冲压发动机技术优秀课件.ppt

,单击此处编辑母版标题样式,单击此处编辑母版文本样式,第二级,第三级,第四级,第五级,*,现代推进原理与进展,第六章 冲压推进技术,单击此处编辑母版标题样式,单击此处编辑母版文本样式,第二级,第三级,第四级,第五级,*,冲压发动机,：是一种吸入空气（利用空气中的氧）与燃料或富燃燃气进一步反应，高速喷出获得推力的动力装置。,第六章 冲压推进技术,第六章 冲压推进技术,1,回忆与总结：,a,）发动机推力；,b,）推力系数；,c,）喷管流动的三种膨胀状态；,d,）喷管排气速度；,e,）比冲；,f,）混合比；,g,）固体推进剂的燃气生成率 。,2,中心锥,进气道,唇口,/,进气口,整流罩,/,唇罩,外罩,燃烧室,喷管,典型冲压发动机结构示意图,因此，冲压发动机是一种吸气式发动机（,air-breathing engines,）。,3,Ma,I,sp,(N.s/kg),固体火箭发动机,冲压发动机,1.0,2.0,3.0,4.0,5.0,2000,10000,冲压发动机比冲变化示意图,4,根据燃料的形式，冲压发动机分为：,a),固体推进剂冲压发动机,，简称固体冲压发动机；,b),液体推进剂冲压发动机,，简称液体冲压发动机。,按结构和工作原理，固体推进剂冲压发动机主要分为：,a,）,固体火箭冲压发动机,（又称管道火箭,DR,，,ducted rockets,）；,b,）,固体燃料冲压发动机,（,SFRJ,，,solid fuel ramjets,）；,c,）,整体式冲压发动机,（又称集成式冲压发动机，,integrated ramjets,）。,5,弹头,冲压发动机燃料,空气进气道,固体火箭推进剂,冲压发动机,喷管,可抛掉的,火箭喷管,内衬,可爆破进气口,整体式火箭冲压发动机,集成了火箭和火箭冲压发动机，由火箭提供助推加速到超声速,2,马赫数以上，然后冲压发动机工作，其典型部件为可爆破进气口、可抛掉的火箭喷管和共用燃烧室。,整体式冲压发动机结构原理图,6,6.1,推力,6.2,火箭冲压发动机,6.3,固体燃料冲压发动机,6.4,进气道,7,6.1,推力,与前述发动机相比，结构上吸气式发动机（如冲压发动机）的显著不同是存在进气道，从动力学分析，它对推力存在影响。,冲压发动机的输入动量与输出动量,m,a,V,a,.,mV,e,.,回忆,：火箭发动机的推力公式？,8,(a),(b),x,p,p,a,A,a,p,e,A,e,mV,e,m,a,V,a,.,.,p,a,冲压发动机控制体示意图,取整个冲压发动机为控制体，满足,动量定律,合力,R,包括四部分力，为,结合上述两式，得,R,F,9,表面压差,研究发动机只考虑发动机的输出动力，而不考虑其他力，故取,称为发动机的名义推力，或内推力。,10,定义空燃比 （,回忆,：混合比？）,给定空燃比，则,一般冲压发动机中，燃料流量很小，即 ，因此，初步设计时，可取,完全膨胀,11,与推力有关的几个性能参数：,a),单位迎面推力,发动机推力与最大横截面积之比，即,c),推重比,单位重量所产生的推力，即,d),推力系数,定义为单位迎风面积的推力与迎面气流动压的比值，即,b),比冲,单位时间燃烧单位质量推进剂所产生的推力，即,12,例：,已知某冲压发动机固体燃料密度,r,p,=1600 kg/m,3,，燃烧面积,A,b,=0.1m,2,，燃速,=0.8mm/s,。飞行马赫数,Ma,=2.5,，进口流束面积,A,a,=0.002m,2,。设喷管扩张比为,1.5,，燃烧室燃烧温度,T,0,=1800K,，燃气的气体常数,R,g,=320 J/(kg.K),，比热比,g,=1.3,，试计算发动机的推力和比冲。（已知高空空气,r,a,=1.0 kg/m,3,，,a,=300m/s,，完全膨胀）,解：,由推力公式，完全膨胀时,，只要,分别计算各个参数,即可。,13,a),b),c),d),(m/s),(kg/s),(kg/s),(kg/s),(m/s),(N),练习：,试计算比冲的大小。,14,15,6.2,火箭冲压发动机,火箭冲压发动机是火箭与冲压相对独立的一种冲压发动机。,空气,火箭燃气,混合燃气,空气,p,0,p,1,火箭冲压发动机示意图,16,a),这里的火箭又称为燃气发生器（,gas generator,），根据喷出燃气是否达到临界状态，火箭冲压发动机由分为,临界,火箭冲压发动机和,非临界,火箭冲压发动机两种；其设计必须,考虑外压,的影响，即,p,0,和,p,1,的关系；火箭冲压发动机的工作压强,p,1,常较低，一般,46 MPa,以下，故,喷喉较大,。,b),火箭燃气与空气要充分混合，以提高燃烧效率,故一般,燃烧室较长,。,c),燃烧室中的流动可以近似为,加热流动,。,17,Q,12,1,2,燃烧室加热流动示意图,连续方程：,动量方程：,能量方程：,（等通道,A,不变）,h,01,h,02,18,冲压发动机中常用,加热比,来表示加热量的多少，即,加热量,Q,12,与加热比,q,的关系为,思考：为什么？,19,由能量方程,20,练习：,某冲压发动机燃烧室入口总温,T,01,=350 K,，燃烧加入的热量达到,Q,12,=1306 kJ/kg,，求发动机的加热比。已知燃气的气体常数,R,g,=287.04 J/kg.K,，比热比,g,=1.3,。,21,例：,某冲压发动机燃烧室入口总温,T,01,=350 K,，燃烧加入的热量达到,Q,12,=1306 kJ/kg,，求发动机的加热比。已知燃气的气体常数,R,g,=287.04 J/kg.K,，比热比,g,=1.3,。,解：,(J/kg.K),22,6.3,固体燃料冲压发动机,固体燃料冲压发动机是一种固体燃料与空气冲压过程浑然一体的发动机。因此，结构上简单紧凑，效率高。,空气,再附着点,突扩燃烧室,补燃室,A,3,A,2,固体燃料冲压发动机示意图,23,a),与火箭冲发动机相比，结构简单，比冲高，一般工作压强更低（一般,1MPa,以下），故喉部直径更大。,b),固体燃料冲压发动机的燃烧稳定性主要由突扩燃烧室的,突扩比,决定。,突扩比,e,A,定义为突扩燃烧室内截面面积与空气进口截面面积之比，,e,A,=,A,3,/,A,2,突扩台阶可以形成流动的,再附着点,（,reattachment point,）和涡流区，形成流速相对较低的区域，起到火焰稳定器的作用，从而增加燃烧稳定性。,24,空气,空气,二次进气固体燃料冲压发动机示意图,c),有时为了充分燃烧，还采用二次进气的结构。,d),突扩燃烧室中的流动为加质、加热的,多驱动势流动,，,补燃室,中的流动与火箭冲压的燃烧室流动相同。,25,突扩燃烧室流动控制体,A,3,A,2,A,s,A,4,Q,24,下面分析,突扩燃烧室的流动规律,。取控制体如图所示。,连续方程：,动量方程：,能量方程：,引入流量比,流量比与空燃比的关系,同样引入,加热比,表示能量的加入，即,26,s,s,l,4,l,4,l,s,l,s,e,A,e,A,l,2,l,2,2.0,4.0,6.0,8.0,0,0.96,0.7,0.2,0.4,0.6,0.8,0,1.0,0.7,2.0,4.0,6.0,8.0,0,0.8,0.2,0.4,0.6,0.8,0,0.3,0.2,0.1,突扩燃烧室典型参数变化规律,突扩总压恢复系数,27,6.4,进气道,冲压发动机依靠空气提供的氧与燃料燃烧才能进行有效的工作。因此，如何,让空气高效率的进入发动机,是冲压发动机首先要解决的问题,这就是,进气道设计,。,中心锥进气道立体图,28,中心锥,进气道,唇口,/,进气口,整流罩,/,唇罩,外罩,燃烧室,喷管,典型冲压发动机结构示意图,进气道需要实现的功能包括：,扩压,、,降速,、,高效,（总压恢复系数和动能效率）,。,29,总结：,a,）亚声速流动在收敛通道的流动规律；,b,）亚声速流动在扩张通道的流动规律；,c,）超声速流动在收敛通道的流动规律；,d,）超声速流动在扩张通道的流动规律；,e,）什么是,Laval,喷管，其流动规律是什么？,f,）什么是扩压器？,30,冲压发动机进气道参数变化,总压恢复系数,动能效率,2,进气道出口,p,2,p,02,V,2a,1,自由流,p,a,p,0a,V,a,31,6.4.1,进气道分类,6.4.2,亚声速进气道,6.4.3,超声速进气道,32,6.4.1,进气道分类,按结构,分为中心进气道和侧进气道。,中心进气道 侧进气道,33,按进气道形状,分为锥形进气道、半锥形进气道、二元进气道、下颔式（或下颏式）进气道等。一般二元进气道、下颔式进气道具有较高的升阻比和较宽的攻角适应性。,后置四半锥形进气道和双下侧二元进气道,下颔式进气道,34,按空气流动马赫数,分为亚声速进气道和超声速进气道。亚声速进气道主要应用在民航飞机等亚声速飞行的飞行器上；超声速进气道主要应用在超声速飞行的飞行器上。,不管是亚声速进气道还是超声速进气道，都要求空气以亚声速速度离开进气道而进入燃烧室（超声速燃烧的冲压发动机除外）。,35,每类又可分为,外压式,进气道和,内压式,进气道。外压式进气道是指压缩过程发生在进气道之外的自由流中，内压式进气道是指压缩过程发生在进气道的内部。,返回,36,6.4.2,亚声速进气道,亚声速进气道所截获的空气在它的整个流道上,全是亚声速,的。,分为外压式和内压式两类。,37,外压式亚声速进气道，其特点是,进气道是等截面的,，空气压缩全部发生在进气道口,1,截面的上游（由于没有固体壁面磨擦，因此，外部压缩过程是等熵的）；,空气均匀来流不断减速，为保持流量相等，必然,A,1,A,a,，,A,a,称为,截获面积,（或,捕获面积,）；,在进口前缘会发生溢流，故一般不宜用于高亚声速范围，因为，其压缩会产生较大外部阻力。,V,1,A,a,进口截面,A,1,等熵压缩,外压式亚声速进气道示意图,Ma,0,V,0,38,内压式亚声速进气道，它被用于所有的空气喷气发动机上。,其特点是进气道是,截面扩张,的，,A,2,A,1,=,A,a,，空气压缩发生在进气道内部（由于存在壁面磨擦，因此，压缩过程是不等熵的）；,扩压器长度的设计需要,折衷考虑,：压缩过程尽可能缓慢以降低总压损失从而增加长度（,Ma,1.80,时，总压损失急剧增加，因此，该进气道一般适宜于,Ma,1,Ma,0,1,Ma,0,1,斜激波,正激波,斜激波,A,a,弓形激波,溢流,A,a,A,1,A,1,A,a,A,1,斜激波,正激波,(a),设计状态激波位于进口,临界,(b),增加反压激波推出,亚临界,(c),降低反压激波吸入,超临界,正激波超声速进气道原理,43,收敛扩张型超声速进气道,利用收敛扩张喷管流动的,逆过程,实现超声速流动的减速增压；（回忆：,Laval,喷管的流动规律？）,对于固定收敛比的流道，扩压过程的,启动十分困难,（需要利用,“,超速,”,来实现启动，即如果设计点为,Ma,=1.8,，可能需要达到,Ma,=3.2,才能启动）。,可采用,可变几何形状的进气道,来解决启动问题，但结构太复杂，在二维平面型进气道中有应用的报道。,Ma,1,Ma,1,44,锥形超声速进气道,利用锥形激波（,斜激波,）的压缩特性实现超声速流动的减速增压，其总压损失比正激波要小很多，,其特点是采用,中心锥,结构,。,分为外压式和混合压缩式两类。,外压式锥形超声速进气道示意图,45,Ma,0,1,Ma,0,1,Ma,0,1,Ma,1,Ma,1,Ma,1,Ma,1,Ma,1,离体激波,锥形激波,(a),设计状态激波位于进口,临界,(b),增加反压激波推出,亚临界,(c),降低反压激波吸入,超临界,外压式锥形超声速进气道原理,外压式锥形超声速进气道,的超声速压缩全部发生在进气道外部，根据下游出口反压的大小不同，同样有临界、亚临界和超临界三种情况。,46,外压式锥形超声速进气道在唇口产生的,正激波强度还很强,，有较大的总压损失，为降低正激波强，常采用,混合压缩式超声速进气道,，它以超声速进入进气道，产生,一系列斜激波,，最后是一道正激波，使超声速气流强度逐渐降低。,锥形激波,正激波,Ma,0,1,斜激波,Ma,1,a,b,d,1,d,2,双锥超声速进气道示意图,48,因此，锥形超声速进气道,按偏转角的数量,可分为：,a),单锥进气道；,b),双锥进气道；,c),多锥进气道；,d),等熵锥进气道。,49,进气道的能量损失主要有两种,：,a),流动产生的总压损失；,b),壁面磨擦和流动分离产生的损失。,中心锥角度越多,，多锥进气道的,结构特点是锥体越长,，壁面磨擦损失会增加，同时对攻角和飞行马赫数的变化越敏感，因此，一般在,Ma,=23,时，采用双锥进气道就足够了。,单锥进气道,双锥进气道,50,练习,：,前已述及，由于穿过正激波总压会发生损失，当,Ma,1.80,时，总压损失急剧增加，为什么？已知,正激波总压损失随,马赫数的变化公式为,空气比热比,g,=1.4,，绘出曲线并分析。,返回,51,正激波总压损失随来流马赫数的变化（,g,=1.4,）,Ma,返回,52,