沖壓發(fā)動機工作原理

這種發(fā)動機壓縮空氣的方法，是靠飛行器高速飛行時的相對氣流進入發(fā)動機進氣道中減速，將動能轉變成壓力能（例如進氣速度為3倍音速時，理論上可使空氣壓力提高37倍）。沖壓發(fā)動機的工作時，高速氣流迎面向發(fā)動機吹來，在進氣道內擴張減速，氣壓和溫度升高后進入燃燒室與燃油（一般為煤油）混合燃燒，將溫度提高到2000一2200℃甚至更高，高溫燃氣隨后經(jīng)推進噴管膨脹加速，由噴口高速排出而產(chǎn)生推力。沖壓發(fā)動機的推力與進氣速度有關，如進氣速度為3倍音速時，在地面產(chǎn)生的靜推力可以超過200千牛。

推力的產(chǎn)生與渦輪噴氣發(fā)動機一樣，是由于高速排氣所產(chǎn)生的反作用力。其情況是：當飛機運動時，空氣流以高速沖進發(fā)動機中，于是空氣速度就驟降，壓力便上升。當壓力剛剛達到最大值時，就由噴油嘴噴射燃料(煤油)，開始燃燒，使得發(fā)動機燃燒室中空氣溫度和壓力急速地增大，然后這種炙熱的空氣與燃燒產(chǎn)物相混合的氣體，便以更大的速度從發(fā)動機噴管噴射出來。噴氣流的速度比進口的空氣速度大得多，因而就造成反作用推力，使得飛機運動。氣流噴出速度愈大，推力也就愈大。

它通常由進氣道（又稱擴壓器）、燃燒室、推進噴管三部組成。

沖壓發(fā)動機即沖壓噴氣發(fā)動機。

沖壓噴氣發(fā)動機是一種利用迎面氣流進入發(fā)動機后減速，使空氣提高靜壓的一種空氣噴氣發(fā)動機。沖壓發(fā)動機沒有壓氣機（也就不需要燃氣渦輪），所以又稱為不帶壓氣機的空氣噴氣發(fā)動機。

沒有壓氣機，不能在靜止的條件下起動，所以不宜作為普通飛機的動力裝置，而常與別的發(fā)動機配合使用，成為組合式動力裝置。如沖壓發(fā)動機與火箭發(fā)動機組合，沖壓發(fā)動機與渦噴發(fā)動機或渦扇發(fā)動機組合等。安裝組合式動力裝置的飛行器，在起飛時開動火箭發(fā)動機、渦噴或渦扇發(fā)動機，待飛行速度足夠使沖壓發(fā)動機正常工作的時，再使用沖壓發(fā)動機而關閉與之配合工作的發(fā)動機；在著陸階段，當飛行器的飛行速度降低至沖壓發(fā)動機不能正常工作時，又重新起動與之配合的發(fā)動機。如果沖壓發(fā)動機作為飛行器的動力裝置單獨使用時，則這種飛行器必須由其他飛行器攜帶至空中并具有一定速度時，才能將沖壓發(fā)動機起動后投放。沖壓發(fā)動機或組合式?jīng)_壓發(fā)動機一般用于導彈和超音速或亞音速靶機上。

沖壓發(fā)動機只有三個主要部件——擴壓器，燃燒室和尾噴管。雖然它只由很簡單的三個管道形的部件構成，但是它可以發(fā)出非常大的推力，并且推力隨飛行速度的增大而迅速增大。例如，一個橫截面只有1平方公尺的沖壓發(fā)動機在11公里高空，以速度為3.5倍音速飛行時(M=3.5)，可以產(chǎn)生推力大約是30，000公斤(即30噸)。這時它推進的功率達到414，000匹馬力，這相當于200個火車頭的功率。若是在低空飛行，由于空氣密度大功率還要增加。這樣一臺發(fā)動機有多重呢？最多不會超過1噸。從這里可以看到它強大的工作能力。

沖壓發(fā)動機結構簡單，重量輕，推重比大，成本低。在飛行馬赫數(shù)大于3的條件下使用,有較高的經(jīng)濟性。它的缺點是不能自行起動，須用其他發(fā)動機作為助推器，而且只有飛行器達到一定飛行速度后才能有效工作。它一般使用煤油做為燃料。

由于它具有這種優(yōu)良的特點——推力大、重量輕，因此非常適合于高空高速飛行。最高速度約為4倍音速(相當于4400公里/小時)，高度可達30公里以上。但這數(shù)值還不是它的極限，估計以后它的飛行高度、速度還要進一步提高。

按應用范圍劃分，沖壓發(fā)動機分為亞音速、超音速、高超音速三類。

亞音速沖壓發(fā)動機

亞音速沖壓發(fā)動機使用擴散形進氣道和收斂形噴管，以航空煤油為燃料。飛行時增壓比不超過 1.89，飛行馬赫數(shù)小于0.5時一般不能正常工作。亞音速沖壓發(fā)動機用在亞音速航空器上，如亞音速靶機。

超音速沖壓發(fā)動機

超音速沖壓發(fā)動機采用超音速進氣道（燃燒室入口為亞音速氣流）和收斂形或收斂擴散形噴管，用航空煤油或烴類燃料。超音速沖壓發(fā)動機的推進速度為亞音速到6倍音速，用于超音速靶機和地對空導彈（一般與固體火箭發(fā)動機相配合）。

高超音速沖壓發(fā)動機

這種發(fā)動機燃燒在超音速下進行，使用烴類燃料或液氫燃料，飛行馬赫數(shù)高達5～16，高超音速沖壓發(fā)動機正處于研制之中。 超音速燃燒沖壓發(fā)動機是一種以超音速燃燒為特色的沖壓發(fā)動機,在高速時，需要超音速燃燒來保證較高的燃料利用率。（簡稱超燃沖壓發(fā)動機）由于超音速沖壓發(fā)動機的燃燒室入口為亞音速氣流，也有將前兩類發(fā)動機統(tǒng)稱為亞音速沖壓發(fā)動機，而將第三種發(fā)動機稱為超音速沖壓發(fā)動機。（這種發(fā)動機運用的代表有美國的X-43A、X-51A“乘波者”高超音速試驗機）

超音速飛機

主要用作殲擊機與轟炸機的動力裝置。例如正在研究中的一種，是把沖壓式發(fā)動機與渦輪噴氣發(fā)動機組合使用，后者放在沖壓發(fā)動機的進氣道內。起飛時使用渦輪噴氣發(fā)動機，沖壓發(fā)動機在M=0.4時起動，設計的飛行速度為音速的4倍(M=4)(圖3)。此外還有一種在研究中的轟炸機，其設計飛行速度為M=4，巡航高度H=30，000公尺，最大航程為16000公里，尚未獲得成功。

洲際飛航導彈

由于沖壓發(fā)動機可在高速下飛行，并且經(jīng)濟性很好，做為遠程導彈，無論從軍事上或經(jīng)濟上來考慮都很好，所以各國都在積極的從事研究。有一種正在研究中的洲際飛航導彈，其飛行速度約為音速的3.0－3.5倍，高度約為21－24公里。航程大于8000公里。

中程近程導彈

在射程從幾十公里直到2400公里范圍內的中程及近程導彈上，經(jīng)常采用沖壓發(fā)動機。這種導彈可以是地對地，空對空，也可以是地對空。例如有一種裝有沖壓式發(fā)動機的地對地導彈飛行速度M=3.5，飛行高度24公里，航程2400公里。另一種空對空導彈從殲擊機發(fā)射，可以用來攻擊轟炸機或其他飛機，速度是音速的3倍。還有一種正在生產(chǎn)中的防空導彈，由地面發(fā)射，速度為M=2－2.5，這些導彈均采用沖壓式發(fā)動機作為動力裝置。

超音速靶機

為了訓練殲擊機及導彈武器射擊用的超音速靶機，使用沖壓發(fā)動機也是非常經(jīng)濟的，因為這種發(fā)動機成本比其他發(fā)動機要便宜得多。

沖壓發(fā)動機是一種新型的、用于高速飛行的、尖端航空科學技術。它正在日新月異的迅速發(fā)展。在這個領域內，有著廣泛的復雜問題需要研究解決。

隨著飛行速度的提高，就要求設計制造出更有效的部件——擴壓器，燃燒室，尾噴管。有的國家正在計劃把沖壓發(fā)動機的飛行速度提高到5－7倍音速，甚至更高(約5300－7400公里/小時)。這就需要解決一系列新的問題。例如，首先要求解決熱障問題，在M=5飛行時，發(fā)動機壁面與空氣摩擦后溫度可以達到1000℃左右。燃燒室加熱以后的溫度將達到2500－2800℃左右，這就需要耐溫能力更高的材料。其次，為了使燃燒室中能加溫到更高的溫度，所采用的燃料(煤油)是不行的，這就需要高能量的燃料。

今天已進入原子能時代。因此在沖壓發(fā)動機上使用原子能吸引著許多科學家，使他們進行不懈的研究。不久的將來這種理想就會變?yōu)楝F(xiàn)實。

在地球大氣的上層，由于太陽和宇宙線的作用，部分空氣分解成為離子，當這些離子再合成分子時，就會放出大量的能量，因此就有可能在發(fā)動機內噴入少量的催化劑，使離子再結合成分子，放出能量而推動飛機，這樣就根本不必攜帶燃料。這種離子沖壓發(fā)動機的航程，可以認為是無限的。

書號 978-7-118-11639-7

作者 于達仁等

出版時間 2019年3月

譯者

版次 1版1次

開本 16

裝幀 平裝

出版基金

頁數(shù) 280

字數(shù) 350

中圖分類 V235.21

叢書名 高超聲速科學與技術叢書

定價 128.00

內容簡介

本書以超燃沖壓發(fā)動機為研究對象，從發(fā)動機基本控制問題出發(fā)并結合已有飛行試驗經(jīng)驗給出了一種超燃沖壓發(fā)動機基本控制方案，討論了發(fā)動機控制模型維數(shù)和反饋變量選擇原則并介紹了發(fā)動機推力閉環(huán)控制系統(tǒng)設計方法，探討了超燃沖壓發(fā)動機燃燒模態(tài)轉換特性及其轉換控制方法，介紹了高超聲速進氣道起動/ 不起動監(jiān)測方法及其穩(wěn)定裕度控制方法，同時給出了超燃沖壓發(fā)動機推力調節(jié)/ 進氣道保護切換控制方法，研究了超燃沖壓發(fā)動機燃燒室釋熱分布最優(yōu)控制問題，最后從飛/推一體化視角介紹了高超聲速飛行器軌道優(yōu)化問題。

目錄

常用符號表

第1章 緒論

1．1 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機的典型飛行試驗

1．2 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機控制研究現(xiàn)狀分析

1．2．1 飛行試驗中發(fā)動機控制現(xiàn)狀分析

1．2．2 進氣道不起動監(jiān)測及保護控制現(xiàn)狀分析

1．2．3 燃燒模態(tài)轉換控制現(xiàn)狀分析

1．2．4 吸氣式飛/推系統(tǒng)軌跡優(yōu)化研究現(xiàn)狀分析

1．3 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機推力控制問題分析

1．4 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機不起動監(jiān)測與控制問題

1．4．1 高超聲速進氣道不起動監(jiān)測

1．4．2 高超聲速進氣道不起動保護控制

1．5 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機燃燒模態(tài)轉換控制問題

1．5．1 燃燒模態(tài)轉換特性

1．5．2 燃燒模態(tài)轉換控制

1．6 沖壓發(fā)動機飛/推系統(tǒng)設計與控制面臨的主要問題

1．6．1 考慮飛/推系統(tǒng)強耦合特性的最優(yōu)軌跡問題

1．6．2 復雜熱力系統(tǒng)多變量多約束最優(yōu)控制問題

1．7 小結

參考文獻

第2章 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機工作原理

2．1 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機的流動特點與模態(tài)定義

2．2 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機熱力循環(huán)及性能指標

2．2．1 發(fā)動機的熱力循環(huán)過程

2．2．2 發(fā)動機的能量轉換過程

2．2．3 性能指標

2．3 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機進氣道

2．3．1 進氣道性能參數(shù)

2．3．2 進氣道典型工作狀態(tài)

2．3．3 進氣道起動/不起動

2．4 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機燃燒室

2．4．1 若干基本概念

2．4．2 燃燒室性能分析方法

2．5 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機尾噴管

2．6 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機工作過程的特殊性

2．6．1 強分布參數(shù)特性

2．6．2 多模態(tài)優(yōu)化選擇

2．7 小結

參考文獻

第3章 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機控制問題分析和控制方案

3．1 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機控制問題分析

3．1．1 推力回路控制問題分析

3．1．2 進氣道不起動保護控制問題分析

3．1．3 超溫保護控制問題分析

3．1．4 燃燒室貧/富油熄火限制

3．2 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機控制方案

3．2．1 美國X-51A控制方案分析

3．2．2 推力調節(jié)/安全保護切換控制方案提出

3．2．3 控制回路組成及分析

3．3 小結

參考文獻

第4章 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機控制模型

4．1 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機穩(wěn)態(tài)數(shù)學模型

4．1．1 數(shù)學模型的維數(shù)選擇

4．1．2 發(fā)動機一維模型

4．2 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機控制模型時間尺度分析

4．3 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機被控變量選擇

4．3．1 燃燒室最大壓比

4．3．2 燃燒室壁面壓力積分

4．4 小結

參考文獻

第5章 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機推力閉環(huán)控制方法

5．1 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機推力表征

5．1．1 地面直連式試驗條件下的推力定義

5．1．2 推力增量與壓力積分的定義

5．1．3 基于燃燒室壁面壓力積分的推力增量表征

5．2 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機推力閉環(huán)控制系統(tǒng)設計

5．2．1 控制對象特性分析及建模

5．2．2 控制性能要求分析與控制器設計

5．3 控制系統(tǒng)魯棒性能分析

5．3．1 增益攝動時的魯棒性

5．3．2 動態(tài)攝動時的魯棒性

5．4 推力閉環(huán)控制地面試驗驗證

5．5 小結

參考文獻

第6章 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機燃燒模態(tài)轉換及其控制

6．1 燃燒模態(tài)轉換馬赫數(shù)的選擇準則

6．1．1 寬馬赫數(shù)范圍發(fā)動機性能分析

6．1．2 最大推力需求下的燃燒模態(tài)轉換馬赫數(shù)選擇

6．1．3 最大比沖需求下的燃燒模態(tài)轉換馬赫數(shù)選擇

6．2 燃燒模態(tài)轉換邊界及其影響因素分析

6．2．1 燃燒模態(tài)轉換邊界空間描述

6．2．2 模態(tài)轉換邊界影響因素分析

6．3 燃燒模態(tài)轉換中的突變與滯環(huán)問題

6．4 燃燒模態(tài)轉換過程分析

6．4．1 轉換路徑的影響

6．4．2 突變特性的影響

6．4．3 滯環(huán)特性的影響

6．5 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機燃燒模態(tài)轉換控制

6．5．1 燃燒模態(tài)表征與監(jiān)測

6．5．2 燃燒模態(tài)轉換控制基本方案

6．5．3 控制方案仿真

6．6 小結

參考文獻

第7章 高超聲速進氣道不起動監(jiān)測方法研究

7．1 進氣道起動/不起動模式分類數(shù)據(jù)準備

7．1．1 進氣道物理模型

7．1．2 進氣道不起動數(shù)據(jù)組成及分析

7．2 基于支持向量機的高超聲速進氣道起動/不起動模式分類

7．2．1 支持向量機的基本理論和方法

7．2．2 基于支持向量機的特征選擇算法

7．2．3 基于支持向量機的進氣道起動/不起動特征選擇

7．2．4 進氣道起動/不起動分類結果及驗證分析

7．2．5 分類方法的對比分析

7．3 基于FLD分析的進氣道起動/不起動最優(yōu)分類準則研究

7．3．1 FLD相關的基本知識

7．3．2 進氣道起動/不起動最優(yōu)分類準則

7．3．3 分類準則的物理意義

7．3．4 分類準則中隔離帶的作用

7．4 多傳感器融合的進氣道起動/不起動分類方法研究

7．4．1 概率輸出支持向量機

7．4．2 多傳感器分組和融合

7．4．3 多傳感器融合結果分析

7．5 小結

參考文獻

第8章 高超聲速進氣道不起動邊界及穩(wěn)定裕度控制

8．1 高超聲速進氣道不起動邊界的無量綱分析

8．1．1 進氣道前體壓縮壓比的無量綱表示

8．1．2 隔離段壓比的無量綱表示

8．1．3 進氣道壓縮壓比的無量綱表示

8．2 高超聲速進氣道穩(wěn)定裕度控制方法研究

8．2．1 高超聲速進氣道穩(wěn)定裕度的表示方法

8．2．2 高超聲速進氣道不起動控制策略分析

8．2．3 高超聲速進氣道等裕度增益調度控制

8．3 進氣道穩(wěn)定裕度控制閉環(huán)仿真驗證

8．4 小結

參考文獻

第9章 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機推力調節(jié)/進氣道保護切換控制

9．1 基于Min規(guī)則的發(fā)動機推力調節(jié)/進氣道保護切換控制方法

9．1．1 切換邏輯及切換規(guī)則

9．1．2 控制器積分上限參數(shù)對切換過程的影響分析

9．1．3 基于Min規(guī)則發(fā)動機推力調節(jié)/進氣道保護切換控制地面試驗驗證

9．2 基于積分重置的發(fā)動機推力調節(jié)/進氣道保護無擾切換控制

9．2．1 切換邏輯及切換規(guī)則

9．2．2 切換邏輯半實物仿真及參數(shù)給定分析

9．2．3 發(fā)動機推力調節(jié)/進氣道保護切換控制地面試驗驗證

9．3 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機兩點燃油分配方案

9．3．1 兩點燃油噴射下的發(fā)動機特性仿真分析

9．3．2 兩點燃油噴射下的發(fā)動機地面試驗結果分析

9．3．3 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機兩點燃油分配方案評估

9．4 考慮兩點燃油噴射的發(fā)動機推力調節(jié)/進氣道安全保護控制

9．4．1 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機特性分析及建模

9．4．2 雙回路控制系統(tǒng)設計

9．4．3 控制系統(tǒng)數(shù)值仿真驗證

9．4．4 控制系統(tǒng)地面試驗驗證

9．5 小結

參考文獻

第10章 超聲速燃燒室釋熱分布最優(yōu)控制

10．1 超聲速燃燒釋熱最優(yōu)控制問題與求解方法

10．1．1 理想超聲速燃燒釋熱最優(yōu)控制問題

10．1．2 間接法求解釋熱規(guī)律最優(yōu)控制問題

10．2 擴張型燃燒室的超聲速燃燒釋熱最優(yōu)控制

10．3 超聲速燃燒最優(yōu)釋熱規(guī)律特性分析

10．4 內型線與釋熱分布耦合最優(yōu)控制

10．5 小結

參考文獻

第11章 吸氣式高超聲速飛行器的軌道優(yōu)化問題

11．1 考慮發(fā)動機推進機理的飛/推系統(tǒng)最優(yōu)軌跡問題

11．1．1 面向軌跡優(yōu)化控制的飛/推系統(tǒng)建模方法

11．1．2 飛/推系統(tǒng)加速段軌跡最優(yōu)控制問題的一般形式

11．2 求解軌跡最優(yōu)控制問題的一般方法

11．2．1 間接法求解軌跡最優(yōu)控制問題

11．2．2 直接法求解軌跡最優(yōu)控制問題

11．2．3 間接法與直接法的等效關系

11．3 沖壓發(fā)動機推進的飛/推系統(tǒng)加速段最小油耗軌跡

11．4 飛/推系統(tǒng)起飛質量對最小油耗軌跡的影響

11．5 飛/推系統(tǒng)性能指標對最優(yōu)軌跡的影響

11．5．1 最小油耗軌跡與最小時間軌跡

11．5．2 飛/推系統(tǒng)最優(yōu)軌跡實時效率分析

11．6 飛/推系統(tǒng)發(fā)動機性能對最優(yōu)軌跡的影響

11．6．1 尾噴管喉道可控對最優(yōu)軌跡的影響

11．6．2 基于超聲速燃燒推進的軌跡優(yōu)化問題

11．7 飛/推系統(tǒng)約束對最優(yōu)軌跡的影響

11．7．1 超溫約束與不起動約束對最優(yōu)軌跡的影響

11．7．2 等動壓約束對最優(yōu)加速軌跡的影響

11．8 小結

參考文獻 2100433B

針對超燃沖壓發(fā)動機面臨的非線性突變控制問題，擬開展超燃沖壓發(fā)動機非線性突變建模和控制研究，采用非線性突變機理建模和機器學習建模結合的方法進行超燃沖壓發(fā)動機高維突變建模研究，采用切換控制和突變模式轉換控制結合方法進行超燃沖壓發(fā)動機突變控制方法研究。以期形成一套包含建模、控制的非線性突變控制問題研究方法。所形成的方法可為航空發(fā)動機領域同類問題(如喘振控制、傳熱惡化控制等)的研究提供借鑒。