超燃冲压发动机原理与技术分析

本科毕业论文(设计)

题目：超燃冲压发动机原理与技术分析

学院：机电工程学院

专业：热能与动力工程系2010级热能2班

姓名：王俊

指导教师：刘世俭

2014年 5 月28 日

超燃冲压发动机原理与技术分析

The Principle and Technical Analysis of

Scramjet Engine

摘要

通过对超燃冲压发动机的基本原理与特点的介绍，比较了世界主要国家在超燃冲压理论研究与工程实际中的一些成果；结合高超音速空气动力学以及流体力学的一些基本原理，阐述进气道、隔离段、燃烧室、尾喷管的设计并进行性能分析；列举目前投入应用的几种主流构型及其选择依据；分析主要参数对超燃冲压发动机的影响；最后综合阐述超燃冲压发动机的发展趋势以及用途。

关键词：超燃冲压发动机性能分析一体化设计热循环分析

Abstract:

Introduction the basic principle and features of scramjet engine, comparison of major powerful countries’ theoretical researches and practical achievements on this project. Expound and analyses the design and property programmes of air inlet、isolator、combustion chamber、tailpipe nozzle with theories of hypersonic aerodynamics and hydrodynamics; Its application in several mainstream configuration and its choice; analysis of the effect of main parameters on the scramjet. Finally, the developing trend of integrated scramjet paper and uses

Key words: scramjet engine property analysis integrating design Thermal cycle analys

目录

1 概述及原理 (1)

1.1研究背景与意义 (1)

1.2超燃冲压发动机基本原理 (3)

1.3国内外相关研究概况 (5)

1.4研究内容 (10)

2系统一体化研究意义与总体热性能分析 (11)

2.1系统一体化研究的意义 (11)

2.2 总体热力性能分析 (12)

3 超然冲压发动机核心部件设计与性能研究 (17)

3.1 进气道设计与性能研究 (17)

3.2 隔离段设计与性能研究 (18)

3.3 燃烧室设计与性能研究 (20)

3.4 尾喷管设计与性能研究 (23)

4总结与展望 (28)

5结语 (31)

6参考文献 (32)

1 概述及原理

1.1研究背景与意义

吸气式高超声速飞行器是指飞行马赫数大于6、以吸气冲压发动机与其组合发动机为动力、而且能在大气层和跨大气层中远程飞行的飞行器。该类飞行器具有飞行速度快，推进效率高，作战半径大，突防能力强，发射窗口灵活等技术优势。而高超声速飞行器的实现从根本上取决于高超声速推进技术的发展，作为实现高超声速推进的首要关键技术，超燃冲压发动机技术一直是各航空、航天大国研究和竞争的热点。鉴于超燃冲压发动机技术与高超声速飞行器对国家政治，未来军事以及商业发射的发展具有极其重要的战略意义，因此，一直广泛受到世界各军事强国的高度重视。

超燃冲压发动机的概念自20世纪五十年代中期被提出后就受到了广泛的关注。高超声速超燃冲压发动机是指燃料在超声速气流中进行燃烧的冲压发动机，是现阶段高超声速飞行器所实现的主要动力来源，被称为继螺旋桨，涡轮喷气发动机之后的第三次航空发动机革命。高超声速超燃冲压发动机在工作时超声速或高超声速气流在进气道扩压到较低的超声速，然后燃料从壁面或从气流中的突出物喷入，在超声速燃烧室中与空气混合并燃烧，最后，燃烧后的气体经扩张型的喷管排出。该种发动机相较于传统的航空发动机，具有结构简单、重量轻、成本低、比冲高、速度快等技术优势，而且不需要像火箭发动机那样需要自身携带氧化剂。在采用碳氢燃料时，超燃冲压发动机的飞行M数在8以下，当使用液氢燃料时，其飞行M数可达到6~25。超燃冲压发动机通常利用飞行器机身的前体作为进气道的一部分来预压缩来流空气，利用机身的后体作为尾喷管的扩张面，从而极大地减小了发动机的迎风面积、外阻力和重量。以上特性使得超燃冲压发动机的有效载荷更大，并可作为重复使用的空间发射器和单级入轨空天飞机的动力，而且广泛适用于高超声速巡航导弹、高超声速航空器、跨大气层飞行器。

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自上世纪50年代以来，超燃冲压发动机成为高超声速推进技术研究的重点。特别是90年代中期以后，世界各主要国家开展了大量的超燃冲压发动机地面试验与飞行试验论证研究。例如俄罗斯、澳大利亚分别进行了发动机飞行试验；美国开展了Hyper-X计划，并于2004年3月首次实现了X-43A在超燃冲压发动机推动下以马赫数6.8自主飞行，同年11月再次实现了马赫数为9.7的自主飞行，这标志着50多年来高超声速推进技术研究已经进入到了综合应用以及工程研制阶段。我国在“863”计划和国防预研项目的大力支持下，国内的高超声速推进技术研究取得了长足进展。在超燃冲压发动机技术研究方面，基本掌握了发动机材料、燃烧喷注/火焰稳定、发动机缩比等关键技术，具备了发动机部件（进气道、燃烧室和全通道发动机）开发与性能验证的地面试验技术，其TRL基本达

到了3~5级；在飞行器设计与优化技术方面，基本掌握了参数化几何生成、学科分析集成、多学科设计优化（Multi-discip;inaryDesign Optimization）等方法，相

应TRL达到了3~4；但在热管理、结构与材料等关键技术研究方面，国内研究

还需要进一步的进行消化吸收国外先进技术与自主创新型的工作。

目前，超燃冲压发动机主要用于洲际飞行的高超声速运输机和空天飞机的动力装置，还可用作高超声速导弹和高超声速打击/侦察飞机的动力装置。近来还

提出了诸如以火箭发动机为基础、与超燃冲压发动机相结合的组合循环发动机(RBCC)为动力装置的方案；以涡轮喷气式发动机为基础的、与超燃冲压发动机

相结合的组合循环动力装置(TBCC)。通过结合超燃冲压发动机和已有的其他动

力装置而研制的新型动力装置大大拓宽了超燃冲压发动机的应用范围。于此同时，超燃冲压发动机的研制水平也提高到一个新的阶段，全球范围内已建成数个高马赫数的地面试验设备。在理论研究方面，在高超声速空气动力学、高温材料与结构、气动热力学与燃料、计算流体力学、测量技术与飞行试验等领域也都取得了突破性的科研进展，为超燃冲压发动机的发展及应用铺平了道路。可以说，在不久的将来以超燃冲压发动机或双模态超燃冲压发动机为动力的高超声速巡航导弹、高超声速侦查/打击飞机将成为一国综合科技、军事实力的重要方面。

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1.2超燃冲压发动机基本原理

图1超燃冲压发动机基本原理图

图2超燃冲压发动机实际循环T-S图

图中：点0-----发动机前未扰动状态

点0~点2,3-----气流在进气道和隔离短中减速增压，但进气道出口气流仍为超声速

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点3~点4-----燃烧室中的燃烧过程，燃烧室进气口气流的马赫数M>1;

点4~点9-----气流在尾喷管中的膨胀过程

超燃冲压发动机是现代高超声速飞机的关键发动机，所谓超燃是指燃烧室内的空气及燃料的流场速度是超过音速的，我们知道，速度越高，流场的复杂性越大，燃烧的稳定性和连续性就越差，这就是超燃冲压发动机的技术难度之一，为了实现在超音速流场条件下实现稳定的燃烧，就需要有先进的燃烧室技术、工艺和结构、先进的燃料喷射技术和先进的混合技术。所以，超燃冲压发动机的原理除了冲压喷气发动机的基本原理之外，还需要有燃料喷射和混合在超音速流场条件下的稳定技术等综合的条件。经过多年的发展，国外已研究设计过多种超燃冲压发动机的方案。包括普通超燃冲压发动机、亚燃/超燃双模态冲压发动机、亚燃/超燃双燃烧室冲压发动机、吸气式预燃室超燃冲压发动机、整体式火箭液体超燃冲压发动机、固体双模态冲压发动机和超燃组合发动机等。其中，双模态冲压发动机和双燃烧室冲压发动机是研究最多的两种类型：

(1)亚燃/超燃双模态冲压发动机

亚燃/超燃双模态冲压发动机是指发动机可以亚燃和超燃冲压两种模式工作的发动机。我们知道，在Ma >6时，超燃冲压发动机性能远高于亚燃冲压发动机，但是，当来流速度Ma <4时，其并不能有效地工作，速度更低时，甚至无法自启动。为了扩大冲压发动机有效工作马赫数的上下限，人们将亚燃与超燃冲压发动机合二为一，双模态冲压发动机便由此诞生。

(2)亚燃/超燃双燃烧室冲压发动机

对于采用碳氢燃料的超燃冲压发动机来说，为了克服双模态冲压发动机在不同马赫数下点火、掺混、稳定且在燃烧室停留的短暂时间内完全燃烧的问题，人们提出了亚燃/超燃双燃烧室冲压发动机概念。这种发动机的进气道分为两部分：一部分进气系统引导来流减速至亚声速，进入亚声速燃烧室；另一部分引导其余

来流进入超声速燃烧室。进入亚声速燃烧室中的来流，与富油环境中的常规液体

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碳氢燃料混合并点火，膨胀的燃烧产物与另一套进气系统进入的超声速空气混合，然后在超声速燃烧室中燃烧，因此不存在亚燃冲压在贫油条件下的燃烧室-进气

道不稳定性。双燃烧室冲压发动机的超燃燃烧室的高速气流由于在亚燃燃烧室出口燃气的作用下，在主流区比较容易实现稳定燃烧; 碳氢燃料在亚燃流场的作用下未反应的部分蒸发、裂解，缩短了超燃燃烧室的点火时间，有、利于燃料和空气的混合、点火及稳定的燃烧; 双燃烧室的设计避开了双模态冲压发动机的模态转换问题。这种方案技术风险小，发展费用较低，较适合巡航导弹这样的一次性使用的飞行器。目前，掌握该技术的主要是美国霍布金斯大学的应用物理实验室。

于此之外，研究者还提出激波引燃冲压发动机，中心燃烧超燃冲压发动机的概念，但由于研制理论尚未成熟，关键技术还未突破，制造成本高的问题，还仅仅停留在模型试验阶段。但这将是未来超燃冲压发动机发展的重要方向。

1.3国内外相关研究概况

从20世纪50年代人们就开始研究超燃冲压发动机，最初的应用目标是单级入轨的飞行器、远程高速飞机和远程高超声速导弹。从90年代开始，重点转向

巡航导弹用超燃冲压发动机的发展。目前，美国、俄罗斯、等国都在发展M数

4~8、射程1000km以上的巡航导弹用超燃冲压发动机。采用碳氢燃料、M数3~8的双模态超燃冲压发动机已结束地面试验验证，进行了飞行试验。到2025年，

以超燃冲压发动机为动力的高超声速空天飞机将有可能投入使用。

俄罗斯

50年代到70年代，俄罗斯的超燃研究集中于论证超声速燃烧的优越性和

有效性、超燃冲压发动机概念设计、进气道与燃烧室干扰等方面，并建立了超燃冲压发动机地面试验系统，对超燃机理开展了深入研究，涉及各种燃料的点火、火焰稳定、二维和三维管道内的混合与燃烧过程等。俄罗斯中央航空发动机研究院是超燃冲压发动机的权威研究单位，20世纪80年代，该研究院与中央空气流体动力研究所等单位合作进行了“冷”高超音速技术发展计划，主要研究试验用

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矩形和轴对称双模态超燃冲压发动机。1983-1985年完成了模型发动机“57M”

地面试验。为了开展超燃冲压发动机飞行试验，俄罗斯建设了基于SA-5助推火箭的高超声速飞行试验支持系统，即高超声速飞行试验室(HFL)。进入90年代，在1991~1998年，共进行了5次超燃冲压发动机的验证性飞行试验，1991年12月，成功实施了第1次马赫数5.6飞行试验，验证了双模态的可行性。1992年11月，与法国合作成功实施了第2次马赫数5.3飞行试验，实现了亚燃一超燃稳定燃烧; 1995年3月，与法国合作实施的第3次试验因电源系统故障而失败。1997-1998年，与NASA合作进行了4, 5次试验，其中第5次试验改进了超燃冲压发动机燃烧室、主动冷却系统和SA-5助推火箭，实现了马赫数3.56.4双模态燃烧。Kholod计划验证了双模态冲压发动机的可行性，获得了全尺寸试验发动

机的地面试验和飞行试验数据。目前，该研究院正在进行速度为6~7倍声速的高超声速飞行器用超燃冲压发动机的技术研究，应用目标是军民用高超声速飞行器。

中央航空流体动力研究所是俄罗斯重要的超燃冲压发动机技术研究机构。目前，该研究所正与俄彩虹设计局及德国一些部门合作进行导弹用M数5~7的超

燃冲压发动机的研究，这种发动机的进气道呈三级斜面形状，目前已经进行了连接式和自由射流式试验，今后将进行飞行试验。同时，该机构将为俄罗斯空间局（RSA）的一项飞行试验计划（“鹰”计划）研制M数6~14、氢燃料、双模态的超燃冲压发动机。该计划将发展一种与NASA的Hyper-X相似的机体/发动机一体化的高超声速试验飞行器，发动机由三个模块组成，进气道的喷管位于机体下方。目前还未找到合作伙伴。近年来，俄罗斯对一种新型的高超声速推进系统——AJAX开展了深入细致的研究。1996年，Leninetz公司提出AJAX概念，即在高超声速飞行器中采用三种新技术：1）基于再生冷却的主动防热与燃料转换

系统；2）磁性等离子流化学发动机；3）基于磁流体动力学的发动机流场控制技术。

美国

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美国是开展超燃冲压发动机技术研究较早的国家，目前NASA 、空军和海军都有自己的发展计划。

表1.1汇总了美国50多年来超燃冲压发动机研究的主要项目和计划，这些研究项目覆盖了超燃冲压发动机概念设计、机理研究、地面试验和飞行验证中所需解决的主要关键技术，并逐步取得了突破。

NASA 从1965年开始研究超燃冲压发动机技术，目标是有人驾驶飞行器和单级入轨飞行器的动力。1996年，开始实施1.7亿美元的高超声速飞行器试验计划（Hyper -X ）。Hyper -X 是迄今为止最引入瞩目的项目，计划实现以氢燃料、碳氢燃料超燃冲压发动机为动力的X -43A , X -43B , X -43C 和X -43 D 等四种飞行器的飞行试验验证。研究用于高超声速飞行器（M 数10）和其他可重复使用的天地往返系统的超燃冲压发动机与一体化设计技术。2004年3月27日，X -43A 在第2次飞行试验中成功地达到M 数7的速度，成为世界上飞行速度最快的以空气喷气发动机为动力装置的飞行器。这表明美国已全面突破了吸气式高超声速飞行器飞行试验的各项关键技术，包括飞行器/发动机一体化设计、推进与气动数据库、发动机/飞行器控制热管理与热防护、结构与材料、试验后处理等方面，积累了大量工程实施经验。为保持NASA 高超声速技术的持续发展，NASA 从2006年开始新计划，该计划将是在X -43A 之后非常低水平的高超声速技术发展计划，将进行基础性的技术研究，发展新的可变几何、能在更大M

数范围工作的超燃

冲压发动机。还将重点发展重量更轻、耐高温性能更好的发动机新材料。第一个5年的工作重点可能是M数5~6的飞行器，第二个5年的工作重点是M数8~9

的飞行器，第3个5年将发展M数13~15的飞行器。计划的目标是经过5年的

发展，技术准备达到能发展真实飞行器的水平。

美国空军在50年代末开始超燃冲压发动机的研究，目标是单级入轨的飞行器。1995年，美国空军开始实施高超声速技术计划（HyTech），目标是验证能够在M数4~8范围飞行、射程1400km的高超声速导弹用液体碳氢燃料双模超燃

冲压发动机的适用性、性能和结构耐久性。HyTech/HySet以研制碳氢燃料双模

态冲压发动机为目标，对直连式模型发动机、性能试验发动机(PTE)和地面试验

发动机(GDE-1, GDE-2)等开展了研究。2003年，该计划完成了世界首台飞行重

量的碳氢燃料超燃冲压发动机的地面试验。地面验证发动机（GDE-1）进行了

M4.5和M6.5的试验。2004年开始GDE-2的首次全尺寸试验。2007年夏天，一种利用GDE-2改型的发动机将开始M数6~7的自由飞行试验，GDE-2在GDE-1上增加了发动机全尺寸流道再生冷却系统和发动机数字控制系统，该发动机可调节进气道外罩唇口。发动机的工作时间为5~10分钟。该计划于2010年结束，并在2010~2015年，高超声速空对地巡航导弹初步具备作战能力。

美国海军的超燃冲压发动机研究始于60年代初，目标是舰载导弹用发动机。最初设计的超燃冲压发动机采用分模块式进气道、轴对称燃烧室，尾喷管设计考虑了实际气体和粘性的影响。70年代，海军认为该方案所用燃料态活泼、有毒，不适于舰载导弹，改为使用碳氢燃料的双燃烧室冲压发动机方案。1997年5月，海军提出了高超声速攻击导弹计划。采用M数8的超燃冲压发动机，射程1000km。海军的超燃冲压发动机一直由约翰霍普金斯大学的应用物理实验室研制，为双燃烧室冲压发动机，2000年设计和制造了一个全尺寸直连式燃烧室试验件。目前

正在进行全尺寸燃烧室的试验。2001年，美国DARPA和海军开始了为期4年的“高超声速飞行验证计划（HyFly）”，目标是发展最高巡航M数6、射程1110km、采用普通碳氢燃料的巡航导弹用超燃冲压发动机。HyFly的目标是通过飞行试验验证以碳氢燃料超燃发动机为动力的高超声速导弹方案，采用JUH/APL的双燃

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烧室超燃冲压发动机，该项目已经开展了全尺寸、一体化、碳氢燃料的高超声速循环导弹的地面试验。目前正在进行不同飞行状态（M数6.5、3.5和4）的地面试验。2003年，作为该计划的主要子承包商，航空喷气公司在NASA兰利研究中心和空军阿诺德工程发展中心（AEDC）进行了多种速度（M数3.5、4.1和6.5）和重要状态的自由射流超燃冲压发动机的试验。试验模拟了不同的飞行条件，包括不同的飞行高度和不同的燃油喷射器结构，取得了巨大成功。今后，该公司将对实际飞行重量的发动机制造方法继续进行研究和评估。在自由射流发动机试验结束后，将进行飞行重量的发动机的地面试验。

此外，德国和印度，日本，法国，澳大利亚也在超燃冲压发动机技术方面进行了大量的基础性研究。德国在1993年起主要对超燃冲压发动机SCRAM -Jet 开展了设计与试验研究。HTP计划提出了超燃冲压发动机地面/飞行试验的关键技术，奠定了德国超燃冲压发动机研究的理论与试验基础。印度正在实施的先进吸气式跨大气层飞行器（A VATAR）计划，该计划将采用涡扇/超燃冲压发动机组合动力。日本从1984年开始研究超燃冲压发动机技术，已建成可模拟飞行高度35km、飞行速度M数8的高超声速自由射流试验台，进行了大量高M数的模拟试验。近年来，法国对碳氢燃料超燃冲压发动机的一些关键技术进行了理论与试验研究，包括：1）吸热型碳氢燃料的热分解；2）吸热型碳氢燃料超燃冲压发动机的再生冷却；3）发动机的复合材料部件及再生冷却结构。1999年，法国武器采购局决定延长PREPHA的研究工作，设立了为期5年的普罗米希（Promethee）研究计划，目的是探讨M数1.8~8的烃燃料变几何亚燃/超燃双模态冲压发动机作为一种空射型导弹的动力的可行性，计划总投资6200万美元。

中国

上世纪90年代中期以前，国内超燃冲压发动机方面的研究进展缓慢，主要是跟踪、整理和吸收国外研究成果，并初步建立超燃与超燃冲压发动机的概念与性能分析方法，同时开展以超燃理论分析和实验研究为基础的高超声速推进技术研究。到90年代中后期，国内的超燃研究日趋活跃，主要研究了超燃流场数值

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模拟、超燃理论、燃料喷注、点火与火焰稳定、混合增强等内容。在基础试验设施方面，国内各主要单位（如中科院力学所、中国空气动力研究与发展中心、航天科工集团三院、中国科学技术大学、国防科技大学、北京航空航天大学、哈尔滨工业大学、清华大学等）对超燃冲压发动机技术开展了广泛的理论、试验与数值仿真等研究工作。其中，中科院力学所建成了流量1~2kg/s的直连式碳氢燃料超燃冲压发动机试验台、喷管直径0.3m的超燃自由射流试验系统；中国空气动力研究与发展中心建成了流量6.5kg/s的脉激波冲燃烧风洞、直径0.6m的激波风洞超燃发动机试验台和流量3.5kg/s的直连式超燃发动机试验台；航天科工集团三院31所建成了流量10kg/s的直连式超燃发动机试验台、喷管直径0.4m的超燃自由射流试验系统；国防科技大学建成了流量2~8kg/s可测推力的系列直连式试验台以及系列连续式自由射流试验系统。这些试验设施为进一步深入研究燃料超燃冲压发动机技术奠定了基础，并加快了实现超燃冲压发动机工程实用化的步伐。

总体来讲，我国超燃冲压发动机理论研究与基础设备研究已经全面展开，并突破了一些关键技术，实现了超声速条件下的稳定燃烧；在发动机自由射流试验中获得了正推力。但客观的讲，同世界先进国家相比，国内超燃研究在基础理论、数值仿真能力、试验技术以及人才培养等方面还有较大差距，需要在不断消化吸收的基础上加大科研力度，加大自主创新力度，才能在这一领域赶超世界上的先进国家。

1.4研究内容

1.介绍超燃冲压发动机原理与技术特点

2.分析对比国内外理论研究与工程实际成果

3.简介超燃冲压发动机一体化研究的意义与总体热力循环

4.超燃冲压发动机核心部件的设计和技术分析

5.超燃冲压发动机未来技术展望与用途的介绍

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2系统一体化研究意义与总体热性能分析

2.1系统一体化研究的意义

为了平衡复杂系统分析精度和计算成本，提高设计水平和效率，上世纪80年代末J.Sobieszczanski-Sobieski提出了一种新型的综合设计优化方法——多学

科设计优化（MDO=Multidisciplinary Design Optimization），该方法可适用于复杂层次型系统的优化。由于MDO方法的强开放性和适应性，一经提出就引起高校、政府部门和工业界等研究单位的极大关注，使其得到了迅速发展，在航空航天、机械、电子、医疗、建筑、运输等众多领域得到广泛应用。NASA已经明确将MDO作为高超声速飞行器设计优化技术研究所的一项重要内容。此外，MDO

所采用的结合试验设计、响应面模型的优化策略也适用于电子系统优化，这对于提高子系统优化水平很有意义。

相对于燃烧室而言，进气道和尾喷管较为简单，易于开展优化研究。在进气道优化方面，早期的研究常采用基于一维等嫡流的斜激波理论建立进气道总体性能关于进气道构型的模型，并以总压恢复系数为目标对进气道进行优化。CFD 技术逐步成熟后，在进气道优化中得的越来越多的运用。早期的尾喷管优化将上壁膨胀面作为斜面处理，并采用简单的分析模型，认为喷管内流场处于化学平衡状态。90年代之后，基于CFD的数值仿真技术被用于尾喷管设计优化。在尾喷管优化中，通常没有考虑入口流非均匀性和喷管内化学非平衡过程的影响。

发动机部件优化可以得到部件性能最优的方案，但由于切断了各部件的紧密联系，不能准确反映部件性能改进对发动机总体性能改进的影响，因此只有通过发动机一体化流道优化，才一能获得发动机总体性能改进的方案。

超燃冲压发动机流道优化分两个次层:其一是对发动机流道即进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管进行优化;其二是考虑发动机与机体的一体化特点，对发动机/机体构型进行优化。由于采用低精度分析模型不能准确获得发动机/机体的总体性能，而基于CFD的数值仿真计算成本极其过高，难以直接集成在发动机/

机体优化过程中，这使得发动机一体化优化研究进展缓慢。目前，大多数发动机优化还处于第一个层次。

两层集成系统综合方法是一种典型的MDO优化过程，它采用一种分解协调策略将子系统优化与系统级优化联系起来。在发动机构型优化特别是高超声速飞

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行器总体优化中，MDO方法得到了广泛的应用。高超声速飞行器的集成框架（即MDO环境）研究体现了MDO的运用水平。NASA的系统分析办公室在飞行器一体化设计方法的基础上，通过引入数据库支持，开发了高超声速飞行器设计分析平台HOLIST，初步构建了一个高超声速飞行器MDO环境。

超燃冲压发动机一体化流道设计优化是发动机总体研究的一个重要内容。利用数值仿真、试验等手段对碳氢燃料超燃冲压发动机一体化流道的设计优化及性能研究，其意义主要在于：

1.发展可用于发动机流道设计优化的复杂系统优化方法，使之可采用高精

度分析模型和试验数据，以提高优化水平和效率；

2.系统地研究燃烧室型面和燃料喷注分布对燃烧室性能的影响，对改善燃

烧室性能具有参考意义；

3.对燃烧室推力控制和燃烧室-隔离段交互控制开展试验研究，可以为进一

步深入研究发动机主动控制、提高发动机适应性奠定基础。

4.结合定性和定量分析方法，深入研究流道设计参数对发动机部件/系统

性能的影响，可以为改善发动机总体性能提供一些建议。

2.2 总体热力性能分析

超燃冲压在发动机工作时，基本热力过程遵循经典的热力学定律，现就对其基本热力过程结合热力学定理做简要分析：

超燃冲压发动机的加热过程有不同的加热规律，其中一种是等压加热。从气动观点来看，更希望加热，这样可以避免附面层分离，结构承受的压力低，而且数学处理过程较为容易。

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图3超燃冲压发动机实际循环T-S 图

用焓的变化表示的有效循环功:

L e =12(c 92?c 02)=q 1?q 2 (2.2.1)

或：

L e =∫Tds 13?∫Tds 90

=(?4??1)?(?9??0) (2.2.2) 等压加热过程的加热量：

q 1=∫Tds 13

=?4??3 (2.2.3) 等压放热过程的放热量：

q 2=∫Tds 90

=?9??0 (2.2.4) 循环热效率：是循环有效功与加热量之比:

η1c =循环功加热量=1?q

2q 1 (2.2.5) 或:

η1c =1??9??

0?4??3 (2.2.6) 对于上述近似计算，循环热效率是相当高的，必然使总效率也比较高。当不断提高加热过程的进口温度时，会导致加热过程中空气的离解。

在其后的尾喷管

膨胀过程中，部分空气不能再还原。这相当于损失了一部分能量，而没有使动能提高。这时，过程不是处于热力学的平衡状态，严格的说，不能进行常规循环分析。

当燃烧室进口和出口温度提高时，循环热效率不断提高。但加热过程进口最大温度不能无限上升，不能让离解的损失将得益完全消耗掉。最大允许温度需要依赖对计算分析和经验判断，与飞行马赫数，进气道总压损失，燃料种类，油气比和尾喷管的几何尺寸有关

由于设计状态的油气比通常为化学恰当比，最大允许的压缩终温取其平均值1560K作为温度限制是合理的，因此可以求得相应的马赫数Ma3限制如下:

Ma3=√[T0

T3(1+K C?1

2

Ma0)?1]2

K C?1

(2.2.7)

由此可见，假定T

0为222K时，且当最大允许压缩终温最小，可得Ma

3

=1，

即对应的Ma

大于6.35时，才有必要采用超燃，所以可定义高超声速飞行的马赫数为6，这也是亚燃/超燃转换的临界马赫数。

超燃冲压发动机的其他主要性能参数表达与关系：

推力：推动飞行器运动的力。它是作用在发动机内、外表面或推进器（如螺旋桨）上各种力的合力

F=W g c9?W a c0(2.2.8)

式中：

W g=W a(1+f)(2.2.9)

c9-----尾喷管出口气流

c

-----进气口前方自由流速度

f-----油气比

比冲：发动机每单位时间，每消耗单位质量燃料所产生的推力称为比冲当尾喷管完全膨胀时:

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I s =F gw f =1gf [(1+f )c 9?c 0] (2.2.10)

热效率：气体通过发动机的动能增量与燃烧室内燃料的质量流量完全燃烧所释放的热能之比称为发动机热效率。用ηt?表示:

ηt?=W a [(1+f )c 9?c 0]

2W f H u (2.2.11)

H u 为一千克燃料完全燃烧的热值。

推进效率：飞行中发动机完成的推进功率与通过发动机气流的动量增量之比为推进效率，用表示。由于油气比远小于1，所以，推进效率可简化为：

ηp =2

1+c 9

c 0 (2.2.12)

总效率：与燃气涡轮发动机一样，总效率等于热效率与推进效率的乘乘积，用表示：

η0=ηp ηt? (2.2.13)

定义了基本参数之后，就可做发动机的的气动热力计算，计算时给定C 0, A 0.截面0 ：

S ao =V 0(1+RT 0V 0) (2.2.14)

由能量方程，可得：

c 3=√c 02?2c p T 0

(φ?1) (2.2.15) 由流量连线方程：

A 0ρ0c 0=A 3ρ3c 3 (2.2.16)

西南大学18秋《0962发动机原理》机考大作业

------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------ 考试剩余开始计时.. 答题卡 一、判断题 1 2 3 4 5 6 二、单项选择题 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 三、解释题 1 2 四、问答题 1 已做未做 西南大学网络与继续教育学院课程考试 课程名称：(0962)《发动机原理》考试时间：90分钟满分：100分 考生姓名：周金平学号： 一、判断题(本大题共6小题，每道题2.0分，共12.0分) 1. 内燃机的换气损失包括：进气损失、排气损失和泵气损失三部分。 对 错 2. 由于车用发动机的功率和转速独立地在很大范围内变化，故其工况是面工况。 对 错 3. 国产汽油是以辛烷值来标号的。 对 错 4. 内燃机的扭矩储备系数指外特性上最大扭矩与标定扭矩之比。 对 错 5. 柴油机缸内的不均匀混合气是在高温、高压下多点自燃着火燃烧的。 对 错 6. 在进、排气门开、闭的四个气门定时中，排气提前角对充量系数的影响最大。 对 错 二、单项选择题(本大题共16小题，每道题3.0分，共48.0分) 1. 发动机排放中一氧化碳生成的机理中，不包括（）。 A.混合器不均匀 B.氧的浓度过高 C.燃料不完全燃烧 D.二氧化碳和水在高温时的裂解

------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------ 2. 为了利用气流的运动惯性，在活塞运动到上止点以后，才关闭气门。从上止点到气门完全关闭之间的曲轴转角称为（）。 A.排气迟闭角 B.进气提前角 C.排气提前角 D.进气迟闭角 3. 为控制柴油机的压力升高率，应减少在着火落后期的（）。 A.可燃混合气的量 B.压力 C.温度 D.空气量 4. 浓混合气的过量空气系数是（）1的。 A.小于 B.大于 C.等于 D.不确定 5. 发动机增压就是增加进入发动机气缸的充量密度从而提高（），达到提高发动机功率，改善燃料经济性和排放性能的目的。 A.平均有效压力 B.排气压力 C.燃烧温度 D.燃油雾化程度 6. 汽油机的着火属于（）。 A.同时爆炸燃烧 B.扩散燃烧 C.低温多阶段 D.高温单阶段 7. 进气涡流是在进气过程中形成的绕（）旋转的有组织的气流运动。 A.气缸轴线 B.垂直于气缸轴线 C.气门轴线 D.气道轴线 8. 汽油机采用废气涡轮增压后，带来的主要问题包括（）、热负荷增加、反应滞后等。 A.燃烧温度降低 B.负荷降低 C.爆燃 D.排放增加 9. 汽油机（）是其燃烧的主要时期。 A.后燃期 B.着火落后期 C.明显燃烧期 D.缓燃期 10. 废气涡轮增压器中涡轮的功用是将废气所拥有的能量尽可能多地转化为涡轮旋转的

斯特林发动机原理图解

斯特林发动机原理图解 如图1 把橡皮绑在容器口上，我们能容易瞭解到受热时橡皮会膨胀(图2)，冷却时橡皮会缩收(图3)，这是加热时，内部气体压力作用在橡皮上(图2)，当然人的眼睛是无法看到气体压力的。 A2移气器 如果我们放入一个移气器(Displacer)到容器内(图4)，而这个移气器的直径比容器的内径小一些，当移气器自由上下移动时，即可以把容器内的气体挤下或挤上。这个时候，如果我们在容器底端加热，而在容器上端冷却，使上下两端具有足够的温差，即可看见此时橡皮会不断膨胀及收缩。其原理如下： 当移气器上移，容器内的气体被挤至容器底端，此时由於容器底端加热，因此气体受热，压力变大，此压力经由活塞与容器间的空隙传到橡皮，使得橡皮会膨胀(图5)。 相反的，若施以适当的力量把移气器下移，则容器内的气体被挤至容器上端，此时由於容器上端為冷却区，因此气体被冷却，使气体温度降低，压力变小，而使得橡皮会缩收(图5)。 如此，不断使移气器自由上下移动，即可看见此时橡皮会不断膨胀及收缩。 由此，可知移气器的功用主要在於移动气体，使气体在冷热两端之间来回流动。国立成功大学航太系郑金祥教授把 Displacer 命名為”移气器”，实在更為贴切，也比较不容易混淆，比较不会使人误以為它的作用跟输出功率的动力活塞一样。

A3 曲柄机构 要让移气器上下移动，只要将移气器与一曲轴连结(图6) 。当曲轴旋转时，移气器就会被带上及带下。将移气器与曲轴连结完毕之后，在容器底端加热上端冷却，只要用手转动曲轴，使得移气器移上及移下，此时橡皮便会重复膨胀及收缩(图7)。 A4 动力活塞 橡皮的膨胀及收缩运动，可以转换為动力输出，此时，橡皮的作用即如同一动力活塞。我们可以另加一根连桿接到上述的曲轴上，便可将橡皮的膨胀及收缩运动转换為曲轴的旋转运动。连接到移气器的曲轴部位与连接到动力活塞的曲轴部位必须呈固定的角度差，一般是90度(图8,9)。橡皮的膨胀及缩收所產生的曲轴的旋转运动提供了移气器上下移动的力量，多餘的力量则可以输出。必须注意的是，移气器本身不会动，而是被曲轴带动，动力来源是动力活塞。

斯特林发动机的工作原理及应用前景

斯特林发动机的工作原理及应用前景 【摘要】随着全球能源危机的发展与环境的恶化，传统的化石燃料日益枯竭，且燃烧的排放物造成了温室效应、雾霾天气及极端的气候等人为的灾害，为了地球的可持续发展和人类生活水平的改善，人们清楚地认识到开发利用新能源的重要性。其中，可再生能源的利用越来越广泛，可再生能源对环境无害或危害极小，且资源分布广泛。越来越多的国家采取鼓励生产和使用可再生能源的政策和措施，中国也确立了到2020年可再生能源占总能源比重15%的目标。外部燃烧系统的作用是给闭式循环系统提供能源，闭式循环系统由冷腔、冷却器、回热器、加热器和热腔组成，工质在闭式循环系统中来回流动一次，完成一个斯特林循环。 【关键词】发动机；原理；前景 1 斯特林发动机闭式循环系统的组件简介 （1）冷腔处于循环的低温部分，和冷却器联接，压缩热量由冷却器导至外界，在压缩过程中有相当一部分工质居于冷腔。 （2）冷却器位于回热器和冷腔之间，功能是将压缩热传到外界，保证工质在较低的温度下进行压缩。 （3）回热器串联在加热器和冷却器之间，是循环系统的一个内部换热器，它交替从工质吸热和向工质放热，使工质反复地受到冷却和加热。回热器并不是必需装置，但它对发动机的效率影响极大。在往复式斯特林发动机中，回热器的使用既使斯特林循环的热效率明显提高，但又增加了工质的阻力和压力损失，工质吸热、散热交替进行，限制了斯特林发动机的转速，影响了功率的输出。因此，优化回热器的设计是斯特林发动机的核心技术问题。 （4）加热器加热器是将外部热源的热能传给工质，使其受热膨胀。加热器的一端与热腔联接，另一端与回热器联接。 （5）热腔始终处于循环的高温部分，连续地将外部热源传给工质，在膨胀时相当部分的工质居于热腔。因此其必须能承受高温和高压，大量的热损失是由热腔散失的。 2 斯特林发动机的基本结构 根据工作空间和回热器的布置方式，斯特林发动机可以分为α、β和γ三种基本类型。 α型斯特林发动机的结构最简单，具有两个汽缸，两个汽缸中间通过加热器、回热器、冷却器连通，热活塞和冷活塞分别位于各自的汽缸内，热活塞负责工质

汽车构造大作业2014

汽车构造大作业 班级建筑学22 姓名万家轩 学号 2120703033 日期 2014年5月16日

1.自主研发还是合资合作，阐述你对中国汽车工业发展的看法。 答：我觉得目前还是合资合作才可以促进中国汽车工业更快的发展。中国的汽车工业较西方国家和亚洲的某些发达国家晚了不少，现在虽然已经在飞速发展且国家也在大力支持民族汽车工业的发展，但是总体上依旧处于技术不如外国品牌先进，做工不如外国品牌精致，口碑不如外国品牌好，质量不如外国品牌稳定，售后不如外国品牌完善，甚至广告营销都不如外国品牌有新意的阶段，唯一相比外国品牌可能有的优势就是价格较亲民了。 汽车算是家庭里的大件，但很多人对汽车并不了解，所以买车的决定因素往往是价格，品牌，用途，质量这几个因素，所以中国车企应该抓住大多数消费者的心理，与外国车企合作，利用对方的口碑和关键技术来拉拢消费者，为自己的品牌打开这一重要瓶颈。同时继续研发核心技术，先让自己的技术迎合本国消费者的口味，做足市场调查，严把质量关，逐步改变中国国民对民族品牌的看法。 总之，自主研发和合资合作都是必须要走的路，只不过有先有后而已。 2.试述内燃机代用燃料的研究现状和重要性。 答：现状：目前国际上公认最有前途的内燃机清洁代用燃料是醇类燃料。我国是世界上研究和应用生物质燃料较早的国家之一。20 世纪40 年代中期即将酒精、发生炉煤气以及由桐油热裂成的燃油用于车用发动机上，并对菜籽油、大豆油及松根油等进行实验研究。长期以来对沼气的研究与应用进行得广泛而深入，全国都设立了沼气应用技术推广站。目前有一些地区不仅将沼气当作生活燃料，而且也用于内燃机。自70 年代末起，山西、四川、吉林及北京等省市对汽油甲醇混合燃料进行了初步实验研究。原国家科委在“六五”期间组织了M10~M15 的台架实验及车队使用实验研究。除了对甲醇、汽油混合燃料进行实验研究外，中国科学院工程热物理所和华中理工大学还分别对汽油机燃用100%的甲醇及在柴油机中掺烧甲醇进行了实验研究。与此同时，原国家科委组织了从煤中提炼甲醇等工艺技术的研究。天津大学、浙江大学、西安交通大学及山东工业大学等对在汽油机及柴油机中燃用甲醇进行了很多实验研究工作。 浙江大学还对氢气、液化石油气及煤粉浆进行过研究。贵阳山地农机研究所、上海内燃机研究所、上海交通大学及南京野生植物研究所等单位对可食用植物油及野生植物油在内燃机中的应用也进行了很多工作。解放军后勤工程学院军事油料应用教研室许世海等人以菜籽油为原料，与甲醇发生酯交换反应制备生物柴油，找到了合适的醇油比，得到的产品的主要理化指标达到0#柴油的使用标准。原国家科委组织的攻关项目，上述各单位以及国内其它有关单位的台架实验、环境保护等研究工作，都取得了很多有价值的成果。 重要性：醇类燃料主要是指甲醇、乙醇, 它们都具有使用、储存和运输方便的特点。醇类燃料作为柴油机的代用燃料有巨大的优越性, 特别是对于环境的改善作用来说, 柴油机使用醇类燃料可减少常规污染物( CO、HC、NOx、PM ) , 尤其是颗粒物的排放量, 降低烟度和致癌度。同时，世界上的石油及天然气资源开采加剧，因此，为保证未来交通运输以及国民经济的持续发展，研究与开发代用燃料是势在必行。 3.纯电动汽车、混合动力汽车和纯发动机汽车的各自发展前景及存在问题。 答：纯电动汽车：（1）前景：2010 年年初国际气候组织曾对40 名电动汽车相关行业专家进行访谈，结果表明充电基础设施建设的重要程度在电动汽车发展众多影响因素中排名第2，超过了购买价格因素，仅次于排名第1的电池技术提高因素。充电设施的基础性、关键性作用各方已达成共识。 从国外发展情况来看，尽管国外主要发达国家的充电设施建设还处于起步阶段，但是政府支持力度非常大。从国内发展情况来看，我国充电设施建设主要参与者包括国家电网公司、南方电网公司、普天海油、中石化、比亚迪等企业。 近几年来，我国已经投产了一定数量的充电站与充电桩，充电方式有快充、慢充、换电池等多种，先期的工作为后续建设提供了宝贵经验。目前，国家电网公司、南方电网公司、普天海油、中石化等企业已经与多数地方政府签订了战略合作协议，制定了较为明确的建设目标和计划，充电站建设开始呈现加速发展的势头。 （2）问题：虽然纯电动汽车已经有134年的历史，但一直仅限于某些特定范围内应用，市场较小。主要原因是由于各种类别的蓄电池，普遍存在价格高、寿命短、外形尺寸和重量大、充电时间长等严重缺点。 混合动力汽车：（1）前景：混合动力汽车的车载动力源有多种，蓄电池、超级电容、燃料电池、太阳能电池、内燃机车的发电机都可，同时电池可以十分方便地回收制动时、下坡时、怠速时的能量，内燃机可以十分方便地解决耗能大

DIY斯特林发动机设计制作原理

动手制做动手制做------斯特林发动机模型 斯特林发动机模型什么是斯特林热机？ 热气机（即斯特林发动机）的理想热力循环，为19世纪苏格兰人R.斯特林所提出，因而得名。它是由两个定容吸热过程和两个定温膨胀过程组成的可逆循 环，而且定容放热过程放出的热量恰好为定容吸热过程所吸收。热机在定温(T (T1) 1)膨胀过程中从高温热源吸热，而在定温(T2)压缩过程中向低温热源放热。斯特林循环的热效率为 公式中W 为输出的净功；Q1为输入的热量。根据这个公式，只取决于T1和T2，T1越高、T2越低时，则越高，而且等于相同温度范围内的卡诺循环热效率。因此，斯特林发动机是一种很有前途的热力发动机。斯特林循环也可以反向操作，这时它就成为最有效的制冷机循环。 斯特林循环可以分为4个过程： ①定温压缩过程:配气活塞停留在上止点附近，动力活塞从它的下止点向上压缩工质，工质流经冷却器时将压缩产生的热量散掉，当动力活塞到达它的上止点时压缩过程结束。 ②定容回热过程:动力活塞仍停留在它的上止点附近,配气活塞下行，迫使冷腔内的工质经回热器流入配气活塞上方的热腔，低温工质流经回热器时吸收热量，使温度升高。

③定温膨胀过程：配气活塞继续下行，工质经加热器加热，在热腔中膨胀，推动动力活塞向下并对外作功。 ④定容储热过程：动力活塞保持在下止点附近，配气活塞上行，工质从热腔经回热器返回冷腔，回热器吸收工质的热量，工质温度下降至冷腔温度。 在理论上，定容储热量等于回热量，其循环效率等于卡诺循环效率。两个活塞的运动规律是由菱形传动机构来保证的。 —1878） 斯特林（Robert Stirling，1790 1790— 英国物理学家，热力学研究专家。 斯特林对于热力学的发展有很大贡献。他的科学研究工作主要是热机。热机的研制工作，是18世纪物理学和机械学的中心课题，各种各样的热机殊涌而出，不断互相借鉴，取长补短，热机制造业兴旺起来，工业革命处于高潮时期。 随着热机发展，热力学理论研究提到了重要位置，不少科学家致力于热机理论的研究工作，斯特林便是其中著名的一位。他所提出的斯特林循环，是重要的热机循环之一，亦称“斯特林热气机循环”。这种循环，是封闭式的，采用定容下吸热的气体循环方式。循环过程是：①等容吸热加热；②由外热源等温加热；③等容放热，供吸热用；④向冷体等温放热，完成一个循环。在理想吸热的条件下，这种循环的热效率，等于温度上下限相同的卡诺循环。利用这种循环的“斯特林热机”，具有很多特点，如采用外燃，或外热源供热等。由于这种循环是封闭式循环，可采用传热性能好的工质，同时，工质的腐蚀性也可以很小，如氮气、氢气等气体。充入的气体工质，还可以加大压力，视封闭系统的情况，能够采用远远大于大气压力的高压气体工作，这样可以提高发动机的单位重量的功率，减小发动机的体积和重量。斯特林热机在逆向运转时，可以作为制冷机或热泵机，这种设想在现代已进入了实用研究阶段。 斯特林循环热空气发动机不排废气，除燃烧室内原有的空气外，不需要其他空气，所以适用于都市环境和外层空间。 18世纪末和19世纪初，热机普遍为蒸汽机，它的效率是很低的，只有3％一

汽车理论大作业.

《汽车理论实习》实习报告 别克凯越1.6LE-AT 2011款 综合性能分析 学院： 专业班级： 指导老师： 实习时间： 姓名：学号：成绩： 姓名：学号：成绩： 组员任务分配： 动力性，燃油经济性—— 制动性，操纵稳定性——

目录 一、别克凯越1.6LE-AT 2011款动力性分析 (2) 1.发动机主要参数 (2) 2.参数计算 (3) 3.驱动力和行驶阻力平衡图 (6) 4.动力特性图 (7) 5.功率平衡图 (8) 二、别克凯越1.6LE-AT 2011款燃油经济性分析 (9) 1.百公里油耗估算 (9) 2.等速行驶百公里燃油消耗量计算 (12) 3.等加速行驶工况燃油消耗量的计算 (13) 4.等减速行驶工况燃油消耗量的计算 (15) 5.数据分析 (16) 三、别克凯越1.6LE-AT 2011款制动性分析 (18) 1.结构参数 (18) 2.参数分析 (18) 四、别克凯越1.6LE-AT 2011款操纵稳定性分析 (22) 1.结构参数 (23) 2.参数分析 (23)

一、别克凯越1.6LE-AT 2011款动力性分析 1.发动机主要参数 整车技术参数 动力参数

2.参数计算 （1）转矩和功率计算 根据发动机的最大功率max e P 和最大功率时的发动机转速p n ，则发动机的外特性的功率e P n --曲线可用下式估算： 23 max 12e e p p p n n n P P C C n n n ?? ??????=+- ? ? ? ???????? ? 汽油机中C1=C2=1， n 为发动机转速(r ／min), Pe max =81kw ， p n =6000r/min ； 发动机功率Pe 和转矩tq T 之间有如下关系：9549e tq P T n = 可得发动机外特性中的功率与转矩曲线：

超燃冲压发动机的热防护技术

中国矿业大学电力工程学院 制冷设备技术进展报告 姓名： 班级： 学号：

超燃冲压发动机的热防护技术 摘要热防护技术是发展高超音速的关键技术之一。本文综合近年来高超音速飞行器中发动机的冷却方式的进展，对超燃冲压发动机的热防护技术进行简单介绍，并对未来有应用趋势的技术简述。 关键字：超燃冲压再生冷却闭式循环 飞行速度超过5倍声音速度的叫做“高超声速飞行器”[1]。高超声速飞行器有两大类，一类是在稠密大气层中较长时间飞行的“高超声速巡航飞行器”，主要有目前尚在研究发展阶段的，以超声速燃烧冲压发动机为动力的“空天飞机”和“高超声速巡航导弹”等；另一类是由火箭发动机发射到外层空间再返回地球的“再入航天器”(包括弹道式中远程导弹弹头，返回式卫星，宇宙飞船和航天飞机等)。 超燃冲压发动机是高超声速飞行的理想动力装置，结构简单、质量轻、成本低、易维护、超声速飞行时性能好，具有高比冲、高速度和大巡航推力的特性，适宜在大气层或跨大气层中长时间超声速或高超声速动力续航飞行[2]。但是由于其工作环境极其恶劣，一般在高马赫数下飞行，飞行过程中高温空气不断向壁面传热，为了保证发动机长时间安全正常运行，维持适宜的电子元器件工作环境，所以研究超燃冲压发动机的热防护技术十分必要[3]。 超燃冲压发动机的热防护技术按原理和冷却方式分为三种：被动式、半被动式和主动式。被动式是指采用轻质的耐烧蚀隔热材料对冷却结构进行热防护，热量被吸收或者是直接辐射出去；主动式是指利用低温冷却介质进行防护，全部热量或绝大部分被工作介质带走，主要包括发散冷却、对流冷却和气膜冷却；半被动式是指大部分热量由工作流体带走，主要有两种结构方式，热管理结构和烧蚀结构。 被动式涉及的防护与材料联系及其密切，局限性就是防护时间不宜过长，不涉及我们制冷原理。半被动式适用于高热流长时间使用要求，有图1，热量被工作介质由高温区传至低温区，通过对流和辐射进行冷却放热。 图1 1.主动式： 主动式中对流冷却方式应用于主体发动机喷管，如图2所示，主要是通过热量传递给冷却介质、冷却介质受热带走热量而达到冷却效果的。

中国超燃冲压发动机研究回顾

2008年8月第29卷 第4期 推 进 技 术 J OURNAL OF PRO PUL SI ON TECHNOLOGY Aug 2008 V ol 29 No 4 中国超燃冲压发动机研究回顾 * 刘兴洲 (北京动力机械研究所,北京100074) 摘 要:回顾了中国近年来在超燃冲压发动机领域的研究进展。首先是高超声速进气道的研究进展,包括高超声速进气道中激波与附面层干扰、起动和再起动、隔离段、进气道附面层抽吸、进气道通道内外压缩比、侧压式进气道、Buse m ann 进气道等。其次是超声速燃烧方面的研究及模型超燃冲压发动机研究。最后对研究工作进行了评述。 关键词:超燃冲压发动机;高超声速进气道;超声速燃烧;超燃冲压发动机试验 中图分类号:V 235 21 文献标识码:A 文章编号:1001 4055(2008)04 0385 11 * 收稿日期: 2008 01 09;修订日期:2008 03 06。 作者简介:刘兴洲(1933 ),男,工程院院士,研究领域为冲压发动机设计。 Revie w of scra m jet researc h i n Chi na LI U X i n g zhou (Be iji ng P o w er M ach i nery R esearch Inst .,Be iji ng 100074,China) Abstrac t : The scra m j e t research i n Chi na i n recent years i s rev ie w ed .F irstl y , stud i es for hyperson ic i n lets are re v ie w ed ,i nc l udi ng i ssues re lated to i nteracti on bet w een boundary and sho ck w av e i n hype rson i c i n l et ,unstarting /restarti ng phenom ena ,iso l a t o r ,boundary b l eeding f o r hypersonic inlet ,interna l/ex terna l compression rati o for inlet ,inlets w i th si dewa ll compression ,etc ..Second l y ,supe rson i c co m bustion research i s rev ie w ed .T hen ,i nvestigati on for scra m j e t eng i ne mode l is su mm ar i zed .F i na lly ,so m e co mments on the research wo rks a re g i ven . K ey word s : Scra m jet ;H yperson ic inlet ;Supersonic co m bustion ;Scra m jet test . 1 引 言 在中国的一些研究机构和高等学校进行了超燃冲压发动机的基础研究和模型超燃冲压发动机的研究。本文对中国在高超声速进气道、超声速燃烧和模型超燃冲压发动机研究等方面的工作作一简要回顾。 2 高超声速进气道的研究 2 1 激波/附面层干扰 通过求解二维N S 方程[1,2] ,对高超声速流中的激波/附面层干扰进行了数值研究,给出了入射斜激波在平直壁面引起湍流附面层分离的流动特征、分离点的反射激波、分离包引起的膨胀扇以及再附点的反射激波.计算的壁面压力分布与试验值吻合较好(见图1、图2)。 在三维管内激波/湍流附面层干扰流场的数值模拟中,对两方程湍流模型进行了可压缩性修正,计 F i g .1 M ach nu m ber d istribution in shock / boundary layer in teract i on area 算和试验结果比较表明,这一方法可以较准确地预测三维激波/湍流附面层干扰流动中激波结构和流动分离的基本特征。这些工作加深了对复杂流动现象的理解。 2 2 进气道的起动和再起动 对高超声速侧压式进气道模型不起动特性和再

简易斯特林发动机制作原理

简易斯特林发动机制作原理 史特灵引擎属於外燃引擎，只要高温热源温度够高，无论是使用太阳能、废热、核原料、牛粪、丙烷、天然气、沼气（甲烷）、丁烷与石油在内的任何燃料，皆可使之运转，不同於必须使用特定燃料的汽油引擎、柴油引擎等内燃引擎。 A.基础篇 A1气体的特性 如图1把橡皮绑在容器口上，我们能容易瞭解到受热时橡皮会膨胀(图2)，冷却时橡皮会缩收(图3)，这是加热时，内部气体压力作用在橡皮上(图2)，当然人的眼睛是无法看到气体压力的。 A2移气器 如果我们放入一个移气器(Displacer)到容器内(图4)，而这个移气器的直径比容器的内径小一些，当移气器自由上下移动时，即可以把容器内的气体挤下或挤上。这个时候，如果我们在容器底端加热，而在容器上端冷却，使上下两端具有足够的温差，即可看见此时橡皮会不断膨胀及收缩。其原理如下：当移气器上移，容器内的气体被挤至容器底端，此时由於容器底端加热，因此气体受热，压力变大，此压力经由活塞与容器间的空隙传到橡皮，使得橡皮会膨胀(图5)。 相反的，若施以适当的力量把移气器下移，则容器内的气体被挤至容器上端，此时由於容器上端为冷却区，因此气体被冷却，使气体温度降低，压力变小，而使得橡皮会缩收(图5)。 如此，不断使移气器自由上下移动，即可看见此时橡皮会不断膨胀及收缩。 由此，可知移气器的功用主要在於移动气体，使气体在冷热两端之间来回流动。国立成功大学航太系郑金祥教授把Displacer命名为”移气器”，实在更为贴

切，也比较不容易混淆，比较不会使人误以为它的作用跟输出功率的动力活塞一样。 A3曲柄机构 要让移气器上下移动，只要将移气器与一曲轴连结(图6)。当曲轴旋转时，移气器就会被带上及带下。将移气器与曲轴连结完毕之后，在容器底端加热上端冷却，只要用手转动曲轴，使得移气器移上及移下，此时橡皮便会重复膨胀及收缩(图7)。 A4动力活塞 橡皮的膨胀及收缩运动，可以转换为动力输出，此时，橡皮的作用即如同一动力活塞。我们可以另加一根连桿接到上述的曲轴上，便可将橡皮的膨胀及收缩运动转换为曲轴的旋转运动。连接到移气器的曲轴部位与连接到动力活塞的曲轴部位必须呈固定的角度差，一般是90度(图8,9)。橡皮的膨胀及缩收所產生的曲轴的旋转运动提供了移气器上下移动的力量，多餘的力量则可以输出。必须注意的是，移气器本身不会动，而是被曲轴带动，动力来源是动力活塞。

汽车电子技术大作业

北京交通大学 《汽车电子技术》综合性大作业 2017---2018第一学期教师：陈宏伟 学号13221023班级能动1401姓名王勉 经济型轿车机械式自动变速器初步设计 一、动力性换挡规律设计 首先计算轮胎直径。 根据轮胎型号：165/70R14 可计算出轮胎直径为：165*0.7*2+(14*25.4)= 586.6 mm 据此可算出各节气门开度不同转速发动机扭矩大小，可根据不同节气门开度各档位扭矩图得出如下图升档规律，动力性降挡规律是在动力

性升挡规律的基础上选择合适的收敛程度来进行计算，动力性降挡规律的确定采用以下的控制策略： 1.节气门开度在0到25之间时采用等延迟型降档规律，以舒适稳定 为主，延迟区间设为：1挡和2挡4km/h，2挡和3挡4km/h，3挡和4挡5km/h，4挡和5挡5km/h。 2.节气门开度在25到75之间采用收敛型降档规律，这种换挡规律 在大油门时降挡速差最小，升降挡都有较好的功率利用，动力性好，减小油门时，延迟增大，避免过多的换挡，且发动机可以在较低的转速下工作，燃料经济性好，噪声低，行驶平稳舒适。换挡规律的收敛程度用 K 进行评价： V n+1=(1?K)V n 式中V n+1为n+1挡时对应降档车速，V n为n挡时对应升档车速。通常K的取值应该小于0.4～0.45。本次报告在25%~75%取K=0.2。 3.节气门开度在75到100之间时采用等延迟型降档规律，以获得最 佳动力性， 延迟区间设置为3.96km/h。

二、AMT 总体方案设计 1.绘制所开发的 AMT 电子控制系统（包含被控对象）工作原理示意图，

超燃冲压发动机

超燃冲压发动机科技名词定义 中文名称：超燃冲压发动机英文名称：scramjet engine 定义：燃料在超声速气流中进行燃烧的冲压发动机。应用学科：航空科技（一级学科）；推进技术与航空动力装置（二级学科）以上内容由全国科学技术名词审定委员会审定公布 百科名片超燃冲压发动机超声速燃烧冲压式发动机，它简称超燃冲压发动机，可以在攀升过程中从大气里攫取氧气。放弃携带氧化剂，从飞行中获取氧气，节省重量，就意味着在消耗相同质量推进剂的条件下，超燃冲压发动机能够产生4倍于火箭的推力。 目录 概况简介 发展历史 主要特点 航空航天中的运用 主要类型双模态冲压发动机 双燃烧室冲压发动机 超燃组合发动机 超燃冲压发动机关健技术燃料的喷射、掺混、点火 燃烧室的设计 一体化设计 耐高温材料和吸热燃料 火焰保持器 热平衡 燃料的喷射 火焰特性描述 国内外研究现状及发展趋势俄罗斯 美国 法国 其他国家 发展趋势 发动机原理及工作过程超燃冲压发动机原理 展开概况简介 超燃冲压发动机是指燃料在超声速气流中进行燃烧的冲压发动机。在采用碳氢燃料时，超燃冲压发动机的飞行M数在8以下，当使用液氢燃料时，其飞行M数可达到6~25。超声速或高超声速气流在进气道扩压到位置4的较低超声速，然后燃料从壁面和/或气流中的突出物喷入，在超声速燃烧室中与空气混合并燃烧，最后，燃烧后的气体经扩张型的喷管排出。美国超然发动机 高超声速飞行器（飞行M数超过声速5倍的有翼和无翼飞行器）是未来军民用航空器的战略发展方向，被称为继螺旋桨、涡轮喷气推进飞行器之后航空史上的第三次革命。超燃冲压发动机是实现高超声速飞行器的首要关键技术，是目前世界各国竞相发展的热点领域之一。目前，国外发展较多的超燃冲压发动机包括亚燃/超燃双模态冲压发动机和亚燃/超燃双燃烧室冲压发动机。亚燃/超燃双模态冲压发动机是指发动机可以亚燃和超燃冲压两种模式工作的发动机。当发动机飞行M数大于6时，实现超音速燃烧，当马赫数低于6时。

斯特林发动机原理与制作

简介：斯特林引擎(Stirling Engine)的优势特色与问题 从Stirling Engine 的原理与结构来看，它有几项颇具优势的特点： 1.、其使用外部热源，因此只要是能够产生热，皆可用来做为推动的能源， 所以并不仅限于可燃烧的燃料。而由于内燃机常令人诟病其排放的废气，会产环境污染的问题，因此能够使用地热、太阳能等自然的能源来运作StirlingEngine，显然在此方面是具有优势的。 斯特林发动机原理 2.、虽然Stirling Engine 常被归类于外燃机，但实际上，只要能够产生温差， 就能够成为运作的能源，因此使用低温流体，如乾冰、或冰水，同样可使Stirling Engine 进行运作。 3.、由于Stirling Engine 外部热源与工作气体(Working gas)是分开的，因 此没有燃烧废弃物堆积于内部的问题，使用的润滑油周期较持久。 4、由于热源位于外部，因此在调整控制上，比内燃机容易得多。 5、热源的提供是连续性的，较不会有燃料燃烧不全的情形。 6、比起其他引擎，它的构造很简单，不需要阀门，也没有化油器等机构。 7、运作的温度与压力比起蒸气引擎或内燃式引擎要低且安全的多，因此引擎强度与重量不需要很要求很高。 8、没有燃烧爆炸的作用，运作也很安静，没有剧烈的震动。 以上就是Stirling Engine 的发展优势。然而，既然Stirling Engine 具有优势，但为何当初它并没有成为普遍的动力系统?显然它仍然有一些问题有待克服或替代方桉：

斯特林发动机原理 1、无法避免热源对热室的侵蚀。毕竟高温差使得其运作效率提高，但也相对的会使活塞机构产生高温或低温侵蚀性的影响，引响运作寿命。 2、虽然在低温差可以运作，但要在低温差下产生大量的动能时，引擎的体积就会很巨大。 3、高低温差的控制很困难，尤其取决于引擎的隔热包装技术。如果无法有效控制，会徒增能源的散逸，减低效率。 4、刚开始Stirling Engine 无法迅速运转，它必须经过一段“暖机时间”。 5、要改变它的能量输出等级是很难的，它无法像内燃机一样用燃油多寡直接去控制动力的大小。 6. 最好的工作气体是使用氢等分子量小的气体，但这些气体不易保存。 所以，以上的这些特性与问题，造成了Stirling Engine 发展的兴衰。以目 尽管如此，Stirling Engine 仍被利用在进行乾淨、环保的长时期稳定运作的电力生产与低温冷冻上。

线性系统理论MATLAB大作业.(DOC)

兰州理工大学2015级线性系统理论大作业 线性系统理论Matlab 实验报告 1、在造纸流程中，投料箱应该把纸浆流变成2cm 的射流，并均匀喷洒在网状传送带上。为此，要精确控制喷射速度和传送速度之间的比例关系。投料箱内的压力是需要控制的主要变量，它决定了纸浆的喷射速度。投料箱内的总压力是纸浆液压和另外灌注的气压之和。由压力控制的投料箱是个耦合系统，因此，我们很难用手工方法保证纸张的质量。 在特定的工作点上，将投料箱线性化，可以得到下面的状态空间模型： u x x ?? ????+??????-+-=0001.0105.0002.002.08.0. []21,x x y = 其中，系统的状态变量x1=液面高度，x2=压力，系统的控制变量u1=纸浆流量u2=气压阀门的开启量。在上述条件下，试设计合适的状态变量反馈控制器，使系统具有实特征根，且有一个根大于5 解：本题目是在已知状态空间描述的情况下要求设计一个状态反馈控制器，从而使得系统具有实数特征根，并要求要有一个根的模值要大于5，而特征根是正数时系统不稳定，这样的设计是无意义的，故而不妨采用状态反馈后的两个期望特征根为-7，-6，这样满足题目中所需的要求。要对系统进行状态反馈的设计首先要判断其是否能控，即求出该系统的能控性判别矩阵，然后判断其秩，从而得出其是否可控。 Matlab 判断该系统可控性和求取状态反馈矩阵K 的程序,如图1所示，同时求得加入状态反馈后的特征根并与原系统的特征根进行了对比。

图1系统能控性、状态反馈矩阵和特征根的分析程序上述程序的运行结果如图2所示： 图2系统能控性、反馈矩阵和特征根的运行结果

2004 国外超燃冲压发动机技术的发展-胡晓煜

国外超燃冲压发动机技术的发展 2004-10-25 高超声速飞行器（飞行M数超过声速5倍的有翼和无翼飞行器）是未来军民用航空器的战略发展方向，被称为继螺旋桨、涡轮喷气推进飞行器之后航空史上的第三次革命。超燃冲压发动机是实现高超声速飞行器的首要关键技术，是目前世界各国竞相发展的热点领域之一。 国外超燃冲压发动机技术的发展已有50多年的历史。20世纪90年代，超燃冲压发动机技术取得了重大突破，目前已从概念和原理探索阶段进入了以飞行器为应用背景的先期技术开发阶段。预计，到2010年，以超燃冲压发动机为动力的高超声速巡航导弹将问世。到2025年，以超燃冲压发动机为动力的高超声速轰炸机和空天飞机将有可能投入使用。 本文将首先介绍超燃冲压发动机的基本概念、主要类型和性能特点，然后对各国超燃冲压发动机技术的研究进展和研究计划进行介绍，最后指出发展超燃冲压发动机的关键技术。 超燃冲压发动机的基本概念与主要特点 超燃冲压发动机是指燃料在超声速气流中进行燃烧的冲压发动机。在采用碳氢燃料时，超燃冲压发动机的飞 行M数在8以下，当使用液氢燃料时，其飞行M数可达到6~25。超声速或高超声速气流在进气道被扩压到较低超声速，然后燃料从壁面和/或气流中的突出物喷入，在超声速燃烧室中与空气混合并燃烧，最后，燃烧后的气体经扩张型的喷管排出。 超燃冲压发动机具有结构简单、重量轻、成本低、比冲（单位质量流量推进剂产生的推力）高和速度快的优点。与火箭发动机相比，超燃冲压发动机无需携带氧化剂，因此，有效载荷更大，适用于高超声速巡航导弹、高超声速航空器、跨大气层飞行器、可重复使用的空间发射器和单级入轨空天飞机的动力。 超燃冲压发动机的主要类型 经过多年的发展，国外已研究设计过多种超燃冲压发动机的方案。主要包括普通超燃冲压发动机、亚燃/超燃双模态冲压发动机、亚燃/超燃双燃烧室冲压发动机、吸气式预燃室超燃冲压发动机、引射超燃冲压发动机、整体式火箭液体超燃冲压发动机、固体双模态冲压发动机和超燃组合发动机等。其中，双模态冲压发动机和双燃烧室冲压发动机是研究最多的两种类型。 （1）亚燃/超燃双模态冲压发动机 亚燃/超燃双模态冲压发动机是指发动机可以亚燃和超燃冲压两种模式工作的发动机。当发动机的飞行M数低于6时，在超燃冲压发动机的进气道内产生正激波，实现亚声速燃烧；当M数大于6时，实现超声速燃烧，使超燃冲压发动机的M数下限降到3，扩展了超燃冲压发动机的工作范围。 目前，美国、俄罗斯都研究了这种类型的发动机，俄罗斯多次飞行试验的超燃冲压发动机就是这种类型的发动机。NASA即将进行飞行试验的也是这种类型的发动机。这种超燃冲压发动机可用于高超声速的巡航导弹、无人驾驶飞机和有人驾驶飞机。 （2）亚燃/超燃双燃烧室冲压发动机 对于采用碳氢燃料的超燃冲压发动机来说，当发动机在M3~4.5范围工作时，会发生燃料不易着火的问题。为解决这一问题，人们提出了亚燃/超燃双燃烧室冲压发动机概念。这种发动机的进气道分为两部分：一部分引导部分来流进入亚声速燃烧室，另一部分引导其余来流进入超声速燃烧室。突扩的亚声速燃烧室起超燃燃烧室点火源的作用，使低M数下燃料的热量得以有效释放。由于亚燃预燃室以富油方式工作，不存在亚燃冲压在贫油条件下的燃烧室-进气道不稳定性。这种方案技术风险小，发展费用较低，较适合巡航导弹这样的一次性使用的飞行器。目前，掌握该技术的主要是美国霍布金斯大学的应用物理实验室。 （3）超燃组合发动机

传感器大作业

北京邮电大学 传感器大作业 题目：霍尔转速器 姓名：##### 学院：电子工程学院 班级： 学号： 日期：2013年6月10日

一、被测量分析 转速是发动机重要的工作参数之一,也是其它参数计算的重要依据。在工农业生产和工程实践中，经常会遇到各种需要测量转速的场合，例如在发动机、电动机、卷扬机、机床主轴等旋转设备的试验、运转和控制中，常需要测量和显示其转速。要测速，首先要解决的是采样问题。测量转速的方法分为模拟式和数字式两种。模拟式采用测速发电机为检测元件，得到的信号是模拟量。早期直流电动机的控制均以模拟电路为基础，采用运算放大器，非线性集成电路以及少量的数字电路组成，控制系统的硬件部分非常复杂，功能单一，而且系统非常不灵活、调试困难。数字式通常采用光电编码器、圆光栅、霍尔元件等为检测元件，得到的信号是脉冲信号。随着微型计算机的广泛应用，单片机技术的日新月异，特别是高性能价格比的单片机的出现，转速测量普遍采用以单片机为核心的数字式测量方法，使得许多控制功能及算法可以采用软件技术来完成，智能化微电脑代替了一般机械式或模拟式结构，并使系统能达到更高的性能。采用单片机构成控制系统，可以节约人力资源和降低系统成本，从而有效的提高工作效率。 二、霍尔传感器的发展历史及其现状 霍尔传感器是根据霍尔效应制作的一种磁场传感器。霍尔效应是磁电效应的一种，这一现象是霍尔（A.H.Hall，1855—1938）于1879年在研究金属的导电机构时发现的。后来发现半导体、

导电流体等也有这种效应，而半导体的霍尔效应比金属强得多，利用这现象制成的各种霍尔元件，广泛地应用于工业自动化技术、检测技术及信息处理等方面。霍尔效应是研究半导体材料性能的基本方法。通过霍尔效应实验测定的霍尔系数，能够判断半导体材料的导电类型、载流子浓度及载流子迁移率等重要参数。三、传感器设计思路 系统由传感器、信号预处理电路、处理器、显示器和系统软件等部分组成。传感器部分采用霍尔传感器，负责将电机的转速转化为脉冲信号。信号预处理电路包含待测信号放大、波形变换、波形整形电路等部分，其中放大器实现对待测信号的放大,降低对待测信号的幅度要求，实现对小信号的测量；波形变换和波形整形电路实现把正负交变的信号波形变换成可被单片机接受的TTL/CMOS兼容信号。处理器采用STC89C51单片机，显示器采用8位LED数码管动态显示。系统原理框图如图所示： 系统软件主要包括测量初始化模块、信号频率测量模块、浮点数算术运算模块、浮点数到BCD码转换模块、显示模块、按键功能模块、定时器中断服务模块。系统软件框图如图所示：

超燃冲压发动机燃烧效率评价方法

超燃冲压发动机燃烧效率评价方法 摘要：超燃冲压发动机是未来快速飞行器的心脏，是目前世界各国正投入巨大精力研究的科研制高点。在评估发动机和燃烧室的各项性能时，燃烧效率是评价的重要性能指标之一。本文针对这一性能指标，将介绍几种评价超燃冲压发动机燃烧效率的方法：氢燃料特征原子团光谱辐射强度测量换算氢燃料燃烧效率的方法，探针取样组份分析方法、一维流动参数评估方法。在这些燃烧效率计算方法中涉及燃烧学的基本知识。在介绍这些评价燃烧效率的方法时，本文还将对这种方法做简单评价，并学习它们解决问题的思路。 关键词：超燃冲压发动机、燃烧效率、一维评价方法 超燃冲压发动机简单地说就是燃料在超声速气流中进行燃烧的冲压发动机。 ，其飞行速度一般都在马赫5以上，以美国X-51高超声速飞行器为例，其飞行速度达到马赫数6。但从速度来讲，高超声速飞行器在国防和军事领域将有很好的发展前景，可以应用于高超声速导弹和空天飞机，这也是为什么如今有实力的世界大国都在争先发展这种 飞 行 器的 主 要原 因 。 图 1高超声速导弹 超燃冲压发动机属于冲压发动机范畴。与一般的冲压发动机不同的是发动机进气前与进气后其气流都维持在5马赫的高超音速以上。而一般的冲压发动机则需要把气流减速增压。但气流速度一旦达到了5马赫的高超音速以上时， 气流减速增压所带来的高压强高温度会超过发动机材料承受极限。所以解决最好的办法就是以高超音速吸气后经过燃烧后马上高超音速喷出。这样发动机内滞留的静压静温就不会威胁发动机正常运作。当然要在这种速度下正常飞行，也是有很大的难度的，目前而言，困难主要集中在两个方面：一是点火困难，在高超音速中添加燃料并点火无异于在龙卷风中点燃一根火柴；二是飞行器热防护问题，在Ma>5时，飞行器将受到空气急剧地加热效应，这种加热是一般材料承受不了的，因此，高温条件下的主动热防护成为研究的关键之一。 对于超燃冲压发动机的研究，前人已经做了很多工作。在对超燃冲压发动机及其燃烧室的研究过程中，对其性能的评价是非常重要的工作。在评估发动机和燃烧室的各项性能时，燃烧效率是评价的重要性能指标之一。在这方面，人们也做了很多研究，取得了丰硕的成果。燃烧效率不能直接测量，需要通过一些测量的参数经过处理换算求出。经过多年研究，燃烧效率的评估方法不断得到完善，目前，各国研究中常

发动机设计大作业

民用客机航空发动机设计方案 一、本型航空发动机的应用领域 本型发动机主要用于民用客机。民用客机是体型较大、载客量较多的集体飞行运输工具，用于来往国内及国际商业航班。本客机巡航高度约为9,000米。飞机发动机有着不同的工作状态，当发动机每公里消耗燃料最少情况下的飞行速度，称为巡航速度。本客机巡航速度为亚声速，取0.8马赫。要求飞行稳定，不会产生较大颠簸，保障乘客能够舒适且安全地到达目的地。客机的总质量较大，因而相应发动机的体积，质量和推力都要远远大过战斗机发动机，使用寿命上也要求长很多，并且要求发动机具有良好的安全性和经济性等指标。客机是用于商业用途的，因而要求其发动机具有很好的性价比。涡轮风扇发动机要比涡轮喷气发动机更省油，尤其是超过声速不太多时。因此，发动机选用大涵道比涡轮风扇发动机。 飞行器简图为： 发动机这样布局是因为，发动机质量较大，对飞机结构强度有较高的要求，因而对称安置在两个机翼距机身较近的位置以提高整个飞机的安全性，保证飞机两侧重量相同，避免飞机发生左右倾斜或重心不稳的问题。 二、航空发动机的性能设计指标 发动机指标由客机的要求决定，发动机要求为: 推力：87000N 单位推力：450N?s/kg 重量：2100 推重比：4.2 耗油率：0.10kg/(h?N) 涡轮前温度：1200℃

总压比：22 整机效率：30% 三、航空发动机的结构形式选取 发动机结构简图如下： 3.1 进气口的结构形式 发动机进气口为环形，固定唇口。进气口为空气喷气发动机所需空气的进口和通道，亚声速进气口前缘较为钝圆，以避免低速起飞时进口处气流分离。内部通道多为扩散形。 在最大速度或巡航状态下，进入气流的减速增压过程大部分在进口外面完成，通道内的流体损失不大，因而有较高的效率。超声速进气道通过多个较弱的斜激波实现超声速气流的减速。超声速进气道分为外压式、内压式和混合式三类。此外，还有可调式进气口，在超声速条件下，不可调进气道只在设计状态下能与发动机协调工作，这时进气道处于最佳临界状态。在非设计状态下，譬如改变飞行速度，进气道与发动机的工作可能不协调。当发动机需要空气量超过进气道通过能力时，进气道处于低效率的超临界状态。当发动机需要空气量低于进气道通过能力时，进气道将处于亚临界溢流状态。过分的亚临界状态使阻力增加，并引起进气道喘振。为了使进气道在非设计状态下也能与发动机协调工作（即进气道与发动机匹配），提高效能，广泛应用可调式进气口。本型飞行器飞行速度为亚声速，不需要用超声速进气口和可调式进气口，亚声速进气口足以满座要求。 3.2 风扇的结构形式 单级轴流式。风扇排气涵道的收敛度大，以减少气流流过静叶的气动力损失。涡扇发动机的外函推力完全来自于风扇所产生的推力，风扇的的好坏直接的影响到发动机的性能，这一点尤其在高函道比的涡扇发动机上。多级风扇与单级风扇相比几乎没有优点，它重量大、效率低，其实它是在涡扇发动机的技主还不十分成熟的时候一种无耐的选择。 随着风扇单级增压比的一步步提高，现如今在中、高函道比的涡扇发动机上大都采用单级风扇。在战斗机上使用的低函道比涡扇发动机是为了减少重量。它的双转子其实是由风扇转子和压气机转子组成的结构。受战斗机的机内容积所限，采用大空气流量的高函道比涡扇发动机是不现实的，但为了提高推力只能提发动机的出口压力，再者风扇不光要提供全部的外函推力而且还要部分的承担压气机的任务，所以风扇只能采用比较高的增压比，采用多级风扇。本文中采用的是高涵道比发动机，于是采用单级风扇。 3.3 低压压气机和高压压气机结构形式