脉冲爆震发动机

脉冲爆震发动机 首先谈主干，脉爆属于衍生群候，它只是超燃体制下的一种实施性模式，超燃之所以成为一个体制，那么它所涵盖的范畴就很可观了，我就能力范围内谈谈超燃脉爆的另一种相对原理上容易说明的超燃冲压模式，这样一来以此类推，大家可能对超燃体制能有个泛泛的认识。 为什么需要这样一种体制，其实和人类对速度及高度的追求有一定相对应性。要实现天地往返又要水平起降减少运行条件及成本的空间轨道可长时间不间断控制的飞行器，它就要对速度有个初步要求，它要求动力装置要实现的马赫跨度在0-25(地球轨道速度)，而且从地面到低轨道都要能够有效的工作。现在常用的手段就是火箭发动机(MD组合冲压的曙光不算轨道飞行器)。我们知道火箭发动机自带燃料的同时还要自带氧化剂，这样一来比冲低，(比冲:每秒单位重量和流量的推进燃料所产生的推力，大概自己这么解释了)动力成本损失大，对于发射运行的诸多条件要求相对苛刻，而如吸气式发动机，像涡喷，涡扇和亚燃体制下的发动机可以直接从大气中吸取氧化剂完成氧化，比冲是火箭发动机的4-8倍，甚者十几倍，当然吸气式发动机作为天地往返飞行工具的动力系统更为得心应手，从经济，工作条件甚至可完成的有效过载的价值上潜力那是无以言的，呵呵 但是，吸气式发动机的工作范围是有限的，一般来说，涡喷和涡扇的飞行速度在M 0-4，亚燃可以达到M 2-6，所以理论上要达到6以上接近25马赫的发动机作为主动力系统，就要选择更新的体制，关键就是超燃，这样与现有火箭及吸气式发动机加以一定的组合就可以完成多任务样式高效的整体推进系统。 超燃发动机是简称，全称就是超音速燃烧冲压发动机，震爆依然属于工作体制之内。超燃冲压是适用于高超音速飞行的吸空发动机。如果说结构上的特点大白话就是没涡轮转子，不需要现有航空涡轮式发动机那套复杂的压气机，直接利用飞行中的速度冲压实现燃烧室内所需的压力，所以理论上超燃冲压机就三部分:进气道;燃烧室;尾喷。联系亚燃，顾名思义，超燃和亚燃的区别就是在超音速气流环境下组织燃烧，所以在高超音速的范畴内，超燃的比冲是所有发动机中最高的，燃烧难度也是最大的。 吸空发动机与任何热做工机一样，都要经过 一个由进气-压缩-加热-膨胀这么一个热力循环才能把燃料燃烧时放出的热能转化为有用功，在涡喷和涡扇发动机中，压缩过程主要是压气机完成的，但随着飞行速度的提高，压气机前温度(涡前)也随着不断增加，例如在马赫数为4时，由于气流的滞止，压气机前温度为630?上下，那出口温度就要超过1000?，而涡轮耐热能力有限，所以涡喷和涡扇发动机适用的速度上限基本在M4左右。如果采用新材料可以使涡轮耐热能力有一定提高，但也不会超过M5.另一方面，在高超音速环境下，气流经过进气道减速，静压大为提高了。例如M3的来流通过进气道减速到M0.2，则静压可提高30倍，这样一来，压气机和涡轮基本上就没必要了，衍生出的东西就形成了亚燃体制，但是，冲压模式在静止或甚低速的情况下由于燃烧室内的压力太低无法工作，因此必须和其他发动机组合起来使用。随着飞行速度进一步的提高，如果再保持燃烧室内气流的速度为亚音速，那温度的增加将会达到结构部件难以承受的程度。比如在高度30000米时以12马赫的速度飞行，亚燃冲压机燃烧室内的静温将会达到4000?以上，在这样的温度环境中，不仅结构冷却无法实现，而且燃料会分解，发动机将会产生不了推力进入无推力状态。但如果燃烧室内的气流保持超音速，根据有关的公式可以计算出，即使马赫数为24，燃烧室内气流速度为M9，温度则只有1450?，超燃的概念雏形随之出现了，当超燃冲压机在61000米时以M25的速度飞行时，发动机进，出口的绝对速度相差为81米/秒，这-就是发动机产生推力的动量基础。 承接上文 超燃冲压的技术难点 NASA曾经在较早的时候提出过一种超燃冲压的工程性方案，称为模块式方案。这个方案的 特点就是发动机的整体由若干个矩形模块组成，每个模块俱可独立工作，整个发动机在结构设计上与飞机融为一体，前机身和后机身可起到进气道和尾喷的延展作用。矩形模块使可调部件的设计相对简化，燃料可从每个模块的侧壁和设在中间的支板喷出。 当然，超燃冲压发动机既要在范围很宽的飞行状态下工作，又要在超音速气流中组织有效的燃烧，其技术实施难度应该说是非常大的。这基本包括如下几个方面。 超音速燃烧; 气流速度越大，组织燃烧肯定是愈困难。当超音速发动机以25马赫的速度飞行时，其燃烧室内气流速度超过7500/秒。以燃烧室长度例定为1.5米计算，燃料必须在0.2毫秒内完成喷雾，混合和有效燃烧，这个难度可想而知，呵呵。而且别忘了，燃烧室内还存在着激波和附面层的相互干扰，使燃烧过程将会更为复杂。 进气道和尾喷的调节; 由于超燃冲压发动机要在很广的飞行条件下工作，因此进气道和尾喷管的几何形状需要在很大范围内进行调节，使发动机时刻处于一种最佳的工作状态。比如，进气道的最大和最小喉道面积变化可达到8，单单从几何结构上来调节是极其困难的。有一种研究成为“热堵塞”，大体原理就是向进气道的气流加热 这样可大大简化几何结构的调节，但如此一来对燃料的喷射则提出了更高的要求。 结构冷却; 一般说(因为笔者自身知识有限,呵呵)，超燃冲压发动机内工作后燃气的最高温度应该达到或超过3000?.超过目前已知的所有结构材料的熔点，解决的办法是用作为燃料的液态氢进行一定复合循环模式的冷却，应该说理论上(实验室状态)是证明可行的。 建里精确的计算 我们知道，发动机在飞行试验以前需要在地面模拟进行试验。但目前原有全尺寸发动机试验设备只能模拟到马赫数3-4，类似的设备地面极限也就在马赫9-10之内。所以，必须研究出一套精确可行的计算方法建立数据模型，纳入计算机程序用来预估发动机在高超音速状态下的性能。 朋友们问我我国的超燃体制发动机目前在世界范围内是怎么样一种排位，呵呵，这个勉为其难。应该说欧洲和日本都有相应的研究。而更接近使用工程化的还是笔者以前说过的全体系三大国，似乎我们比毛子要好一些，快一个时间段，苏联解体对毛子整体工程发展的连贯性伤害还是不小的。但和美国比，在具体型号技术实施的可行性上有些许差距，一些研究的范围的广度，一些变量的深度，最终实施的和门类手段，还有许多细节上还是有差距的。但比涡扇小多了，呵呵。 其实美苏在上世纪50-60年代就已经开始理论可行性研究，到了68年，美国就拿出了工程样机，就是后来下马的X-15。它上面要装机的超燃冲压发动机设计速度在M8，后来因为某些原因致进行了地面模拟实验，并没有实机飞行，但地面试验的速度基本达到了设计要求。我们在那个时候开始了某些技术跟踪。。。 而航天飞机的出现并效能化理论上帮了我们一定的忙，因为整个上世纪70年代，美国的主要精力都放在了航天飞机上面，而对超燃体制的研究虽然没有停止，但规模明显减小了，直到1986年提出了X-30计划8.9-13.3千牛的超燃冲压发动机。我们在进度和技术跨度上没有被拉大。