二炮版没人气，一稿多投来空版发一下，科普一下超燃冲压 ...

本贴主要参考论文《磁流体-斜爆震冲压发动机概念研究》
超燃冲压发动机是高超声速吸气式飞行器的优选动力，已成为世界范围内的研究热点。2010年5月26日美国X－51A乘波体高超声速飞行器进行了冲击6倍声速的飞行试验，持续210s的飞行中，超燃冲压发动机连续工作了143s，比美国此前利用超燃冲压发动机完成的飞行时间记录延长了11倍。2011年6月13日进行了X-51A第二次飞行试验，由于进气道未能正常启动，导致试验失败。
目前，超燃冲压的技术遇到如下挑战
(1) 向高马赫数拓展的技术挑战
高马赫数飞行条件下，燃烧室入口气流减速，燃烧室气流静温上升使燃料化学能无法高效释放。以飞行Ma=12，静温250K的来流为例，经过进气道的前体压缩到Ma=4.16时，静温将会达到1670K，对于一般的碳氢燃料，热裂解导致化学能不能有效释放，燃烧加入的热量不足将导致发动机不能有效地产生推力。所以必须寻求新的技术途径，使来流减速的同时，静温上升幅度得到有效抑制。美国对X-43A发动机采用铜吸热，以水冷方式冷却进气，在X-51上采用JP-7为燃料，并以燃料热沉冷却进气，但仍不能从根本上解决发动机长时工作的热管理需求，发动机工作范围向高马赫数延伸将受到挑战。
(2) 宽马赫数工作带来技术挑战
在高超声速飞行中要面临非常宽广的飞行条件，要求进气道在各种飞行状态和发动机工作状态下，供给发动机所需的空气量并保证进气道工作稳定可靠。传统的通过可变几何结构的设计，原理上可满足宽马赫数工作需要，然而对于高超声速飞行，其启动到加速过程中，发动机工作状态的高时变性，依赖于机械的调节速度远不能满足飞行状态的瞬态变化，而且其结构及调节控制机构相当复杂，机械调节机构无论如何都满足不了毫秒级以下的快速响应，从机械结构的重量和功能上都难以满足高马赫数飞行的需要。鉴于以上技术特点，美国X-51A乘波体高超声速飞行器的进气道设计目前均采用定几何结构设计，旨在针对典型状态点进行试验验证，在2010年和2011年分别进行了典型状态点的飞行验证试验，两次飞行试验遇到了同样的问题，即在冲击Ma=6的模态转换过程中，进气道都存在启动失败问题，由此可见，在高马赫数工作环境下，进气道启动及稳定工作是高超声速冲压发动机研究的技术挑战之一。
(3) 高效燃烧组织的技术挑战
目前，高超声速冲压发动机燃烧室的燃烧模式仍然基于等压燃烧，属缓燃范畴，燃烧效率低，熵增大，纵向速度梯度大，燃烧组织困难。随着飞行马赫数的进一步提高，进气道压缩程度的增加对总压损失影响增大，放宽燃烧室进口气流速度，以缓燃模式在超声速气流中组织燃烧将面临很大的挑战，即便是燃料的雾化蒸发掺混满足燃烧组织条件，在燃烧过程中仍存在反应时间和空间上过长，燃烧在高速度梯度的剪切流中极难组织。
(4) 冲压发动机机载供电问题
采用冲压发动机推进时，由于冲压发动机没有转动部件，因此无法采用传统的发电方式为机载负荷提供电能 目前一般采用飞行器携带蓄电池的方法解决短时间的供电问题。对于长时间的飞行或空(天)地往返飞行，携带蓄电池的方法不能满足要求，需要寻求别的途径。

近年来，我国在超燃冲压发动机研究方面取得了大量的成果。然而，随着研究进一步深入，超燃冲压发动机技术难度凸显，一方面，研究人员从纯技术角度寻求突破; 另一方面，研究者试图提出各种新概念，从系统创新角度来克服当前客观存在的技术难点，如俄罗斯人20世纪末提出的磁流体能量旁路冲压发动机概念，主要目的是为了回避高马赫数飞行条件下，随着进气道压缩程度增加，燃烧室进口静温上升过高带来的燃烧组织困难。其核心思想是通过在冲压发动机进气道内设置磁流体发电器，对来流焓值进行适度提取，以满足燃烧室组织燃烧的需要，当飞行速度向更高马赫数拓展时，可以通过MHD发电器调节燃烧室进口气流参数。
当来流条件满足空气离子化条件时，打开等离子体发生器，使来流空气实现等离子体化，根据燃烧室进口参数需求，通过控制器调节MHD控制参数，使流经MHD发电器通道的气流减速并满足燃烧室进口参数条件，通过对来流焓值的提取，发动机进口温度得到控制，亚燃模式工作范围可进一步得到拓展，飞行速度上限可以达到Ma=7～8。
MHD发电器从来流汲取的能量可用于等离子体发电器持续工作，也可用于等离子点火及机载负荷，多余的能量可通过MHD加速器实现排气速度的提高，以增大推力。

说到这里，我突然想起了这个新闻，中科院力学研究所“空天等离子体动力学实验平台”项目正式启动
http://www.imech.ac.cn/xwdt/kydt/200603/t20060303_2003322.html
在空天技术领域中，等离子体动力学在卫星姿态控制、轨道调整、星际航行、飞行器安全和识别、突防等方面起了重要的作用。在美国，不仅是政府投资空间电推进的研究，空军、弹道导弹防御组织、海军研究实验室、大学和研究所等也积极开展各种电推进系统的研究。我国在引进有价值的相关核心技术上存在巨大的困难，自行研制和开发涉及国防安全的关键技术就成为必然的选择。

近日，在国家注重发展空天科学与技术的形势下，我所负责的装备研制项目“空天等离子体动力学实验平台”通过了方案可行性论证并正式启动。该项目是我国“十一五”发展的重要方向，也是国家空天科技和国防安全重要部署的前瞻性研究试验平台。该装备项目主要由三个部分组成：空天环境模拟真空系统；发动机推力、烧蚀产物、等离子体羽流温度与速度等参数的测量诊断系统；千瓦级电弧加热推力器和高频等离子体烧蚀加热器。在力学所已有相关学科、人员、技术和装置积累的基础上，研制成果将是国内第一台适用范围广、具有自主知识产权的、高效低耗的、用于空间等离子体推进和等离子体烧蚀模拟的多功能通用实验平台和空间环境模拟实验体系。本贴主要参考论文《磁流体-斜爆震冲压发动机概念研究》
超燃冲压发动机是高超声速吸气式飞行器的优选动力，已成为世界范围内的研究热点。2010年5月26日美国X－51A乘波体高超声速飞行器进行了冲击6倍声速的飞行试验，持续210s的飞行中，超燃冲压发动机连续工作了143s，比美国此前利用超燃冲压发动机完成的飞行时间记录延长了11倍。2011年6月13日进行了X-51A第二次飞行试验，由于进气道未能正常启动，导致试验失败。
目前，超燃冲压的技术遇到如下挑战
(1) 向高马赫数拓展的技术挑战
高马赫数飞行条件下，燃烧室入口气流减速，燃烧室气流静温上升使燃料化学能无法高效释放。以飞行Ma=12，静温250K的来流为例，经过进气道的前体压缩到Ma=4.16时，静温将会达到1670K，对于一般的碳氢燃料，热裂解导致化学能不能有效释放，燃烧加入的热量不足将导致发动机不能有效地产生推力。所以必须寻求新的技术途径，使来流减速的同时，静温上升幅度得到有效抑制。美国对X-43A发动机采用铜吸热，以水冷方式冷却进气，在X-51上采用JP-7为燃料，并以燃料热沉冷却进气，但仍不能从根本上解决发动机长时工作的热管理需求，发动机工作范围向高马赫数延伸将受到挑战。
(2) 宽马赫数工作带来技术挑战
在高超声速飞行中要面临非常宽广的飞行条件，要求进气道在各种飞行状态和发动机工作状态下，供给发动机所需的空气量并保证进气道工作稳定可靠。传统的通过可变几何结构的设计，原理上可满足宽马赫数工作需要，然而对于高超声速飞行，其启动到加速过程中，发动机工作状态的高时变性，依赖于机械的调节速度远不能满足飞行状态的瞬态变化，而且其结构及调节控制机构相当复杂，机械调节机构无论如何都满足不了毫秒级以下的快速响应，从机械结构的重量和功能上都难以满足高马赫数飞行的需要。鉴于以上技术特点，美国X-51A乘波体高超声速飞行器的进气道设计目前均采用定几何结构设计，旨在针对典型状态点进行试验验证，在2010年和2011年分别进行了典型状态点的飞行验证试验，两次飞行试验遇到了同样的问题，即在冲击Ma=6的模态转换过程中，进气道都存在启动失败问题，由此可见，在高马赫数工作环境下，进气道启动及稳定工作是高超声速冲压发动机研究的技术挑战之一。
(3) 高效燃烧组织的技术挑战
目前，高超声速冲压发动机燃烧室的燃烧模式仍然基于等压燃烧，属缓燃范畴，燃烧效率低，熵增大，纵向速度梯度大，燃烧组织困难。随着飞行马赫数的进一步提高，进气道压缩程度的增加对总压损失影响增大，放宽燃烧室进口气流速度，以缓燃模式在超声速气流中组织燃烧将面临很大的挑战，即便是燃料的雾化蒸发掺混满足燃烧组织条件，在燃烧过程中仍存在反应时间和空间上过长，燃烧在高速度梯度的剪切流中极难组织。
(4) 冲压发动机机载供电问题
采用冲压发动机推进时，由于冲压发动机没有转动部件，因此无法采用传统的发电方式为机载负荷提供电能 目前一般采用飞行器携带蓄电池的方法解决短时间的供电问题。对于长时间的飞行或空(天)地往返飞行，携带蓄电池的方法不能满足要求，需要寻求别的途径。

近年来，我国在超燃冲压发动机研究方面取得了大量的成果。然而，随着研究进一步深入，超燃冲压发动机技术难度凸显，一方面，研究人员从纯技术角度寻求突破; 另一方面，研究者试图提出各种新概念，从系统创新角度来克服当前客观存在的技术难点，如俄罗斯人20世纪末提出的磁流体能量旁路冲压发动机概念，主要目的是为了回避高马赫数飞行条件下，随着进气道压缩程度增加，燃烧室进口静温上升过高带来的燃烧组织困难。其核心思想是通过在冲压发动机进气道内设置磁流体发电器，对来流焓值进行适度提取，以满足燃烧室组织燃烧的需要，当飞行速度向更高马赫数拓展时，可以通过MHD发电器调节燃烧室进口气流参数。
当来流条件满足空气离子化条件时，打开等离子体发生器，使来流空气实现等离子体化，根据燃烧室进口参数需求，通过控制器调节MHD控制参数，使流经MHD发电器通道的气流减速并满足燃烧室进口参数条件，通过对来流焓值的提取，发动机进口温度得到控制，亚燃模式工作范围可进一步得到拓展，飞行速度上限可以达到Ma=7～8。
MHD发电器从来流汲取的能量可用于等离子体发电器持续工作，也可用于等离子点火及机载负荷，多余的能量可通过MHD加速器实现排气速度的提高，以增大推力。

说到这里，我突然想起了这个新闻，中科院力学研究所“空天等离子体动力学实验平台”项目正式启动
http://www.imech.ac.cn/xwdt/kydt/200603/t20060303_2003322.html
在空天技术领域中，等离子体动力学在卫星姿态控制、轨道调整、星际航行、飞行器安全和识别、突防等方面起了重要的作用。在美国，不仅是政府投资空间电推进的研究，空军、弹道导弹防御组织、海军研究实验室、大学和研究所等也积极开展各种电推进系统的研究。我国在引进有价值的相关核心技术上存在巨大的困难，自行研制和开发涉及国防安全的关键技术就成为必然的选择。

近日，在国家注重发展空天科学与技术的形势下，我所负责的装备研制项目“空天等离子体动力学实验平台”通过了方案可行性论证并正式启动。该项目是我国“十一五”发展的重要方向，也是国家空天科技和国防安全重要部署的前瞻性研究试验平台。该装备项目主要由三个部分组成：空天环境模拟真空系统；发动机推力、烧蚀产物、等离子体羽流温度与速度等参数的测量诊断系统；千瓦级电弧加热推力器和高频等离子体烧蚀加热器。在力学所已有相关学科、人员、技术和装置积累的基础上，研制成果将是国内第一台适用范围广、具有自主知识产权的、高效低耗的、用于空间等离子体推进和等离子体烧蚀模拟的多功能通用实验平台和空间环境模拟实验体系。