超级军网中国的高超音速武器是啥水平呢
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/28 05:23:09
在高超音速领域 各主要国家起步时间都差不多 没有先天的差距 那么在这个领域 中国和美国的差距是不是比较小呢 还是没有差距在高超音速领域 各主要国家起步时间都差不多 没有先天的差距 那么在这个领域 中国和美国的差距是不是比较小呢 还是没有差距
（我说的那个节目提到的好像就是这个图片上的。）
正文绪言 文章简要地回顾了冲压发动机在中国的发展。在60年代就着手发展了液体燃料冲压发动机。某几种液体燃料冲压发动机和固体火箭冲压发动机均获得成功。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面获得重要进展。高超音速组合吸气式发动机的概念研究和可行性研究正在进行。超音速燃烧的研究正在开展。
众所周知，在超音速领域中，冲压发动机的热效率优于其它可能的吸气式发动机。冲压发动机比冲高，结构简单，它获得了广泛的应用。在我国，钱学森和梁守磐教授倡议和领导了冲压发动机的发展工作。在60年代就积极着手发展了液体燃料冲压发动机。现在有几种液体燃料冲压发动机和固体火箭冲压发动机已经研制成功，某些发动机已用于低空超音速反舰导弹上。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面已获得重要进展。高超音速吸气式组合发动机的概念研究和可行性研究正在进行，目的是找出吸气式组合推进系统的最佳类型。超音速燃烧的研究工作正在开展。液体燃料冲压发动机曾研制了不同类型的高空、低空弹用冲压发动机。在研制中，一个重要的问题是进气道。发展了几种类型的进气道，诸如带有单锥的外压式进气道、多激波进气道、侧面进气道、等熵进气道等。另一个重要问题是燃烧室。研究了不同类型的燃油喷嘴、喷油杆、V型槽稳定器、预燃室，以及气膜冷却方法。在上述研究工作的基础上，冲压发动机Ⅱ型获得成功的发展，该发动机在超音速和低空工作，性能如下：飞行速度Ma=2.0;
起动速度Ma=1.5～1.8;高度H=0.1～0.5km;发动机直径D=440mm;相对进口面积A1=0.40;相对喉道面积Ah=0.80;相对出口面积A4=0.95。冲压发动机Ⅱ型结构示于图1，该型发动机设计特点如下：使用带有中心锥的外压式进气道使用的进气道中心锥半角为25°。在结尾正冲波后，燃烧室进口马赫数约为0.2。亚音段当量扩张角为7°36’。进一步的研究表明，经过优化设计，可将当量扩张角提高到9°36’，总压恢复系数仍保持不变，这样可以显著缩短燃烧室长度。经验表明，在进气道设计中，要避免结尾正激波和中心锥支板的相互干扰，否则将诱发燃烧振荡。使用带有旋流器的预燃室
预燃室流量大致为发动机总流量的1％。在起动中预燃室的混合比接近化学恰当比，在起动后，混合比显著下降，在预燃室设计中要考虑混合比的变化。使用双喷嘴环和V型槽稳定器发动机使用双喷嘴用环，喷嘴环上均匀装有离心式喷嘴。燃油浓度的分布对发动机的工作有显著影响，燃油在燃烧室中均匀分布，有利于提高燃烧效率；适当提高燃烧室中心浓度，有利于发动机起动。燃烧室中装有两个环形V型槽火焰稳定器。火焰稳定器在燃烧室中的布置直接影响发动机的工作。火焰稳定器安置不当，点火延迟时间拉长，甚至发动机不能起动。通过工业电视，可以清楚地看到，在起动过程中火焰稳定器之间的火焰传递。使用气膜冷却
燃烧室火焰筒用气膜冷却，采用三段火焰筒，以提高气膜冷却效果。在火焰筒上开有小孔，以减少发动机振动。冲压发动机在地面上进行了充分的试验。主要设备有冲压发动机高空直连式试车台、冲压发动机自由射流试车台、涡轮泵试验台、离心泵试验台、进气道试验风洞等。高空直连式试车台（见图2）主要是模拟冲压发动机燃烧室进口气流参数，考查燃烧室和尾喷管工作性能。在高空直连式试车台上进行了冲压发动机本体性能试验、起动试验、结构考核试验、长时间工作试验、发动机和涡轮泵、调节器的联合工作试验、模拟飞行弹道的冲压发动机联合工作试验等。这一高空直连式试车台模拟高度可达30km，模拟飞行马赫数可达到4，具有先进的测试设备。冲压发动机自由射流试车台（图3）向冲压发动机提供超音速自由射流进气条件，模拟发动机空中工作的来流速度、环境压力和温度，通过自由射流试验可以确定发动机典型工作状态的性能。在实际飞行中，飞行器常以某种攻角飞行。自由射流试验台设有攻角机构，模拟有攻角的飞行状态，确定攻角对发动机性能的影响。在自由射流试车台上进行了冲压发动机流量系数标定试验、临界推力和喘振边界试验和发动机鉴定试验。冲压发动机Ⅱ型的飞行试验获得成功。结果表明，发动机的飞行性能与地面试验的结果是一致的。图4示出某一在飞行中的装有冲压发动机的反舰导弹。固体火箭冲压发动机我国发展的固体火箭冲压发动机示于图5。进气道
4个进气道对称环绕安置在燃气发生器周围。在飞行中进气道以超额定状态工作。富燃推进剂
发动机使用丁羟富燃料推进剂，配方中含有高氯酸氨、铝、镁等成分。燃气发生器
固体燃料在燃气发生器中燃烧后产生富燃气，从12个喷嘴中排出，然后富燃气与来流空气在后燃室中进行混合。后燃室
固体火箭冲压发动机使用双功能后燃室。在发动机开始工作时，后燃室中装有固体平台推进剂，作为火箭的加速器使用。加速器工作后使火箭具备进行工况转换的速度。完成转换后，后燃室被用作富燃气与空气燃烧的燃烧室，亦即以冲压发动机的方式工作。工况转换
在后燃室中设有压力继电器，当后燃室中压力降到预定值时，压力继电器工作，起爆加速器喷管释放机构的爆炸螺拴，随之加速器喷管、燃气发生器喷嘴盖和进气道罩均脱落，后燃室转换为冲压状态工作。在地面完成了固体火箭发动机的试验，并成功地进行了飞行试验。试验结果表明，比冲已达到6500m/s。整体式液体燃料冲压发动机本文简要介绍突扩燃烧室和燃烧室气流可视化的研究工作。突扩燃烧室的发展
进行了液体燃料侧面突扩燃烧室的研究，试验中使用直接加热器加热，试验条件为总压P=0.75MPa，总温T=373～473K。在发展突扩燃烧室的初始阶段，曾采用方案R（图6），突扩比为A/A=1.53。当喷管面积比为A/A=0.55,燃烧室可以顺利起动。但当A/A=0.75时，在热试中燃烧室发生强烈的振动。分析后发现，在进气道出口形成了局部超音速流，因此引起了燃烧的不稳定，甚至于有时燃烧室不能起动。为了改善燃烧室的起动性能，在方案R的基础上，提出了方案M（图7），增加了第二股进气管道，装于燃烧室两测，并与原进气道相连接，结构参数如下：A/A=0.61;A/A=0.24;A/A=0.75;L/d=4.热试结果表明：
a.在方案M中，燃烧室头部突扩比保持不变，但降低了燃烧室的气流速度，因此易于在大喷管面积比条件下起动。b.有了第二股进气流的注入，消除了燃烧振荡，并获得了较高的燃烧效率。c.在第二股进气流中添加燃料，扩大了火焰稳定极限的范围（α=0.77～2.20)。突扩燃烧室的流动显示
在水洞中进行了旁侧突扩燃烧室模型的流场研究。为了显示方便和避免流动畸变，设计了方形透明突扩燃烧室的模型（图8）。考虑到燃烧室的对称性，模型设计为燃烧室的半部，仅带有一侧进气道，第二股进气管道设计为可拆卸部分。a.不带第二股进气管道的旁侧突扩燃烧室模型的流场图形燃烧室流动的总图形包含两个基本区：停留在燃烧室底部区的受限涡。两个螺旋涡串以相反方向旋转，被称作螺旋涡对，由于侧面突扩台阶的影响，从进气道出口沿两边向下游移动。随着射流的移动，两螺旋涡串逐渐互相碰撞，乃至融合在一起（图9）。最后旋涡破碎成无数小涡。看来螺旋涡对于燃烧室的性能起着重要的作用。b.带有第二股进气管道的旁侧突扩燃烧室模型的流场图形图10示出，由于主流的冲击，第二股射流顺流动方向弯曲。同时，主流中的涡对也被第二股被弯曲的射流加强，保持了强旋转特性。比较带有和不带有第二股进气管道的旋流（参看图11及9），可明显地发现，第二股气流的注入加强了螺旋涡的旋度，使其稳定性增强。这就是当装有第二股进气管道时，能使燃烧室在大喷面积比下保持稳定燃烧的重要原因。超音速燃烧研究目前，超音速燃烧的实验研究工作主要集中在混合和燃烧方法上。加强混合研究
为了加强混合，Northam等人提出了后掠斜坡喷嘴，在坡基上安放喷嘴喷管（图12），这种方式可产生旋涡脱落，使气流局部分离，藉以增强混合。进行了与上述后掠斜坡喷嘴相似的实验，喷嘴置于等面积燃烧室管道中，这时流动为收缩流动。热试表明，当燃烧热释放达某一水平，燃烧室会发生堵塞。为了避免堵塞，设计了扩张的后掠斜坡喷嘴(图13），这样燃烧室中形成扩张流动。为了增加燃料穿透深度和增强混合，使燃料喷射方向与主流呈适当角度，并采用不完全膨胀喷射燃料。模型气流参数为：主流马赫数Ma=2～3;氢燃料马赫数Mi=1.7;主流当地温度T=1200～2000K;当量比ψ=0.2～1.2。为了检查液体射流引起的振荡冲波对增强混合和燃烧的影响，在后掠斜坡喷嘴前方11mm和下游54mm处安置了液体喷嘴。试验结果表明：
a.使用扩张型后掠斜坡喷嘴，随着氢当量比的增加，燃烧室压力增加，得到了较高的燃烧效率，有效地解决了燃烧室的堵塞问题。b.使用液体喷嘴喷射煤油时，煤油射流引起的振荡冲波加强了氢与空气的混合，燃烧室压力上升。当用水替代煤油，在同样的喷射条件下，混合增强的效果不明显。双模态超燃冲压发动机模型试验当飞行马赫数Ma>6，超燃冲压发动机具有良好的性能。人们力图把亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机结合起来，因而产生了双模态冲压发动机，这样，预计可以使低马赫数极限降到Ma=3.5。模型试验采用扩张型后掠斜坡喷嘴。双模态燃烧在超燃烧室中进行，该模型由等直段、扩张段和扩大的等直段组成（图14）。喷嘴分别放置在x/h=0、x/h=6.2和x/h=21.3等处。从进气部分到燃烧室底部均设有静压测点。实验结果表明：
a.藉助于合理设计燃烧室段和变换燃料喷射位置，实现了双模态燃烧。b.合理设计燃料喷射位置可以提高燃烧效率，降低总压损失。吸气式组合发动机进行了二级入轨空天飞机使用的吸气式组合发动机的概念研究。对涡喷和冲压发动机组合的方案作了论证。涡喷或涡扇发动机将飞行器加速到马赫数3.5，然后冲压发动机接力达到马赫数6.5以上，一、二级实行分离，使用火箭发动机实现轨道器入轨。原则上有两种涡轮冲压方案～串联和并联。在串联方案中，空气流一部分环绕压气机流动，进入冲压燃烧室。在高速飞行时，压气机停止工作，同时还要防护来自进气的高温，设计防护涡喷发动机的热防护结构将是一个关键技术问题。在并联方案中，涡喷和冲压发动机分别定位，这将易于隔离涡喷发动机。并联方案也易于实现涡喷和冲压发动机的流量匹配。并联方案的安排有可能使迎风面积有所增加。研究了下列涡喷冲压组合的概念。a.带有燃气发生器的空气涡轮冲压发动机空气涡轮冲压发动机包括压气机、燃气发生器、涡轮和冲压发动机部分。飞行器将携带燃料和部分氧化剂。氧化剂的消耗使这种发动机的比冲比其他吸气式组合略低。b.空气涡轮冲压发动机
在这种发动机中，使用液氢作燃料，可以得到满意的比冲。c.回热式涡轮冲压发动机在这种发动机中，以经过换热的氢作为能源，驱动涡轮，为风扇提供动力。经过涡轮的氢在燃烧室和冲压燃烧室中燃烧。燃烧室中设有换热器，用氢进行换热，因此这一方案的难点是高效轻质换热器的设计。在以上的方案中，倾向于第二种方案，空气涡轮冲压发动机有希望获得高推重比和高比冲。动力方案对于空天飞机是至关重要的。在这一领域中，各种设计思想异常活跃，出现了各种组合发动机方案，例如以火箭发动机为基础的组合发动机循环RBCC，就是值得注意研究的一种方案。预计空天飞机的动力装置仍将需要经过较长时期的概念研究，经过深入的思考和研究，确定最佳的循环。结论在各种喷气发动机中，冲压发动机是仅有的可在高速条件下提供高比冲的发动机。它适用于无人驾驶飞行器、靶机、导弹等装置上。在我国已成功地发展了液体燃料冲压发动机、固体火箭冲压发动机。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面取得重要进展。今后的方向是改进燃烧性能，发展高密度燃料和先进的控制系统。高超音速组合发动机，如涡轮冲压发动机、RBCC等有可能用于二级入轨或一级入轨的空天飞机上。为了寻找既有高比冲，又有高推重比的最佳循环，需要继续进行概念和可行性研究。超燃冲压发动机在空天飞机上的应用有良好的前景。使用超燃冲压发动机的飞行器的出现将开辟推进技术的新篇章。我国已开始进行超音速燃烧研究，在这一领域将做出我们的贡献。
正文绪言 文章简要地回顾了冲压发动机在中国的发展。在60年代就着手发展了液体燃料冲压发动机。某几种液体燃料冲压发动机和固体火箭冲压发动机均获得成功。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面获得重要进展。高超音速组合吸气式发动机的概念研究和可行性研究正在进行。超音速燃烧的研究正在开展。
众所周知，在超音速领域中，冲压发动机的热效率优于其它可能的吸气式发动机。冲压发动机比冲高，结构简单，它获得了广泛的应用。在我国，钱学森和梁守磐教授倡议和领导了冲压发动机的发展工作。在60年代就积极着手发展了液体燃料冲压发动机。现在有几种液体燃料冲压发动机和固体火箭冲压发动机已经研制成功，某些发动机已用于低空超音速反舰导弹上。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面已获得重要进展。高超音速吸气式组合发动机的概念研究和可行性研究正在进行，目的是找出吸气式组合推进系统的最佳类型。超音速燃烧的研究工作正在开展。液体燃料冲压发动机曾研制了不同类型的高空、低空弹用冲压发动机。在研制中，一个重要的问题是进气道。发展了几种类型的进气道，诸如带有单锥的外压式进气道、多激波进气道、侧面进气道、等熵进气道等。另一个重要问题是燃烧室。研究了不同类型的燃油喷嘴、喷油杆、V型槽稳定器、预燃室，以及气膜冷却方法。在上述研究工作的基础上，冲压发动机Ⅱ型获得成功的发展，该发动机在超音速和低空工作，性能如下：飞行速度Ma=2.0;
起动速度Ma=1.5～1.8;高度H=0.1～0.5km;发动机直径D=440mm;相对进口面积A1=0.40;相对喉道面积Ah=0.80;相对出口面积A4=0.95。冲压发动机Ⅱ型结构示于图1，该型发动机设计特点如下：使用带有中心锥的外压式进气道使用的进气道中心锥半角为25°。在结尾正冲波后，燃烧室进口马赫数约为0.2。亚音段当量扩张角为7°36’。进一步的研究表明，经过优化设计，可将当量扩张角提高到9°36’，总压恢复系数仍保持不变，这样可以显著缩短燃烧室长度。经验表明，在进气道设计中，要避免结尾正激波和中心锥支板的相互干扰，否则将诱发燃烧振荡。使用带有旋流器的预燃室
预燃室流量大致为发动机总流量的1％。在起动中预燃室的混合比接近化学恰当比，在起动后，混合比显著下降，在预燃室设计中要考虑混合比的变化。使用双喷嘴环和V型槽稳定器发动机使用双喷嘴用环，喷嘴环上均匀装有离心式喷嘴。燃油浓度的分布对发动机的工作有显著影响，燃油在燃烧室中均匀分布，有利于提高燃烧效率；适当提高燃烧室中心浓度，有利于发动机起动。燃烧室中装有两个环形V型槽火焰稳定器。火焰稳定器在燃烧室中的布置直接影响发动机的工作。火焰稳定器安置不当，点火延迟时间拉长，甚至发动机不能起动。通过工业电视，可以清楚地看到，在起动过程中火焰稳定器之间的火焰传递。使用气膜冷却
燃烧室火焰筒用气膜冷却，采用三段火焰筒，以提高气膜冷却效果。在火焰筒上开有小孔，以减少发动机振动。冲压发动机在地面上进行了充分的试验。主要设备有冲压发动机高空直连式试车台、冲压发动机自由射流试车台、涡轮泵试验台、离心泵试验台、进气道试验风洞等。高空直连式试车台（见图2）主要是模拟冲压发动机燃烧室进口气流参数，考查燃烧室和尾喷管工作性能。在高空直连式试车台上进行了冲压发动机本体性能试验、起动试验、结构考核试验、长时间工作试验、发动机和涡轮泵、调节器的联合工作试验、模拟飞行弹道的冲压发动机联合工作试验等。这一高空直连式试车台模拟高度可达30km，模拟飞行马赫数可达到4，具有先进的测试设备。冲压发动机自由射流试车台（图3）向冲压发动机提供超音速自由射流进气条件，模拟发动机空中工作的来流速度、环境压力和温度，通过自由射流试验可以确定发动机典型工作状态的性能。在实际飞行中，飞行器常以某种攻角飞行。自由射流试验台设有攻角机构，模拟有攻角的飞行状态，确定攻角对发动机性能的影响。在自由射流试车台上进行了冲压发动机流量系数标定试验、临界推力和喘振边界试验和发动机鉴定试验。冲压发动机Ⅱ型的飞行试验获得成功。结果表明，发动机的飞行性能与地面试验的结果是一致的。图4示出某一在飞行中的装有冲压发动机的反舰导弹。固体火箭冲压发动机我国发展的固体火箭冲压发动机示于图5。进气道
4个进气道对称环绕安置在燃气发生器周围。在飞行中进气道以超额定状态工作。富燃推进剂
发动机使用丁羟富燃料推进剂，配方中含有高氯酸氨、铝、镁等成分。燃气发生器
固体燃料在燃气发生器中燃烧后产生富燃气，从12个喷嘴中排出，然后富燃气与来流空气在后燃室中进行混合。后燃室
固体火箭冲压发动机使用双功能后燃室。在发动机开始工作时，后燃室中装有固体平台推进剂，作为火箭的加速器使用。加速器工作后使火箭具备进行工况转换的速度。完成转换后，后燃室被用作富燃气与空气燃烧的燃烧室，亦即以冲压发动机的方式工作。工况转换
在后燃室中设有压力继电器，当后燃室中压力降到预定值时，压力继电器工作，起爆加速器喷管释放机构的爆炸螺拴，随之加速器喷管、燃气发生器喷嘴盖和进气道罩均脱落，后燃室转换为冲压状态工作。在地面完成了固体火箭发动机的试验，并成功地进行了飞行试验。试验结果表明，比冲已达到6500m/s。整体式液体燃料冲压发动机本文简要介绍突扩燃烧室和燃烧室气流可视化的研究工作。突扩燃烧室的发展
进行了液体燃料侧面突扩燃烧室的研究，试验中使用直接加热器加热，试验条件为总压P=0.75MPa，总温T=373～473K。在发展突扩燃烧室的初始阶段，曾采用方案R（图6），突扩比为A/A=1.53。当喷管面积比为A/A=0.55,燃烧室可以顺利起动。但当A/A=0.75时，在热试中燃烧室发生强烈的振动。分析后发现，在进气道出口形成了局部超音速流，因此引起了燃烧的不稳定，甚至于有时燃烧室不能起动。为了改善燃烧室的起动性能，在方案R的基础上，提出了方案M（图7），增加了第二股进气管道，装于燃烧室两测，并与原进气道相连接，结构参数如下：A/A=0.61;A/A=0.24;A/A=0.75;L/d=4.热试结果表明：
a.在方案M中，燃烧室头部突扩比保持不变，但降低了燃烧室的气流速度，因此易于在大喷管面积比条件下起动。b.有了第二股进气流的注入，消除了燃烧振荡，并获得了较高的燃烧效率。c.在第二股进气流中添加燃料，扩大了火焰稳定极限的范围（α=0.77～2.20)。突扩燃烧室的流动显示
在水洞中进行了旁侧突扩燃烧室模型的流场研究。为了显示方便和避免流动畸变，设计了方形透明突扩燃烧室的模型（图8）。考虑到燃烧室的对称性，模型设计为燃烧室的半部，仅带有一侧进气道，第二股进气管道设计为可拆卸部分。a.不带第二股进气管道的旁侧突扩燃烧室模型的流场图形燃烧室流动的总图形包含两个基本区：停留在燃烧室底部区的受限涡。两个螺旋涡串以相反方向旋转，被称作螺旋涡对，由于侧面突扩台阶的影响，从进气道出口沿两边向下游移动。随着射流的移动，两螺旋涡串逐渐互相碰撞，乃至融合在一起（图9）。最后旋涡破碎成无数小涡。看来螺旋涡对于燃烧室的性能起着重要的作用。b.带有第二股进气管道的旁侧突扩燃烧室模型的流场图形图10示出，由于主流的冲击，第二股射流顺流动方向弯曲。同时，主流中的涡对也被第二股被弯曲的射流加强，保持了强旋转特性。比较带有和不带有第二股进气管道的旋流（参看图11及9），可明显地发现，第二股气流的注入加强了螺旋涡的旋度，使其稳定性增强。这就是当装有第二股进气管道时，能使燃烧室在大喷面积比下保持稳定燃烧的重要原因。超音速燃烧研究目前，超音速燃烧的实验研究工作主要集中在混合和燃烧方法上。加强混合研究
为了加强混合，Northam等人提出了后掠斜坡喷嘴，在坡基上安放喷嘴喷管（图12），这种方式可产生旋涡脱落，使气流局部分离，藉以增强混合。进行了与上述后掠斜坡喷嘴相似的实验，喷嘴置于等面积燃烧室管道中，这时流动为收缩流动。热试表明，当燃烧热释放达某一水平，燃烧室会发生堵塞。为了避免堵塞，设计了扩张的后掠斜坡喷嘴(图13），这样燃烧室中形成扩张流动。为了增加燃料穿透深度和增强混合，使燃料喷射方向与主流呈适当角度，并采用不完全膨胀喷射燃料。模型气流参数为：主流马赫数Ma=2～3;氢燃料马赫数Mi=1.7;主流当地温度T=1200～2000K;当量比ψ=0.2～1.2。为了检查液体射流引起的振荡冲波对增强混合和燃烧的影响，在后掠斜坡喷嘴前方11mm和下游54mm处安置了液体喷嘴。试验结果表明：
a.使用扩张型后掠斜坡喷嘴，随着氢当量比的增加，燃烧室压力增加，得到了较高的燃烧效率，有效地解决了燃烧室的堵塞问题。b.使用液体喷嘴喷射煤油时，煤油射流引起的振荡冲波加强了氢与空气的混合，燃烧室压力上升。当用水替代煤油，在同样的喷射条件下，混合增强的效果不明显。双模态超燃冲压发动机模型试验当飞行马赫数Ma>6，超燃冲压发动机具有良好的性能。人们力图把亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机结合起来，因而产生了双模态冲压发动机，这样，预计可以使低马赫数极限降到Ma=3.5。模型试验采用扩张型后掠斜坡喷嘴。双模态燃烧在超燃烧室中进行，该模型由等直段、扩张段和扩大的等直段组成（图14）。喷嘴分别放置在x/h=0、x/h=6.2和x/h=21.3等处。从进气部分到燃烧室底部均设有静压测点。实验结果表明：
a.藉助于合理设计燃烧室段和变换燃料喷射位置，实现了双模态燃烧。b.合理设计燃料喷射位置可以提高燃烧效率，降低总压损失。吸气式组合发动机进行了二级入轨空天飞机使用的吸气式组合发动机的概念研究。对涡喷和冲压发动机组合的方案作了论证。涡喷或涡扇发动机将飞行器加速到马赫数3.5，然后冲压发动机接力达到马赫数6.5以上，一、二级实行分离，使用火箭发动机实现轨道器入轨。原则上有两种涡轮冲压方案～串联和并联。在串联方案中，空气流一部分环绕压气机流动，进入冲压燃烧室。在高速飞行时，压气机停止工作，同时还要防护来自进气的高温，设计防护涡喷发动机的热防护结构将是一个关键技术问题。在并联方案中，涡喷和冲压发动机分别定位，这将易于隔离涡喷发动机。并联方案也易于实现涡喷和冲压发动机的流量匹配。并联方案的安排有可能使迎风面积有所增加。研究了下列涡喷冲压组合的概念。a.带有燃气发生器的空气涡轮冲压发动机空气涡轮冲压发动机包括压气机、燃气发生器、涡轮和冲压发动机部分。飞行器将携带燃料和部分氧化剂。氧化剂的消耗使这种发动机的比冲比其他吸气式组合略低。b.空气涡轮冲压发动机
在这种发动机中，使用液氢作燃料，可以得到满意的比冲。c.回热式涡轮冲压发动机在这种发动机中，以经过换热的氢作为能源，驱动涡轮，为风扇提供动力。经过涡轮的氢在燃烧室和冲压燃烧室中燃烧。燃烧室中设有换热器，用氢进行换热，因此这一方案的难点是高效轻质换热器的设计。在以上的方案中，倾向于第二种方案，空气涡轮冲压发动机有希望获得高推重比和高比冲。动力方案对于空天飞机是至关重要的。在这一领域中，各种设计思想异常活跃，出现了各种组合发动机方案，例如以火箭发动机为基础的组合发动机循环RBCC，就是值得注意研究的一种方案。预计空天飞机的动力装置仍将需要经过较长时期的概念研究，经过深入的思考和研究，确定最佳的循环。结论在各种喷气发动机中，冲压发动机是仅有的可在高速条件下提供高比冲的发动机。它适用于无人驾驶飞行器、靶机、导弹等装置上。在我国已成功地发展了液体燃料冲压发动机、固体火箭冲压发动机。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面取得重要进展。今后的方向是改进燃烧性能，发展高密度燃料和先进的控制系统。高超音速组合发动机，如涡轮冲压发动机、RBCC等有可能用于二级入轨或一级入轨的空天飞机上。为了寻找既有高比冲，又有高推重比的最佳循环，需要继续进行概念和可行性研究。超燃冲压发动机在空天飞机上的应用有良好的前景。使用超燃冲压发动机的飞行器的出现将开辟推进技术的新篇章。我国已开始进行超音速燃烧研究，在这一领域将做出我们的贡献。
差距可能大得很吧?人家可以早就在进行高超速飞行了,二战结束后几年间就开始设计时速达到四马赫的F-103,如按这个计算,是不是落后四十年?哈:D
想想曙光女神吧
90年代末就见过美国高超音速飞行器的目击报道
90年代末就见过美国高超音速飞行器的目击报道
我前面说的好像就是图上这个
正文绪言 文章简要地回顾了冲压发动机在中国的发展。在60年代就着手发展了液体燃料冲压发动机。某几种液体燃料冲压发动机和固体火箭冲压发动机均获得成功。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面获得重要进展。高超音速组合吸气式发动机的概念研究和可行性研究正在进行。超音速燃烧的研究正在开展。
众所周知，在超音速领域中，冲压发动机的热效率优于其它可能的吸气式发动机。冲压发动机比冲高，结构简单，它获得了广泛的应用。在我国，钱学森和梁守磐教授倡议和领导了冲压发动机的发展工作。在60年代就积极着手发展了液体燃料冲压发动机。现在有几种液体燃料冲压发动机和固体火箭冲压发动机已经研制成功，某些发动机已用于低空超音速反舰导弹上。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面已获得重要进展。高超音速吸气式组合发动机的概念研究和可行性研究正在进行，目的是找出吸气式组合推进系统的最佳类型。超音速燃烧的研究工作正在开展。液体燃料冲压发动机曾研制了不同类型的高空、低空弹用冲压发动机。在研制中，一个重要的问题是进气道。发展了几种类型的进气道，诸如带有单锥的外压式进气道、多激波进气道、侧面进气道、等熵进气道等。另一个重要问题是燃烧室。研究了不同类型的燃油喷嘴、喷油杆、V型槽稳定器、预燃室，以及气膜冷却方法。在上述研究工作的基础上，冲压发动机Ⅱ型获得成功的发展，该发动机在超音速和低空工作，性能如下：飞行速度Ma=2.0;
起动速度Ma=1.5～1.8;高度H=0.1～0.5km;发动机直径D=440mm;相对进口面积A1=0.40;相对喉道面积Ah=0.80;相对出口面积A4=0.95。冲压发动机Ⅱ型结构示于图1，该型发动机设计特点如下：使用带有中心锥的外压式进气道使用的进气道中心锥半角为25°。在结尾正冲波后，燃烧室进口马赫数约为0.2。亚音段当量扩张角为7°36’。进一步的研究表明，经过优化设计，可将当量扩张角提高到9°36’，总压恢复系数仍保持不变，这样可以显著缩短燃烧室长度。经验表明，在进气道设计中，要避免结尾正激波和中心锥支板的相互干扰，否则将诱发燃烧振荡。使用带有旋流器的预燃室
预燃室流量大致为发动机总流量的1％。在起动中预燃室的混合比接近化学恰当比，在起动后，混合比显著下降，在预燃室设计中要考虑混合比的变化。使用双喷嘴环和V型槽稳定器发动机使用双喷嘴用环，喷嘴环上均匀装有离心式喷嘴。燃油浓度的分布对发动机的工作有显著影响，燃油在燃烧室中均匀分布，有利于提高燃烧效率；适当提高燃烧室中心浓度，有利于发动机起动。燃烧室中装有两个环形V型槽火焰稳定器。火焰稳定器在燃烧室中的布置直接影响发动机的工作。火焰稳定器安置不当，点火延迟时间拉长，甚至发动机不能起动。通过工业电视，可以清楚地看到，在起动过程中火焰稳定器之间的火焰传递。使用气膜冷却
燃烧室火焰筒用气膜冷却，采用三段火焰筒，以提高气膜冷却效果。在火焰筒上开有小孔，以减少发动机振动。冲压发动机在地面上进行了充分的试验。主要设备有冲压发动机高空直连式试车台、冲压发动机自由射流试车台、涡轮泵试验台、离心泵试验台、进气道试验风洞等。高空直连式试车台（见图2）主要是模拟冲压发动机燃烧室进口气流参数，考查燃烧室和尾喷管工作性能。在高空直连式试车台上进行了冲压发动机本体性能试验、起动试验、结构考核试验、长时间工作试验、发动机和涡轮泵、调节器的联合工作试验、模拟飞行弹道的冲压发动机联合工作试验等。这一高空直连式试车台模拟高度可达30km，模拟飞行马赫数可达到4，具有先进的测试设备。冲压发动机自由射流试车台（图3）向冲压发动机提供超音速自由射流进气条件，模拟发动机空中工作的来流速度、环境压力和温度，通过自由射流试验可以确定发动机典型工作状态的性能。在实际飞行中，飞行器常以某种攻角飞行。自由射流试验台设有攻角机构，模拟有攻角的飞行状态，确定攻角对发动机性能的影响。在自由射流试车台上进行了冲压发动机流量系数标定试验、临界推力和喘振边界试验和发动机鉴定试验。冲压发动机Ⅱ型的飞行试验获得成功。结果表明，发动机的飞行性能与地面试验的结果是一致的。图4示出某一在飞行中的装有冲压发动机的反舰导弹。固体火箭冲压发动机我国发展的固体火箭冲压发动机示于图5。进气道
4个进气道对称环绕安置在燃气发生器周围。在飞行中进气道以超额定状态工作。富燃推进剂
发动机使用丁羟富燃料推进剂，配方中含有高氯酸氨、铝、镁等成分。燃气发生器
固体燃料在燃气发生器中燃烧后产生富燃气，从12个喷嘴中排出，然后富燃气与来流空气在后燃室中进行混合。后燃室
固体火箭冲压发动机使用双功能后燃室。在发动机开始工作时，后燃室中装有固体平台推进剂，作为火箭的加速器使用。加速器工作后使火箭具备进行工况转换的速度。完成转换后，后燃室被用作富燃气与空气燃烧的燃烧室，亦即以冲压发动机的方式工作。工况转换
在后燃室中设有压力继电器，当后燃室中压力降到预定值时，压力继电器工作，起爆加速器喷管释放机构的爆炸螺拴，随之加速器喷管、燃气发生器喷嘴盖和进气道罩均脱落，后燃室转换为冲压状态工作。在地面完成了固体火箭发动机的试验，并成功地进行了飞行试验。试验结果表明，比冲已达到6500m/s。整体式液体燃料冲压发动机本文简要介绍突扩燃烧室和燃烧室气流可视化的研究工作。突扩燃烧室的发展
进行了液体燃料侧面突扩燃烧室的研究，试验中使用直接加热器加热，试验条件为总压P=0.75MPa，总温T=373～473K。在发展突扩燃烧室的初始阶段，曾采用方案R（图6），突扩比为A/A=1.53。当喷管面积比为A/A=0.55,燃烧室可以顺利起动。但当A/A=0.75时，在热试中燃烧室发生强烈的振动。分析后发现，在进气道出口形成了局部超音速流，因此引起了燃烧的不稳定，甚至于有时燃烧室不能起动。为了改善燃烧室的起动性能，在方案R的基础上，提出了方案M（图7），增加了第二股进气管道，装于燃烧室两测，并与原进气道相连接，结构参数如下：A/A=0.61;A/A=0.24;A/A=0.75;L/d=4.热试结果表明：
a.在方案M中，燃烧室头部突扩比保持不变，但降低了燃烧室的气流速度，因此易于在大喷管面积比条件下起动。b.有了第二股进气流的注入，消除了燃烧振荡，并获得了较高的燃烧效率。c.在第二股进气流中添加燃料，扩大了火焰稳定极限的范围（α=0.77～2.20)。突扩燃烧室的流动显示
在水洞中进行了旁侧突扩燃烧室模型的流场研究。为了显示方便和避免流动畸变，设计了方形透明突扩燃烧室的模型（图8）。考虑到燃烧室的对称性，模型设计为燃烧室的半部，仅带有一侧进气道，第二股进气管道设计为可拆卸部分。a.不带第二股进气管道的旁侧突扩燃烧室模型的流场图形燃烧室流动的总图形包含两个基本区：停留在燃烧室底部区的受限涡。两个螺旋涡串以相反方向旋转，被称作螺旋涡对，由于侧面突扩台阶的影响，从进气道出口沿两边向下游移动。随着射流的移动，两螺旋涡串逐渐互相碰撞，乃至融合在一起（图9）。最后旋涡破碎成无数小涡。看来螺旋涡对于燃烧室的性能起着重要的作用。b.带有第二股进气管道的旁侧突扩燃烧室模型的流场图形图10示出，由于主流的冲击，第二股射流顺流动方向弯曲。同时，主流中的涡对也被第二股被弯曲的射流加强，保持了强旋转特性。比较带有和不带有第二股进气管道的旋流（参看图11及9），可明显地发现，第二股气流的注入加强了螺旋涡的旋度，使其稳定性增强。这就是当装有第二股进气管道时，能使燃烧室在大喷面积比下保持稳定燃烧的重要原因。超音速燃烧研究目前，超音速燃烧的实验研究工作主要集中在混合和燃烧方法上。加强混合研究
为了加强混合，Northam等人提出了后掠斜坡喷嘴，在坡基上安放喷嘴喷管（图12），这种方式可产生旋涡脱落，使气流局部分离，藉以增强混合。进行了与上述后掠斜坡喷嘴相似的实验，喷嘴置于等面积燃烧室管道中，这时流动为收缩流动。热试表明，当燃烧热释放达某一水平，燃烧室会发生堵塞。为了避免堵塞，设计了扩张的后掠斜坡喷嘴(图13），这样燃烧室中形成扩张流动。为了增加燃料穿透深度和增强混合，使燃料喷射方向与主流呈适当角度，并采用不完全膨胀喷射燃料。模型气流参数为：主流马赫数Ma=2～3;氢燃料马赫数Mi=1.7;主流当地温度T=1200～2000K;当量比ψ=0.2～1.2。为了检查液体射流引起的振荡冲波对增强混合和燃烧的影响，在后掠斜坡喷嘴前方11mm和下游54mm处安置了液体喷嘴。试验结果表明：
a.使用扩张型后掠斜坡喷嘴，随着氢当量比的增加，燃烧室压力增加，得到了较高的燃烧效率，有效地解决了燃烧室的堵塞问题。b.使用液体喷嘴喷射煤油时，煤油射流引起的振荡冲波加强了氢与空气的混合，燃烧室压力上升。当用水替代煤油，在同样的喷射条件下，混合增强的效果不明显。双模态超燃冲压发动机模型试验当飞行马赫数Ma>6，超燃冲压发动机具有良好的性能。人们力图把亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机结合起来，因而产生了双模态冲压发动机，这样，预计可以使低马赫数极限降到Ma=3.5。模型试验采用扩张型后掠斜坡喷嘴。双模态燃烧在超燃烧室中进行，该模型由等直段、扩张段和扩大的等直段组成（图14）。喷嘴分别放置在x/h=0、x/h=6.2和x/h=21.3等处。从进气部分到燃烧室底部均设有静压测点。实验结果表明：
a.藉助于合理设计燃烧室段和变换燃料喷射位置，实现了双模态燃烧。b.合理设计燃料喷射位置可以提高燃烧效率，降低总压损失。吸气式组合发动机进行了二级入轨空天飞机使用的吸气式组合发动机的概念研究。对涡喷和冲压发动机组合的方案作了论证。涡喷或涡扇发动机将飞行器加速到马赫数3.5，然后冲压发动机接力达到马赫数6.5以上，一、二级实行分离，使用火箭发动机实现轨道器入轨。原则上有两种涡轮冲压方案～串联和并联。在串联方案中，空气流一部分环绕压气机流动，进入冲压燃烧室。在高速飞行时，压气机停止工作，同时还要防护来自进气的高温，设计防护涡喷发动机的热防护结构将是一个关键技术问题。在并联方案中，涡喷和冲压发动机分别定位，这将易于隔离涡喷发动机。并联方案也易于实现涡喷和冲压发动机的流量匹配。并联方案的安排有可能使迎风面积有所增加。研究了下列涡喷冲压组合的概念。a.带有燃气发生器的空气涡轮冲压发动机空气涡轮冲压发动机包括压气机、燃气发生器、涡轮和冲压发动机部分。飞行器将携带燃料和部分氧化剂。氧化剂的消耗使这种发动机的比冲比其他吸气式组合略低。b.空气涡轮冲压发动机
在这种发动机中，使用液氢作燃料，可以得到满意的比冲。c.回热式涡轮冲压发动机在这种发动机中，以经过换热的氢作为能源，驱动涡轮，为风扇提供动力。经过涡轮的氢在燃烧室和冲压燃烧室中燃烧。燃烧室中设有换热器，用氢进行换热，因此这一方案的难点是高效轻质换热器的设计。在以上的方案中，倾向于第二种方案，空气涡轮冲压发动机有希望获得高推重比和高比冲。动力方案对于空天飞机是至关重要的。在这一领域中，各种设计思想异常活跃，出现了各种组合发动机方案，例如以火箭发动机为基础的组合发动机循环RBCC，就是值得注意研究的一种方案。预计空天飞机的动力装置仍将需要经过较长时期的概念研究，经过深入的思考和研究，确定最佳的循环。结论在各种喷气发动机中，冲压发动机是仅有的可在高速条件下提供高比冲的发动机。它适用于无人驾驶飞行器、靶机、导弹等装置上。在我国已成功地发展了液体燃料冲压发动机、固体火箭冲压发动机。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面取得重要进展。今后的方向是改进燃烧性能，发展高密度燃料和先进的控制系统。高超音速组合发动机，如涡轮冲压发动机、RBCC等有可能用于二级入轨或一级入轨的空天飞机上。为了寻找既有高比冲，又有高推重比的最佳循环，需要继续进行概念和可行性研究。超燃冲压发动机在空天飞机上的应用有良好的前景。使用超燃冲压发动机的飞行器的出现将开辟推进技术的新篇章。我国已开始进行超音速燃烧研究，在这一领域将做出我们的贡献。
正文绪言 文章简要地回顾了冲压发动机在中国的发展。在60年代就着手发展了液体燃料冲压发动机。某几种液体燃料冲压发动机和固体火箭冲压发动机均获得成功。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面获得重要进展。高超音速组合吸气式发动机的概念研究和可行性研究正在进行。超音速燃烧的研究正在开展。
众所周知，在超音速领域中，冲压发动机的热效率优于其它可能的吸气式发动机。冲压发动机比冲高，结构简单，它获得了广泛的应用。在我国，钱学森和梁守磐教授倡议和领导了冲压发动机的发展工作。在60年代就积极着手发展了液体燃料冲压发动机。现在有几种液体燃料冲压发动机和固体火箭冲压发动机已经研制成功，某些发动机已用于低空超音速反舰导弹上。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面已获得重要进展。高超音速吸气式组合发动机的概念研究和可行性研究正在进行，目的是找出吸气式组合推进系统的最佳类型。超音速燃烧的研究工作正在开展。液体燃料冲压发动机曾研制了不同类型的高空、低空弹用冲压发动机。在研制中，一个重要的问题是进气道。发展了几种类型的进气道，诸如带有单锥的外压式进气道、多激波进气道、侧面进气道、等熵进气道等。另一个重要问题是燃烧室。研究了不同类型的燃油喷嘴、喷油杆、V型槽稳定器、预燃室，以及气膜冷却方法。在上述研究工作的基础上，冲压发动机Ⅱ型获得成功的发展，该发动机在超音速和低空工作，性能如下：飞行速度Ma=2.0;
起动速度Ma=1.5～1.8;高度H=0.1～0.5km;发动机直径D=440mm;相对进口面积A1=0.40;相对喉道面积Ah=0.80;相对出口面积A4=0.95。冲压发动机Ⅱ型结构示于图1，该型发动机设计特点如下：使用带有中心锥的外压式进气道使用的进气道中心锥半角为25°。在结尾正冲波后，燃烧室进口马赫数约为0.2。亚音段当量扩张角为7°36’。进一步的研究表明，经过优化设计，可将当量扩张角提高到9°36’，总压恢复系数仍保持不变，这样可以显著缩短燃烧室长度。经验表明，在进气道设计中，要避免结尾正激波和中心锥支板的相互干扰，否则将诱发燃烧振荡。使用带有旋流器的预燃室
预燃室流量大致为发动机总流量的1％。在起动中预燃室的混合比接近化学恰当比，在起动后，混合比显著下降，在预燃室设计中要考虑混合比的变化。使用双喷嘴环和V型槽稳定器发动机使用双喷嘴用环，喷嘴环上均匀装有离心式喷嘴。燃油浓度的分布对发动机的工作有显著影响，燃油在燃烧室中均匀分布，有利于提高燃烧效率；适当提高燃烧室中心浓度，有利于发动机起动。燃烧室中装有两个环形V型槽火焰稳定器。火焰稳定器在燃烧室中的布置直接影响发动机的工作。火焰稳定器安置不当，点火延迟时间拉长，甚至发动机不能起动。通过工业电视，可以清楚地看到，在起动过程中火焰稳定器之间的火焰传递。使用气膜冷却
燃烧室火焰筒用气膜冷却，采用三段火焰筒，以提高气膜冷却效果。在火焰筒上开有小孔，以减少发动机振动。冲压发动机在地面上进行了充分的试验。主要设备有冲压发动机高空直连式试车台、冲压发动机自由射流试车台、涡轮泵试验台、离心泵试验台、进气道试验风洞等。高空直连式试车台（见图2）主要是模拟冲压发动机燃烧室进口气流参数，考查燃烧室和尾喷管工作性能。在高空直连式试车台上进行了冲压发动机本体性能试验、起动试验、结构考核试验、长时间工作试验、发动机和涡轮泵、调节器的联合工作试验、模拟飞行弹道的冲压发动机联合工作试验等。这一高空直连式试车台模拟高度可达30km，模拟飞行马赫数可达到4，具有先进的测试设备。冲压发动机自由射流试车台（图3）向冲压发动机提供超音速自由射流进气条件，模拟发动机空中工作的来流速度、环境压力和温度，通过自由射流试验可以确定发动机典型工作状态的性能。在实际飞行中，飞行器常以某种攻角飞行。自由射流试验台设有攻角机构，模拟有攻角的飞行状态，确定攻角对发动机性能的影响。在自由射流试车台上进行了冲压发动机流量系数标定试验、临界推力和喘振边界试验和发动机鉴定试验。冲压发动机Ⅱ型的飞行试验获得成功。结果表明，发动机的飞行性能与地面试验的结果是一致的。图4示出某一在飞行中的装有冲压发动机的反舰导弹。固体火箭冲压发动机我国发展的固体火箭冲压发动机示于图5。进气道
4个进气道对称环绕安置在燃气发生器周围。在飞行中进气道以超额定状态工作。富燃推进剂
发动机使用丁羟富燃料推进剂，配方中含有高氯酸氨、铝、镁等成分。燃气发生器
固体燃料在燃气发生器中燃烧后产生富燃气，从12个喷嘴中排出，然后富燃气与来流空气在后燃室中进行混合。后燃室
固体火箭冲压发动机使用双功能后燃室。在发动机开始工作时，后燃室中装有固体平台推进剂，作为火箭的加速器使用。加速器工作后使火箭具备进行工况转换的速度。完成转换后，后燃室被用作富燃气与空气燃烧的燃烧室，亦即以冲压发动机的方式工作。工况转换
在后燃室中设有压力继电器，当后燃室中压力降到预定值时，压力继电器工作，起爆加速器喷管释放机构的爆炸螺拴，随之加速器喷管、燃气发生器喷嘴盖和进气道罩均脱落，后燃室转换为冲压状态工作。在地面完成了固体火箭发动机的试验，并成功地进行了飞行试验。试验结果表明，比冲已达到6500m/s。整体式液体燃料冲压发动机本文简要介绍突扩燃烧室和燃烧室气流可视化的研究工作。突扩燃烧室的发展
进行了液体燃料侧面突扩燃烧室的研究，试验中使用直接加热器加热，试验条件为总压P=0.75MPa，总温T=373～473K。在发展突扩燃烧室的初始阶段，曾采用方案R（图6），突扩比为A/A=1.53。当喷管面积比为A/A=0.55,燃烧室可以顺利起动。但当A/A=0.75时，在热试中燃烧室发生强烈的振动。分析后发现，在进气道出口形成了局部超音速流，因此引起了燃烧的不稳定，甚至于有时燃烧室不能起动。为了改善燃烧室的起动性能，在方案R的基础上，提出了方案M（图7），增加了第二股进气管道，装于燃烧室两测，并与原进气道相连接，结构参数如下：A/A=0.61;A/A=0.24;A/A=0.75;L/d=4.热试结果表明：
a.在方案M中，燃烧室头部突扩比保持不变，但降低了燃烧室的气流速度，因此易于在大喷管面积比条件下起动。b.有了第二股进气流的注入，消除了燃烧振荡，并获得了较高的燃烧效率。c.在第二股进气流中添加燃料，扩大了火焰稳定极限的范围（α=0.77～2.20)。突扩燃烧室的流动显示
在水洞中进行了旁侧突扩燃烧室模型的流场研究。为了显示方便和避免流动畸变，设计了方形透明突扩燃烧室的模型（图8）。考虑到燃烧室的对称性，模型设计为燃烧室的半部，仅带有一侧进气道，第二股进气管道设计为可拆卸部分。a.不带第二股进气管道的旁侧突扩燃烧室模型的流场图形燃烧室流动的总图形包含两个基本区：停留在燃烧室底部区的受限涡。两个螺旋涡串以相反方向旋转，被称作螺旋涡对，由于侧面突扩台阶的影响，从进气道出口沿两边向下游移动。随着射流的移动，两螺旋涡串逐渐互相碰撞，乃至融合在一起（图9）。最后旋涡破碎成无数小涡。看来螺旋涡对于燃烧室的性能起着重要的作用。b.带有第二股进气管道的旁侧突扩燃烧室模型的流场图形图10示出，由于主流的冲击，第二股射流顺流动方向弯曲。同时，主流中的涡对也被第二股被弯曲的射流加强，保持了强旋转特性。比较带有和不带有第二股进气管道的旋流（参看图11及9），可明显地发现，第二股气流的注入加强了螺旋涡的旋度，使其稳定性增强。这就是当装有第二股进气管道时，能使燃烧室在大喷面积比下保持稳定燃烧的重要原因。超音速燃烧研究目前，超音速燃烧的实验研究工作主要集中在混合和燃烧方法上。加强混合研究
为了加强混合，Northam等人提出了后掠斜坡喷嘴，在坡基上安放喷嘴喷管（图12），这种方式可产生旋涡脱落，使气流局部分离，藉以增强混合。进行了与上述后掠斜坡喷嘴相似的实验，喷嘴置于等面积燃烧室管道中，这时流动为收缩流动。热试表明，当燃烧热释放达某一水平，燃烧室会发生堵塞。为了避免堵塞，设计了扩张的后掠斜坡喷嘴(图13），这样燃烧室中形成扩张流动。为了增加燃料穿透深度和增强混合，使燃料喷射方向与主流呈适当角度，并采用不完全膨胀喷射燃料。模型气流参数为：主流马赫数Ma=2～3;氢燃料马赫数Mi=1.7;主流当地温度T=1200～2000K;当量比ψ=0.2～1.2。为了检查液体射流引起的振荡冲波对增强混合和燃烧的影响，在后掠斜坡喷嘴前方11mm和下游54mm处安置了液体喷嘴。试验结果表明：
a.使用扩张型后掠斜坡喷嘴，随着氢当量比的增加，燃烧室压力增加，得到了较高的燃烧效率，有效地解决了燃烧室的堵塞问题。b.使用液体喷嘴喷射煤油时，煤油射流引起的振荡冲波加强了氢与空气的混合，燃烧室压力上升。当用水替代煤油，在同样的喷射条件下，混合增强的效果不明显。双模态超燃冲压发动机模型试验当飞行马赫数Ma>6，超燃冲压发动机具有良好的性能。人们力图把亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机结合起来，因而产生了双模态冲压发动机，这样，预计可以使低马赫数极限降到Ma=3.5。模型试验采用扩张型后掠斜坡喷嘴。双模态燃烧在超燃烧室中进行，该模型由等直段、扩张段和扩大的等直段组成（图14）。喷嘴分别放置在x/h=0、x/h=6.2和x/h=21.3等处。从进气部分到燃烧室底部均设有静压测点。实验结果表明：
a.藉助于合理设计燃烧室段和变换燃料喷射位置，实现了双模态燃烧。b.合理设计燃料喷射位置可以提高燃烧效率，降低总压损失。吸气式组合发动机进行了二级入轨空天飞机使用的吸气式组合发动机的概念研究。对涡喷和冲压发动机组合的方案作了论证。涡喷或涡扇发动机将飞行器加速到马赫数3.5，然后冲压发动机接力达到马赫数6.5以上，一、二级实行分离，使用火箭发动机实现轨道器入轨。原则上有两种涡轮冲压方案～串联和并联。在串联方案中，空气流一部分环绕压气机流动，进入冲压燃烧室。在高速飞行时，压气机停止工作，同时还要防护来自进气的高温，设计防护涡喷发动机的热防护结构将是一个关键技术问题。在并联方案中，涡喷和冲压发动机分别定位，这将易于隔离涡喷发动机。并联方案也易于实现涡喷和冲压发动机的流量匹配。并联方案的安排有可能使迎风面积有所增加。研究了下列涡喷冲压组合的概念。a.带有燃气发生器的空气涡轮冲压发动机空气涡轮冲压发动机包括压气机、燃气发生器、涡轮和冲压发动机部分。飞行器将携带燃料和部分氧化剂。氧化剂的消耗使这种发动机的比冲比其他吸气式组合略低。b.空气涡轮冲压发动机
在这种发动机中，使用液氢作燃料，可以得到满意的比冲。c.回热式涡轮冲压发动机在这种发动机中，以经过换热的氢作为能源，驱动涡轮，为风扇提供动力。经过涡轮的氢在燃烧室和冲压燃烧室中燃烧。燃烧室中设有换热器，用氢进行换热，因此这一方案的难点是高效轻质换热器的设计。在以上的方案中，倾向于第二种方案，空气涡轮冲压发动机有希望获得高推重比和高比冲。动力方案对于空天飞机是至关重要的。在这一领域中，各种设计思想异常活跃，出现了各种组合发动机方案，例如以火箭发动机为基础的组合发动机循环RBCC，就是值得注意研究的一种方案。预计空天飞机的动力装置仍将需要经过较长时期的概念研究，经过深入的思考和研究，确定最佳的循环。结论在各种喷气发动机中，冲压发动机是仅有的可在高速条件下提供高比冲的发动机。它适用于无人驾驶飞行器、靶机、导弹等装置上。在我国已成功地发展了液体燃料冲压发动机、固体火箭冲压发动机。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面取得重要进展。今后的方向是改进燃烧性能，发展高密度燃料和先进的控制系统。高超音速组合发动机，如涡轮冲压发动机、RBCC等有可能用于二级入轨或一级入轨的空天飞机上。为了寻找既有高比冲，又有高推重比的最佳循环，需要继续进行概念和可行性研究。超燃冲压发动机在空天飞机上的应用有良好的前景。使用超燃冲压发动机的飞行器的出现将开辟推进技术的新篇章。我国已开始进行超音速燃烧研究，在这一领域将做出我们的贡献。
原帖由 蛤蟆值夜班 于 2008-10-12 11:18 发表
在高超音速领域 各主要国家起步时间都差不多 没有先天的差距 那么在这个领域 中国和美国的差距是不是比较小呢 还是没有差距
:L 还没有先天的差距,基础研究差的远呢;项目即使同时起步也不代表技术上相同的起点啊.
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我前面说的好像就是图上这个
正文绪言 文章简要地回顾了冲压发动机在中国的发展。在60年代就着手发展了液体燃料冲压发动机。某几种液体燃料冲压发动机和固体火箭冲压发动机均获得成功。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面获得重要进展。高超音速组合吸气式发动机的概念研究和可行性研究正在进行。超音速燃烧的研究正在开展。
众所周知，在超音速领域中，冲压发动机的热效率优于其它可能的吸气式发动机。冲压发动机比冲高，结构简单，它获得了广泛的应用。在我国，钱学森和梁守磐教授倡议和领导了冲压发动机的发展工作。在60年代就积极着手发展了液体燃料冲压发动机。现在有几种液体燃料冲压发动机和固体火箭冲压发动机已经研制成功，某些发动机已用于低空超音速反舰导弹上。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面已获得重要进展。高超音速吸气式组合发动机的概念研究和可行性研究正在进行，目的是找出吸气式组合推进系统的最佳类型。超音速燃烧的研究工作正在开展。液体燃料冲压发动机曾研制了不同类型的高空、低空弹用冲压发动机。在研制中，一个重要的问题是进气道。发展了几种类型的进气道，诸如带有单锥的外压式进气道、多激波进气道、侧面进气道、等熵进气道等。另一个重要问题是燃烧室。研究了不同类型的燃油喷嘴、喷油杆、V型槽稳定器、预燃室，以及气膜冷却方法。在上述研究工作的基础上，冲压发动机Ⅱ型获得成功的发展，该发动机在超音速和低空工作，性能如下：飞行速度Ma=2.0;
起动速度Ma=1.5～1.8;高度H=0.1～0.5km;发动机直径D=440mm;相对进口面积A1=0.40;相对喉道面积Ah=0.80;相对出口面积A4=0.95。冲压发动机Ⅱ型结构示于图1，该型发动机设计特点如下：使用带有中心锥的外压式进气道使用的进气道中心锥半角为25°。在结尾正冲波后，燃烧室进口马赫数约为0.2。亚音段当量扩张角为7°36’。进一步的研究表明，经过优化设计，可将当量扩张角提高到9°36’，总压恢复系数仍保持不变，这样可以显著缩短燃烧室长度。经验表明，在进气道设计中，要避免结尾正激波和中心锥支板的相互干扰，否则将诱发燃烧振荡。使用带有旋流器的预燃室
预燃室流量大致为发动机总流量的1％。在起动中预燃室的混合比接近化学恰当比，在起动后，混合比显著下降，在预燃室设计中要考虑混合比的变化。使用双喷嘴环和V型槽稳定器发动机使用双喷嘴用环，喷嘴环上均匀装有离心式喷嘴。燃油浓度的分布对发动机的工作有显著影响，燃油在燃烧室中均匀分布，有利于提高燃烧效率；适当提高燃烧室中心浓度，有利于发动机起动。燃烧室中装有两个环形V型槽火焰稳定器。火焰稳定器在燃烧室中的布置直接影响发动机的工作。火焰稳定器安置不当，点火延迟时间拉长，甚至发动机不能起动。通过工业电视，可以清楚地看到，在起动过程中火焰稳定器之间的火焰传递。使用气膜冷却
燃烧室火焰筒用气膜冷却，采用三段火焰筒，以提高气膜冷却效果。在火焰筒上开有小孔，以减少发动机振动。冲压发动机在地面上进行了充分的试验。主要设备有冲压发动机高空直连式试车台、冲压发动机自由射流试车台、涡轮泵试验台、离心泵试验台、进气道试验风洞等。高空直连式试车台（见图2）主要是模拟冲压发动机燃烧室进口气流参数，考查燃烧室和尾喷管工作性能。在高空直连式试车台上进行了冲压发动机本体性能试验、起动试验、结构考核试验、长时间工作试验、发动机和涡轮泵、调节器的联合工作试验、模拟飞行弹道的冲压发动机联合工作试验等。这一高空直连式试车台模拟高度可达30km，模拟飞行马赫数可达到4，具有先进的测试设备。冲压发动机自由射流试车台（图3）向冲压发动机提供超音速自由射流进气条件，模拟发动机空中工作的来流速度、环境压力和温度，通过自由射流试验可以确定发动机典型工作状态的性能。在实际飞行中，飞行器常以某种攻角飞行。自由射流试验台设有攻角机构，模拟有攻角的飞行状态，确定攻角对发动机性能的影响。在自由射流试车台上进行了冲压发动机流量系数标定试验、临界推力和喘振边界试验和发动机鉴定试验。冲压发动机Ⅱ型的飞行试验获得成功。结果表明，发动机的飞行性能与地面试验的结果是一致的。图4示出某一在飞行中的装有冲压发动机的反舰导弹。固体火箭冲压发动机我国发展的固体火箭冲压发动机示于图5。进气道
4个进气道对称环绕安置在燃气发生器周围。在飞行中进气道以超额定状态工作。富燃推进剂
发动机使用丁羟富燃料推进剂，配方中含有高氯酸氨、铝、镁等成分。燃气发生器
固体燃料在燃气发生器中燃烧后产生富燃气，从12个喷嘴中排出，然后富燃气与来流空气在后燃室中进行混合。后燃室
固体火箭冲压发动机使用双功能后燃室。在发动机开始工作时，后燃室中装有固体平台推进剂，作为火箭的加速器使用。加速器工作后使火箭具备进行工况转换的速度。完成转换后，后燃室被用作富燃气与空气燃烧的燃烧室，亦即以冲压发动机的方式工作。工况转换
在后燃室中设有压力继电器，当后燃室中压力降到预定值时，压力继电器工作，起爆加速器喷管释放机构的爆炸螺拴，随之加速器喷管、燃气发生器喷嘴盖和进气道罩均脱落，后燃室转换为冲压状态工作。在地面完成了固体火箭发动机的试验，并成功地进行了飞行试验。试验结果表明，比冲已达到6500m/s。整体式液体燃料冲压发动机本文简要介绍突扩燃烧室和燃烧室气流可视化的研究工作。突扩燃烧室的发展
进行了液体燃料侧面突扩燃烧室的研究，试验中使用直接加热器加热，试验条件为总压P=0.75MPa，总温T=373～473K。在发展突扩燃烧室的初始阶段，曾采用方案R（图6），突扩比为A/A=1.53。当喷管面积比为A/A=0.55,燃烧室可以顺利起动。但当A/A=0.75时，在热试中燃烧室发生强烈的振动。分析后发现，在进气道出口形成了局部超音速流，因此引起了燃烧的不稳定，甚至于有时燃烧室不能起动。为了改善燃烧室的起动性能，在方案R的基础上，提出了方案M（图7），增加了第二股进气管道，装于燃烧室两测，并与原进气道相连接，结构参数如下：A/A=0.61;A/A=0.24;A/A=0.75;L/d=4.热试结果表明：
a.在方案M中，燃烧室头部突扩比保持不变，但降低了燃烧室的气流速度，因此易于在大喷管面积比条件下起动。b.有了第二股进气流的注入，消除了燃烧振荡，并获得了较高的燃烧效率。c.在第二股进气流中添加燃料，扩大了火焰稳定极限的范围（α=0.77～2.20)。突扩燃烧室的流动显示
在水洞中进行了旁侧突扩燃烧室模型的流场研究。为了显示方便和避免流动畸变，设计了方形透明突扩燃烧室的模型（图8）。考虑到燃烧室的对称性，模型设计为燃烧室的半部，仅带有一侧进气道，第二股进气管道设计为可拆卸部分。a.不带第二股进气管道的旁侧突扩燃烧室模型的流场图形燃烧室流动的总图形包含两个基本区：停留在燃烧室底部区的受限涡。两个螺旋涡串以相反方向旋转，被称作螺旋涡对，由于侧面突扩台阶的影响，从进气道出口沿两边向下游移动。随着射流的移动，两螺旋涡串逐渐互相碰撞，乃至融合在一起（图9）。最后旋涡破碎成无数小涡。看来螺旋涡对于燃烧室的性能起着重要的作用。b.带有第二股进气管道的旁侧突扩燃烧室模型的流场图形图10示出，由于主流的冲击，第二股射流顺流动方向弯曲。同时，主流中的涡对也被第二股被弯曲的射流加强，保持了强旋转特性。比较带有和不带有第二股进气管道的旋流（参看图11及9），可明显地发现，第二股气流的注入加强了螺旋涡的旋度，使其稳定性增强。这就是当装有第二股进气管道时，能使燃烧室在大喷面积比下保持稳定燃烧的重要原因。超音速燃烧研究目前，超音速燃烧的实验研究工作主要集中在混合和燃烧方法上。加强混合研究
为了加强混合，Northam等人提出了后掠斜坡喷嘴，在坡基上安放喷嘴喷管（图12），这种方式可产生旋涡脱落，使气流局部分离，藉以增强混合。进行了与上述后掠斜坡喷嘴相似的实验，喷嘴置于等面积燃烧室管道中，这时流动为收缩流动。热试表明，当燃烧热释放达某一水平，燃烧室会发生堵塞。为了避免堵塞，设计了扩张的后掠斜坡喷嘴(图13），这样燃烧室中形成扩张流动。为了增加燃料穿透深度和增强混合，使燃料喷射方向与主流呈适当角度，并采用不完全膨胀喷射燃料。模型气流参数为：主流马赫数Ma=2～3;氢燃料马赫数Mi=1.7;主流当地温度T=1200～2000K;当量比ψ=0.2～1.2。为了检查液体射流引起的振荡冲波对增强混合和燃烧的影响，在后掠斜坡喷嘴前方11mm和下游54mm处安置了液体喷嘴。试验结果表明：
a.使用扩张型后掠斜坡喷嘴，随着氢当量比的增加，燃烧室压力增加，得到了较高的燃烧效率，有效地解决了燃烧室的堵塞问题。b.使用液体喷嘴喷射煤油时，煤油射流引起的振荡冲波加强了氢与空气的混合，燃烧室压力上升。当用水替代煤油，在同样的喷射条件下，混合增强的效果不明显。双模态超燃冲压发动机模型试验当飞行马赫数Ma>6，超燃冲压发动机具有良好的性能。人们力图把亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机结合起来，因而产生了双模态冲压发动机，这样，预计可以使低马赫数极限降到Ma=3.5。模型试验采用扩张型后掠斜坡喷嘴。双模态燃烧在超燃烧室中进行，该模型由等直段、扩张段和扩大的等直段组成（图14）。喷嘴分别放置在x/h=0、x/h=6.2和x/h=21.3等处。从进气部分到燃烧室底部均设有静压测点。实验结果表明：
a.藉助于合理设计燃烧室段和变换燃料喷射位置，实现了双模态燃烧。b.合理设计燃料喷射位置可以提高燃烧效率，降低总压损失。吸气式组合发动机进行了二级入轨空天飞机使用的吸气式组合发动机的概念研究。对涡喷和冲压发动机组合的方案作了论证。涡喷或涡扇发动机将飞行器加速到马赫数3.5，然后冲压发动机接力达到马赫数6.5以上，一、二级实行分离，使用火箭发动机实现轨道器入轨。原则上有两种涡轮冲压方案～串联和并联。在串联方案中，空气流一部分环绕压气机流动，进入冲压燃烧室。在高速飞行时，压气机停止工作，同时还要防护来自进气的高温，设计防护涡喷发动机的热防护结构将是一个关键技术问题。在并联方案中，涡喷和冲压发动机分别定位，这将易于隔离涡喷发动机。并联方案也易于实现涡喷和冲压发动机的流量匹配。并联方案的安排有可能使迎风面积有所增加。研究了下列涡喷冲压组合的概念。a.带有燃气发生器的空气涡轮冲压发动机空气涡轮冲压发动机包括压气机、燃气发生器、涡轮和冲压发动机部分。飞行器将携带燃料和部分氧化剂。氧化剂的消耗使这种发动机的比冲比其他吸气式组合略低。b.空气涡轮冲压发动机
在这种发动机中，使用液氢作燃料，可以得到满意的比冲。c.回热式涡轮冲压发动机在这种发动机中，以经过换热的氢作为能源，驱动涡轮，为风扇提供动力。经过涡轮的氢在燃烧室和冲压燃烧室中燃烧。燃烧室中设有换热器，用氢进行换热，因此这一方案的难点是高效轻质换热器的设计。在以上的方案中，倾向于第二种方案，空气涡轮冲压发动机有希望获得高推重比和高比冲。动力方案对于空天飞机是至关重要的。在这一领域中，各种设计思想异常活跃，出现了各种组合发动机方案，例如以火箭发动机为基础的组合发动机循环RBCC，就是值得注意研究的一种方案。预计空天飞机的动力装置仍将需要经过较长时期的概念研究，经过深入的思考和研究，确定最佳的循环。结论在各种喷气发动机中，冲压发动机是仅有的可在高速条件下提供高比冲的发动机。它适用于无人驾驶飞行器、靶机、导弹等装置上。在我国已成功地发展了液体燃料冲压发动机、固体火箭冲压发动机。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面取得重要进展。今后的方向是改进燃烧性能，发展高密度燃料和先进的控制系统。高超音速组合发动机，如涡轮冲压发动机、RBCC等有可能用于二级入轨或一级入轨的空天飞机上。为了寻找既有高比冲，又有高推重比的最佳循环，需要继续进行概念和可行性研究。超燃冲压发动机在空天飞机上的应用有良好的前景。使用超燃冲压发动机的飞行器的出现将开辟推进技术的新篇章。我国已开始进行超音速燃烧研究，在这一领域将做出我们的贡献。
正文绪言 文章简要地回顾了冲压发动机在中国的发展。在60年代就着手发展了液体燃料冲压发动机。某几种液体燃料冲压发动机和固体火箭冲压发动机均获得成功。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面获得重要进展。高超音速组合吸气式发动机的概念研究和可行性研究正在进行。超音速燃烧的研究正在开展。
众所周知，在超音速领域中，冲压发动机的热效率优于其它可能的吸气式发动机。冲压发动机比冲高，结构简单，它获得了广泛的应用。在我国，钱学森和梁守磐教授倡议和领导了冲压发动机的发展工作。在60年代就积极着手发展了液体燃料冲压发动机。现在有几种液体燃料冲压发动机和固体火箭冲压发动机已经研制成功，某些发动机已用于低空超音速反舰导弹上。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面已获得重要进展。高超音速吸气式组合发动机的概念研究和可行性研究正在进行，目的是找出吸气式组合推进系统的最佳类型。超音速燃烧的研究工作正在开展。液体燃料冲压发动机曾研制了不同类型的高空、低空弹用冲压发动机。在研制中，一个重要的问题是进气道。发展了几种类型的进气道，诸如带有单锥的外压式进气道、多激波进气道、侧面进气道、等熵进气道等。另一个重要问题是燃烧室。研究了不同类型的燃油喷嘴、喷油杆、V型槽稳定器、预燃室，以及气膜冷却方法。在上述研究工作的基础上，冲压发动机Ⅱ型获得成功的发展，该发动机在超音速和低空工作，性能如下：飞行速度Ma=2.0;
起动速度Ma=1.5～1.8;高度H=0.1～0.5km;发动机直径D=440mm;相对进口面积A1=0.40;相对喉道面积Ah=0.80;相对出口面积A4=0.95。冲压发动机Ⅱ型结构示于图1，该型发动机设计特点如下：使用带有中心锥的外压式进气道使用的进气道中心锥半角为25°。在结尾正冲波后，燃烧室进口马赫数约为0.2。亚音段当量扩张角为7°36’。进一步的研究表明，经过优化设计，可将当量扩张角提高到9°36’，总压恢复系数仍保持不变，这样可以显著缩短燃烧室长度。经验表明，在进气道设计中，要避免结尾正激波和中心锥支板的相互干扰，否则将诱发燃烧振荡。使用带有旋流器的预燃室
预燃室流量大致为发动机总流量的1％。在起动中预燃室的混合比接近化学恰当比，在起动后，混合比显著下降，在预燃室设计中要考虑混合比的变化。使用双喷嘴环和V型槽稳定器发动机使用双喷嘴用环，喷嘴环上均匀装有离心式喷嘴。燃油浓度的分布对发动机的工作有显著影响，燃油在燃烧室中均匀分布，有利于提高燃烧效率；适当提高燃烧室中心浓度，有利于发动机起动。燃烧室中装有两个环形V型槽火焰稳定器。火焰稳定器在燃烧室中的布置直接影响发动机的工作。火焰稳定器安置不当，点火延迟时间拉长，甚至发动机不能起动。通过工业电视，可以清楚地看到，在起动过程中火焰稳定器之间的火焰传递。使用气膜冷却
燃烧室火焰筒用气膜冷却，采用三段火焰筒，以提高气膜冷却效果。在火焰筒上开有小孔，以减少发动机振动。冲压发动机在地面上进行了充分的试验。主要设备有冲压发动机高空直连式试车台、冲压发动机自由射流试车台、涡轮泵试验台、离心泵试验台、进气道试验风洞等。高空直连式试车台（见图2）主要是模拟冲压发动机燃烧室进口气流参数，考查燃烧室和尾喷管工作性能。在高空直连式试车台上进行了冲压发动机本体性能试验、起动试验、结构考核试验、长时间工作试验、发动机和涡轮泵、调节器的联合工作试验、模拟飞行弹道的冲压发动机联合工作试验等。这一高空直连式试车台模拟高度可达30km，模拟飞行马赫数可达到4，具有先进的测试设备。冲压发动机自由射流试车台（图3）向冲压发动机提供超音速自由射流进气条件，模拟发动机空中工作的来流速度、环境压力和温度，通过自由射流试验可以确定发动机典型工作状态的性能。在实际飞行中，飞行器常以某种攻角飞行。自由射流试验台设有攻角机构，模拟有攻角的飞行状态，确定攻角对发动机性能的影响。在自由射流试车台上进行了冲压发动机流量系数标定试验、临界推力和喘振边界试验和发动机鉴定试验。冲压发动机Ⅱ型的飞行试验获得成功。结果表明，发动机的飞行性能与地面试验的结果是一致的。图4示出某一在飞行中的装有冲压发动机的反舰导弹。固体火箭冲压发动机我国发展的固体火箭冲压发动机示于图5。进气道
4个进气道对称环绕安置在燃气发生器周围。在飞行中进气道以超额定状态工作。富燃推进剂
发动机使用丁羟富燃料推进剂，配方中含有高氯酸氨、铝、镁等成分。燃气发生器
固体燃料在燃气发生器中燃烧后产生富燃气，从12个喷嘴中排出，然后富燃气与来流空气在后燃室中进行混合。后燃室
固体火箭冲压发动机使用双功能后燃室。在发动机开始工作时，后燃室中装有固体平台推进剂，作为火箭的加速器使用。加速器工作后使火箭具备进行工况转换的速度。完成转换后，后燃室被用作富燃气与空气燃烧的燃烧室，亦即以冲压发动机的方式工作。工况转换
在后燃室中设有压力继电器，当后燃室中压力降到预定值时，压力继电器工作，起爆加速器喷管释放机构的爆炸螺拴，随之加速器喷管、燃气发生器喷嘴盖和进气道罩均脱落，后燃室转换为冲压状态工作。在地面完成了固体火箭发动机的试验，并成功地进行了飞行试验。试验结果表明，比冲已达到6500m/s。整体式液体燃料冲压发动机本文简要介绍突扩燃烧室和燃烧室气流可视化的研究工作。突扩燃烧室的发展
进行了液体燃料侧面突扩燃烧室的研究，试验中使用直接加热器加热，试验条件为总压P=0.75MPa，总温T=373～473K。在发展突扩燃烧室的初始阶段，曾采用方案R（图6），突扩比为A/A=1.53。当喷管面积比为A/A=0.55,燃烧室可以顺利起动。但当A/A=0.75时，在热试中燃烧室发生强烈的振动。分析后发现，在进气道出口形成了局部超音速流，因此引起了燃烧的不稳定，甚至于有时燃烧室不能起动。为了改善燃烧室的起动性能，在方案R的基础上，提出了方案M（图7），增加了第二股进气管道，装于燃烧室两测，并与原进气道相连接，结构参数如下：A/A=0.61;A/A=0.24;A/A=0.75;L/d=4.热试结果表明：
a.在方案M中，燃烧室头部突扩比保持不变，但降低了燃烧室的气流速度，因此易于在大喷管面积比条件下起动。b.有了第二股进气流的注入，消除了燃烧振荡，并获得了较高的燃烧效率。c.在第二股进气流中添加燃料，扩大了火焰稳定极限的范围（α=0.77～2.20)。突扩燃烧室的流动显示
在水洞中进行了旁侧突扩燃烧室模型的流场研究。为了显示方便和避免流动畸变，设计了方形透明突扩燃烧室的模型（图8）。考虑到燃烧室的对称性，模型设计为燃烧室的半部，仅带有一侧进气道，第二股进气管道设计为可拆卸部分。a.不带第二股进气管道的旁侧突扩燃烧室模型的流场图形燃烧室流动的总图形包含两个基本区：停留在燃烧室底部区的受限涡。两个螺旋涡串以相反方向旋转，被称作螺旋涡对，由于侧面突扩台阶的影响，从进气道出口沿两边向下游移动。随着射流的移动，两螺旋涡串逐渐互相碰撞，乃至融合在一起（图9）。最后旋涡破碎成无数小涡。看来螺旋涡对于燃烧室的性能起着重要的作用。b.带有第二股进气管道的旁侧突扩燃烧室模型的流场图形图10示出，由于主流的冲击，第二股射流顺流动方向弯曲。同时，主流中的涡对也被第二股被弯曲的射流加强，保持了强旋转特性。比较带有和不带有第二股进气管道的旋流（参看图11及9），可明显地发现，第二股气流的注入加强了螺旋涡的旋度，使其稳定性增强。这就是当装有第二股进气管道时，能使燃烧室在大喷面积比下保持稳定燃烧的重要原因。超音速燃烧研究目前，超音速燃烧的实验研究工作主要集中在混合和燃烧方法上。加强混合研究
为了加强混合，Northam等人提出了后掠斜坡喷嘴，在坡基上安放喷嘴喷管（图12），这种方式可产生旋涡脱落，使气流局部分离，藉以增强混合。进行了与上述后掠斜坡喷嘴相似的实验，喷嘴置于等面积燃烧室管道中，这时流动为收缩流动。热试表明，当燃烧热释放达某一水平，燃烧室会发生堵塞。为了避免堵塞，设计了扩张的后掠斜坡喷嘴(图13），这样燃烧室中形成扩张流动。为了增加燃料穿透深度和增强混合，使燃料喷射方向与主流呈适当角度，并采用不完全膨胀喷射燃料。模型气流参数为：主流马赫数Ma=2～3;氢燃料马赫数Mi=1.7;主流当地温度T=1200～2000K;当量比ψ=0.2～1.2。为了检查液体射流引起的振荡冲波对增强混合和燃烧的影响，在后掠斜坡喷嘴前方11mm和下游54mm处安置了液体喷嘴。试验结果表明：
a.使用扩张型后掠斜坡喷嘴，随着氢当量比的增加，燃烧室压力增加，得到了较高的燃烧效率，有效地解决了燃烧室的堵塞问题。b.使用液体喷嘴喷射煤油时，煤油射流引起的振荡冲波加强了氢与空气的混合，燃烧室压力上升。当用水替代煤油，在同样的喷射条件下，混合增强的效果不明显。双模态超燃冲压发动机模型试验当飞行马赫数Ma>6，超燃冲压发动机具有良好的性能。人们力图把亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机结合起来，因而产生了双模态冲压发动机，这样，预计可以使低马赫数极限降到Ma=3.5。模型试验采用扩张型后掠斜坡喷嘴。双模态燃烧在超燃烧室中进行，该模型由等直段、扩张段和扩大的等直段组成（图14）。喷嘴分别放置在x/h=0、x/h=6.2和x/h=21.3等处。从进气部分到燃烧室底部均设有静压测点。实验结果表明：
a.藉助于合理设计燃烧室段和变换燃料喷射位置，实现了双模态燃烧。b.合理设计燃料喷射位置可以提高燃烧效率，降低总压损失。吸气式组合发动机进行了二级入轨空天飞机使用的吸气式组合发动机的概念研究。对涡喷和冲压发动机组合的方案作了论证。涡喷或涡扇发动机将飞行器加速到马赫数3.5，然后冲压发动机接力达到马赫数6.5以上，一、二级实行分离，使用火箭发动机实现轨道器入轨。原则上有两种涡轮冲压方案～串联和并联。在串联方案中，空气流一部分环绕压气机流动，进入冲压燃烧室。在高速飞行时，压气机停止工作，同时还要防护来自进气的高温，设计防护涡喷发动机的热防护结构将是一个关键技术问题。在并联方案中，涡喷和冲压发动机分别定位，这将易于隔离涡喷发动机。并联方案也易于实现涡喷和冲压发动机的流量匹配。并联方案的安排有可能使迎风面积有所增加。研究了下列涡喷冲压组合的概念。a.带有燃气发生器的空气涡轮冲压发动机空气涡轮冲压发动机包括压气机、燃气发生器、涡轮和冲压发动机部分。飞行器将携带燃料和部分氧化剂。氧化剂的消耗使这种发动机的比冲比其他吸气式组合略低。b.空气涡轮冲压发动机
在这种发动机中，使用液氢作燃料，可以得到满意的比冲。c.回热式涡轮冲压发动机在这种发动机中，以经过换热的氢作为能源，驱动涡轮，为风扇提供动力。经过涡轮的氢在燃烧室和冲压燃烧室中燃烧。燃烧室中设有换热器，用氢进行换热，因此这一方案的难点是高效轻质换热器的设计。在以上的方案中，倾向于第二种方案，空气涡轮冲压发动机有希望获得高推重比和高比冲。动力方案对于空天飞机是至关重要的。在这一领域中，各种设计思想异常活跃，出现了各种组合发动机方案，例如以火箭发动机为基础的组合发动机循环RBCC，就是值得注意研究的一种方案。预计空天飞机的动力装置仍将需要经过较长时期的概念研究，经过深入的思考和研究，确定最佳的循环。结论在各种喷气发动机中，冲压发动机是仅有的可在高速条件下提供高比冲的发动机。它适用于无人驾驶飞行器、靶机、导弹等装置上。在我国已成功地发展了液体燃料冲压发动机、固体火箭冲压发动机。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面取得重要进展。今后的方向是改进燃烧性能，发展高密度燃料和先进的控制系统。高超音速组合发动机，如涡轮冲压发动机、RBCC等有可能用于二级入轨或一级入轨的空天飞机上。为了寻找既有高比冲，又有高推重比的最佳循环，需要继续进行概念和可行性研究。超燃冲压发动机在空天飞机上的应用有良好的前景。使用超燃冲压发动机的飞行器的出现将开辟推进技术的新篇章。我国已开始进行超音速燃烧研究，在这一领域将做出我们的贡献。
我前面说的好像就是图上这个
正文绪言 文章简要地回顾了冲压发动机在中国的发展。在60年代就着手发展了液体燃料冲压发动机。某几种液体燃料冲压发动机和固体火箭冲压发动机均获得成功。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面获得重要进展。高超音速组合吸气式发动机的概念研究和可行性研究正在进行。超音速燃烧的研究正在开展。
众所周知，在超音速领域中，冲压发动机的热效率优于其它可能的吸气式发动机。冲压发动机比冲高，结构简单，它获得了广泛的应用。在我国，钱学森和梁守磐教授倡议和领导了冲压发动机的发展工作。在60年代就积极着手发展了液体燃料冲压发动机。现在有几种液体燃料冲压发动机和固体火箭冲压发动机已经研制成功，某些发动机已用于低空超音速反舰导弹上。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面已获得重要进展。高超音速吸气式组合发动机的概念研究和可行性研究正在进行，目的是找出吸气式组合推进系统的最佳类型。超音速燃烧的研究工作正在开展。液体燃料冲压发动机曾研制了不同类型的高空、低空弹用冲压发动机。在研制中，一个重要的问题是进气道。发展了几种类型的进气道，诸如带有单锥的外压式进气道、多激波进气道、侧面进气道、等熵进气道等。另一个重要问题是燃烧室。研究了不同类型的燃油喷嘴、喷油杆、V型槽稳定器、预燃室，以及气膜冷却方法。在上述研究工作的基础上，冲压发动机Ⅱ型获得成功的发展，该发动机在超音速和低空工作，性能如下：飞行速度Ma=2.0;
起动速度Ma=1.5～1.8;高度H=0.1～0.5km;发动机直径D=440mm;相对进口面积A1=0.40;相对喉道面积Ah=0.80;相对出口面积A4=0.95。冲压发动机Ⅱ型结构示于图1，该型发动机设计特点如下：使用带有中心锥的外压式进气道使用的进气道中心锥半角为25°。在结尾正冲波后，燃烧室进口马赫数约为0.2。亚音段当量扩张角为7°36’。进一步的研究表明，经过优化设计，可将当量扩张角提高到9°36’，总压恢复系数仍保持不变，这样可以显著缩短燃烧室长度。经验表明，在进气道设计中，要避免结尾正激波和中心锥支板的相互干扰，否则将诱发燃烧振荡。使用带有旋流器的预燃室
预燃室流量大致为发动机总流量的1％。在起动中预燃室的混合比接近化学恰当比，在起动后，混合比显著下降，在预燃室设计中要考虑混合比的变化。使用双喷嘴环和V型槽稳定器发动机使用双喷嘴用环，喷嘴环上均匀装有离心式喷嘴。燃油浓度的分布对发动机的工作有显著影响，燃油在燃烧室中均匀分布，有利于提高燃烧效率；适当提高燃烧室中心浓度，有利于发动机起动。燃烧室中装有两个环形V型槽火焰稳定器。火焰稳定器在燃烧室中的布置直接影响发动机的工作。火焰稳定器安置不当，点火延迟时间拉长，甚至发动机不能起动。通过工业电视，可以清楚地看到，在起动过程中火焰稳定器之间的火焰传递。使用气膜冷却
燃烧室火焰筒用气膜冷却，采用三段火焰筒，以提高气膜冷却效果。在火焰筒上开有小孔，以减少发动机振动。冲压发动机在地面上进行了充分的试验。主要设备有冲压发动机高空直连式试车台、冲压发动机自由射流试车台、涡轮泵试验台、离心泵试验台、进气道试验风洞等。高空直连式试车台（见图2）主要是模拟冲压发动机燃烧室进口气流参数，考查燃烧室和尾喷管工作性能。在高空直连式试车台上进行了冲压发动机本体性能试验、起动试验、结构考核试验、长时间工作试验、发动机和涡轮泵、调节器的联合工作试验、模拟飞行弹道的冲压发动机联合工作试验等。这一高空直连式试车台模拟高度可达30km，模拟飞行马赫数可达到4，具有先进的测试设备。冲压发动机自由射流试车台（图3）向冲压发动机提供超音速自由射流进气条件，模拟发动机空中工作的来流速度、环境压力和温度，通过自由射流试验可以确定发动机典型工作状态的性能。在实际飞行中，飞行器常以某种攻角飞行。自由射流试验台设有攻角机构，模拟有攻角的飞行状态，确定攻角对发动机性能的影响。在自由射流试车台上进行了冲压发动机流量系数标定试验、临界推力和喘振边界试验和发动机鉴定试验。冲压发动机Ⅱ型的飞行试验获得成功。结果表明，发动机的飞行性能与地面试验的结果是一致的。图4示出某一在飞行中的装有冲压发动机的反舰导弹。固体火箭冲压发动机我国发展的固体火箭冲压发动机示于图5。进气道
4个进气道对称环绕安置在燃气发生器周围。在飞行中进气道以超额定状态工作。富燃推进剂
发动机使用丁羟富燃料推进剂，配方中含有高氯酸氨、铝、镁等成分。燃气发生器
固体燃料在燃气发生器中燃烧后产生富燃气，从12个喷嘴中排出，然后富燃气与来流空气在后燃室中进行混合。后燃室
固体火箭冲压发动机使用双功能后燃室。在发动机开始工作时，后燃室中装有固体平台推进剂，作为火箭的加速器使用。加速器工作后使火箭具备进行工况转换的速度。完成转换后，后燃室被用作富燃气与空气燃烧的燃烧室，亦即以冲压发动机的方式工作。工况转换
在后燃室中设有压力继电器，当后燃室中压力降到预定值时，压力继电器工作，起爆加速器喷管释放机构的爆炸螺拴，随之加速器喷管、燃气发生器喷嘴盖和进气道罩均脱落，后燃室转换为冲压状态工作。在地面完成了固体火箭发动机的试验，并成功地进行了飞行试验。试验结果表明，比冲已达到6500m/s。整体式液体燃料冲压发动机本文简要介绍突扩燃烧室和燃烧室气流可视化的研究工作。突扩燃烧室的发展
进行了液体燃料侧面突扩燃烧室的研究，试验中使用直接加热器加热，试验条件为总压P=0.75MPa，总温T=373～473K。在发展突扩燃烧室的初始阶段，曾采用方案R（图6），突扩比为A/A=1.53。当喷管面积比为A/A=0.55,燃烧室可以顺利起动。但当A/A=0.75时，在热试中燃烧室发生强烈的振动。分析后发现，在进气道出口形成了局部超音速流，因此引起了燃烧的不稳定，甚至于有时燃烧室不能起动。为了改善燃烧室的起动性能，在方案R的基础上，提出了方案M（图7），增加了第二股进气管道，装于燃烧室两测，并与原进气道相连接，结构参数如下：A/A=0.61;A/A=0.24;A/A=0.75;L/d=4.热试结果表明：
a.在方案M中，燃烧室头部突扩比保持不变，但降低了燃烧室的气流速度，因此易于在大喷管面积比条件下起动。b.有了第二股进气流的注入，消除了燃烧振荡，并获得了较高的燃烧效率。c.在第二股进气流中添加燃料，扩大了火焰稳定极限的范围（α=0.77～2.20)。突扩燃烧室的流动显示
在水洞中进行了旁侧突扩燃烧室模型的流场研究。为了显示方便和避免流动畸变，设计了方形透明突扩燃烧室的模型（图8）。考虑到燃烧室的对称性，模型设计为燃烧室的半部，仅带有一侧进气道，第二股进气管道设计为可拆卸部分。a.不带第二股进气管道的旁侧突扩燃烧室模型的流场图形燃烧室流动的总图形包含两个基本区：停留在燃烧室底部区的受限涡。两个螺旋涡串以相反方向旋转，被称作螺旋涡对，由于侧面突扩台阶的影响，从进气道出口沿两边向下游移动。随着射流的移动，两螺旋涡串逐渐互相碰撞，乃至融合在一起（图9）。最后旋涡破碎成无数小涡。看来螺旋涡对于燃烧室的性能起着重要的作用。b.带有第二股进气管道的旁侧突扩燃烧室模型的流场图形图10示出，由于主流的冲击，第二股射流顺流动方向弯曲。同时，主流中的涡对也被第二股被弯曲的射流加强，保持了强旋转特性。比较带有和不带有第二股进气管道的旋流（参看图11及9），可明显地发现，第二股气流的注入加强了螺旋涡的旋度，使其稳定性增强。这就是当装有第二股进气管道时，能使燃烧室在大喷面积比下保持稳定燃烧的重要原因。超音速燃烧研究目前，超音速燃烧的实验研究工作主要集中在混合和燃烧方法上。加强混合研究
为了加强混合，Northam等人提出了后掠斜坡喷嘴，在坡基上安放喷嘴喷管（图12），这种方式可产生旋涡脱落，使气流局部分离，藉以增强混合。进行了与上述后掠斜坡喷嘴相似的实验，喷嘴置于等面积燃烧室管道中，这时流动为收缩流动。热试表明，当燃烧热释放达某一水平，燃烧室会发生堵塞。为了避免堵塞，设计了扩张的后掠斜坡喷嘴(图13），这样燃烧室中形成扩张流动。为了增加燃料穿透深度和增强混合，使燃料喷射方向与主流呈适当角度，并采用不完全膨胀喷射燃料。模型气流参数为：主流马赫数Ma=2～3;氢燃料马赫数Mi=1.7;主流当地温度T=1200～2000K;当量比ψ=0.2～1.2。为了检查液体射流引起的振荡冲波对增强混合和燃烧的影响，在后掠斜坡喷嘴前方11mm和下游54mm处安置了液体喷嘴。试验结果表明：
a.使用扩张型后掠斜坡喷嘴，随着氢当量比的增加，燃烧室压力增加，得到了较高的燃烧效率，有效地解决了燃烧室的堵塞问题。b.使用液体喷嘴喷射煤油时，煤油射流引起的振荡冲波加强了氢与空气的混合，燃烧室压力上升。当用水替代煤油，在同样的喷射条件下，混合增强的效果不明显。双模态超燃冲压发动机模型试验当飞行马赫数Ma>6，超燃冲压发动机具有良好的性能。人们力图把亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机结合起来，因而产生了双模态冲压发动机，这样，预计可以使低马赫数极限降到Ma=3.5。模型试验采用扩张型后掠斜坡喷嘴。双模态燃烧在超燃烧室中进行，该模型由等直段、扩张段和扩大的等直段组成（图14）。喷嘴分别放置在x/h=0、x/h=6.2和x/h=21.3等处。从进气部分到燃烧室底部均设有静压测点。实验结果表明：
a.藉助于合理设计燃烧室段和变换燃料喷射位置，实现了双模态燃烧。b.合理设计燃料喷射位置可以提高燃烧效率，降低总压损失。吸气式组合发动机进行了二级入轨空天飞机使用的吸气式组合发动机的概念研究。对涡喷和冲压发动机组合的方案作了论证。涡喷或涡扇发动机将飞行器加速到马赫数3.5，然后冲压发动机接力达到马赫数6.5以上，一、二级实行分离，使用火箭发动机实现轨道器入轨。原则上有两种涡轮冲压方案～串联和并联。在串联方案中，空气流一部分环绕压气机流动，进入冲压燃烧室。在高速飞行时，压气机停止工作，同时还要防护来自进气的高温，设计防护涡喷发动机的热防护结构将是一个关键技术问题。在并联方案中，涡喷和冲压发动机分别定位，这将易于隔离涡喷发动机。并联方案也易于实现涡喷和冲压发动机的流量匹配。并联方案的安排有可能使迎风面积有所增加。研究了下列涡喷冲压组合的概念。a.带有燃气发生器的空气涡轮冲压发动机空气涡轮冲压发动机包括压气机、燃气发生器、涡轮和冲压发动机部分。飞行器将携带燃料和部分氧化剂。氧化剂的消耗使这种发动机的比冲比其他吸气式组合略低。b.空气涡轮冲压发动机
在这种发动机中，使用液氢作燃料，可以得到满意的比冲。c.回热式涡轮冲压发动机在这种发动机中，以经过换热的氢作为能源，驱动涡轮，为风扇提供动力。经过涡轮的氢在燃烧室和冲压燃烧室中燃烧。燃烧室中设有换热器，用氢进行换热，因此这一方案的难点是高效轻质换热器的设计。在以上的方案中，倾向于第二种方案，空气涡轮冲压发动机有希望获得高推重比和高比冲。动力方案对于空天飞机是至关重要的。在这一领域中，各种设计思想异常活跃，出现了各种组合发动机方案，例如以火箭发动机为基础的组合发动机循环RBCC，就是值得注意研究的一种方案。预计空天飞机的动力装置仍将需要经过较长时期的概念研究，经过深入的思考和研究，确定最佳的循环。结论在各种喷气发动机中，冲压发动机是仅有的可在高速条件下提供高比冲的发动机。它适用于无人驾驶飞行器、靶机、导弹等装置上。在我国已成功地发展了液体燃料冲压发动机、固体火箭冲压发动机。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面取得重要进展。今后的方向是改进燃烧性能，发展高密度燃料和先进的控制系统。高超音速组合发动机，如涡轮冲压发动机、RBCC等有可能用于二级入轨或一级入轨的空天飞机上。为了寻找既有高比冲，又有高推重比的最佳循环，需要继续进行概念和可行性研究。超燃冲压发动机在空天飞机上的应用有良好的前景。使用超燃冲压发动机的飞行器的出现将开辟推进技术的新篇章。我国已开始进行超音速燃烧研究，在这一领域将做出我们的贡献。
正文绪言 文章简要地回顾了冲压发动机在中国的发展。在60年代就着手发展了液体燃料冲压发动机。某几种液体燃料冲压发动机和固体火箭冲压发动机均获得成功。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面获得重要进展。高超音速组合吸气式发动机的概念研究和可行性研究正在进行。超音速燃烧的研究正在开展。
众所周知，在超音速领域中，冲压发动机的热效率优于其它可能的吸气式发动机。冲压发动机比冲高，结构简单，它获得了广泛的应用。在我国，钱学森和梁守磐教授倡议和领导了冲压发动机的发展工作。在60年代就积极着手发展了液体燃料冲压发动机。现在有几种液体燃料冲压发动机和固体火箭冲压发动机已经研制成功，某些发动机已用于低空超音速反舰导弹上。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面已获得重要进展。高超音速吸气式组合发动机的概念研究和可行性研究正在进行，目的是找出吸气式组合推进系统的最佳类型。超音速燃烧的研究工作正在开展。液体燃料冲压发动机曾研制了不同类型的高空、低空弹用冲压发动机。在研制中，一个重要的问题是进气道。发展了几种类型的进气道，诸如带有单锥的外压式进气道、多激波进气道、侧面进气道、等熵进气道等。另一个重要问题是燃烧室。研究了不同类型的燃油喷嘴、喷油杆、V型槽稳定器、预燃室，以及气膜冷却方法。在上述研究工作的基础上，冲压发动机Ⅱ型获得成功的发展，该发动机在超音速和低空工作，性能如下：飞行速度Ma=2.0;
起动速度Ma=1.5～1.8;高度H=0.1～0.5km;发动机直径D=440mm;相对进口面积A1=0.40;相对喉道面积Ah=0.80;相对出口面积A4=0.95。冲压发动机Ⅱ型结构示于图1，该型发动机设计特点如下：使用带有中心锥的外压式进气道使用的进气道中心锥半角为25°。在结尾正冲波后，燃烧室进口马赫数约为0.2。亚音段当量扩张角为7°36’。进一步的研究表明，经过优化设计，可将当量扩张角提高到9°36’，总压恢复系数仍保持不变，这样可以显著缩短燃烧室长度。经验表明，在进气道设计中，要避免结尾正激波和中心锥支板的相互干扰，否则将诱发燃烧振荡。使用带有旋流器的预燃室
预燃室流量大致为发动机总流量的1％。在起动中预燃室的混合比接近化学恰当比，在起动后，混合比显著下降，在预燃室设计中要考虑混合比的变化。使用双喷嘴环和V型槽稳定器发动机使用双喷嘴用环，喷嘴环上均匀装有离心式喷嘴。燃油浓度的分布对发动机的工作有显著影响，燃油在燃烧室中均匀分布，有利于提高燃烧效率；适当提高燃烧室中心浓度，有利于发动机起动。燃烧室中装有两个环形V型槽火焰稳定器。火焰稳定器在燃烧室中的布置直接影响发动机的工作。火焰稳定器安置不当，点火延迟时间拉长，甚至发动机不能起动。通过工业电视，可以清楚地看到，在起动过程中火焰稳定器之间的火焰传递。使用气膜冷却
燃烧室火焰筒用气膜冷却，采用三段火焰筒，以提高气膜冷却效果。在火焰筒上开有小孔，以减少发动机振动。冲压发动机在地面上进行了充分的试验。主要设备有冲压发动机高空直连式试车台、冲压发动机自由射流试车台、涡轮泵试验台、离心泵试验台、进气道试验风洞等。高空直连式试车台（见图2）主要是模拟冲压发动机燃烧室进口气流参数，考查燃烧室和尾喷管工作性能。在高空直连式试车台上进行了冲压发动机本体性能试验、起动试验、结构考核试验、长时间工作试验、发动机和涡轮泵、调节器的联合工作试验、模拟飞行弹道的冲压发动机联合工作试验等。这一高空直连式试车台模拟高度可达30km，模拟飞行马赫数可达到4，具有先进的测试设备。冲压发动机自由射流试车台（图3）向冲压发动机提供超音速自由射流进气条件，模拟发动机空中工作的来流速度、环境压力和温度，通过自由射流试验可以确定发动机典型工作状态的性能。在实际飞行中，飞行器常以某种攻角飞行。自由射流试验台设有攻角机构，模拟有攻角的飞行状态，确定攻角对发动机性能的影响。在自由射流试车台上进行了冲压发动机流量系数标定试验、临界推力和喘振边界试验和发动机鉴定试验。冲压发动机Ⅱ型的飞行试验获得成功。结果表明，发动机的飞行性能与地面试验的结果是一致的。图4示出某一在飞行中的装有冲压发动机的反舰导弹。固体火箭冲压发动机我国发展的固体火箭冲压发动机示于图5。进气道
4个进气道对称环绕安置在燃气发生器周围。在飞行中进气道以超额定状态工作。富燃推进剂
发动机使用丁羟富燃料推进剂，配方中含有高氯酸氨、铝、镁等成分。燃气发生器
固体燃料在燃气发生器中燃烧后产生富燃气，从12个喷嘴中排出，然后富燃气与来流空气在后燃室中进行混合。后燃室
固体火箭冲压发动机使用双功能后燃室。在发动机开始工作时，后燃室中装有固体平台推进剂，作为火箭的加速器使用。加速器工作后使火箭具备进行工况转换的速度。完成转换后，后燃室被用作富燃气与空气燃烧的燃烧室，亦即以冲压发动机的方式工作。工况转换
在后燃室中设有压力继电器，当后燃室中压力降到预定值时，压力继电器工作，起爆加速器喷管释放机构的爆炸螺拴，随之加速器喷管、燃气发生器喷嘴盖和进气道罩均脱落，后燃室转换为冲压状态工作。在地面完成了固体火箭发动机的试验，并成功地进行了飞行试验。试验结果表明，比冲已达到6500m/s。整体式液体燃料冲压发动机本文简要介绍突扩燃烧室和燃烧室气流可视化的研究工作。突扩燃烧室的发展
进行了液体燃料侧面突扩燃烧室的研究，试验中使用直接加热器加热，试验条件为总压P=0.75MPa，总温T=373～473K。在发展突扩燃烧室的初始阶段，曾采用方案R（图6），突扩比为A/A=1.53。当喷管面积比为A/A=0.55,燃烧室可以顺利起动。但当A/A=0.75时，在热试中燃烧室发生强烈的振动。分析后发现，在进气道出口形成了局部超音速流，因此引起了燃烧的不稳定，甚至于有时燃烧室不能起动。为了改善燃烧室的起动性能，在方案R的基础上，提出了方案M（图7），增加了第二股进气管道，装于燃烧室两测，并与原进气道相连接，结构参数如下：A/A=0.61;A/A=0.24;A/A=0.75;L/d=4.热试结果表明：
a.在方案M中，燃烧室头部突扩比保持不变，但降低了燃烧室的气流速度，因此易于在大喷管面积比条件下起动。b.有了第二股进气流的注入，消除了燃烧振荡，并获得了较高的燃烧效率。c.在第二股进气流中添加燃料，扩大了火焰稳定极限的范围（α=0.77～2.20)。突扩燃烧室的流动显示
在水洞中进行了旁侧突扩燃烧室模型的流场研究。为了显示方便和避免流动畸变，设计了方形透明突扩燃烧室的模型（图8）。考虑到燃烧室的对称性，模型设计为燃烧室的半部，仅带有一侧进气道，第二股进气管道设计为可拆卸部分。a.不带第二股进气管道的旁侧突扩燃烧室模型的流场图形燃烧室流动的总图形包含两个基本区：停留在燃烧室底部区的受限涡。两个螺旋涡串以相反方向旋转，被称作螺旋涡对，由于侧面突扩台阶的影响，从进气道出口沿两边向下游移动。随着射流的移动，两螺旋涡串逐渐互相碰撞，乃至融合在一起（图9）。最后旋涡破碎成无数小涡。看来螺旋涡对于燃烧室的性能起着重要的作用。b.带有第二股进气管道的旁侧突扩燃烧室模型的流场图形图10示出，由于主流的冲击，第二股射流顺流动方向弯曲。同时，主流中的涡对也被第二股被弯曲的射流加强，保持了强旋转特性。比较带有和不带有第二股进气管道的旋流（参看图11及9），可明显地发现，第二股气流的注入加强了螺旋涡的旋度，使其稳定性增强。这就是当装有第二股进气管道时，能使燃烧室在大喷面积比下保持稳定燃烧的重要原因。超音速燃烧研究目前，超音速燃烧的实验研究工作主要集中在混合和燃烧方法上。加强混合研究
为了加强混合，Northam等人提出了后掠斜坡喷嘴，在坡基上安放喷嘴喷管（图12），这种方式可产生旋涡脱落，使气流局部分离，藉以增强混合。进行了与上述后掠斜坡喷嘴相似的实验，喷嘴置于等面积燃烧室管道中，这时流动为收缩流动。热试表明，当燃烧热释放达某一水平，燃烧室会发生堵塞。为了避免堵塞，设计了扩张的后掠斜坡喷嘴(图13），这样燃烧室中形成扩张流动。为了增加燃料穿透深度和增强混合，使燃料喷射方向与主流呈适当角度，并采用不完全膨胀喷射燃料。模型气流参数为：主流马赫数Ma=2～3;氢燃料马赫数Mi=1.7;主流当地温度T=1200～2000K;当量比ψ=0.2～1.2。为了检查液体射流引起的振荡冲波对增强混合和燃烧的影响，在后掠斜坡喷嘴前方11mm和下游54mm处安置了液体喷嘴。试验结果表明：
a.使用扩张型后掠斜坡喷嘴，随着氢当量比的增加，燃烧室压力增加，得到了较高的燃烧效率，有效地解决了燃烧室的堵塞问题。b.使用液体喷嘴喷射煤油时，煤油射流引起的振荡冲波加强了氢与空气的混合，燃烧室压力上升。当用水替代煤油，在同样的喷射条件下，混合增强的效果不明显。双模态超燃冲压发动机模型试验当飞行马赫数Ma>6，超燃冲压发动机具有良好的性能。人们力图把亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机结合起来，因而产生了双模态冲压发动机，这样，预计可以使低马赫数极限降到Ma=3.5。模型试验采用扩张型后掠斜坡喷嘴。双模态燃烧在超燃烧室中进行，该模型由等直段、扩张段和扩大的等直段组成（图14）。喷嘴分别放置在x/h=0、x/h=6.2和x/h=21.3等处。从进气部分到燃烧室底部均设有静压测点。实验结果表明：
a.藉助于合理设计燃烧室段和变换燃料喷射位置，实现了双模态燃烧。b.合理设计燃料喷射位置可以提高燃烧效率，降低总压损失。吸气式组合发动机进行了二级入轨空天飞机使用的吸气式组合发动机的概念研究。对涡喷和冲压发动机组合的方案作了论证。涡喷或涡扇发动机将飞行器加速到马赫数3.5，然后冲压发动机接力达到马赫数6.5以上，一、二级实行分离，使用火箭发动机实现轨道器入轨。原则上有两种涡轮冲压方案～串联和并联。在串联方案中，空气流一部分环绕压气机流动，进入冲压燃烧室。在高速飞行时，压气机停止工作，同时还要防护来自进气的高温，设计防护涡喷发动机的热防护结构将是一个关键技术问题。在并联方案中，涡喷和冲压发动机分别定位，这将易于隔离涡喷发动机。并联方案也易于实现涡喷和冲压发动机的流量匹配。并联方案的安排有可能使迎风面积有所增加。研究了下列涡喷冲压组合的概念。a.带有燃气发生器的空气涡轮冲压发动机空气涡轮冲压发动机包括压气机、燃气发生器、涡轮和冲压发动机部分。飞行器将携带燃料和部分氧化剂。氧化剂的消耗使这种发动机的比冲比其他吸气式组合略低。b.空气涡轮冲压发动机
在这种发动机中，使用液氢作燃料，可以得到满意的比冲。c.回热式涡轮冲压发动机在这种发动机中，以经过换热的氢作为能源，驱动涡轮，为风扇提供动力。经过涡轮的氢在燃烧室和冲压燃烧室中燃烧。燃烧室中设有换热器，用氢进行换热，因此这一方案的难点是高效轻质换热器的设计。在以上的方案中，倾向于第二种方案，空气涡轮冲压发动机有希望获得高推重比和高比冲。动力方案对于空天飞机是至关重要的。在这一领域中，各种设计思想异常活跃，出现了各种组合发动机方案，例如以火箭发动机为基础的组合发动机循环RBCC，就是值得注意研究的一种方案。预计空天飞机的动力装置仍将需要经过较长时期的概念研究，经过深入的思考和研究，确定最佳的循环。结论在各种喷气发动机中，冲压发动机是仅有的可在高速条件下提供高比冲的发动机。它适用于无人驾驶飞行器、靶机、导弹等装置上。在我国已成功地发展了液体燃料冲压发动机、固体火箭冲压发动机。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面取得重要进展。今后的方向是改进燃烧性能，发展高密度燃料和先进的控制系统。高超音速组合发动机，如涡轮冲压发动机、RBCC等有可能用于二级入轨或一级入轨的空天飞机上。为了寻找既有高比冲，又有高推重比的最佳循环，需要继续进行概念和可行性研究。超燃冲压发动机在空天飞机上的应用有良好的前景。使用超燃冲压发动机的飞行器的出现将开辟推进技术的新篇章。我国已开始进行超音速燃烧研究，在这一领域将做出我们的贡献。
美国的：
试飞过X-43。
http://mil.news.sina.com.cn/2003-07-20/138297.html
[美国《航空航天技术周刊》2003年6月2日报道]美空军研究实验室当前制定了两个系列的飞行试验计划，目的是充分研究碳氢燃料超燃冲压发动机的高超声速推进潜力。
最初的试验计划是只在国家航空航天局(NASA)的X-43C高超声速验证机上进行一系列的超燃冲压发动机飞行试验，目的是验证超燃发动机用于可重复使用的民用空间飞行器的适用性。但是，在超燃冲压发动机的地面试验连续获得成功之后，美国修改了最初的飞行试验计
划，开始探索将超燃冲压发动机用于军事(包括高超声速巡航导弹、攻击和侦察平台)的可行性。
X-43C的飞行试验需要在飞行器上安装3台超燃冲压发动机，验证这个推进系统能否将X-43C这个长4.8米、重2250千克的自由飞行器从5马赫加速到7马赫。X-43C将采用"飞马"运载火箭，共同搭载在一架B-52或L-1011载机上。载机将把它们运送到12000米的高空，在太平洋上空以0.8～0.9马赫的速度发射。随后，"飞马"运载火箭将X-43C加速超过5马赫后脱落。此时，超燃冲压发动机整流罩导流板将打开，气流将预热推进系统及碳氢燃料，预期气动阻力将使X-43C减速到5马赫，此时推进系统点火。如果一切都能按照预计进行，这个多通路超燃冲压发动机系统将把X-43C加速到约7马赫，持续工作5-10分钟。然后，推进系统熄火，整流罩导流板关闭，飞行器将执行大量预定的机动动作以采集气动数据。最后，X-43C将坠入大海。
空军官员强调，X-43C试验与过去失败的、采用氢燃料超燃冲压发动机的小尺寸X-43A的飞行试验不同。X-43A的发动机采用铜材料和水冷前缘，而且试验中，发动机仅工作5~10秒钟。X-43C将采用碳氢燃料，装有3台超燃冲压发动机，它们是在地面试验的GDE-1和GDE-2基础上发展的。这种发动机是采用燃油冷却、具有正常飞行重量的系统。更为重要的是，X-43C发动机将在飞行中工作5~10分钟。
由于地面试验只能验证超燃冲压发动机的稳定状态，因此X-43C的飞行试验就显得非常重要，它将验证从混合亚声速/超声速燃烧过渡到纯超声速燃烧模式这一关键的转变。3架X-43C中的第一架将于2007年夏天开始飞行试验。如果成功，接下来将在6~9个月后再进行两次飞行试验。
为了降低研发发动机整流罩导流板(移动的可防止空气进入发动机的结构)的风险，今年年底还将进行2个月的整流罩导流板和变几何进气道的试验。目前，空军研究实验室正在发展超燃发动机的密封技术。
(中国国防科技信息中心)
试飞过X-43。
http://mil.news.sina.com.cn/2003-07-20/138297.html
[美国《航空航天技术周刊》2003年6月2日报道]美空军研究实验室当前制定了两个系列的飞行试验计划，目的是充分研究碳氢燃料超燃冲压发动机的高超声速推进潜力。
最初的试验计划是只在国家航空航天局(NASA)的X-43C高超声速验证机上进行一系列的超燃冲压发动机飞行试验，目的是验证超燃发动机用于可重复使用的民用空间飞行器的适用性。但是，在超燃冲压发动机的地面试验连续获得成功之后，美国修改了最初的飞行试验计
划，开始探索将超燃冲压发动机用于军事(包括高超声速巡航导弹、攻击和侦察平台)的可行性。
X-43C的飞行试验需要在飞行器上安装3台超燃冲压发动机，验证这个推进系统能否将X-43C这个长4.8米、重2250千克的自由飞行器从5马赫加速到7马赫。X-43C将采用"飞马"运载火箭，共同搭载在一架B-52或L-1011载机上。载机将把它们运送到12000米的高空，在太平洋上空以0.8～0.9马赫的速度发射。随后，"飞马"运载火箭将X-43C加速超过5马赫后脱落。此时，超燃冲压发动机整流罩导流板将打开，气流将预热推进系统及碳氢燃料，预期气动阻力将使X-43C减速到5马赫，此时推进系统点火。如果一切都能按照预计进行，这个多通路超燃冲压发动机系统将把X-43C加速到约7马赫，持续工作5-10分钟。然后，推进系统熄火，整流罩导流板关闭，飞行器将执行大量预定的机动动作以采集气动数据。最后，X-43C将坠入大海。
空军官员强调，X-43C试验与过去失败的、采用氢燃料超燃冲压发动机的小尺寸X-43A的飞行试验不同。X-43A的发动机采用铜材料和水冷前缘，而且试验中，发动机仅工作5~10秒钟。X-43C将采用碳氢燃料，装有3台超燃冲压发动机，它们是在地面试验的GDE-1和GDE-2基础上发展的。这种发动机是采用燃油冷却、具有正常飞行重量的系统。更为重要的是，X-43C发动机将在飞行中工作5~10分钟。
由于地面试验只能验证超燃冲压发动机的稳定状态，因此X-43C的飞行试验就显得非常重要，它将验证从混合亚声速/超声速燃烧过渡到纯超声速燃烧模式这一关键的转变。3架X-43C中的第一架将于2007年夏天开始飞行试验。如果成功，接下来将在6~9个月后再进行两次飞行试验。
为了降低研发发动机整流罩导流板(移动的可防止空气进入发动机的结构)的风险，今年年底还将进行2个月的整流罩导流板和变几何进气道的试验。目前，空军研究实验室正在发展超燃发动机的密封技术。
(中国国防科技信息中心)
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我前面说的好像就是图上这个
正文绪言 文章简要地回顾了冲压发动机在中国的发展。在60年代就着手发展了液体燃料冲压发动机。某几种液体燃料冲压发动机和固体火箭冲压发动机均获得成功。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面获得重要进展。高超音速组合吸气式发动机的概念研究和可行性研究正在进行。超音速燃烧的研究正在开展。
众所周知，在超音速领域中，冲压发动机的热效率优于其它可能的吸气式发动机。冲压发动机比冲高，结构简单，它获得了广泛的应用。在我国，钱学森和梁守磐教授倡议和领导了冲压发动机的发展工作。在60年代就积极着手发展了液体燃料冲压发动机。现在有几种液体燃料冲压发动机和固体火箭冲压发动机已经研制成功，某些发动机已用于低空超音速反舰导弹上。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面已获得重要进展。高超音速吸气式组合发动机的概念研究和可行性研究正在进行，目的是找出吸气式组合推进系统的最佳类型。超音速燃烧的研究工作正在开展。液体燃料冲压发动机曾研制了不同类型的高空、低空弹用冲压发动机。在研制中，一个重要的问题是进气道。发展了几种类型的进气道，诸如带有单锥的外压式进气道、多激波进气道、侧面进气道、等熵进气道等。另一个重要问题是燃烧室。研究了不同类型的燃油喷嘴、喷油杆、V型槽稳定器、预燃室，以及气膜冷却方法。在上述研究工作的基础上，冲压发动机Ⅱ型获得成功的发展，该发动机在超音速和低空工作，性能如下：飞行速度Ma=2.0;
起动速度Ma=1.5～1.8;高度H=0.1～0.5km;发动机直径D=440mm;相对进口面积A1=0.40;相对喉道面积Ah=0.80;相对出口面积A4=0.95。冲压发动机Ⅱ型结构示于图1，该型发动机设计特点如下：使用带有中心锥的外压式进气道使用的进气道中心锥半角为25°。在结尾正冲波后，燃烧室进口马赫数约为0.2。亚音段当量扩张角为7°36’。进一步的研究表明，经过优化设计，可将当量扩张角提高到9°36’，总压恢复系数仍保持不变，这样可以显著缩短燃烧室长度。经验表明，在进气道设计中，要避免结尾正激波和中心锥支板的相互干扰，否则将诱发燃烧振荡。使用带有旋流器的预燃室
预燃室流量大致为发动机总流量的1％。在起动中预燃室的混合比接近化学恰当比，在起动后，混合比显著下降，在预燃室设计中要考虑混合比的变化。使用双喷嘴环和V型槽稳定器发动机使用双喷嘴用环，喷嘴环上均匀装有离心式喷嘴。燃油浓度的分布对发动机的工作有显著影响，燃油在燃烧室中均匀分布，有利于提高燃烧效率；适当提高燃烧室中心浓度，有利于发动机起动。燃烧室中装有两个环形V型槽火焰稳定器。火焰稳定器在燃烧室中的布置直接影响发动机的工作。火焰稳定器安置不当，点火延迟时间拉长，甚至发动机不能起动。通过工业电视，可以清楚地看到，在起动过程中火焰稳定器之间的火焰传递。使用气膜冷却
燃烧室火焰筒用气膜冷却，采用三段火焰筒，以提高气膜冷却效果。在火焰筒上开有小孔，以减少发动机振动。冲压发动机在地面上进行了充分的试验。主要设备有冲压发动机高空直连式试车台、冲压发动机自由射流试车台、涡轮泵试验台、离心泵试验台、进气道试验风洞等。高空直连式试车台（见图2）主要是模拟冲压发动机燃烧室进口气流参数，考查燃烧室和尾喷管工作性能。在高空直连式试车台上进行了冲压发动机本体性能试验、起动试验、结构考核试验、长时间工作试验、发动机和涡轮泵、调节器的联合工作试验、模拟飞行弹道的冲压发动机联合工作试验等。这一高空直连式试车台模拟高度可达30km，模拟飞行马赫数可达到4，具有先进的测试设备。冲压发动机自由射流试车台（图3）向冲压发动机提供超音速自由射流进气条件，模拟发动机空中工作的来流速度、环境压力和温度，通过自由射流试验可以确定发动机典型工作状态的性能。在实际飞行中，飞行器常以某种攻角飞行。自由射流试验台设有攻角机构，模拟有攻角的飞行状态，确定攻角对发动机性能的影响。在自由射流试车台上进行了冲压发动机流量系数标定试验、临界推力和喘振边界试验和发动机鉴定试验。冲压发动机Ⅱ型的飞行试验获得成功。结果表明，发动机的飞行性能与地面试验的结果是一致的。图4示出某一在飞行中的装有冲压发动机的反舰导弹。固体火箭冲压发动机我国发展的固体火箭冲压发动机示于图5。进气道
4个进气道对称环绕安置在燃气发生器周围。在飞行中进气道以超额定状态工作。富燃推进剂
发动机使用丁羟富燃料推进剂，配方中含有高氯酸氨、铝、镁等成分。燃气发生器
固体燃料在燃气发生器中燃烧后产生富燃气，从12个喷嘴中排出，然后富燃气与来流空气在后燃室中进行混合。后燃室
固体火箭冲压发动机使用双功能后燃室。在发动机开始工作时，后燃室中装有固体平台推进剂，作为火箭的加速器使用。加速器工作后使火箭具备进行工况转换的速度。完成转换后，后燃室被用作富燃气与空气燃烧的燃烧室，亦即以冲压发动机的方式工作。工况转换
在后燃室中设有压力继电器，当后燃室中压力降到预定值时，压力继电器工作，起爆加速器喷管释放机构的爆炸螺拴，随之加速器喷管、燃气发生器喷嘴盖和进气道罩均脱落，后燃室转换为冲压状态工作。在地面完成了固体火箭发动机的试验，并成功地进行了飞行试验。试验结果表明，比冲已达到6500m/s。整体式液体燃料冲压发动机本文简要介绍突扩燃烧室和燃烧室气流可视化的研究工作。突扩燃烧室的发展
进行了液体燃料侧面突扩燃烧室的研究，试验中使用直接加热器加热，试验条件为总压P=0.75MPa，总温T=373～473K。在发展突扩燃烧室的初始阶段，曾采用方案R（图6），突扩比为A/A=1.53。当喷管面积比为A/A=0.55,燃烧室可以顺利起动。但当A/A=0.75时，在热试中燃烧室发生强烈的振动。分析后发现，在进气道出口形成了局部超音速流，因此引起了燃烧的不稳定，甚至于有时燃烧室不能起动。为了改善燃烧室的起动性能，在方案R的基础上，提出了方案M（图7），增加了第二股进气管道，装于燃烧室两测，并与原进气道相连接，结构参数如下：A/A=0.61;A/A=0.24;A/A=0.75;L/d=4.热试结果表明：
a.在方案M中，燃烧室头部突扩比保持不变，但降低了燃烧室的气流速度，因此易于在大喷管面积比条件下起动。b.有了第二股进气流的注入，消除了燃烧振荡，并获得了较高的燃烧效率。c.在第二股进气流中添加燃料，扩大了火焰稳定极限的范围（α=0.77～2.20)。突扩燃烧室的流动显示
在水洞中进行了旁侧突扩燃烧室模型的流场研究。为了显示方便和避免流动畸变，设计了方形透明突扩燃烧室的模型（图8）。考虑到燃烧室的对称性，模型设计为燃烧室的半部，仅带有一侧进气道，第二股进气管道设计为可拆卸部分。a.不带第二股进气管道的旁侧突扩燃烧室模型的流场图形燃烧室流动的总图形包含两个基本区：停留在燃烧室底部区的受限涡。两个螺旋涡串以相反方向旋转，被称作螺旋涡对，由于侧面突扩台阶的影响，从进气道出口沿两边向下游移动。随着射流的移动，两螺旋涡串逐渐互相碰撞，乃至融合在一起（图9）。最后旋涡破碎成无数小涡。看来螺旋涡对于燃烧室的性能起着重要的作用。b.带有第二股进气管道的旁侧突扩燃烧室模型的流场图形图10示出，由于主流的冲击，第二股射流顺流动方向弯曲。同时，主流中的涡对也被第二股被弯曲的射流加强，保持了强旋转特性。比较带有和不带有第二股进气管道的旋流（参看图11及9），可明显地发现，第二股气流的注入加强了螺旋涡的旋度，使其稳定性增强。这就是当装有第二股进气管道时，能使燃烧室在大喷面积比下保持稳定燃烧的重要原因。超音速燃烧研究目前，超音速燃烧的实验研究工作主要集中在混合和燃烧方法上。加强混合研究
为了加强混合，Northam等人提出了后掠斜坡喷嘴，在坡基上安放喷嘴喷管（图12），这种方式可产生旋涡脱落，使气流局部分离，藉以增强混合。进行了与上述后掠斜坡喷嘴相似的实验，喷嘴置于等面积燃烧室管道中，这时流动为收缩流动。热试表明，当燃烧热释放达某一水平，燃烧室会发生堵塞。为了避免堵塞，设计了扩张的后掠斜坡喷嘴(图13），这样燃烧室中形成扩张流动。为了增加燃料穿透深度和增强混合，使燃料喷射方向与主流呈适当角度，并采用不完全膨胀喷射燃料。模型气流参数为：主流马赫数Ma=2～3;氢燃料马赫数Mi=1.7;主流当地温度T=1200～2000K;当量比ψ=0.2～1.2。为了检查液体射流引起的振荡冲波对增强混合和燃烧的影响，在后掠斜坡喷嘴前方11mm和下游54mm处安置了液体喷嘴。试验结果表明：
a.使用扩张型后掠斜坡喷嘴，随着氢当量比的增加，燃烧室压力增加，得到了较高的燃烧效率，有效地解决了燃烧室的堵塞问题。b.使用液体喷嘴喷射煤油时，煤油射流引起的振荡冲波加强了氢与空气的混合，燃烧室压力上升。当用水替代煤油，在同样的喷射条件下，混合增强的效果不明显。双模态超燃冲压发动机模型试验当飞行马赫数Ma>6，超燃冲压发动机具有良好的性能。人们力图把亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机结合起来，因而产生了双模态冲压发动机，这样，预计可以使低马赫数极限降到Ma=3.5。模型试验采用扩张型后掠斜坡喷嘴。双模态燃烧在超燃烧室中进行，该模型由等直段、扩张段和扩大的等直段组成（图14）。喷嘴分别放置在x/h=0、x/h=6.2和x/h=21.3等处。从进气部分到燃烧室底部均设有静压测点。实验结果表明：
a.藉助于合理设计燃烧室段和变换燃料喷射位置，实现了双模态燃烧。b.合理设计燃料喷射位置可以提高燃烧效率，降低总压损失。吸气式组合发动机进行了二级入轨空天飞机使用的吸气式组合发动机的概念研究。对涡喷和冲压发动机组合的方案作了论证。涡喷或涡扇发动机将飞行器加速到马赫数3.5，然后冲压发动机接力达到马赫数6.5以上，一、二级实行分离，使用火箭发动机实现轨道器入轨。原则上有两种涡轮冲压方案～串联和并联。在串联方案中，空气流一部分环绕压气机流动，进入冲压燃烧室。在高速飞行时，压气机停止工作，同时还要防护来自进气的高温，设计防护涡喷发动机的热防护结构将是一个关键技术问题。在并联方案中，涡喷和冲压发动机分别定位，这将易于隔离涡喷发动机。并联方案也易于实现涡喷和冲压发动机的流量匹配。并联方案的安排有可能使迎风面积有所增加。研究了下列涡喷冲压组合的概念。a.带有燃气发生器的空气涡轮冲压发动机空气涡轮冲压发动机包括压气机、燃气发生器、涡轮和冲压发动机部分。飞行器将携带燃料和部分氧化剂。氧化剂的消耗使这种发动机的比冲比其他吸气式组合略低。b.空气涡轮冲压发动机
在这种发动机中，使用液氢作燃料，可以得到满意的比冲。c.回热式涡轮冲压发动机在这种发动机中，以经过换热的氢作为能源，驱动涡轮，为风扇提供动力。经过涡轮的氢在燃烧室和冲压燃烧室中燃烧。燃烧室中设有换热器，用氢进行换热，因此这一方案的难点是高效轻质换热器的设计。在以上的方案中，倾向于第二种方案，空气涡轮冲压发动机有希望获得高推重比和高比冲。动力方案对于空天飞机是至关重要的。在这一领域中，各种设计思想异常活跃，出现了各种组合发动机方案，例如以火箭发动机为基础的组合发动机循环RBCC，就是值得注意研究的一种方案。预计空天飞机的动力装置仍将需要经过较长时期的概念研究，经过深入的思考和研究，确定最佳的循环。结论在各种喷气发动机中，冲压发动机是仅有的可在高速条件下提供高比冲的发动机。它适用于无人驾驶飞行器、靶机、导弹等装置上。在我国已成功地发展了液体燃料冲压发动机、固体火箭冲压发动机。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面取得重要进展。今后的方向是改进燃烧性能，发展高密度燃料和先进的控制系统。高超音速组合发动机，如涡轮冲压发动机、RBCC等有可能用于二级入轨或一级入轨的空天飞机上。为了寻找既有高比冲，又有高推重比的最佳循环，需要继续进行概念和可行性研究。超燃冲压发动机在空天飞机上的应用有良好的前景。使用超燃冲压发动机的飞行器的出现将开辟推进技术的新篇章。我国已开始进行超音速燃烧研究，在这一领域将做出我们的贡献。
正文绪言 文章简要地回顾了冲压发动机在中国的发展。在60年代就着手发展了液体燃料冲压发动机。某几种液体燃料冲压发动机和固体火箭冲压发动机均获得成功。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面获得重要进展。高超音速组合吸气式发动机的概念研究和可行性研究正在进行。超音速燃烧的研究正在开展。
众所周知，在超音速领域中，冲压发动机的热效率优于其它可能的吸气式发动机。冲压发动机比冲高，结构简单，它获得了广泛的应用。在我国，钱学森和梁守磐教授倡议和领导了冲压发动机的发展工作。在60年代就积极着手发展了液体燃料冲压发动机。现在有几种液体燃料冲压发动机和固体火箭冲压发动机已经研制成功，某些发动机已用于低空超音速反舰导弹上。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面已获得重要进展。高超音速吸气式组合发动机的概念研究和可行性研究正在进行，目的是找出吸气式组合推进系统的最佳类型。超音速燃烧的研究工作正在开展。液体燃料冲压发动机曾研制了不同类型的高空、低空弹用冲压发动机。在研制中，一个重要的问题是进气道。发展了几种类型的进气道，诸如带有单锥的外压式进气道、多激波进气道、侧面进气道、等熵进气道等。另一个重要问题是燃烧室。研究了不同类型的燃油喷嘴、喷油杆、V型槽稳定器、预燃室，以及气膜冷却方法。在上述研究工作的基础上，冲压发动机Ⅱ型获得成功的发展，该发动机在超音速和低空工作，性能如下：飞行速度Ma=2.0;
起动速度Ma=1.5～1.8;高度H=0.1～0.5km;发动机直径D=440mm;相对进口面积A1=0.40;相对喉道面积Ah=0.80;相对出口面积A4=0.95。冲压发动机Ⅱ型结构示于图1，该型发动机设计特点如下：使用带有中心锥的外压式进气道使用的进气道中心锥半角为25°。在结尾正冲波后，燃烧室进口马赫数约为0.2。亚音段当量扩张角为7°36’。进一步的研究表明，经过优化设计，可将当量扩张角提高到9°36’，总压恢复系数仍保持不变，这样可以显著缩短燃烧室长度。经验表明，在进气道设计中，要避免结尾正激波和中心锥支板的相互干扰，否则将诱发燃烧振荡。使用带有旋流器的预燃室
预燃室流量大致为发动机总流量的1％。在起动中预燃室的混合比接近化学恰当比，在起动后，混合比显著下降，在预燃室设计中要考虑混合比的变化。使用双喷嘴环和V型槽稳定器发动机使用双喷嘴用环，喷嘴环上均匀装有离心式喷嘴。燃油浓度的分布对发动机的工作有显著影响，燃油在燃烧室中均匀分布，有利于提高燃烧效率；适当提高燃烧室中心浓度，有利于发动机起动。燃烧室中装有两个环形V型槽火焰稳定器。火焰稳定器在燃烧室中的布置直接影响发动机的工作。火焰稳定器安置不当，点火延迟时间拉长，甚至发动机不能起动。通过工业电视，可以清楚地看到，在起动过程中火焰稳定器之间的火焰传递。使用气膜冷却
燃烧室火焰筒用气膜冷却，采用三段火焰筒，以提高气膜冷却效果。在火焰筒上开有小孔，以减少发动机振动。冲压发动机在地面上进行了充分的试验。主要设备有冲压发动机高空直连式试车台、冲压发动机自由射流试车台、涡轮泵试验台、离心泵试验台、进气道试验风洞等。高空直连式试车台（见图2）主要是模拟冲压发动机燃烧室进口气流参数，考查燃烧室和尾喷管工作性能。在高空直连式试车台上进行了冲压发动机本体性能试验、起动试验、结构考核试验、长时间工作试验、发动机和涡轮泵、调节器的联合工作试验、模拟飞行弹道的冲压发动机联合工作试验等。这一高空直连式试车台模拟高度可达30km，模拟飞行马赫数可达到4，具有先进的测试设备。冲压发动机自由射流试车台（图3）向冲压发动机提供超音速自由射流进气条件，模拟发动机空中工作的来流速度、环境压力和温度，通过自由射流试验可以确定发动机典型工作状态的性能。在实际飞行中，飞行器常以某种攻角飞行。自由射流试验台设有攻角机构，模拟有攻角的飞行状态，确定攻角对发动机性能的影响。在自由射流试车台上进行了冲压发动机流量系数标定试验、临界推力和喘振边界试验和发动机鉴定试验。冲压发动机Ⅱ型的飞行试验获得成功。结果表明，发动机的飞行性能与地面试验的结果是一致的。图4示出某一在飞行中的装有冲压发动机的反舰导弹。固体火箭冲压发动机我国发展的固体火箭冲压发动机示于图5。进气道
4个进气道对称环绕安置在燃气发生器周围。在飞行中进气道以超额定状态工作。富燃推进剂
发动机使用丁羟富燃料推进剂，配方中含有高氯酸氨、铝、镁等成分。燃气发生器
固体燃料在燃气发生器中燃烧后产生富燃气，从12个喷嘴中排出，然后富燃气与来流空气在后燃室中进行混合。后燃室
固体火箭冲压发动机使用双功能后燃室。在发动机开始工作时，后燃室中装有固体平台推进剂，作为火箭的加速器使用。加速器工作后使火箭具备进行工况转换的速度。完成转换后，后燃室被用作富燃气与空气燃烧的燃烧室，亦即以冲压发动机的方式工作。工况转换
在后燃室中设有压力继电器，当后燃室中压力降到预定值时，压力继电器工作，起爆加速器喷管释放机构的爆炸螺拴，随之加速器喷管、燃气发生器喷嘴盖和进气道罩均脱落，后燃室转换为冲压状态工作。在地面完成了固体火箭发动机的试验，并成功地进行了飞行试验。试验结果表明，比冲已达到6500m/s。整体式液体燃料冲压发动机本文简要介绍突扩燃烧室和燃烧室气流可视化的研究工作。突扩燃烧室的发展
进行了液体燃料侧面突扩燃烧室的研究，试验中使用直接加热器加热，试验条件为总压P=0.75MPa，总温T=373～473K。在发展突扩燃烧室的初始阶段，曾采用方案R（图6），突扩比为A/A=1.53。当喷管面积比为A/A=0.55,燃烧室可以顺利起动。但当A/A=0.75时，在热试中燃烧室发生强烈的振动。分析后发现，在进气道出口形成了局部超音速流，因此引起了燃烧的不稳定，甚至于有时燃烧室不能起动。为了改善燃烧室的起动性能，在方案R的基础上，提出了方案M（图7），增加了第二股进气管道，装于燃烧室两测，并与原进气道相连接，结构参数如下：A/A=0.61;A/A=0.24;A/A=0.75;L/d=4.热试结果表明：
a.在方案M中，燃烧室头部突扩比保持不变，但降低了燃烧室的气流速度，因此易于在大喷管面积比条件下起动。b.有了第二股进气流的注入，消除了燃烧振荡，并获得了较高的燃烧效率。c.在第二股进气流中添加燃料，扩大了火焰稳定极限的范围（α=0.77～2.20)。突扩燃烧室的流动显示
在水洞中进行了旁侧突扩燃烧室模型的流场研究。为了显示方便和避免流动畸变，设计了方形透明突扩燃烧室的模型（图8）。考虑到燃烧室的对称性，模型设计为燃烧室的半部，仅带有一侧进气道，第二股进气管道设计为可拆卸部分。a.不带第二股进气管道的旁侧突扩燃烧室模型的流场图形燃烧室流动的总图形包含两个基本区：停留在燃烧室底部区的受限涡。两个螺旋涡串以相反方向旋转，被称作螺旋涡对，由于侧面突扩台阶的影响，从进气道出口沿两边向下游移动。随着射流的移动，两螺旋涡串逐渐互相碰撞，乃至融合在一起（图9）。最后旋涡破碎成无数小涡。看来螺旋涡对于燃烧室的性能起着重要的作用。b.带有第二股进气管道的旁侧突扩燃烧室模型的流场图形图10示出，由于主流的冲击，第二股射流顺流动方向弯曲。同时，主流中的涡对也被第二股被弯曲的射流加强，保持了强旋转特性。比较带有和不带有第二股进气管道的旋流（参看图11及9），可明显地发现，第二股气流的注入加强了螺旋涡的旋度，使其稳定性增强。这就是当装有第二股进气管道时，能使燃烧室在大喷面积比下保持稳定燃烧的重要原因。超音速燃烧研究目前，超音速燃烧的实验研究工作主要集中在混合和燃烧方法上。加强混合研究
为了加强混合，Northam等人提出了后掠斜坡喷嘴，在坡基上安放喷嘴喷管（图12），这种方式可产生旋涡脱落，使气流局部分离，藉以增强混合。进行了与上述后掠斜坡喷嘴相似的实验，喷嘴置于等面积燃烧室管道中，这时流动为收缩流动。热试表明，当燃烧热释放达某一水平，燃烧室会发生堵塞。为了避免堵塞，设计了扩张的后掠斜坡喷嘴(图13），这样燃烧室中形成扩张流动。为了增加燃料穿透深度和增强混合，使燃料喷射方向与主流呈适当角度，并采用不完全膨胀喷射燃料。模型气流参数为：主流马赫数Ma=2～3;氢燃料马赫数Mi=1.7;主流当地温度T=1200～2000K;当量比ψ=0.2～1.2。为了检查液体射流引起的振荡冲波对增强混合和燃烧的影响，在后掠斜坡喷嘴前方11mm和下游54mm处安置了液体喷嘴。试验结果表明：
a.使用扩张型后掠斜坡喷嘴，随着氢当量比的增加，燃烧室压力增加，得到了较高的燃烧效率，有效地解决了燃烧室的堵塞问题。b.使用液体喷嘴喷射煤油时，煤油射流引起的振荡冲波加强了氢与空气的混合，燃烧室压力上升。当用水替代煤油，在同样的喷射条件下，混合增强的效果不明显。双模态超燃冲压发动机模型试验当飞行马赫数Ma>6，超燃冲压发动机具有良好的性能。人们力图把亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机结合起来，因而产生了双模态冲压发动机，这样，预计可以使低马赫数极限降到Ma=3.5。模型试验采用扩张型后掠斜坡喷嘴。双模态燃烧在超燃烧室中进行，该模型由等直段、扩张段和扩大的等直段组成（图14）。喷嘴分别放置在x/h=0、x/h=6.2和x/h=21.3等处。从进气部分到燃烧室底部均设有静压测点。实验结果表明：
a.藉助于合理设计燃烧室段和变换燃料喷射位置，实现了双模态燃烧。b.合理设计燃料喷射位置可以提高燃烧效率，降低总压损失。吸气式组合发动机进行了二级入轨空天飞机使用的吸气式组合发动机的概念研究。对涡喷和冲压发动机组合的方案作了论证。涡喷或涡扇发动机将飞行器加速到马赫数3.5，然后冲压发动机接力达到马赫数6.5以上，一、二级实行分离，使用火箭发动机实现轨道器入轨。原则上有两种涡轮冲压方案～串联和并联。在串联方案中，空气流一部分环绕压气机流动，进入冲压燃烧室。在高速飞行时，压气机停止工作，同时还要防护来自进气的高温，设计防护涡喷发动机的热防护结构将是一个关键技术问题。在并联方案中，涡喷和冲压发动机分别定位，这将易于隔离涡喷发动机。并联方案也易于实现涡喷和冲压发动机的流量匹配。并联方案的安排有可能使迎风面积有所增加。研究了下列涡喷冲压组合的概念。a.带有燃气发生器的空气涡轮冲压发动机空气涡轮冲压发动机包括压气机、燃气发生器、涡轮和冲压发动机部分。飞行器将携带燃料和部分氧化剂。氧化剂的消耗使这种发动机的比冲比其他吸气式组合略低。b.空气涡轮冲压发动机
在这种发动机中，使用液氢作燃料，可以得到满意的比冲。c.回热式涡轮冲压发动机在这种发动机中，以经过换热的氢作为能源，驱动涡轮，为风扇提供动力。经过涡轮的氢在燃烧室和冲压燃烧室中燃烧。燃烧室中设有换热器，用氢进行换热，因此这一方案的难点是高效轻质换热器的设计。在以上的方案中，倾向于第二种方案，空气涡轮冲压发动机有希望获得高推重比和高比冲。动力方案对于空天飞机是至关重要的。在这一领域中，各种设计思想异常活跃，出现了各种组合发动机方案，例如以火箭发动机为基础的组合发动机循环RBCC，就是值得注意研究的一种方案。预计空天飞机的动力装置仍将需要经过较长时期的概念研究，经过深入的思考和研究，确定最佳的循环。结论在各种喷气发动机中，冲压发动机是仅有的可在高速条件下提供高比冲的发动机。它适用于无人驾驶飞行器、靶机、导弹等装置上。在我国已成功地发展了液体燃料冲压发动机、固体火箭冲压发动机。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面取得重要进展。今后的方向是改进燃烧性能，发展高密度燃料和先进的控制系统。高超音速组合发动机，如涡轮冲压发动机、RBCC等有可能用于二级入轨或一级入轨的空天飞机上。为了寻找既有高比冲，又有高推重比的最佳循环，需要继续进行概念和可行性研究。超燃冲压发动机在空天飞机上的应用有良好的前景。使用超燃冲压发动机的飞行器的出现将开辟推进技术的新篇章。我国已开始进行超音速燃烧研究，在这一领域将做出我们的贡献。
我前面说的好像就是图上这个
正文绪言 文章简要地回顾了冲压发动机在中国的发展。在60年代就着手发展了液体燃料冲压发动机。某几种液体燃料冲压发动机和固体火箭冲压发动机均获得成功。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面获得重要进展。高超音速组合吸气式发动机的概念研究和可行性研究正在进行。超音速燃烧的研究正在开展。
众所周知，在超音速领域中，冲压发动机的热效率优于其它可能的吸气式发动机。冲压发动机比冲高，结构简单，它获得了广泛的应用。在我国，钱学森和梁守磐教授倡议和领导了冲压发动机的发展工作。在60年代就积极着手发展了液体燃料冲压发动机。现在有几种液体燃料冲压发动机和固体火箭冲压发动机已经研制成功，某些发动机已用于低空超音速反舰导弹上。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面已获得重要进展。高超音速吸气式组合发动机的概念研究和可行性研究正在进行，目的是找出吸气式组合推进系统的最佳类型。超音速燃烧的研究工作正在开展。液体燃料冲压发动机曾研制了不同类型的高空、低空弹用冲压发动机。在研制中，一个重要的问题是进气道。发展了几种类型的进气道，诸如带有单锥的外压式进气道、多激波进气道、侧面进气道、等熵进气道等。另一个重要问题是燃烧室。研究了不同类型的燃油喷嘴、喷油杆、V型槽稳定器、预燃室，以及气膜冷却方法。在上述研究工作的基础上，冲压发动机Ⅱ型获得成功的发展，该发动机在超音速和低空工作，性能如下：飞行速度Ma=2.0;
起动速度Ma=1.5～1.8;高度H=0.1～0.5km;发动机直径D=440mm;相对进口面积A1=0.40;相对喉道面积Ah=0.80;相对出口面积A4=0.95。冲压发动机Ⅱ型结构示于图1，该型发动机设计特点如下：使用带有中心锥的外压式进气道使用的进气道中心锥半角为25°。在结尾正冲波后，燃烧室进口马赫数约为0.2。亚音段当量扩张角为7°36’。进一步的研究表明，经过优化设计，可将当量扩张角提高到9°36’，总压恢复系数仍保持不变，这样可以显著缩短燃烧室长度。经验表明，在进气道设计中，要避免结尾正激波和中心锥支板的相互干扰，否则将诱发燃烧振荡。使用带有旋流器的预燃室
预燃室流量大致为发动机总流量的1％。在起动中预燃室的混合比接近化学恰当比，在起动后，混合比显著下降，在预燃室设计中要考虑混合比的变化。使用双喷嘴环和V型槽稳定器发动机使用双喷嘴用环，喷嘴环上均匀装有离心式喷嘴。燃油浓度的分布对发动机的工作有显著影响，燃油在燃烧室中均匀分布，有利于提高燃烧效率；适当提高燃烧室中心浓度，有利于发动机起动。燃烧室中装有两个环形V型槽火焰稳定器。火焰稳定器在燃烧室中的布置直接影响发动机的工作。火焰稳定器安置不当，点火延迟时间拉长，甚至发动机不能起动。通过工业电视，可以清楚地看到，在起动过程中火焰稳定器之间的火焰传递。使用气膜冷却
燃烧室火焰筒用气膜冷却，采用三段火焰筒，以提高气膜冷却效果。在火焰筒上开有小孔，以减少发动机振动。冲压发动机在地面上进行了充分的试验。主要设备有冲压发动机高空直连式试车台、冲压发动机自由射流试车台、涡轮泵试验台、离心泵试验台、进气道试验风洞等。高空直连式试车台（见图2）主要是模拟冲压发动机燃烧室进口气流参数，考查燃烧室和尾喷管工作性能。在高空直连式试车台上进行了冲压发动机本体性能试验、起动试验、结构考核试验、长时间工作试验、发动机和涡轮泵、调节器的联合工作试验、模拟飞行弹道的冲压发动机联合工作试验等。这一高空直连式试车台模拟高度可达30km，模拟飞行马赫数可达到4，具有先进的测试设备。冲压发动机自由射流试车台（图3）向冲压发动机提供超音速自由射流进气条件，模拟发动机空中工作的来流速度、环境压力和温度，通过自由射流试验可以确定发动机典型工作状态的性能。在实际飞行中，飞行器常以某种攻角飞行。自由射流试验台设有攻角机构，模拟有攻角的飞行状态，确定攻角对发动机性能的影响。在自由射流试车台上进行了冲压发动机流量系数标定试验、临界推力和喘振边界试验和发动机鉴定试验。冲压发动机Ⅱ型的飞行试验获得成功。结果表明，发动机的飞行性能与地面试验的结果是一致的。图4示出某一在飞行中的装有冲压发动机的反舰导弹。固体火箭冲压发动机我国发展的固体火箭冲压发动机示于图5。进气道
4个进气道对称环绕安置在燃气发生器周围。在飞行中进气道以超额定状态工作。富燃推进剂
发动机使用丁羟富燃料推进剂，配方中含有高氯酸氨、铝、镁等成分。燃气发生器
固体燃料在燃气发生器中燃烧后产生富燃气，从12个喷嘴中排出，然后富燃气与来流空气在后燃室中进行混合。后燃室
固体火箭冲压发动机使用双功能后燃室。在发动机开始工作时，后燃室中装有固体平台推进剂，作为火箭的加速器使用。加速器工作后使火箭具备进行工况转换的速度。完成转换后，后燃室被用作富燃气与空气燃烧的燃烧室，亦即以冲压发动机的方式工作。工况转换
在后燃室中设有压力继电器，当后燃室中压力降到预定值时，压力继电器工作，起爆加速器喷管释放机构的爆炸螺拴，随之加速器喷管、燃气发生器喷嘴盖和进气道罩均脱落，后燃室转换为冲压状态工作。在地面完成了固体火箭发动机的试验，并成功地进行了飞行试验。试验结果表明，比冲已达到6500m/s。整体式液体燃料冲压发动机本文简要介绍突扩燃烧室和燃烧室气流可视化的研究工作。突扩燃烧室的发展
进行了液体燃料侧面突扩燃烧室的研究，试验中使用直接加热器加热，试验条件为总压P=0.75MPa，总温T=373～473K。在发展突扩燃烧室的初始阶段，曾采用方案R（图6），突扩比为A/A=1.53。当喷管面积比为A/A=0.55,燃烧室可以顺利起动。但当A/A=0.75时，在热试中燃烧室发生强烈的振动。分析后发现，在进气道出口形成了局部超音速流，因此引起了燃烧的不稳定，甚至于有时燃烧室不能起动。为了改善燃烧室的起动性能，在方案R的基础上，提出了方案M（图7），增加了第二股进气管道，装于燃烧室两测，并与原进气道相连接，结构参数如下：A/A=0.61;A/A=0.24;A/A=0.75;L/d=4.热试结果表明：
a.在方案M中，燃烧室头部突扩比保持不变，但降低了燃烧室的气流速度，因此易于在大喷管面积比条件下起动。b.有了第二股进气流的注入，消除了燃烧振荡，并获得了较高的燃烧效率。c.在第二股进气流中添加燃料，扩大了火焰稳定极限的范围（α=0.77～2.20)。突扩燃烧室的流动显示
在水洞中进行了旁侧突扩燃烧室模型的流场研究。为了显示方便和避免流动畸变，设计了方形透明突扩燃烧室的模型（图8）。考虑到燃烧室的对称性，模型设计为燃烧室的半部，仅带有一侧进气道，第二股进气管道设计为可拆卸部分。a.不带第二股进气管道的旁侧突扩燃烧室模型的流场图形燃烧室流动的总图形包含两个基本区：停留在燃烧室底部区的受限涡。两个螺旋涡串以相反方向旋转，被称作螺旋涡对，由于侧面突扩台阶的影响，从进气道出口沿两边向下游移动。随着射流的移动，两螺旋涡串逐渐互相碰撞，乃至融合在一起（图9）。最后旋涡破碎成无数小涡。看来螺旋涡对于燃烧室的性能起着重要的作用。b.带有第二股进气管道的旁侧突扩燃烧室模型的流场图形图10示出，由于主流的冲击，第二股射流顺流动方向弯曲。同时，主流中的涡对也被第二股被弯曲的射流加强，保持了强旋转特性。比较带有和不带有第二股进气管道的旋流（参看图11及9），可明显地发现，第二股气流的注入加强了螺旋涡的旋度，使其稳定性增强。这就是当装有第二股进气管道时，能使燃烧室在大喷面积比下保持稳定燃烧的重要原因。超音速燃烧研究目前，超音速燃烧的实验研究工作主要集中在混合和燃烧方法上。加强混合研究
为了加强混合，Northam等人提出了后掠斜坡喷嘴，在坡基上安放喷嘴喷管（图12），这种方式可产生旋涡脱落，使气流局部分离，藉以增强混合。进行了与上述后掠斜坡喷嘴相似的实验，喷嘴置于等面积燃烧室管道中，这时流动为收缩流动。热试表明，当燃烧热释放达某一水平，燃烧室会发生堵塞。为了避免堵塞，设计了扩张的后掠斜坡喷嘴(图13），这样燃烧室中形成扩张流动。为了增加燃料穿透深度和增强混合，使燃料喷射方向与主流呈适当角度，并采用不完全膨胀喷射燃料。模型气流参数为：主流马赫数Ma=2～3;氢燃料马赫数Mi=1.7;主流当地温度T=1200～2000K;当量比ψ=0.2～1.2。为了检查液体射流引起的振荡冲波对增强混合和燃烧的影响，在后掠斜坡喷嘴前方11mm和下游54mm处安置了液体喷嘴。试验结果表明：
a.使用扩张型后掠斜坡喷嘴，随着氢当量比的增加，燃烧室压力增加，得到了较高的燃烧效率，有效地解决了燃烧室的堵塞问题。b.使用液体喷嘴喷射煤油时，煤油射流引起的振荡冲波加强了氢与空气的混合，燃烧室压力上升。当用水替代煤油，在同样的喷射条件下，混合增强的效果不明显。双模态超燃冲压发动机模型试验当飞行马赫数Ma>6，超燃冲压发动机具有良好的性能。人们力图把亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机结合起来，因而产生了双模态冲压发动机，这样，预计可以使低马赫数极限降到Ma=3.5。模型试验采用扩张型后掠斜坡喷嘴。双模态燃烧在超燃烧室中进行，该模型由等直段、扩张段和扩大的等直段组成（图14）。喷嘴分别放置在x/h=0、x/h=6.2和x/h=21.3等处。从进气部分到燃烧室底部均设有静压测点。实验结果表明：
a.藉助于合理设计燃烧室段和变换燃料喷射位置，实现了双模态燃烧。b.合理设计燃料喷射位置可以提高燃烧效率，降低总压损失。吸气式组合发动机进行了二级入轨空天飞机使用的吸气式组合发动机的概念研究。对涡喷和冲压发动机组合的方案作了论证。涡喷或涡扇发动机将飞行器加速到马赫数3.5，然后冲压发动机接力达到马赫数6.5以上，一、二级实行分离，使用火箭发动机实现轨道器入轨。原则上有两种涡轮冲压方案～串联和并联。在串联方案中，空气流一部分环绕压气机流动，进入冲压燃烧室。在高速飞行时，压气机停止工作，同时还要防护来自进气的高温，设计防护涡喷发动机的热防护结构将是一个关键技术问题。在并联方案中，涡喷和冲压发动机分别定位，这将易于隔离涡喷发动机。并联方案也易于实现涡喷和冲压发动机的流量匹配。并联方案的安排有可能使迎风面积有所增加。研究了下列涡喷冲压组合的概念。a.带有燃气发生器的空气涡轮冲压发动机空气涡轮冲压发动机包括压气机、燃气发生器、涡轮和冲压发动机部分。飞行器将携带燃料和部分氧化剂。氧化剂的消耗使这种发动机的比冲比其他吸气式组合略低。b.空气涡轮冲压发动机
在这种发动机中，使用液氢作燃料，可以得到满意的比冲。c.回热式涡轮冲压发动机在这种发动机中，以经过换热的氢作为能源，驱动涡轮，为风扇提供动力。经过涡轮的氢在燃烧室和冲压燃烧室中燃烧。燃烧室中设有换热器，用氢进行换热，因此这一方案的难点是高效轻质换热器的设计。在以上的方案中，倾向于第二种方案，空气涡轮冲压发动机有希望获得高推重比和高比冲。动力方案对于空天飞机是至关重要的。在这一领域中，各种设计思想异常活跃，出现了各种组合发动机方案，例如以火箭发动机为基础的组合发动机循环RBCC，就是值得注意研究的一种方案。预计空天飞机的动力装置仍将需要经过较长时期的概念研究，经过深入的思考和研究，确定最佳的循环。结论在各种喷气发动机中，冲压发动机是仅有的可在高速条件下提供高比冲的发动机。它适用于无人驾驶飞行器、靶机、导弹等装置上。在我国已成功地发展了液体燃料冲压发动机、固体火箭冲压发动机。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面取得重要进展。今后的方向是改进燃烧性能，发展高密度燃料和先进的控制系统。高超音速组合发动机，如涡轮冲压发动机、RBCC等有可能用于二级入轨或一级入轨的空天飞机上。为了寻找既有高比冲，又有高推重比的最佳循环，需要继续进行概念和可行性研究。超燃冲压发动机在空天飞机上的应用有良好的前景。使用超燃冲压发动机的飞行器的出现将开辟推进技术的新篇章。我国已开始进行超音速燃烧研究，在这一领域将做出我们的贡献。
正文绪言 文章简要地回顾了冲压发动机在中国的发展。在60年代就着手发展了液体燃料冲压发动机。某几种液体燃料冲压发动机和固体火箭冲压发动机均获得成功。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面获得重要进展。高超音速组合吸气式发动机的概念研究和可行性研究正在进行。超音速燃烧的研究正在开展。
众所周知，在超音速领域中，冲压发动机的热效率优于其它可能的吸气式发动机。冲压发动机比冲高，结构简单，它获得了广泛的应用。在我国，钱学森和梁守磐教授倡议和领导了冲压发动机的发展工作。在60年代就积极着手发展了液体燃料冲压发动机。现在有几种液体燃料冲压发动机和固体火箭冲压发动机已经研制成功，某些发动机已用于低空超音速反舰导弹上。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面已获得重要进展。高超音速吸气式组合发动机的概念研究和可行性研究正在进行，目的是找出吸气式组合推进系统的最佳类型。超音速燃烧的研究工作正在开展。液体燃料冲压发动机曾研制了不同类型的高空、低空弹用冲压发动机。在研制中，一个重要的问题是进气道。发展了几种类型的进气道，诸如带有单锥的外压式进气道、多激波进气道、侧面进气道、等熵进气道等。另一个重要问题是燃烧室。研究了不同类型的燃油喷嘴、喷油杆、V型槽稳定器、预燃室，以及气膜冷却方法。在上述研究工作的基础上，冲压发动机Ⅱ型获得成功的发展，该发动机在超音速和低空工作，性能如下：飞行速度Ma=2.0;
起动速度Ma=1.5～1.8;高度H=0.1～0.5km;发动机直径D=440mm;相对进口面积A1=0.40;相对喉道面积Ah=0.80;相对出口面积A4=0.95。冲压发动机Ⅱ型结构示于图1，该型发动机设计特点如下：使用带有中心锥的外压式进气道使用的进气道中心锥半角为25°。在结尾正冲波后，燃烧室进口马赫数约为0.2。亚音段当量扩张角为7°36’。进一步的研究表明，经过优化设计，可将当量扩张角提高到9°36’，总压恢复系数仍保持不变，这样可以显著缩短燃烧室长度。经验表明，在进气道设计中，要避免结尾正激波和中心锥支板的相互干扰，否则将诱发燃烧振荡。使用带有旋流器的预燃室
预燃室流量大致为发动机总流量的1％。在起动中预燃室的混合比接近化学恰当比，在起动后，混合比显著下降，在预燃室设计中要考虑混合比的变化。使用双喷嘴环和V型槽稳定器发动机使用双喷嘴用环，喷嘴环上均匀装有离心式喷嘴。燃油浓度的分布对发动机的工作有显著影响，燃油在燃烧室中均匀分布，有利于提高燃烧效率；适当提高燃烧室中心浓度，有利于发动机起动。燃烧室中装有两个环形V型槽火焰稳定器。火焰稳定器在燃烧室中的布置直接影响发动机的工作。火焰稳定器安置不当，点火延迟时间拉长，甚至发动机不能起动。通过工业电视，可以清楚地看到，在起动过程中火焰稳定器之间的火焰传递。使用气膜冷却
燃烧室火焰筒用气膜冷却，采用三段火焰筒，以提高气膜冷却效果。在火焰筒上开有小孔，以减少发动机振动。冲压发动机在地面上进行了充分的试验。主要设备有冲压发动机高空直连式试车台、冲压发动机自由射流试车台、涡轮泵试验台、离心泵试验台、进气道试验风洞等。高空直连式试车台（见图2）主要是模拟冲压发动机燃烧室进口气流参数，考查燃烧室和尾喷管工作性能。在高空直连式试车台上进行了冲压发动机本体性能试验、起动试验、结构考核试验、长时间工作试验、发动机和涡轮泵、调节器的联合工作试验、模拟飞行弹道的冲压发动机联合工作试验等。这一高空直连式试车台模拟高度可达30km，模拟飞行马赫数可达到4，具有先进的测试设备。冲压发动机自由射流试车台（图3）向冲压发动机提供超音速自由射流进气条件，模拟发动机空中工作的来流速度、环境压力和温度，通过自由射流试验可以确定发动机典型工作状态的性能。在实际飞行中，飞行器常以某种攻角飞行。自由射流试验台设有攻角机构，模拟有攻角的飞行状态，确定攻角对发动机性能的影响。在自由射流试车台上进行了冲压发动机流量系数标定试验、临界推力和喘振边界试验和发动机鉴定试验。冲压发动机Ⅱ型的飞行试验获得成功。结果表明，发动机的飞行性能与地面试验的结果是一致的。图4示出某一在飞行中的装有冲压发动机的反舰导弹。固体火箭冲压发动机我国发展的固体火箭冲压发动机示于图5。进气道
4个进气道对称环绕安置在燃气发生器周围。在飞行中进气道以超额定状态工作。富燃推进剂
发动机使用丁羟富燃料推进剂，配方中含有高氯酸氨、铝、镁等成分。燃气发生器
固体燃料在燃气发生器中燃烧后产生富燃气，从12个喷嘴中排出，然后富燃气与来流空气在后燃室中进行混合。后燃室
固体火箭冲压发动机使用双功能后燃室。在发动机开始工作时，后燃室中装有固体平台推进剂，作为火箭的加速器使用。加速器工作后使火箭具备进行工况转换的速度。完成转换后，后燃室被用作富燃气与空气燃烧的燃烧室，亦即以冲压发动机的方式工作。工况转换
在后燃室中设有压力继电器，当后燃室中压力降到预定值时，压力继电器工作，起爆加速器喷管释放机构的爆炸螺拴，随之加速器喷管、燃气发生器喷嘴盖和进气道罩均脱落，后燃室转换为冲压状态工作。在地面完成了固体火箭发动机的试验，并成功地进行了飞行试验。试验结果表明，比冲已达到6500m/s。整体式液体燃料冲压发动机本文简要介绍突扩燃烧室和燃烧室气流可视化的研究工作。突扩燃烧室的发展
进行了液体燃料侧面突扩燃烧室的研究，试验中使用直接加热器加热，试验条件为总压P=0.75MPa，总温T=373～473K。在发展突扩燃烧室的初始阶段，曾采用方案R（图6），突扩比为A/A=1.53。当喷管面积比为A/A=0.55,燃烧室可以顺利起动。但当A/A=0.75时，在热试中燃烧室发生强烈的振动。分析后发现，在进气道出口形成了局部超音速流，因此引起了燃烧的不稳定，甚至于有时燃烧室不能起动。为了改善燃烧室的起动性能，在方案R的基础上，提出了方案M（图7），增加了第二股进气管道，装于燃烧室两测，并与原进气道相连接，结构参数如下：A/A=0.61;A/A=0.24;A/A=0.75;L/d=4.热试结果表明：
a.在方案M中，燃烧室头部突扩比保持不变，但降低了燃烧室的气流速度，因此易于在大喷管面积比条件下起动。b.有了第二股进气流的注入，消除了燃烧振荡，并获得了较高的燃烧效率。c.在第二股进气流中添加燃料，扩大了火焰稳定极限的范围（α=0.77～2.20)。突扩燃烧室的流动显示
在水洞中进行了旁侧突扩燃烧室模型的流场研究。为了显示方便和避免流动畸变，设计了方形透明突扩燃烧室的模型（图8）。考虑到燃烧室的对称性，模型设计为燃烧室的半部，仅带有一侧进气道，第二股进气管道设计为可拆卸部分。a.不带第二股进气管道的旁侧突扩燃烧室模型的流场图形燃烧室流动的总图形包含两个基本区：停留在燃烧室底部区的受限涡。两个螺旋涡串以相反方向旋转，被称作螺旋涡对，由于侧面突扩台阶的影响，从进气道出口沿两边向下游移动。随着射流的移动，两螺旋涡串逐渐互相碰撞，乃至融合在一起（图9）。最后旋涡破碎成无数小涡。看来螺旋涡对于燃烧室的性能起着重要的作用。b.带有第二股进气管道的旁侧突扩燃烧室模型的流场图形图10示出，由于主流的冲击，第二股射流顺流动方向弯曲。同时，主流中的涡对也被第二股被弯曲的射流加强，保持了强旋转特性。比较带有和不带有第二股进气管道的旋流（参看图11及9），可明显地发现，第二股气流的注入加强了螺旋涡的旋度，使其稳定性增强。这就是当装有第二股进气管道时，能使燃烧室在大喷面积比下保持稳定燃烧的重要原因。超音速燃烧研究目前，超音速燃烧的实验研究工作主要集中在混合和燃烧方法上。加强混合研究
为了加强混合，Northam等人提出了后掠斜坡喷嘴，在坡基上安放喷嘴喷管（图12），这种方式可产生旋涡脱落，使气流局部分离，藉以增强混合。进行了与上述后掠斜坡喷嘴相似的实验，喷嘴置于等面积燃烧室管道中，这时流动为收缩流动。热试表明，当燃烧热释放达某一水平，燃烧室会发生堵塞。为了避免堵塞，设计了扩张的后掠斜坡喷嘴(图13），这样燃烧室中形成扩张流动。为了增加燃料穿透深度和增强混合，使燃料喷射方向与主流呈适当角度，并采用不完全膨胀喷射燃料。模型气流参数为：主流马赫数Ma=2～3;氢燃料马赫数Mi=1.7;主流当地温度T=1200～2000K;当量比ψ=0.2～1.2。为了检查液体射流引起的振荡冲波对增强混合和燃烧的影响，在后掠斜坡喷嘴前方11mm和下游54mm处安置了液体喷嘴。试验结果表明：
a.使用扩张型后掠斜坡喷嘴，随着氢当量比的增加，燃烧室压力增加，得到了较高的燃烧效率，有效地解决了燃烧室的堵塞问题。b.使用液体喷嘴喷射煤油时，煤油射流引起的振荡冲波加强了氢与空气的混合，燃烧室压力上升。当用水替代煤油，在同样的喷射条件下，混合增强的效果不明显。双模态超燃冲压发动机模型试验当飞行马赫数Ma>6，超燃冲压发动机具有良好的性能。人们力图把亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机结合起来，因而产生了双模态冲压发动机，这样，预计可以使低马赫数极限降到Ma=3.5。模型试验采用扩张型后掠斜坡喷嘴。双模态燃烧在超燃烧室中进行，该模型由等直段、扩张段和扩大的等直段组成（图14）。喷嘴分别放置在x/h=0、x/h=6.2和x/h=21.3等处。从进气部分到燃烧室底部均设有静压测点。实验结果表明：
a.藉助于合理设计燃烧室段和变换燃料喷射位置，实现了双模态燃烧。b.合理设计燃料喷射位置可以提高燃烧效率，降低总压损失。吸气式组合发动机进行了二级入轨空天飞机使用的吸气式组合发动机的概念研究。对涡喷和冲压发动机组合的方案作了论证。涡喷或涡扇发动机将飞行器加速到马赫数3.5，然后冲压发动机接力达到马赫数6.5以上，一、二级实行分离，使用火箭发动机实现轨道器入轨。原则上有两种涡轮冲压方案～串联和并联。在串联方案中，空气流一部分环绕压气机流动，进入冲压燃烧室。在高速飞行时，压气机停止工作，同时还要防护来自进气的高温，设计防护涡喷发动机的热防护结构将是一个关键技术问题。在并联方案中，涡喷和冲压发动机分别定位，这将易于隔离涡喷发动机。并联方案也易于实现涡喷和冲压发动机的流量匹配。并联方案的安排有可能使迎风面积有所增加。研究了下列涡喷冲压组合的概念。a.带有燃气发生器的空气涡轮冲压发动机空气涡轮冲压发动机包括压气机、燃气发生器、涡轮和冲压发动机部分。飞行器将携带燃料和部分氧化剂。氧化剂的消耗使这种发动机的比冲比其他吸气式组合略低。b.空气涡轮冲压发动机
在这种发动机中，使用液氢作燃料，可以得到满意的比冲。c.回热式涡轮冲压发动机在这种发动机中，以经过换热的氢作为能源，驱动涡轮，为风扇提供动力。经过涡轮的氢在燃烧室和冲压燃烧室中燃烧。燃烧室中设有换热器，用氢进行换热，因此这一方案的难点是高效轻质换热器的设计。在以上的方案中，倾向于第二种方案，空气涡轮冲压发动机有希望获得高推重比和高比冲。动力方案对于空天飞机是至关重要的。在这一领域中，各种设计思想异常活跃，出现了各种组合发动机方案，例如以火箭发动机为基础的组合发动机循环RBCC，就是值得注意研究的一种方案。预计空天飞机的动力装置仍将需要经过较长时期的概念研究，经过深入的思考和研究，确定最佳的循环。结论在各种喷气发动机中，冲压发动机是仅有的可在高速条件下提供高比冲的发动机。它适用于无人驾驶飞行器、靶机、导弹等装置上。在我国已成功地发展了液体燃料冲压发动机、固体火箭冲压发动机。在研究整体式液体燃料冲压发动机方面取得重要进展。今后的方向是改进燃烧性能，发展高密度燃料和先进的控制系统。高超音速组合发动机，如涡轮冲压发动机、RBCC等有可能用于二级入轨或一级入轨的空天飞机上。为了寻找既有高比冲，又有高推重比的最佳循环，需要继续进行概念和可行性研究。超燃冲压发动机在空天飞机上的应用有良好的前景。使用超燃冲压发动机的飞行器的出现将开辟推进技术的新篇章。我国已开始进行超音速燃烧研究，在这一领域将做出我们的贡献。
那个H6肚子下的神龙算么……
楼主你个nc赶紧闭嘴把,别把超大搞的跟nc协会一样
神龙是863-706项目"跨大气层演示样机(验证机) 2005年611所成功的进行了实验.611专为它建设了“远程指挥控制中心”至于后续发展,等待吧~~~~~~~~~~~~
2010年空天飞机上天
光X15那个水平，居然美国60年代就干出来了。