超燃冲压发动机技术

null超燃冲压发动机技术超燃冲压发动机技术超燃冲压发动机技术超燃冲压发动机技术高超声速飞行器是指以吸气式及其组合式发动机为动力, 在大气层内或跨大气层以Ma5 以上的速度远程巡航飞行的飞行器. 高超声速飞行器主要在临近空间, 以Ma6 » Ma15 的高速度巡航飞行, 其巡航飞行速度、高度数倍于现有的飞机;同时由于采用吸气式发动机, 其燃料比冲远高于传统火箭发动机, 而且能实现水平起降与可重复使用, 因此空间运输成本将大大降低. 高超声速飞行器技术的发展将导致高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机等新型飞行器的出现, 成为人类继发明飞机、突破音障、进入太空之后又一个划时代的里程碑.　超燃冲压发动机的应用背景　超燃冲压发动机的应用背景1.高超声速巡航导弹 具有快速反应能力、相当高的突防概率、具有很强的穿透力。凭借其高速度, 在很短时间(不超过10min)内就能够打击近千千米以外的目标。美国发展巡航导弹的重要目标就是增强快速反应与打击能力, 尤其是打击机动目标, 如导弹发射架、航空母舰等高价值机动目标。高超声速巡航导弹能有效地遏制地基、机载、舰载预警及武器系统整体功能的发挥。在满足命中精度要求的条件下, 高超声速巡航导弹的巨大动能能有效地提高对加固目标(包括深埋地下目标) 等目标的毁伤概率null高超声速飞机 高超声速飞机在实时侦察、远程快速部署和精确打击方面具有明显的军事价值。高超声速飞机实施实时侦察有独特的优越性。目前, 各国主要依靠卫星和常规侦察机执行侦察任务, 这两种侦察手段均有局限性, 特别是在对一些重大突发事件的实时侦察方面存在明显不足。高超声速飞机具有突防能力强, 被拦截概率小, 能深入敌纵深进行侦察的特点。 高超声速战斗机配挂防区外攻击武器, 以高空、高速进入或退出目标区, 或战斗机配挂高超声速防区外攻击武器, 利用武器的高超声速实施突防、攻击, 都必将大大提高航空武器系统的突防概率、作战生存力和作战效能。当然, 高超声速战斗机配挂高超声速巡航导弹则更是如虎添翼 超燃冲压发动机技术进一步发展还可能用在洲际飞机上, 这种洲际飞机飞行速度约为Ma =5～6 , 航程达数万公里, 各大洲之间约2h 即可到达, 有很大的潜在市场。nullnull空天飞机 能够象普通飞机一样起飞, 以高超声速在大气层中飞行, 在30km ～100km高空的飞行速度可达12～25 倍声速; 能够直接加速进入地球轨道; 能安全返回并再入大气层, 象普通飞机一样在大气层中滑翔并降落; 能够重复使用。 空天飞机(包括跨大气层飞机) 将作为反卫星武器平台、监视和侦察平台、天基系统的支援平台, 在未来的空间控制和空间战中将发挥重要作用: 迅速回收或更换与国家安全密切相关的失效或失误的航天器(如卫星等) ;检查来历不明和可疑的轨道飞行目标; 捕捉或摧毁不友好的航天器; 当航天器观察到地面或空间出现严重事件时, 可用空天飞机迅速查明情况, 救援处于困境或生病的宇航员或使他们摆脱困境。null超燃冲压发动机技术涉及到大量基础和应用科学问题, 是高难度的高新技术。从高超声速技术发展来看高超声速技术飞行距离实际应用还有些距离。但是, 由于高超声速巡航导弹和空天飞机等需求的牵引, 越来越多的国家和地区仍在持续进行超燃冲压发动机技术研究。21 世纪, 超燃冲压发动机技术必将得到较快发展和实际应用, 必将对军事、航天、国民经济等产生深远影响革命性的动力系统革命性的动力系统首先, 由于巡航飞行马赫数远远高于传统战斗机, 现有的吸气式发动机已不再适用. 当马赫数高于3 时由于进气道激波产生的压缩已经很强, 不再需要压气机,而应当采用冲压发动机; 而当马赫数达到6 左右时, 气流的总温已达1500K以上, 传统的亚声速燃烧冲压发动机效率大大降低; 而如果保持进入发动机的气流为超声速, 在超声速气流中组织燃烧, 发动机仍能有效地工作, 这就是超声速燃烧冲压发动机(scramjet-supersonic combustion ramjet, SSCR). 超燃冲压发动机在Ma6 以上的性能远高于亚燃冲压发动机, 它能工作到Ma12 » Ma15 左右nullnullnullnullnullnull1.它可以利用大气中的氧气做为氧化剂，所以冲压发动机在高超声速飞行时，经济性能显著优于涡喷发动机和火箭发动机；发动机内部没有转动部件，结构简单，质量小，成本低，推重比高。 2.冲压发动机也有某些缺点：不能自身起动，需要助推器加速到一定速度才可工作，但这个缺点并不突出；对飞行状态的改变较敏感，当在宽马赫数范围内飞行时，要对进气道进行调节，这样使得进气道结构复杂。 null超燃冲压发动机 冲压发动机是吸气式发动机的一种, 它利用大气中的氧气作为全部或部分的氧化剂, 与自身携带的燃料进行反应. 与压气机增压的航空发动机不同, 它利用结构部件产生激波来对高速气流进行压缩, 实现气流减速与增压, 整体结构相对简单. 其工作原理是首先通过进气道将高速气流减速增压, 在燃烧室内空气与燃料发生化学反应, 通过燃烧将化学能转变为气体的内能. 最终气体经过喷管膨胀加速, 排入大气中, 此时喷管出口的气体速度要高于进气道入口的速度, 因此就产生了向前的推力 null过程H--2为绝热压缩, 在进气道中实现; 2--3 为等压加热, 在燃烧室中进行; 3--4 为绝热膨胀, 在尾喷管中完成; 4--H 为工质在大气中冷却的过程. 在实际工作工程中, 由于存在多种因素导致的流动与热量损失, 冲压发动机的实际工作效率会低于布莱顿循环的效率. 理想的冲压发动机的工作循环示意图null传统的冲压发动机首先通过进气道将来流速度滞止为Ma0.3 以下的低速气流, 然后在气流中喷注燃料、组织燃烧, 称之为亚燃冲压发动机. 当飞行器速度高于Ma5 以上时, 将气流速度降至低速将导致燃烧室入口气流静温急剧升高, 对发动机结构与热防护等方面造成了极大的困难;同时, 高静温也会导致煤油分解, 热量无法加入,发动机不能产生推力; 另一方面, 将高超声速气流压缩到低速将产生很大的激波损失, 降低推力性能, 因此亚燃冲压发动机的应用受到了严重制约.为避免燃烧室入口高静温来流所带来的诸多问题,超燃冲压发动机让气流以超声速进入燃烧室, 在超声速气流中组织燃烧, 来流静温、静压和总压损失大大降低, 因而可以实现较高的性能, 成为大气层内高超声速飞行的理想动力装置, 在Ma > 8 时是唯一可用的吸气式动力装置.null超燃冲压发动机主要由进气道、隔离段、燃烧室与尾喷管组成. 进气道的主要功能是捕获足够的空气, 并通过一系列激波系进行压缩, 为燃烧室提供一定流量、温度、压力的气流, 便于燃烧的组织. 隔离段是位于进气道与燃烧室之间的等直通道, 其作用是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. 当燃烧室着火后压力升高, 隔离段中会产生一系列激波串, 激波串的长度和位置会随着燃烧室反压的变化而变化. 当隔离段的长度足够时, 就能保证燃烧室的压力波动不会影响进气道. 燃烧室是燃料喷注和燃烧的地方, 超燃冲压发动机中燃料可从壁面和支板或喷油杆喷射. 超燃冲压发动机中的火焰稳定与亚燃冲压发动机不同, 它不能采用V型槽等侵入式火焰稳定装置,因为它们将带来巨大的阻力, 因此目前普遍采用凹腔作为火焰稳定器. 尾喷管则是气流膨胀产生推力的地方.null与传统吸气式发动机相比, 超燃冲压发动机的阻力较大, 实现推阻平衡比较困难. 为了降低飞行器阻力, 必须采用飞行器机体/发动机一体化设计. 通常将超燃冲压发动机置于高升阻比机体下腹部, 飞行器前体下壁面作为进气道外压缩段, 后体下壁面作为喷管的外膨胀段null分为纯超燃冲压发动机、双模态超燃冲压发动机和双燃烧室超燃冲压发动机3 类. 纯超燃冲压发动机是指其完全采用超声速燃烧模态(简称超燃), 工作模态单一、工作范围一般大于Ma6; 双模态超燃冲压发动机(scramjet-dual mode scramjet, DM) 是指发动机根据不同的来流速度，其燃烧室分别工作于亚声速燃烧状态、超声速燃烧状态。对于这种发动机如果几何固定，通常能够跨4Ma飞行工作，目前研究较多的是Ma=4-8的双模态冲压发动机；如果几何可调，则能够在Ma=2-12范围内工作。 双燃烧室超燃冲压发动机(dual combustor ramjet, DCR) 串联了亚燃与超燃两个燃烧室, 其中亚燃燃烧室起到提供高温富燃燃气或点火源的作用,主要目的是用亚燃冲压发动机点燃超燃冲压发动机来解决煤油燃料的点火和稳定燃烧等问题.其有效的工作范围为Ma3»Ma6.null这种发动机有两套进气系统，吸入的超声速空气经由一套进气系统减速至亚声速速度，然后与富油环境中的常规液体碳氢燃料混合并点火，膨胀的燃烧产物则与经另一套进气系统进入的超声速空气混合，并在超声速燃烧室中更加完全的燃烧。工作界限Ma=3，最大工作速度Ma=6.5。 进气道 1.前体压缩面 为进气道提供流场品质足够好、流量达到要求的预压缩气流 2.进气道压缩面 对气流进一步压缩，使气流的马赫数、压力满足设计指标 3.隔离段 隔离燃烧室的压力波动对进气道的影响；在高燃烧室反压条件下形成预燃激波系null难点及关键技术 高超声速飞行器动力系统与传统的航空、航天动力系统存在很大差异, 许多都是原理上创新的, 因此在研制过程中, 面临的难点很多, 需要攻克大量的关键技术, 才有可能进入实用. 难点 1.高效进气与压缩在兼顾飞行器其它总体技术要求的情形下,实现发动机的高效进气与压缩, 是高超声速飞行器动力系统的难点之一. 进气道是完成发动机进气与压缩的关键部件, 主要作用是对来流进行扩压减速, 为发动机燃烧室提供高品质的压缩空气流, 其性能高低直接影响着发动机的综合性能.进气道的设计一般应满足以下几个方面的性能要求: (1) 进气扩压过程总压损失小; (2) 进气道出口气流流场品质满足燃烧室要求; (3) 进气道的速度、攻角特性好、稳定裕度高; (4) 进气道外阻小;(5) 结构简单、维护方便等. 前3 方面是进气道高效进气与压缩的要求, 后两方面则是飞行器气动性能与结构方面的要求. nullnull高超声速进气道从构型上可以分为二维进气道、三维侧压进气道、轴对称进气道和内转向进气道等, 这几种进气道形式各有优缺点, 一般根据行器的具体形式选择合理的进气道形式. 高超声速进气道的基本构型为一个收缩通道后接一等直或微扩通道, 其基本工作原理是利用这一收缩通道将高超声速来流压缩减速至较低马赫数. null 高超声速来流首先受到进气道前体压缩面的预压缩, 然后再受到隔离段激波串的进一步压缩, 最后以超声速进入燃烧室. 高超声速进气道的工作过程就是一个将高超声速来流进行压缩减速的过程,高超声速进气道设计的关键是如何实现高效进气与压缩 （1）进气道启动限制 当进气道收缩比过大或进气道反压过高时，进气道会陷入不启动状态。在这种状态下进气流量急剧减小，将直接导致发动机推力下降，甚至熄火。进气道设计的最低要求是能够正常启动，确保足够的进气流量。 （2）高温效应 由于压缩效应和黏性的影响，当马赫数较高时来流总温较高，进气道气流将出现振动能激发、电离、离解等现象，即高温效应null（3）钝前缘效应 为了满足承受气动加热的需要，高超飞行器的千元需要钝化处理。高超声速钝前缘将导致熵层的出现，从而影响边界层的发展、转捩，影响进气道性能。 （4）黏性效应 在高温条件下，边界层对进气道性能存在较大的影响：在有逆压梯度的区域会产生边界层分离，在进气道构型设计中必须细致分析分离的位置、大小、不确定性因素较多；流动边界层导致的机械能损失占据高超声速进气道损失的重要部分 （5）波系配置难 进气道预压缩段与进气道入口段存在较为复杂的激波誉膨胀波系，激波与边界层发生干扰之后，还会在流场中产生更为复杂的波系结构，因此对波系进行合理配置存在较大困难null（6）边界层控制难 高超声速飞行器，进气道入口处边界层较厚，在流程内斜激波作用下极易发生边界层分离，除了合理配置激波波系外，对边界层进行流量控制也能降低分离程度 （7）进排气调节难 在快速度范围内或机动飞行时，进气道的波系会出现较大的变化，设计状态的波系配置方案很难保证在严重偏离设计状态时还能维持高效工作模式，甚至会出现无法启动的情况，导致综合性能大幅下降null隔离段 是一个等截面或微扩张角的管道，位于进气道与燃烧室之间，有两个作用：1.隔离燃烧室和进气道间的相互干扰，能支持燃烧室内的较高反压，以提供进气道一个较宽的稳定工作范围；使超燃冲压发动机以双模态方式工作，及可以让超然冲压发动机在亚燃模态和超燃模态下相互转换 激波与附面层的相互干扰 可看到，随着反压的增加，激波串首先在隔离段出口平面形成。随着反压进一步的增加，激波串继续向前移动。激波串的特点是“斜激波+附面层分离+气流加速和压力减少” nullnull 在隔离段流场中，激波与附面层相互干扰，这时，在激波与附面层相交处，壁面附面层分离，引起主流截面收敛，以至于初始正激波后的中心区亚音速主流加速至音速，此后附面层再附着，中心区主流超音速膨胀直到形成第二道激波，这样，最终形成激波串 （1）在隔离段未扰动区内，激波串前面附面层逐渐加厚，静压逐渐增加，而马赫数逐渐降低 （2）随着反压的扰动沿附面层向上游传播，在附面层附近产生压缩波，从而形成激波，在激波后压力升高许多，核心区的气流以一定角度向中心先方向偏转 （3）激波在中心线相交后被互相压缩有产生两道激波。这两道激波反射向壁面并和壁面撞击，核心区的流动又变为和壁面平行，壁面处的压力急剧升高，并使附面层严重分离，在气流分离区，形成一个高压平台null（4）在撞击点后，气流分离区与核心区压力的差异导致激波在壁面附近发生普朗特—迈耶反射形成稀疏膨胀波，核心区的气流以一定的角度偏离中心线 （5）这些膨胀波在中心线相交并反射仍为膨胀波，核心区的气流就又和中心线平行 （6）如果气流分离区的压力低于下游的压力，在附面层有形成一道压缩波null燃烧室 燃烧室是超燃冲压发动机的核心部件，超声速燃烧所涉及的关键技术都体现在燃烧室中。超燃冲压发动机燃烧室技术主要解决的问题是在有限的空间、时间内和在高速气流中实现燃料的喷射、雾化、蒸发、掺混、点火、稳定燃烧，将化学能最大限度地转化为热能，有高的热效率和较小的压力损失，而且要能够适应较宽的燃料/空气当量比变化、燃烧室的压力变化、速度变化，以满足飞行器不同空域和不同速度飞行、加速以及巡航等要求。null遇到的问题 超燃冲压发动机也需要经过一个由压缩、加热、膨胀、排气组成的热力循环过程才能将燃料燃烧的热能转化为有用功. 然而工作在高超声速范围, 激波压缩与超声速燃烧过程的熵增是非常严重的, 使得系统可用功迅速下降, 同时高超声速飞行时, 发动机外阻过大, 以至于很难实现净推力(即发动机总推力与阻力之差). 如何实现化学能——热能——动能的高效转换, 提高热力循环效率,实现净推力是超燃冲压发动机的核心问题, 而其中的瓶颈是实现高效率、低阻力的混合与燃烧 超声速燃烧属于扩散燃烧, 是由混合控制的燃烧过程, 所以快速均匀混合是实现高效燃烧的前提与基础. 但超燃冲压发动机燃烧室入口空气来流速度达到1 000 m/s 左右, 燃料在燃烧室内的滞留时间只有毫秒级, 而且超声速混合层的稳定性较强(在同样的密度比条件下其扩展率仅有不可压剪切层的1/3), null 要在如此短的时间内完成燃料与来流的混合, 难度很大. 尤其是液体碳氢燃料,还要考虑液滴破碎、雾化和蒸发过程, 更加增加了快速、均匀混合的难度. 同样, 燃料滞留时间短也对稳定燃烧制造了困难, 首先是在高速气流中稳定火焰难, 其次是在稳定火焰同时还要实现燃烧过程低损失就更困难了. 超燃冲压发动机为适应飞行器不同马赫数下的工作要求，需要在同一燃烧室中实现亚燃和超燃双模态燃烧，这是超燃冲压发动机实现工程应用的关键技术。 实现的方法 一种是通过控制燃料喷射位置、燃烧程度来实现。但是燃烧控制非常困难，因为其不仅受到燃料的物理化学状态、喷射情况、燃料与空气的掺混情况、燃烧室中涡流及附面层等因素的影响，且要求在飞行马赫数及设计油气比范围内稳定燃烧。另一种方法是通过调节燃烧室通道的几何面积来适应双模态燃烧要求，但由于燃烧室温度高达2000K～3000K，使得几何调节结构设计相当困难。null如何可靠点火并使燃烧稳定和增强混合技术也是超燃冲压发动机燃烧室关键技术之一。 目前的点火方式有自燃点火，加气氢辅助点火等，也可以借鉴火箭发动机的研制经验，考虑用强制点火的办法（如火炬点火等）实现超燃冲压发动机点火 燃烧室的另一关键技术是冷却 超燃冲压发动机外部是高超声速气流，气动加热很严重，计算明，当飞行器马赫数达到6 时，飞行器头部来流滞止温度达1700K，而发动机内部流场气流总温可达3000K以上，因此必须采用主动冷却的方法来保证发动机正常工作。在发动机冷却中，只能采用燃料冷却，而发动机工作中所需的燃料流量很小，这就给发动机的结构热防护带来更大困难，尤其是采用碳氢燃料（如煤油）时更是如此。 nullnull尾喷管 超燃冲压发动机尾喷管技术主要是在不同的燃烧室出口条件下使气流能够膨胀到接近外界大气条件，它与性能和效率有关。喷管推力系数是确定整个超燃冲压发动机循环效率的最敏感的参数。喷管性能特性由排气气流路径中的损失机理表示，即不完全膨胀、扩散、化学动力和摩擦。因此，喷管的主要问题与超燃冲压发动机性能没有直接关系而与飞行器性能有关，是喷管推力矢量及其产生的俯仰力矩。如果喷管推力矢量过大，或者方向相反，那么飞行器飞行控制面需要大幅度调整，这会导致阻力增加。在设计过程中，通过改变发动机倾斜角和喷管表面角，可以很容易地控制推力矢量角。null超燃冲压发动机尾喷管技术主要解决的问题是在不同的燃烧室出口条件下使气流能够膨胀到接近外界大气条件。需要研究喷管气动轮廓、具有轴向和法向压力梯度的粘性流场、非平衡化学反应等。由于不同飞行状态, 喷管需要的膨胀比变化大(可达6倍以上) , 在给定几何尺寸下使出/ 进口气流冲量差最大, 为此需要研究喷管轮廓与机体后体的一体化设计、气体主动分离技术、尾喷管调节技术等。null燃料 燃料方面的问题重点放在其用作吸热冷却剂并提高其点火延迟和燃烧速度上。高超声速飞行中气流的高速度给飞行器结构带来了非常显著的气动力热载荷。实际上未冷却区燃烧室温度能够超过3000K，完全超过已知结构材料的承受能力。因此，根据所得燃料热载荷要求可用燃料再生冷却发动机结构。煤油, 甲烷- 点火滞后时间比氢点火滞后时间长一个数量级以上，火焰传播速度比氢的火焰传播速度要低一个数量级，煤油点火和稳定燃烧困难，而液体碳氢燃料点火延迟时间居于两者之中，因此，吸热型碳氢燃料技术的研究受到了特别的重视。因为长的液体碳氢燃料链因其用作吸热冷却剂而破裂或裂解成气态煤油和小分子碳氢燃料等，所以点火延迟随着喷射燃料成分的变化而变化，可以通过添加燃料添加剂, 硅烷SH4改变点火延迟的变化。null吸热碳氢燃料作为冷却剂,吸收了发动机部件的热量, 同时通过催化、裂解、发生相变形成气态煤油、小分子碳氢燃料(如甲烷、乙烯等) 和氢的混合物进入燃烧室。一方面燃料通过相变和裂解能够吸收大量的热量, 满足了燃烧室等壁面的冷却要求,另一方面大大改善了液体燃料雾化、掺混性能以及燃烧性能。吸热型碳氢燃料技术主要包括燃料催化裂解、拟制结焦及其在超燃冲压发动机应用等。null进气道/燃烧室的匹配 高超声速飞行器动力系统在非设计状态下各部件之间的匹配性能往往下降很快, 要满足高超声速飞行器飞行空域广、发动机工作范围宽的要求非常困难.超燃冲压发动机的超声速燃烧特性决定了其流动与燃烧的耦合很强, 同时与发动机的几何结构也具有较强的耦合关系, 导致在偏离设计状态时各部件匹配性能下降, 发动机稳定裕度小, 其中进气道/燃烧室宽范围匹配尤为困难. 由于随飞行马赫数变化, 进气道出口气流参数变化范围大, 而隔离段抗燃烧室反压能力有限, 燃烧室压力过高将导致预燃激波串被推出隔离段、造成进气道不起动, 压力过低则可能导致发动机熄火. 这意味着燃烧过程组织必须与进气道、燃烧室以及尾喷管的设计相匹配, 并实时控制, 以适应不同的飞行条件.null热防护 由于高超声速飞行波阻大, 发动机推力裕量小, 故进气道前缘必须采用尖锐外形以减小阻力.在大气层中高超声速飞行时, 气动加热与飞行速度的立方成正比(Ma6 状态时驻点气流温度便高达约1 800 K)、当地热流密度与前缘半径的平方根成反比, 由此可见进气道尖锐前缘的热负荷非常严重(典型的单级入轨飞行器进气道唇口前缘热流密度高达500mJ/m2·s).另一方面, 发动机燃烧室内燃气温度高(2 500K»3 000 K)、气流冲刷显著、且环境呈氧化特性, 对热防护系统研制也提出了很高要求. 首先, 燃烧室入口气流温度已达到600K 以上, 故吸气式发动机常用的气膜冷却方法已不可用; 其次,发动机燃料流量较小, 很难满足再生冷却所需冷却剂流量要求, 对于Ma6»Ma8 动力系统可采用吸热型碳氢燃料来提高热沉, 而对于采用液氢燃料的Ma > 10 动力系统则尚未有解决方案 null超燃冲压发动机的研究方法 超燃冲压发动机的主要研究方法有：数值计算模拟、缩比模型发动机或部件的实验研究、发动机过程研究、缩比发动机的飞行试验、全尺寸发动机的飞行试验等。这些方法是相辅相成、相互促进的。在用数值计算模拟研究时，要用到各种基本数据，可以是实验研究、工作过程研究、缩比飞行试验和全尺寸飞行试验中获得数据。其它的研究方法可以对实验研究得到的结果进行验证和外推。null1.数值计算模拟的目的是预估超燃冲压发动机的性能; 研究内外流参数对发动机效率、经济性、推重比等的影响; 在给定目标下(如推力、几何尺寸、重量等) 下研究气流通道参数的优化。 数值计算模拟的优点是可以在很宽的范围内计算发动机的各种参数, 提供总体和部件设计所需的各种气流数据, 还可以把原理性试验研究、工作过程研究、飞行试验中获得的数据进行综合、找出规律, 还能够模拟发动机与飞行器之间的相互影响。数值计算模拟的缺点是需要使用湍流和物理化学变化的半经验数学模型(目前还不成熟) , 在真实飞行马赫数、雷诺数以及气体组分条件下无法对运动方程进行精确求解。null2.缩比模型的实验研究的目的是揭示和探索超燃冲压发动机及部件的工作原理及规律。优点是可以研究发动机所涉及的气体动力、热力学、燃烧学等现象, 如研究发动机内流的粘性、湍流、气体分离等, 研究发动机中的燃烧稳定、能量释放、火焰传播等规律。由于无法遵循所有的相似准则、无法使用全同的通道构型和无法保证流动的初始与边界条件, 缩比模型的实验研究不能够全面模拟超燃冲压发动机整个通道和部件的工作过程, 只能模拟流动和物理化学现象的一些特征, 获得不完善的结果。null3.发动机工作过程研究(地面试验模拟) 目的是研究在飞行轨道上部分可能的状态点条件下发动机和部件气流通道在接近真实条件的工作情况。其优点是可以广泛进行各种工作过程的模拟试验。由于仅在有限的飞行马赫数和雷诺数范围(热焓与流速) 内,能够在地面试验设备上进行工作过程模拟, 而且对模型尺寸也有限制, 这导致只能对发动机内气体的物理化学成分、流动的初试与边界条件进行部分模拟, 从而使试验结果具有局限性。null4.进行缩比模型的飞行试验的目的是在沿着近似真实的飞行轨道, 研究发动机及其部件气流通道在更接近真实条件下的工作过程。优点是可以在有限的雷诺数和试验时间内使用真实的气体组分沿飞行轨道全面模拟发动机的真实过程。其缺点是发动机通道尺寸小以及测试困难。 5.全尺寸发动机飞行试验可以研究沿某种飞行轨道上超燃冲压发动机的各种参数, 研究发动机与飞行器之间相互影响。缺点是只能获得有限的工作过程参数数据, 而且成本很高、风险很大。null以上的研究方法是相辅相成、相互促进的。在用数值计算模拟研究时, 要用到各种基本数据, 可以是实验研究、工作过程研究、缩比飞行试验和全尺寸飞行试验中获得的数据。其它的研究方法可以对实验研究得到的结果进行验证和外推。工作过程研究要用到实验研究和数值模拟的结果, 也需要用缩比飞行试验来验证和扩展其研究结果。缩比飞行试验研究要首先利用数值模拟、实验研究、工作过程研究的结果, 并对它们进行验证和外推。用全尺寸发动机飞行试验对所获得的结果和形成的方法进行进一步验证、修正和外推是必要的。