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1、冲压发动机：是吸入空气（利用空气中的氧气）与燃料或富气体进一步反应，然后高速喷出以获得推力的动力装置。 ，第 6 章冲压发动机推进技术，第 6 章冲压发动机推进技术，回顾和总结：a) 发动机推力； b) 推力系数； c) 喷嘴流量的三种膨胀状态； d) 喷嘴排气速度； e) 比冲量； f) 混合比； g) 固体推进剂的气体发生率。 ，中心锥体、进气道、唇缘/进气道、整流罩/唇盖、外罩、燃烧室、喷管，典型的冲压喷气发动机结构图，因此，冲压喷气发动机是一种吸气式发动机（air-）。 ,冲压发动机比冲变化示意图。 根据燃料形式，冲压喷气发动机分为：a）固体推进剂冲压发动机，简称固体冲压发动机； b) 液体推进剂冲压发动机，简称液体冲压发动机。
2. 按下发动机。 ，根据结构和工作原理，固体推进剂冲压发动机主要分为：a）固体火箭冲压发动机（又称管道火箭DR，）； b) 固体燃料冲压发动机（SFRJ，固体燃料）； c) 集成冲压喷气发动机。 （也称为集成冲压喷气发动机）。 、弹头、冲压发动机燃料、进气口、固体火箭推进剂、冲压喷气喷嘴、一次性火箭喷嘴内衬、可爆破进气口、集成火箭冲压发动机集成了火箭和火箭冲压发动机，为火箭提供助推加速到马赫2或超音速上面，然后冲压发动机开始工作。 其典型部件是可爆破进气口、可投掷火箭喷嘴和共用燃烧室。 ,一体化冲压发动机结构原理图,6.1推送
3. 力 6.2 火箭冲压发动机 6.3 固体燃料冲压发动机 6.4 进气道， 6.1 推力。 与上述发动机相比，吸气式发动机（如冲压发动机）在结构上的显着差异在于进气道的存在。 从动力学分析，这对推力有影响。 ,冲压发动机的输入动量和输出动量,maVa,.,mVe,.,回想一下：火箭发动机的推力公式？ ,(a),(b),x,p,paAa,peAe,mVe,maVa,.,.,pa,冲压发动机控制体示意图，以整个冲压发动机为控制体，满足动量定律，合力 R 包括四部分 Force，is。 结合上面两个公式，我们得到，R，F，表面压力差。 在研究发动机时，我们只考虑发动机的输出功率，不考虑其他力。 因此，称为发动机的标称推力，或内推力。 ，定义空燃比（回想一下：混合比？），给出
4、对于固定的空燃比，一般冲压发动机，燃油流量很小，即在初步设计时，宜充分展开与推力有关的几个性能参数： a) 机组迎头推力发动机推力与最大截面积之比，即 c) 推重比与单位重量产生的推力，即 d) 推力系数定义为单位迎风面积推力与推力之比。迎面气流压力，即 b) 单位时间燃烧单位比冲量 质量推进剂产生的推力，即举例：已知某冲压喷气发动机的固体燃料密度为 rp=1600 kg/m3，燃烧时面积Ab=0.1m2，燃烧速率=0.8mm/s。 飞行马赫数Ma=2.5，入口束流面积Aa=0.002m2。假设喷嘴膨胀比为1.5船用物资，燃烧室燃烧温度T0=1800K，气体的气体常数Rg=320 J/(kg.K)，比热比g=1.3，试一下
5.计算发动机的推力和比冲。 （已知高空空气ra=1.0 kg/m3，a=300m/s，完全展开），解：根据推力公式，完全展开时，只需分别计算各个参数即可。 ,a),b),c),d),(m/s),(kg/s),(kg/s),(kg/s),(m/s),(N),练习：尝试计算比冲的大小。 ，6.2火箭冲压发动机火箭冲压发动机是火箭与冲压发动机相对独立的一种冲压发动机。 ，火箭冲压发动机原理图，a)这里的火箭也叫气体发生器（gas）。 根据喷射气体是否达到临界状态冲压发动机原理动画，火箭冲压发动机分为临界火箭冲压发动机和非临界火箭冲压发动机两种； 设计时必须考虑外部压力的影响，即p0和p1的关系； 火箭冲压发动机
6、工作压力p1通常较低，一般在46MPa以下，因此喷嘴较大。 b) 火箭气体和空气必须充分混合，以提高燃烧效率，因此燃烧室一般较长。 c) 燃烧室中的流动可以近似为加热流动。 ,Q12,1,2,燃烧室加热流程图,连续性方程:,动量方程:,能量方程:,(等通道A不变),h01,h02,加热比在冲压发动机中常用来表达量的多少加热，即加热量Q12与加热比例q的关系为，思考：为什么？ ，根据能量方程，实践：某冲压发动机燃烧室入口处总温度T01=350K，燃烧时增加的热量达到Q12=/kg。 求发动机的加热比。 已知气体的气体常数为Rg=287.04J/kg.K，比热比g=1.3。 ,例：某冲压发动机燃烧室入口处总温度为T01
7.=350 K，燃烧时增加的热量达到Q12=1306 kJ/kg，求发动机的发热比。 已知气体的气体常数为Rg=287.04J/kg.K，比热比g=1.3。 ，解：（J/kg.K），6.3 固体燃料冲压发动机。 固体燃料冲压发动机是将固体燃料和空气冲压发动机工艺融为一体的发动机。 因此，结构简单紧凑，效率高。 ,固体燃料冲压发动机示意图，a)与火箭冲压发动机相比，结构简单，比推力较高，工作压力普遍较低（一般在1MPa以下），因此喉部直径较大。 b) 固体燃料冲压发动机的燃烧稳定性主要由骤胀燃烧室的骤胀比决定。 突膨胀比eA定义为突膨胀燃烧室截面积与进气口截面积之比，eA=A3/A2 突膨胀阶可形成流动再附着点（区域
8.点）和涡流区，形成流速相对较低的区域，起到火焰稳定器的作用，从而增加燃烧稳定性。 ，二次进气固体燃料冲压发动机示意图，c)有时为了实现完全燃烧，也采用二次进气结构。 d) 突然膨胀燃烧室内的流动是质量添加和加热的多重驱动势流。 辅助燃烧室中的流动与火箭冲压燃烧室中的流动相同。 、突发膨胀燃烧室流量控制体冲压发动机原理动画，下面对突发膨胀燃烧室的流动规律进行分析。 取控制体如图所示。 ,连续性方程:,动量方程:,能量方程:,引入流量比,即流量比与空燃比的关系,同时引入加热比来表示能量的增加,即发动机典型参数的变化规律突然膨胀燃烧室，突然膨胀全压恢复系数，6.4进气口，冲压发动机依靠空气提供的氧气和燃料燃烧来有效地工作。因此，如何使空气高效工作
9、进入发动机是冲压发动机首先必须解决的问题。 这就是进气口的设计。 ,中心锥进气道三维图,中心锥体,进气道,唇缘/进气道,整流罩/唇盖,外罩,燃烧室,喷管,典型冲压喷气发动机结构图,进气道需要实现的功能包括:压力膨胀、减速、效率高（总压恢复系数和动能效率）。 ,总结: a) 收敛通道内亚音速流的流动规律; b) 膨胀通道内亚音速流的流动规律; c) 超音速流在收敛通道内的流动规律； d) 膨胀通道内超声速流的流动规律; e) 什么是拉瓦尔喷嘴及其流动模式是什么？ f) 什么是扩散器？ ，冲压发动机进气道参数变化，总压恢复系数，动能效率，2进气道出口p2 p02 V2a，1自由流pa p0a Va，6.4.1进气道分类6。
10. 4.2 亚音速进气道 6.4.3 超音速进气道 6.4.1 进气道分类 按结构分为中央进气道和侧进气道。 中央进风侧进风按进风形状分为锥形进风口、半锥形进风口、二元进风口、下巴式（或下巴式）进风口等。 一般而言，二元进气道和下巴式进气道具有较高的升阻比和较宽的迎角适应性。 ，后四锥半进气道和双下侧二元进气道，下巴式进气道，根据气流马赫数分为亚音速进气道和超音速进气道。 亚音速进气口主要用于民用飞机等亚音速飞行的飞机上； 超音速进气口主要用于超音速飞行的飞机。 无论是亚音速进气道还是超音速进气道，都需要空气以亚音速离开进气道进入燃烧室（超音速燃烧冲压发动机除外）。 ，每一类又可分为外部
11、压力式进风口和内压式进风口。 外压进口是指压缩过程发生在进口外部的自由流动中，内压进口是指压缩过程发生在进口内部。 ,返回,6.4.2亚音速进气道,亚音速进气道截获的空气在其整个流道中都是亚音速的。 分为外压式和内压式两类。 ，外压亚音速进气的特点是进气口为等截面，所有空气压缩发生在进气口1截面的上游（由于不存在固体壁摩擦，所以外压缩过程是等熵的）； 均匀的气流不断减速。 为了保持流量相等，需要A1Aa，Aa称为截流区（或捕获区）； 在进气道前缘会发生溢流，因此一般不适合在高亚音速范围内使用，因为其压缩时会产生较大的外部阻力。 ,V1,Aa，入口剖面A1，等熵压缩，外压亚音速入口示意图
12.图，Ma0V0，内压亚音速进气道，用于所有空气喷气发动机。 其特点是进气道截面扩大，A2A1=Aa，进气道内部发生空气压缩（由于壁面摩擦力的存在，压缩过程为不等熵）； 扩压器长度的设计需要折衷：压缩过程应尽可能缓慢，以减少总压损，从而增加长度（Ma0.4时半展开角为57；高亚音速时必须减小） ）。 摩擦损失随着长度的增加而增加，需要缩短长度。 ,A0,Ma0V0,内流,A1,A2,V2,内压亚音速进气道示意图,回程,6.4.3超音速进气道,超音速进气道主要有以下类型: a)正激波超音速进气道; b) 收敛和扩张的超音速进气道； c) 锥形超音速入口。 ，冲击波（速度
13、可达子弹的9倍），普通激波超音速进气道的特点是进气道为等截面，利用普通激波的压缩特性实现超音速的减速和增压流动。 由于穿过法向激波时会产生总压损失，当Ma1.80时，总压损失急剧增加。 因此，这种进气道一般适用于Ma1.80的低声速范围。 ,正激波超音速进气道示意图,Ma01,Ma01,Ma01,斜激波,法向激波,斜激波,Aa,弓激波,溢流,Aa,A1,A1,Aa,A1,斜激波,法向激波，(a)设计状态激波位于入口临界处(b)增加背压激波推出亚临界(c)降低背压激波吸入超临界，正常激波超音速入口原理，收敛膨胀式超音速进气道利用喷管气流收敛和膨胀的逆过程来实现超音速流的减速和增压； （回想一下：拉瓦尔喷管的流动定律
14.？ ）对于固定收敛比的流道，启动扩展过程是非常困难的（需要使用“超速”来启动，即如果设计点Ma=1.8，可能需要达到Ma= 3.2 开始）。 可变几何入口可用于解决启动问题，但结构过于复杂，目前已有其在二维平面入口中应用的报道。 ，Ma 1，Ma1，Ma=1，收敛膨胀超音速进气道示意图，Ma01，锥形超音速进气道利用锥形激波（斜激波）的压缩特性实现超音速流的减速和增压。 整体压力损失比普通冲击波小很多，其特点是中心为锥体结构。 分为外压式和混合压缩式两大类。 , 外压锥形超音速入口示意图, Ma01, Ma01, Ma01, Ma 1, Ma1, Ma1, Ma1, Ma1, Ma1, 分离激波, 锥形激波, (a)
15、设计状态激波位于入口临界点 (b) 增加背压激波推出亚临界 (c) 减少背压激波吸入超临界，外压圆锥超音速入口原理、外压锥形超音速进气道 气道的所有超音速压缩都发生在进气口外部。 根据下游出口背压的大小，也有临界、亚临界和超临界三种情况。 ，唇部外压圆锥形超音速入口产生的法向激波强度仍然很强，并且存在较大的总压损失。 为了降低法向激波强度船舶安全管理体系软件，常采用混合压缩超音速进气道。 超音速进入入口，产生一系列斜激波，最后产生正激波，逐渐降低超音速气流的强度。 、圆锥激波、法向激波、Ma01、斜激波、Ma1、混合压缩圆锥超音速进气道示意图，斜激波是由流动偏转角（即图中所示的中心圆锥半角）产生的，如果水流偏转角逐渐偏转，那么，就会出现
16、产生数个斜向冲击波，从而降低冲击波强度。 如果它从无限角度逐渐偏转，使超音速气流等熵地减速到声速，则这个中心锥体称为等熵锥体。 如图所示，中心锥体从两个角过渡，形成两个斜激波a、b，可以大大降低斜激波的强度。 这种结构成为双锥入口。 ,Ma01,a,b,d1,d2,双锥超音速进气道示意图。 因此，圆锥形超音速进气道可分为：a）按偏转角度的多少，单圆锥进气道； b) 双锥入口。 渠道; c) 多锥入口； d) 等熵锥入口。 进气中的能量损失主要有两类： a) 流量引起的总压损失； b)、壁面摩擦和流动分离引起的损失。 中心锥角越大，多锥进气道的结构特点是锥体越长，壁面摩擦损失越大，对攻角和飞行马赫数的变化越敏感。 因此，一般当Ma=23时，采用双进气。 锥形摄入量就足够了。 ,单锥体入口,双锥体入口,练习: 如前所述,总压力会因穿过法向冲击波而损失。 当Ma=1.80时，总压损失急剧增大。 为什么？ 已知法向激波总压损失随马赫数的变化公式为：空气比热比g=1.4。 画出曲线并进行分析。 ,,法向激波总压损随流入马赫数变化(g=1.4),Ma,,
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