机性能的 有效手段 发动机工程化需求带动了新型热防护技术发展 脉冲爆震发动机性能更接近实际应用需求 RBCC 发展新的流道构型和循环设计 TBCC 发展迅猛, 可能首先投入应用

BIT

3.固体燃料超燃冲压发动机的关键技术
? 3.3固体燃料超燃冲压发动机的火焰稳定技术
? Ben-Yakar等人采用的超声速燃烧室结构如图2-27所示。燃烧室入 口处的台阶相当于一个钝头体,由于相对低的流速、高温和高当 量比的特点,燃烧室入口台阶处会产生回流区。而对于预混燃烧 室的分析表明,回流区对于火焰稳定是很必要的,相当于一个连 续点火源。该实验中火焰稳定区的结构如图所示。

图23

超声速燃烧室结构

图24 超声速燃烧室中火焰稳定区结构

69

BIT

3.固体燃料超燃冲压发动机的关键技术
?3.3固体燃料超燃冲压发动机的火焰稳定技术
? 该实验研究认为,气流回流区的尺寸是由台阶高度H和 火焰稳定区几何长度L 共同决定的。在改进的度量火焰 稳定的参数中,影响火焰稳定区的结构限制参数有: 2 d fh L fh din ? 代表火焰稳定区的相对尺寸,d d ? 为流体流速 的一种度量。
fh
2 fh cyl

图25 固体燃料超燃冲压发动机燃烧室中火焰稳定的限制条件

70

BIT

3.固体燃料超燃冲压发动机的关键技术
?3.4固体燃料超燃冲压发动机的推进剂研究
?

固体碳氢燃料推进剂
目前国外用以进行超声速燃烧实验的固体碳氢燃料主要有 HTPB、PMMA、黑聚甲基丙烯酸甲酯、聚乙烯、活泼金属粉末等 。研究适合进行超声速燃烧的富燃料推进剂将是今后发展的趋 势,提高在超声速气流中的二次点火和燃烧性能将是超燃富燃 料推进剂研究的重点

?

其他新型燃料
2009年,意大利罗马la sapienza大学的博士生Simone和教授 Bruno提出LiH可以作为固体燃料超燃冲压发动机燃料的理想推 进剂。

71

BIT

4.美国海军HyFly计划简介
4.1背景介绍 近年来,美国海军在国防高级研究计划局(DARPA)的大 力支持下,积极推动高超声速飞行(HyFly)验证计划的 发展,旨在早日研制出一种高超声速巡航导弹所需的推 进技术,图2-32为HyFly高超声速导弹通过助推试验示 意图。

图26 HyFly高超声速导弹通过助推试验 72

BIT

4.美国海军HyFly计划简介
? HyFly计划是美国海军长 期深入研究高超声速导弹 技术的一个重要阶段。 Hyfly计划的目的是开发 由双燃烧室超燃冲压发动 机推进的高超声速打击导 弹,如图所示为HyFly模 型发动机,其核心技术显 然是双燃烧室冲压发动机 (DCR),亦称作亚燃—超 燃冲压发动机。

图27 HyFly模型发动机

73

BIT

4.美国海军HyFly计划简介
? 4.2基本工作原理
?

DCR发动机采用轴对称的超声速进 气道,在投入正式工作前将整流 罩自动抛掉,所示为HyFly计划中 DCR发动机在高速风洞中准备实验 。从地面台架试验图中可以看出 ,它由尖锐修长的进气锥和6个戽 斗形外壳组成,前者起到压缩和 滞止超声速气流的作用,后者担 当引导空气分流的任务。最值得 注意的是戽斗形外壳的内部结构 ,别具匠心地设计成为3个不同的 气流通道,巧妙地将滞止后的亚 声速气流分为3股,以满足不同燃 烧状态的需要。

图28 HyFly计划的DCR发动机在 高速风洞中准备试验

74

BIT

4.美国海军HyFly计划简介
?4.3关键技术与挑战
? HyFly项目面临来自高超声速DCR导弹和一体化导弹/助 推器系统两方面的技术挑战。面临主要技术问题包括 :DCR超燃冲压发动机流道性能;飞行器气动、气动加 热和稳定性/控制问题;弹体、燃烧室和进气道整流罩 的高温材料与结构问题;子弹药的超声速布撒问题。 ? 纵观国内外研究超燃冲压发动机的研究进展,固体燃 料超燃冲压发动机的关键技术包括:总体设计与弹道 优化、推进剂研制、点火与火焰稳定技术研究、推进 剂燃速特性研究、防热结构的发展。成熟的固体燃料 超燃冲压发动机的理论并将其应用于实际装备中还是 一项巨大的挑战。
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RAMJET POWERED MISSILES

Boeing/MARC CIM-10A BOMARC A Surface-to-Air Missile Aerojet General LR59-AG-13 liquid rocket; Two Marquardt RJ43-MA-3 ramjets

SOME DETAILS ON BOMARC MISSILE
? Flight testing started in 1952 – First launch from Cape Canaveral in September of 1952 ? Bomarc A became fully operational in 1959 – Numerous deployments from Florida to Maine defended U.S. eastern sea board ? Booster on Bomarc A was source of problems – Fuel was too corrosive to store in missile, so fueling took place immediately before launch (increasing time to launch) – Fueling process was also quite hazardous, involving three steps (white fuming nitric acid, analine-furfuryl alcohol, and kerosene) ? New model that utilizes a solid fuel booster – Bomarc B became operational in 1961, and featured a safer solid fuel booster and more powerful sustainers ? Boeing built 700 Bomarc missiles between 1957 and 1964, and Bomarc in active service until 1972 ? Length 46 ft. 9 in, Wingspan 18 ft. 2 in, Speed Mach 2.8, Range 250 miles, Ceiling 65,000 ft, Cost: $ 1,154,000 per shot ? Propulsion: – One Aerojet General LR59-AG-13 liquid rocket – Two Marquardt RJ43-MA-3 ramjets

MISS BOMARC
美国空军的第一代远程地空飞航式导弹, 代号CIM-10。用于区域防空,能 拦截远距离的中、高空飞机或飞航式导 弹,为美国50年代至60年代中期本 土防空主要武器系统之一,外形类似超 音速歼击机,由赛其防空体系指挥。 波马克分A型(CIM-10A) 和B型(CIM-10B)两种。A型 1951年开始作为无人驾驶截击机研 制,1960年起装备美国空军,19 64年,A型全部退役,部分改为靶弹 使用。B型1958年起在A型的基础 上加以改进,1961年装备美国陆军, 其最大作战高度30公里,最小作战高 度为0.3公里。现已退役。

http://home.att.net/~ferguspcj/mbomarc/bomarc01.htm

HyFly RAMJET CONCEPT

http://www.globalsecurity.org/military/systems/munitions/hyfly.htm

? Hypersonic Flight Demonstration Program ? Cruise Flight Mach Number ~ 6 ? Range 600 nm (1111 km)

HyFly RAMJET CONCEPT
http://www.designation-systems.net/dusrm/app4/hyfly.html

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HyFly program was initiated in 2002 by DARPA (Defense Advanced Research Projects Agency) and U.S. Navy's ONR (Office of Naval Research) to develop and test a demonstrator for a hypersonic Mach 6+ ramjet-powered cruise missile Prime contractor for HyFly missile is Boeing, Aerojet builds sustainer engine Air-launched from F-15E and accelerated to ramjet ignition speed by solid-propellant rocket booster Engine runs on conventional liquid hydrocarbon fuel (JP-10) – Much easier to handle than cryogenic fuels (LH2) used on other hypersonic scramjet vehicles Sustainer engine of HyFly is a dual-combustion ramjet (DCR) (very complex) – Two different air inlet systems ? Operate as a "conventional" ramjet with subsonic combustion ? Operate at hypersonic speeds as a scramjet First scramjet engine (hybrid or otherwise) to demonstrate operability with LH2 fuel

Orbital Sciences GQM-163 Coyote: Ducted rocket/ramjet engine, Flight speed up to Mach 2.8 at seal-level http://www.orbital.com/

RAMJET POWERED MISSILES

Hercules MK 70 rocket booster

RUSSIA'S P-700 GRANIT LONG-RANGE ANTI-SHIP MISSILE (SS-N-19 ‘SHIPWRECK’)

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Launched by two solid-fuel boosters before sustained flight with ramjet Maximum speed believed ~ Mach 2.25 Range is estimated at 550 to 625 km Weight: 7,000 kg, Length: 10 m, Diameter: 0.85 m Altitude up to 65,000 ft

J58 SR-71 ENGINE: RAMJET/TURBOJET HYBRID

http://aerostories.free.fr/technique/J58/J58_01/page8.html

MAIN IDEA: TURBO-RAMJET

J58 TURBO-RAMJET

RAMJET VS. SCRAMJET

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Large temp rise associated with deceleration from high speed to M~0.3 for combustion Solution for increased flight speed: decelerate to ‘lower’ supersonic speeds in combustor Combustion very difficult (flame support) in a high speed flow Vehicle cooling requirements become very challenging

X-51

SUMMARY
? Ramjet develops no static thrust

? Relies on ‘ram’ compression of air – Requires high speed flight
? Performance depends on increase in stagnation temperature across burner (combustor) ? Efficiencies (thermal, propulsive, and overall) increase with increasing flight Mach number ? Next step: We desire an engine that develops static thrust – Put in a device to mechanically compress air (compressor) – Put in a device to power compressor (turbine) ? Solution: Turbojet engine

INTERSTELLAR RAMJET: ‘HYDROGEN-BREATHING ENGINE’
? In this concept, interstellar hydrogen is scooped to provide propellant mass – Hydrogen is ionized and then collected by an electromagnetic field ? Onset of ramjet operation is at a velocity of about 4% speed of light ? Typically, interstellar ramjets are very large systems ? A ramjet sized for a 45-year manned mission to Alpha Centauri would have a ram intake 650 km in diameter and weigh 3000 metric tons including payload

http://www.daviddarling.info/encyclopedia/I/interstellar_ramjet.html

KEY RESULTS: RAMJET
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? Begin with nondimensional thrust equation, or specific thrust ? Ratio of exit to inlet velocity expressed as ratio of Mach numbers and static temperatures. Recall that for a Ramjet Me=M0 ? Ramjet specific thrust depends on temperature ratio across burner, tb
– Compare with H&P EQ. (5.27)

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TSFC ?

? Energy balance across burner ? Expression for fuel flow rate for certain temperature rise of incoming mass flow and fuel energy, h ? Useful propulsion metrics
– Specific impulse, thrust specific fuel consumption, and overall efficiency


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