超燃冲压发动机
超声速燃烧冲压式发动机，它简称超燃冲压发动机，可以在攀升过程中从大气里获取氧气。放弃携带氧化剂，从飞行中获取氧气，节省重量，就意味着在消耗相同质量推进剂的条件下，超燃冲压发动机能够产生4倍于火箭的推力。
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超声速燃烧冲压式发动机，它简称超燃冲压发动机，可以在攀升过程中从大气里获取氧气。放弃携带氧化剂，从飞行中获取氧气，节省重量，就意味着在消耗相同质量推进剂的条件下，超燃冲压发动机能够产生4倍于火箭的推力。
流过超燃冲压发动机的气流速度始终为超声速，空气流过飞行器体内通常只有几毫秒的滞留时间，要想在这样短的时间内完成压缩、增压，并与燃料在超声速流动状态迅速、均匀稳定地完成低损失、高效率的掺混、点火并燃烧是十分困难的，燃料与空气的掺混好坏直接影响发动机的长度和热负荷。因此，应对发动机尺寸、形状、燃料种类、喷注器设计、燃烧机理等多方面的因素进行综合性理论和试验研究。
由于来流不均匀，超燃冲压发动机的燃烧室的工作非常复杂。因此，燃烧室的设计和试验特别是超声速燃烧过程的研究非常重要。尽管数值模拟技术已发展到了相当高的水平，但这种发动机燃烧室的研究发展还主要依靠试验。高超声速推进系统研究对试验设备的要求很高，要模拟的气动参数变化范围大。而且，只有有限的试验可在地面进行，大部分问题必须通过飞行试验解决。
超燃冲压发动机的机体/发动机的一体化设计是非常复杂的技术，包括气动力一体化、结构设计一体化、燃料供应和冷却系统设计一体化和调节控制设计一体化。
这两项技术是超燃冲压发动机的基本技术，由于高超声速推进系统极高的热负荷，因此需要耐高温的陶瓷基复合材料、碳/碳复合材料，同时需要燃料在工作过程中完成许多部件的冷却任务。低温液氢是吸引人的燃料和冷却剂，但它的密度太小，需要较大的容积。对于导弹来说，由于机动性和长时间储存要求，需要更合适的吸热燃料。
研究人员在工作中进行了标准和并行的设计。如果SJX61-1工作的好，将保持现有的设计不变，但是，如果性能比预想的差，将用SJX61-2做替代。
在采用碳氢燃料的超燃冲压发动机中，燃料还作为冷却剂。达到一个热平衡，使发动机携带的燃料与燃烧所需的燃料量相当是非常重要的。但是，在"鲁棒的超燃冲压发动机"计划下，冷却的燃油需求量可能超出燃烧所需的燃料量，这意味着用于冷却的燃料量将比燃烧消耗的燃料多。这样，热的多余燃料必然堆积在发动机的某处，这将有可能使飞行器的航程受影响。替代的方案是在更低的速度下飞行，以减少达到正确热平衡的热负荷。
在"鲁棒的超燃冲压发动机"计划下，出于结构上的考虑，发动机的流路可能是圆形的或椭圆形的。这将加剧燃料进入燃烧流的问题。解决这个问题的方案是采用在第一级喷射器后有第二级喷射器的串联喷射器，或者采用带冷却的挂架或支柱。但是，由于这些结构有非常高的热负荷，因此也带来了其他一些问题。目前，AFRL推进部正在与材料部和DARPA一起工作研究基于陶瓷的带燃油冷却的结构。明年年底将有可能完成这项工作。
研究人员已经在实验室条件下利用非干涉的基于光学的诊断技术在一台运行的超燃冲压发动机种确定了火焰的实际位置以及在核心流中发生的燃烧反应。这些设备用于飞行系统上是有可能的，甚至有可能用于燃气涡轮发动机上。
经过多年的发展，国外已研究设计过多种超燃冲压发动机的方案。主要包括普通超燃冲压发动机、亚燃/超燃双模态冲压发动机、亚燃/超燃双燃烧室冲压发动机、吸气式预燃室超燃冲压发动机、引射超燃冲压发动机、整体式火箭液体超燃冲压发动机、固体双模态冲压发动机和超燃组合发动机等。其中，双模态冲压发动机和双燃烧室冲压发动机是研究最多的两种类型。
亚燃/超燃双模态冲压发动机是指发动机可以亚燃和超燃冲压两种模式工作的发动机。当发动机的飞行M数低于6时，在超燃冲压发动机的进气道内产生正激波，实现亚声速燃烧;当M数大于6时，实现超声速燃烧，使超燃冲压发动机的M数下限降到3，扩展了超燃冲压发动机的工作范围。 目前，美国、俄罗斯都研究了这种类型的发动机，俄罗斯多次飞行试验的超燃冲压发动机就是这种类型的发动机。NASA即将进行飞行试验的也是这种类型的发动机。这种超燃冲压发动机可用于高超声速的巡航导弹、无人驾驶飞机和有人驾驶飞机。
对于采用碳氢燃料的超燃冲压发动机来说，当发动机在M3~4.5范围工作时，会发生燃料不易着火的问题，为解决这一问题。人们提出了亚燃/超燃双燃烧室冲压发动机概念。这种发动机的进气道分为两部分:一部分引导部分来流进入亚声速燃烧室，另一部分引导其余来流进入超声速燃烧室。突扩的亚声速燃烧室起超燃燃烧室点火源的作用，使低M数下，燃料的热量得以有效释放。由于亚燃预燃室以富油方式工作，不存在亚燃冲压在贫油条件下的燃烧室-进气道不稳定性。这种方案技术风险小，发展费用较低，较适合巡航导弹这样的一次性使用的飞行器。目前，掌握该技术的主要是美国霍布金斯大学的应用物理实验室。
尽管超燃冲压发动机有许多优势，是高超声速飞行器的最佳吸气式动力，但它不能独立完成从起飞到高超声速飞行的全过程，因此人们提出了组合式动力的概念。早在50年代对超燃冲压概念进行论证时，人们就提出了以超燃冲压为主的组合式动力的方案，这种方案的M数范围是0~15甚至25。用于可在地面起降的有人驾驶空天飞机。至今，已经研究过的组合式超燃冲压发动机类型很多，包括涡轮/亚燃/超燃冲压、火箭/超燃冲压等。这种发动机将成为21世纪从地面起降的空天飞机的动力。
冲压发动机不是什么新奇的技术，最早在1913年由法国工程师雷恩提出，并获得专利，不过当时并没有材料和助推手段仅仅是停留在纸面，冲压发动机最关键的材料是钛合金，大部分用冲压发动机的飞行器飞行速度极高，一...
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一、严禁用高压水枪进行清洗虽然发动机舱内的部件很多都做了防水处理，但很多汽车均采用电子控制燃油喷射系统，发动机舱里会安装有发动机电脑、变速箱电脑、点火电脑及各种传感器和执行器等。如果这些电子原件接触到...
超燃冲压发动机高温燃料流量调节阀的热力学特性研究
超燃冲压发动机高温燃料流量调节阀的热力学特性研究
该文提出了一种滑阀式超燃冲压发动机高温燃料流量调节阀。由于高温阀的工作温度最高可以达到500℃,因此阀的热力学特性对阀芯和阀套摩擦副之间的正常配合,甚至于整个阀以及阀控电磁铁的正常工作都会产生严重影响,所以对高温阀的热力学特性进行研究是十分必要的。采用有限元方法建立了高温阀的二维热传导和流体动力学模型,得到了固体与流体之间的热通量,并对固体和流体分别建立了热传导模型和湍流模型,给出了固体内的温度场分布及流体内的流场分布情况,而且与试验结果进行了比较,为高温阀的结构设计和改进提供了理论基础。
模型冲压发动机低压条件下燃烧效率试验
模型冲压发动机低压条件下燃烧效率试验
在亚燃冲压发动机直连式高空试验系统上,实现了模型冲压发动机在40～60 kPa条件下的点火和稳定燃烧,研究了燃烧室构型、燃烧室入口来流条件以及燃料当量比对燃烧效率的影响。试验结果表明:低压条件下的燃烧效率比常压和高压条件下的燃烧效率都要低;但低压条件下燃烧效率随燃烧室构型、模拟来流条件和燃料当量比的变化规律与常压和高压下的情况基本一致,增加燃烧室长度、提高来流总压和总温、增大燃料当量比,降低飞行高度,以及增强煤油的雾化和混合,都有利于提高燃烧效率;与常压和高压下的情况不同的是减小凹腔长深比能进一步提高燃烧效率。
书号 978-7-118-11639-7
作者 于达仁等
出版时间 2019年3月
译者
版次 1版1次
开本 16
装帧 平装
出版基金
页数 280
字数 350
中图分类 V235.21
丛书名 高超声速科学与技术丛书
定价 128.00
内容简介
本书以超燃冲压发动机为研究对象，从发动机基本控制问题出发并结合已有飞行试验经验给出了一种超燃冲压发动机基本控制方案，讨论了发动机控制模型维数和反馈变量选择原则并介绍了发动机推力闭环控制系统设计方法，探讨了超燃冲压发动机燃烧模态转换特性及其转换控制方法，介绍了高超声速进气道起动/ 不起动监测方法及其稳定裕度控制方法，同时给出了超燃冲压发动机推力调节/ 进气道保护切换控制方法，研究了超燃冲压发动机燃烧室释热分布最优控制问题，最后从飞/推一体化视角介绍了高超声速飞行器轨道优化问题。
目录
常用符号表
第1章 绪论
1．1 双模态超燃冲压发动机的典型飞行试验
1．2 双模态超燃冲压发动机控制研究现状分析
1．2．1 飞行试验中发动机控制现状分析
1．2．2 进气道不起动监测及保护控制现状分析
1．2．3 燃烧模态转换控制现状分析
1．2．4 吸气式飞/推系统轨迹优化研究现状分析
1．3 双模态超燃冲压发动机推力控制问题分析
1．4 双模态超燃冲压发动机不起动监测与控制问题
1．4．1 高超声速进气道不起动监测
1．4．2 高超声速进气道不起动保护控制
1．5 双模态超燃冲压发动机燃烧模态转换控制问题
1．5．1 燃烧模态转换特性
1．5．2 燃烧模态转换控制
1．6 冲压发动机飞/推系统设计与控制面临的主要问题
1．6．1 考虑飞/推系统强耦合特性的最优轨迹问题
1．6．2 复杂热力系统多变量多约束最优控制问题
1．7 小结
参考文献
第2章 双模态超燃冲压发动机工作原理
2．1 双模态超燃冲压发动机的流动特点与模态定义
2．2 双模态超燃冲压发动机热力循环及性能指标
2．2．1 发动机的热力循环过程
2．2．2 发动机的能量转换过程
2．2．3 性能指标
2．3 双模态超燃冲压发动机进气道
2．3．1 进气道性能参数
2．3．2 进气道典型工作状态
2．3．3 进气道起动/不起动
2．4 双模态超燃冲压发动机燃烧室
2．4．1 若干基本概念
2．4．2 燃烧室性能分析方法
2．5 双模态超燃冲压发动机尾喷管
2．6 双模态超燃冲压发动机工作过程的特殊性
2．6．1 强分布参数特性
2．6．2 多模态优化选择
2．7 小结
参考文献
第3章 双模态超燃冲压发动机控制问题分析和控制方案
3．1 双模态超燃冲压发动机控制问题分析
3．1．1 推力回路控制问题分析
3．1．2 进气道不起动保护控制问题分析
3．1．3 超温保护控制问题分析
3．1．4 燃烧室贫/富油熄火限制
3．2 双模态超燃冲压发动机控制方案
3．2．1 美国X-51A控制方案分析
3．2．2 推力调节/安全保护切换控制方案提出
3．2．3 控制回路组成及分析
3．3 小结
参考文献
第4章 双模态超燃冲压发动机控制模型
4．1 双模态超燃冲压发动机稳态数学模型
4．1．1 数学模型的维数选择
4．1．2 发动机一维模型
4．2 双模态超燃冲压发动机控制模型时间尺度分析
4．3 双模态超燃冲压发动机被控变量选择
4．3．1 燃烧室最大压比
4．3．2 燃烧室壁面压力积分
4．4 小结
参考文献
第5章 双模态超燃冲压发动机推力闭环控制方法
5．1 双模态超燃冲压发动机推力表征
5．1．1 地面直连式试验条件下的推力定义
5．1．2 推力增量与压力积分的定义
5．1．3 基于燃烧室壁面压力积分的推力增量表征
5．2 双模态超燃冲压发动机推力闭环控制系统设计
5．2．1 控制对象特性分析及建模
5．2．2 控制性能要求分析与控制器设计
5．3 控制系统鲁棒性能分析
5．3．1 增益摄动时的鲁棒性
5．3．2 动态摄动时的鲁棒性
5．4 推力闭环控制地面试验验证
5．5 小结
参考文献
第6章 双模态超燃冲压发动机燃烧模态转换及其控制
6．1 燃烧模态转换马赫数的选择准则
6．1．1 宽马赫数范围发动机性能分析
6．1．2 最大推力需求下的燃烧模态转换马赫数选择
6．1．3 最大比冲需求下的燃烧模态转换马赫数选择
6．2 燃烧模态转换边界及其影响因素分析
6．2．1 燃烧模态转换边界空间描述
6．2．2 模态转换边界影响因素分析
6．3 燃烧模态转换中的突变与滞环问题
6．4 燃烧模态转换过程分析
6．4．1 转换路径的影响
6．4．2 突变特性的影响
6．4．3 滞环特性的影响
6．5 双模态超燃冲压发动机燃烧模态转换控制
6．5．1 燃烧模态表征与监测
6．5．2 燃烧模态转换控制基本方案
6．5．3 控制方案仿真
6．6 小结
参考文献
第7章 高超声速进气道不起动监测方法研究
7．1 进气道起动/不起动模式分类数据准备
7．1．1 进气道物理模型
7．1．2 进气道不起动数据组成及分析
7．2 基于支持向量机的高超声速进气道起动/不起动模式分类
7．2．1 支持向量机的基本理论和方法
7．2．2 基于支持向量机的特征选择算法
7．2．3 基于支持向量机的进气道起动/不起动特征选择
7．2．4 进气道起动/不起动分类结果及验证分析
7．2．5 分类方法的对比分析
7．3 基于FLD分析的进气道起动/不起动最优分类准则研究
7．3．1 FLD相关的基本知识
7．3．2 进气道起动/不起动最优分类准则
7．3．3 分类准则的物理意义
7．3．4 分类准则中隔离带的作用
7．4 多传感器融合的进气道起动/不起动分类方法研究
7．4．1 概率输出支持向量机
7．4．2 多传感器分组和融合
7．4．3 多传感器融合结果分析
7．5 小结
参考文献
第8章 高超声速进气道不起动边界及稳定裕度控制
8．1 高超声速进气道不起动边界的无量纲分析
8．1．1 进气道前体压缩压比的无量纲表示
8．1．2 隔离段压比的无量纲表示
8．1．3 进气道压缩压比的无量纲表示
8．2 高超声速进气道稳定裕度控制方法研究
8．2．1 高超声速进气道稳定裕度的表示方法
8．2．2 高超声速进气道不起动控制策略分析
8．2．3 高超声速进气道等裕度增益调度控制
8．3 进气道稳定裕度控制闭环仿真验证
8．4 小结
参考文献
第9章 双模态超燃冲压发动机推力调节/进气道保护切换控制
9．1 基于Min规则的发动机推力调节/进气道保护切换控制方法
9．1．1 切换逻辑及切换规则
9．1．2 控制器积分上限参数对切换过程的影响分析
9．1．3 基于Min规则发动机推力调节/进气道保护切换控制地面试验验证
9．2 基于积分重置的发动机推力调节/进气道保护无扰切换控制
9．2．1 切换逻辑及切换规则
9．2．2 切换逻辑半实物仿真及参数给定分析
9．2．3 发动机推力调节/进气道保护切换控制地面试验验证
9．3 双模态超燃冲压发动机两点燃油分配方案
9．3．1 两点燃油喷射下的发动机特性仿真分析
9．3．2 两点燃油喷射下的发动机地面试验结果分析
9．3．3 双模态超燃冲压发动机两点燃油分配方案评估
9．4 考虑两点燃油喷射的发动机推力调节/进气道安全保护控制
9．4．1 双模态超燃冲压发动机特性分析及建模
9．4．2 双回路控制系统设计
9．4．3 控制系统数值仿真验证
9．4．4 控制系统地面试验验证
9．5 小结
参考文献
第10章 超声速燃烧室释热分布最优控制
10．1 超声速燃烧释热最优控制问题与求解方法
10．1．1 理想超声速燃烧释热最优控制问题
10．1．2 间接法求解释热规律最优控制问题
10．2 扩张型燃烧室的超声速燃烧释热最优控制
10．3 超声速燃烧最优释热规律特性分析
10．4 内型线与释热分布耦合最优控制
10．5 小结
参考文献
第11章 吸气式高超声速飞行器的轨道优化问题
11．1 考虑发动机推进机理的飞/推系统最优轨迹问题
11．1．1 面向轨迹优化控制的飞/推系统建模方法
11．1．2 飞/推系统加速段轨迹最优控制问题的一般形式
11．2 求解轨迹最优控制问题的一般方法
11．2．1 间接法求解轨迹最优控制问题
11．2．2 直接法求解轨迹最优控制问题
11．2．3 间接法与直接法的等效关系
11．3 冲压发动机推进的飞/推系统加速段最小油耗轨迹
11．4 飞/推系统起飞质量对最小油耗轨迹的影响
11．5 飞/推系统性能指标对最优轨迹的影响
11．5．1 最小油耗轨迹与最小时间轨迹
11．5．2 飞/推系统最优轨迹实时效率分析
11．6 飞/推系统发动机性能对最优轨迹的影响
11．6．1 尾喷管喉道可控对最优轨迹的影响
11．6．2 基于超声速燃烧推进的轨迹优化问题
11．7 飞/推系统约束对最优轨迹的影响
11．7．1 超温约束与不起动约束对最优轨迹的影响
11．7．2 等动压约束对最优加速轨迹的影响
11．8 小结
参考文献 2100433B
针对超燃冲压发动机面临的非线性突变控制问题，拟开展超燃冲压发动机非线性突变建模和控制研究，采用非线性突变机理建模和机器学习建模结合的方法进行超燃冲压发动机高维突变建模研究，采用切换控制和突变模式转换控制结合方法进行超燃冲压发动机突变控制方法研究。以期形成一套包含建模、控制的非线性突变控制问题研究方法。所形成的方法可为航空发动机领域同类问题(如喘振控制、传热恶化控制等)的研究提供借鉴。
在超燃冲压发动机控制研究中，首次提出了一种新的非线性突变控制问题。突变问题的存在使得发动机面临易受冲击失稳、路径滞后和需构造可达控制路径等新型控制问题。 本文采用机理建模、数值模拟和试验研究结合的方法，提出了超燃冲压发动机突变建模方法，从拓扑学理论、非线性理论和人工智能理论等角度处理突变建模问题。提出了燃烧模态转换控制和多模型（多回路）切换控制相结合的突变控制方法并开展了相关控制方法的试验验证。形成了集建模与控制一体的非线性突变控制研究方法，可为航空发动机领域同类问题（如喘振控制、传热恶化控制等）的研究提供借鉴。 2100433B
超燃冲压发动机控制简介