液体冲压发动机推进技术

1XXXXXXXX学报液体冲压发动机推进技术的发展历程袁一超（南京理工大学机械工程学院，南京210094）摘要：液体冲压发动机是采用液体燃料的冲压发动机，是一种构造非常简单、可以发出很大推力、适用于高空高速飞行的空气喷气发动机。它是超声速、小体积、中远程导弹动力系统的最佳选择。因此世界各军事大国对冲压发动机都很重视。对国外液体亚燃/超燃冲压发动机的研制历程进行了回顾和论述，提出了冲压发动机技术发展的主要方向和趋势。关键词：液体冲压发动机；导弹；发展方向；研究进展中图分类号：TJ303.4文献标识码：A文章编号：5141-010X(2015)-0001-01TheDevelopmentCourseofLiquidFuelRamjetPropulsionTechnologyYUANYi-chao(SchoolofMechanicalEngineering，NUST，Nanjing210094，China)Abstract:Theliquidramjetengineisakindoframjetusesliquidfuels.ItsConstructionisquitesimplewithhighthrustandapplicabletohighspeedairjetengines.Itisthebestchoiceforthepropulsionsystemofsupersonic,smallvolume,medium-andlong-rangemissile.Allthemilitarypowersattachedimportancetotheliquidramjet.Throughreviewingandexpoundingonthedevelopmentprocessofliquidramjet/scramjetabroad，thedevelopmenttrendsanddirectionsoframjet／scramjettechnologyweresortedout.Keywords:liquidramjet；missile；technicaldirection；researchprogress冲压发动机没有压气机及涡轮等转动鄞件，是一种结构简单，经济性较好的发动机。但必须用助推器将它助推到一定的速度后，冲压发动机才能开始工作。助推器无论是串联还是并联，都将增大导弹的阻力和重量，所以冲压发动机在50~60年代曾一度受到冷落[1]。液体冲压发动机包括液体亚燃冲压发动机和液体超燃冲压发动机。一般而言，亚燃冲压发动机工作马赫数范围是1.56，而超燃冲压发动机工作马赫数是5以上[2]。液体冲压发动机的比冲性能高于火箭发动机。在马赫数大约高于3时，冲压发动机的比冲高于涡喷、涡扇发动机。液体冲压发动机经济性比较好，结构简单、质量轻、推重比高、生产成本较低，适合于大量装备使用。世界各军事大国都正大力发展冲压发动机技术。多种整体式冲压发动机已经成功用于战术导弹，并将继续得到广泛发展。本文主要根据国外冲压发动机的发展历史、研制进展情况,讨论了冲压发动机技术的发展趋势和方向以及浅显讨论冲压发动机仿真模型和冲压发动机级间分离仿真。1国内外冲压发动机发展历程冲压发动机的概念由法国人ReneLorin在1913年首次提出[3]，上世纪该项技术得到了迅猛发展。从技术层面上讲亚燃冲压发动机主要经历了三个主要阶段。第一阶段为上世纪20到60年代初期，该时期是2XXXXXXXX学报冲压发动机由诞生到初步探索应用的阶段。第二阶段为上世纪60到90年代，是冲压发动机技术长足发展的阶段，提出了冲压发动机与助推器一体化的设计理念，称为整体式冲压发动机(IRR)。第三阶段为近年来各国提出了飞行速度更快、作战距离更远、打击精度更高的新的巡航弹研制计划。超燃冲压发动机20世纪50年代，美国就开始对超燃冲压发动机技术进行探索，主要是相关的概念性、基础性和机理性问题研究。进入20世纪60年代，美国进入了实用原型发动机的初期研究阶段。至70年代中期，美国海军、空军和NASA均启动了各自的超燃发动机原型机项目。这些项目积累了大量进气道设计、超声速燃烧和整机试验方面的数据和经验。俄罗斯也是上世纪50年代开始超燃冲压发动机技术研究，并最早进行了飞行试验(1991年)。半个世纪以来，俄罗斯对超燃冲压发动机技术进行了持续深入的研究，取得了大量技术成果，在众多技术领域占据国际领先地位。2冲压发动机技术发展方向一体化程度越来越高。随着冲压发动机导弹发射平台的改变，对导弹的机动性和操纵性能要求越来越高，发展为冲压发动机与导弹成一体化构型，助推器与冲压发动机为非整体式，即助推器既不与冲压发动机共用燃烧室，也不塞人冲压发动机燃烧室内，而是以串联或并联方式与导弹弹体相连。这种构型的结构特点是冲压发动机与固体火箭助推器串联在同一轴线上。随着冲压发动机研制的进一步发展，冲压发动机与导弹形成一体化构型，助推器与冲压发动机为整体式，亦即助推器或者与冲压发动机共用燃烧室，或者将助推器塞人冲压发动机燃烧室内。图1前苏联和美国早期冲压发动机发展史图2冲压发动机一体化发展实例对超燃冲压发动机或组合循环发动机来说，发动机与飞行器机体的一体化程度更高，一方面需要兼顾机体的气动性能和发动机的推进性能，考虑二者的相互影响；另一方面在结构上将机体和发动机设计为一体。通常将超燃冲压发动机置于高升阻比下腹部，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[4]。图3给出了典型超燃冲压发动机的一体化构型示意图。图4给出了美国FALCON计划[5]中的飞行器及TBCC发动机示意图3热防护对液体亚燃冲压发动机来说，早期发动机的飞行速度较低，导弹或飞行器的外部气动加热带来的热载荷较低，热防护问题更多的是冲压发动机燃烧带来的热载荷，采用传统意义上的烧蚀冷却或气膜冷却便可以解决冲压发动机的热防护技术问题。但是，当马赫数大于4或4.5时，即对高马赫数的亚燃冲压发动机或超燃冲压发动机来说，传统意义上的这种热防护策略已变得不现实，而且也很难再用气膜冷却或隔热材料[6]，通常的3XXXXXXXX学报做法是采用再生冷却和内、外部的热防护方案来转移热载荷。再生冷却方式是由自带燃料承担或者需要额外的冷却剂。出于减少飞行器的体积与重量考虑，采用燃料最好。然而，往往满足飞行任务所需的燃料往往没有能力吸收所有飞行过程中产生的多余热量，致使需要携带更多的燃料，或者要带冷却剂。热防护的目标就是合理地满足发动机热量的收支平衡。对于超燃冲压发动机来说，当前人们对吸热型碳氢燃料的关注更多，从某种程度而言，吸热型碳氢燃料的诞生也反映了热防护过程的发展变化。热防护经历了金属热沉式被动防护、早期循环换热式、涂层、合金材料、复合材料、吸热型碳氢燃料再生冷却及更为先进的能量旁路式主动热防护等。目前国内吸热型碳氢燃料已有试样，综合性能约能满足马赫数6的飞行，但是，热防护的重担不可能全都落在燃料肩上，需要综合考虑，比如吸热型碳氢燃料再生冷却+高温合金、或复合材料+隔热抗氧化涂层的热防护技术。随着亚燃冲压发动机飞行马赫数的提高，飞行射程的增大，热防护难度逐渐增大，马赫数增大到超燃冲压发动机工作范围时，发动机热防护技术就需要通过多种渠道综合考虑。总之，随着冲压发动机的发展，热防护技术的难度越来越大。4仿真、试验手段随着计算机和计算技术的发展，数值仿真计算在冲压发动机研制中的地位和作用越来越明显，各种通用仿真计算软件，如流场计算软件Fluent，Fastran和CFD++等；结构强度计算软件Nastran和Ansys等；控制系统仿真软件Matlab／DSpace等；液路系仿真软件AMEsim和EASY5等；优化设计软件Optimus和iSight等。其发展越来越完善和成熟，在方案论证和方案筛选中的地位越来越重要。此外，针对冲压发动机的研制，还研制出了很多的专用设计软件，如法国的ONERA已经拥有两个工业型流场计算软件——ELSA和CEDRE。发动机模拟实现预防针流程图如图5[7]。图5仿真计算流程为了模拟液体冲压发动机级间分离运动，采用了分区嵌套网格技术进行仿真。网格共分为两个层次：静止的背景网格和可以相对于背景网格运动的嵌套网格。由于助推器的分离是一个非稳态过程，因此在计算过程中，嵌套网格每个时刻都要进行运动计算，并且重叠的网格之间在每个时刻点都要交换流场信息，而流场信息的交换主要依靠插值来实现。为简化计算，助推器的推出过程仅考虑轴向运动，助推器所受的气动力由与助推器贴体的嵌套网格中的气动参数积分得到。仿真中助推器网格划分如图6[8]。图6助推器网格划分参考文献[1]宫本泉.整体式液体冲压发动机[M].推进技术.1991.12(6):5—9,54.GONGBen-quan.IntegratedLiquidFuelRamjetEngine.JournalofPropulsionTechnology.1991.12(6):5—9,54.4XXXXXXXX学报[2]郑日恒.法国冲压发动机研究进展[J].航天制造技术.2006(2)：6—10,22.ZHENGRi-heng.FranceRamjetresearchprogress.Aerospacemanufacturingtechnologies.2006(2):6—10,22.[3]CALZONERF．Developmentsinmissileramjetpropulsion，AD—A322627[R]．USA：AD，1996[4]MINARDJP，HALLAISM，FALEMPINF．Lowcostramjettechnologyfortacticalmissileapplication，AIAA2002-3765[R]．USA：AIAA，2002.[5]过武宏，袁彩锦，朱汉雨．巡航导弹潜艇发展历程与趋势[J]飞航导弹，2009(7)：29—32,36.[6]BURNERSR，LEEMJ，MCMANIGALJ．Theramalmanagementinhypersonicvehicles：characteriz-ationofphasechangematerials，AIAA2001—3974[R]．USA：AIAA，2001.[7]张宏，陈玉春，蔡元虎，杨达.液体冲压发动机仿真模型研究[M].计算机仿真.2008（7）：70—72.[8]段小龙，毛根旺，王玉峰.整体式液体冲压发动机级间分离仿真研究[M].西北工业大学学报.2011（12）：915—918