冲压发动机工作原理

这种发动机压缩空气的方法，是靠飞行器高速飞行时的相对气流进入发动机进气道中减速，将动能转变成压力能（例如进气速度为3倍音速时，理论上可使空气压力提高37倍）。冲压发动机的工作时，高速气流迎面向发动机吹来，在进气道内扩张减速，气压和温度升高后进入燃烧室与燃油（一般为煤油）混合燃烧，将温度提高到2000一2200℃甚至更高，高温燃气随后经推进喷管膨胀加速，由喷口高速排出而产生推力。冲压发动机的推力与进气速度有关，如进气速度为3倍音速时，在地面产生的静推力可以超过200千牛。

推力的产生与涡轮喷气发动机一样，是由于高速排气所产生的反作用力。其情况是：当飞机运动时，空气流以高速冲进发动机中，于是空气速度就骤降，压力便上升。当压力刚刚达到最大值时，就由喷油嘴喷射燃料(煤油)，开始燃烧，使得发动机燃烧室中空气温度和压力急速地增大，然后这种炙热的空气与燃烧产物相混合的气体，便以更大的速度从发动机喷管喷射出来。喷气流的速度比进口的空气速度大得多，因而就造成反作用推力，使得飞机运动。气流喷出速度愈大，推力也就愈大。

它通常由进气道（又称扩压器）、燃烧室、推进喷管三部组成。

冲压发动机即冲压喷气发动机。

冲压喷气发动机是一种利用迎面气流进入发动机后减速，使空气提高静压的一种空气喷气发动机。冲压发动机没有压气机（也就不需要燃气涡轮），所以又称为不带压气机的空气喷气发动机。

没有压气机，不能在静止的条件下起动，所以不宜作为普通飞机的动力装置，而常与别的发动机配合使用，成为组合式动力装置。如冲压发动机与火箭发动机组合，冲压发动机与涡喷发动机或涡扇发动机组合等。安装组合式动力装置的飞行器，在起飞时开动火箭发动机、涡喷或涡扇发动机，待飞行速度足够使冲压发动机正常工作的时，再使用冲压发动机而关闭与之配合工作的发动机；在着陆阶段，当飞行器的飞行速度降低至冲压发动机不能正常工作时，又重新起动与之配合的发动机。如果冲压发动机作为飞行器的动力装置单独使用时，则这种飞行器必须由其他飞行器携带至空中并具有一定速度时，才能将冲压发动机起动后投放。冲压发动机或组合式冲压发动机一般用于导弹和超音速或亚音速靶机上。

冲压发动机只有三个主要部件——扩压器，燃烧室和尾喷管。虽然它只由很简单的三个管道形的部件构成，但是它可以发出非常大的推力，并且推力随飞行速度的增大而迅速增大。例如，一个横截面只有1平方公尺的冲压发动机在11公里高空，以速度为3.5倍音速飞行时(M=3.5)，可以产生推力大约是30，000公斤(即30吨)。这时它推进的功率达到414，000匹马力，这相当于200个火车头的功率。若是在低空飞行，由于空气密度大功率还要增加。这样一台发动机有多重呢？最多不会超过1吨。从这里可以看到它强大的工作能力。

冲压发动机结构简单，重量轻，推重比大，成本低。在飞行马赫数大于3的条件下使用,有较高的经济性。它的缺点是不能自行起动，须用其他发动机作为助推器，而且只有飞行器达到一定飞行速度后才能有效工作。它一般使用煤油做为燃料。

由于它具有这种优良的特点——推力大、重量轻，因此非常适合于高空高速飞行。最高速度约为4倍音速(相当于4400公里/小时)，高度可达30公里以上。但这数值还不是它的极限，估计以后它的飞行高度、速度还要进一步提高。

按应用范围划分，冲压发动机分为亚音速、超音速、高超音速三类。

亚音速冲压发动机

亚音速冲压发动机使用扩散形进气道和收敛形喷管，以航空煤油为燃料。飞行时增压比不超过 1.89，飞行马赫数小于0.5时一般不能正常工作。亚音速冲压发动机用在亚音速航空器上，如亚音速靶机。

超音速冲压发动机

超音速冲压发动机采用超音速进气道（燃烧室入口为亚音速气流）和收敛形或收敛扩散形喷管，用航空煤油或烃类燃料。超音速冲压发动机的推进速度为亚音速到6倍音速，用于超音速靶机和地对空导弹（一般与固体火箭发动机相配合）。

高超音速冲压发动机

这种发动机燃烧在超音速下进行，使用烃类燃料或液氢燃料，飞行马赫数高达5～16，高超音速冲压发动机正处于研制之中。 超音速燃烧冲压发动机是一种以超音速燃烧为特色的冲压发动机,在高速时，需要超音速燃烧来保证较高的燃料利用率。（简称超燃冲压发动机）由于超音速冲压发动机的燃烧室入口为亚音速气流，也有将前两类发动机统称为亚音速冲压发动机，而将第三种发动机称为超音速冲压发动机。（这种发动机运用的代表有美国的X-43A、X-51A“乘波者”高超音速试验机）

超音速飞机

主要用作歼击机与轰炸机的动力装置。例如正在研究中的一种，是把冲压式发动机与涡轮喷气发动机组合使用，后者放在冲压发动机的进气道内。起飞时使用涡轮喷气发动机，冲压发动机在M=0.4时起动，设计的飞行速度为音速的4倍(M=4)(图3)。此外还有一种在研究中的轰炸机，其设计飞行速度为M=4，巡航高度H=30，000公尺，最大航程为16000公里，尚未获得成功。

洲际飞航导弹

由于冲压发动机可在高速下飞行，并且经济性很好，做为远程导弹，无论从军事上或经济上来考虑都很好，所以各国都在积极的从事研究。有一种正在研究中的洲际飞航导弹，其飞行速度约为音速的3.0－3.5倍，高度约为21－24公里。航程大于8000公里。

中程近程导弹

在射程从几十公里直到2400公里范围内的中程及近程导弹上，经常采用冲压发动机。这种导弹可以是地对地，空对空，也可以是地对空。例如有一种装有冲压式发动机的地对地导弹飞行速度M=3.5，飞行高度24公里，航程2400公里。另一种空对空导弹从歼击机发射，可以用来攻击轰炸机或其他飞机，速度是音速的3倍。还有一种正在生产中的防空导弹，由地面发射，速度为M=2－2.5，这些导弹均采用冲压式发动机作为动力装置。

超音速靶机

为了训练歼击机及导弹武器射击用的超音速靶机，使用冲压发动机也是非常经济的，因为这种发动机成本比其他发动机要便宜得多。

冲压发动机是一种新型的、用于高速飞行的、尖端航空科学技术。它正在日新月异的迅速发展。在这个领域内，有着广泛的复杂问题需要研究解决。

随着飞行速度的提高，就要求设计制造出更有效的部件——扩压器，燃烧室，尾喷管。有的国家正在计划把冲压发动机的飞行速度提高到5－7倍音速，甚至更高(约5300－7400公里/小时)。这就需要解决一系列新的问题。例如，首先要求解决热障问题，在M=5飞行时，发动机壁面与空气摩擦后温度可以达到1000℃左右。燃烧室加热以后的温度将达到2500－2800℃左右，这就需要耐温能力更高的材料。其次，为了使燃烧室中能加温到更高的温度，所采用的燃料(煤油)是不行的，这就需要高能量的燃料。

今天已进入原子能时代。因此在冲压发动机上使用原子能吸引着许多科学家，使他们进行不懈的研究。不久的将来这种理想就会变为现实。

在地球大气的上层，由于太阳和宇宙线的作用，部分空气分解成为离子，当这些离子再合成分子时，就会放出大量的能量，因此就有可能在发动机内喷入少量的催化剂，使离子再结合成分子，放出能量而推动飞机，这样就根本不必携带燃料。这种离子冲压发动机的航程，可以认为是无限的。

书号 978-7-118-11639-7

作者 于达仁等

出版时间 2019年3月

译者

版次 1版1次

开本 16

装帧 平装

出版基金

页数 280

字数 350

中图分类 V235.21

丛书名 高超声速科学与技术丛书

定价 128.00

内容简介

本书以超燃冲压发动机为研究对象，从发动机基本控制问题出发并结合已有飞行试验经验给出了一种超燃冲压发动机基本控制方案，讨论了发动机控制模型维数和反馈变量选择原则并介绍了发动机推力闭环控制系统设计方法，探讨了超燃冲压发动机燃烧模态转换特性及其转换控制方法，介绍了高超声速进气道起动/ 不起动监测方法及其稳定裕度控制方法，同时给出了超燃冲压发动机推力调节/ 进气道保护切换控制方法，研究了超燃冲压发动机燃烧室释热分布最优控制问题，最后从飞/推一体化视角介绍了高超声速飞行器轨道优化问题。

目录

常用符号表

第1章 绪论

1．1 双模态超燃冲压发动机的典型飞行试验

1．2 双模态超燃冲压发动机控制研究现状分析

1．2．1 飞行试验中发动机控制现状分析

1．2．2 进气道不起动监测及保护控制现状分析

1．2．3 燃烧模态转换控制现状分析

1．2．4 吸气式飞/推系统轨迹优化研究现状分析

1．3 双模态超燃冲压发动机推力控制问题分析

1．4 双模态超燃冲压发动机不起动监测与控制问题

1．4．1 高超声速进气道不起动监测

1．4．2 高超声速进气道不起动保护控制

1．5 双模态超燃冲压发动机燃烧模态转换控制问题

1．5．1 燃烧模态转换特性

1．5．2 燃烧模态转换控制

1．6 冲压发动机飞/推系统设计与控制面临的主要问题

1．6．1 考虑飞/推系统强耦合特性的最优轨迹问题

1．6．2 复杂热力系统多变量多约束最优控制问题

1．7 小结

参考文献

第2章 双模态超燃冲压发动机工作原理

2．1 双模态超燃冲压发动机的流动特点与模态定义

2．2 双模态超燃冲压发动机热力循环及性能指标

2．2．1 发动机的热力循环过程

2．2．2 发动机的能量转换过程

2．2．3 性能指标

2．3 双模态超燃冲压发动机进气道

2．3．1 进气道性能参数

2．3．2 进气道典型工作状态

2．3．3 进气道起动/不起动

2．4 双模态超燃冲压发动机燃烧室

2．4．1 若干基本概念

2．4．2 燃烧室性能分析方法

2．5 双模态超燃冲压发动机尾喷管

2．6 双模态超燃冲压发动机工作过程的特殊性

2．6．1 强分布参数特性

2．6．2 多模态优化选择

2．7 小结

参考文献

第3章 双模态超燃冲压发动机控制问题分析和控制方案

3．1 双模态超燃冲压发动机控制问题分析

3．1．1 推力回路控制问题分析

3．1．2 进气道不起动保护控制问题分析

3．1．3 超温保护控制问题分析

3．1．4 燃烧室贫/富油熄火限制

3．2 双模态超燃冲压发动机控制方案

3．2．1 美国X-51A控制方案分析

3．2．2 推力调节/安全保护切换控制方案提出

3．2．3 控制回路组成及分析

3．3 小结

参考文献

第4章 双模态超燃冲压发动机控制模型

4．1 双模态超燃冲压发动机稳态数学模型

4．1．1 数学模型的维数选择

4．1．2 发动机一维模型

4．2 双模态超燃冲压发动机控制模型时间尺度分析

4．3 双模态超燃冲压发动机被控变量选择

4．3．1 燃烧室最大压比

4．3．2 燃烧室壁面压力积分

4．4 小结

参考文献

第5章 双模态超燃冲压发动机推力闭环控制方法

5．1 双模态超燃冲压发动机推力表征

5．1．1 地面直连式试验条件下的推力定义

5．1．2 推力增量与压力积分的定义

5．1．3 基于燃烧室壁面压力积分的推力增量表征

5．2 双模态超燃冲压发动机推力闭环控制系统设计

5．2．1 控制对象特性分析及建模

5．2．2 控制性能要求分析与控制器设计

5．3 控制系统鲁棒性能分析

5．3．1 增益摄动时的鲁棒性

5．3．2 动态摄动时的鲁棒性

5．4 推力闭环控制地面试验验证

5．5 小结

参考文献

第6章 双模态超燃冲压发动机燃烧模态转换及其控制

6．1 燃烧模态转换马赫数的选择准则

6．1．1 宽马赫数范围发动机性能分析

6．1．2 最大推力需求下的燃烧模态转换马赫数选择

6．1．3 最大比冲需求下的燃烧模态转换马赫数选择

6．2 燃烧模态转换边界及其影响因素分析

6．2．1 燃烧模态转换边界空间描述

6．2．2 模态转换边界影响因素分析

6．3 燃烧模态转换中的突变与滞环问题

6．4 燃烧模态转换过程分析

6．4．1 转换路径的影响

6．4．2 突变特性的影响

6．4．3 滞环特性的影响

6．5 双模态超燃冲压发动机燃烧模态转换控制

6．5．1 燃烧模态表征与监测

6．5．2 燃烧模态转换控制基本方案

6．5．3 控制方案仿真

6．6 小结

参考文献

第7章 高超声速进气道不起动监测方法研究

7．1 进气道起动/不起动模式分类数据准备

7．1．1 进气道物理模型

7．1．2 进气道不起动数据组成及分析

7．2 基于支持向量机的高超声速进气道起动/不起动模式分类

7．2．1 支持向量机的基本理论和方法

7．2．2 基于支持向量机的特征选择算法

7．2．3 基于支持向量机的进气道起动/不起动特征选择

7．2．4 进气道起动/不起动分类结果及验证分析

7．2．5 分类方法的对比分析

7．3 基于FLD分析的进气道起动/不起动最优分类准则研究

7．3．1 FLD相关的基本知识

7．3．2 进气道起动/不起动最优分类准则

7．3．3 分类准则的物理意义

7．3．4 分类准则中隔离带的作用

7．4 多传感器融合的进气道起动/不起动分类方法研究

7．4．1 概率输出支持向量机

7．4．2 多传感器分组和融合

7．4．3 多传感器融合结果分析

7．5 小结

参考文献

第8章 高超声速进气道不起动边界及稳定裕度控制

8．1 高超声速进气道不起动边界的无量纲分析

8．1．1 进气道前体压缩压比的无量纲表示

8．1．2 隔离段压比的无量纲表示

8．1．3 进气道压缩压比的无量纲表示

8．2 高超声速进气道稳定裕度控制方法研究

8．2．1 高超声速进气道稳定裕度的表示方法

8．2．2 高超声速进气道不起动控制策略分析

8．2．3 高超声速进气道等裕度增益调度控制

8．3 进气道稳定裕度控制闭环仿真验证

8．4 小结

参考文献

第9章 双模态超燃冲压发动机推力调节/进气道保护切换控制

9．1 基于Min规则的发动机推力调节/进气道保护切换控制方法

9．1．1 切换逻辑及切换规则

9．1．2 控制器积分上限参数对切换过程的影响分析

9．1．3 基于Min规则发动机推力调节/进气道保护切换控制地面试验验证

9．2 基于积分重置的发动机推力调节/进气道保护无扰切换控制

9．2．1 切换逻辑及切换规则

9．2．2 切换逻辑半实物仿真及参数给定分析

9．2．3 发动机推力调节/进气道保护切换控制地面试验验证

9．3 双模态超燃冲压发动机两点燃油分配方案

9．3．1 两点燃油喷射下的发动机特性仿真分析

9．3．2 两点燃油喷射下的发动机地面试验结果分析

9．3．3 双模态超燃冲压发动机两点燃油分配方案评估

9．4 考虑两点燃油喷射的发动机推力调节/进气道安全保护控制

9．4．1 双模态超燃冲压发动机特性分析及建模

9．4．2 双回路控制系统设计

9．4．3 控制系统数值仿真验证

9．4．4 控制系统地面试验验证

9．5 小结

参考文献

第10章 超声速燃烧室释热分布最优控制

10．1 超声速燃烧释热最优控制问题与求解方法

10．1．1 理想超声速燃烧释热最优控制问题

10．1．2 间接法求解释热规律最优控制问题

10．2 扩张型燃烧室的超声速燃烧释热最优控制

10．3 超声速燃烧最优释热规律特性分析

10．4 内型线与释热分布耦合最优控制

10．5 小结

参考文献

第11章 吸气式高超声速飞行器的轨道优化问题

11．1 考虑发动机推进机理的飞/推系统最优轨迹问题

11．1．1 面向轨迹优化控制的飞/推系统建模方法

11．1．2 飞/推系统加速段轨迹最优控制问题的一般形式

11．2 求解轨迹最优控制问题的一般方法

11．2．1 间接法求解轨迹最优控制问题

11．2．2 直接法求解轨迹最优控制问题

11．2．3 间接法与直接法的等效关系

11．3 冲压发动机推进的飞/推系统加速段最小油耗轨迹

11．4 飞/推系统起飞质量对最小油耗轨迹的影响

11．5 飞/推系统性能指标对最优轨迹的影响

11．5．1 最小油耗轨迹与最小时间轨迹

11．5．2 飞/推系统最优轨迹实时效率分析

11．6 飞/推系统发动机性能对最优轨迹的影响

11．6．1 尾喷管喉道可控对最优轨迹的影响

11．6．2 基于超声速燃烧推进的轨迹优化问题

11．7 飞/推系统约束对最优轨迹的影响

11．7．1 超温约束与不起动约束对最优轨迹的影响

11．7．2 等动压约束对最优加速轨迹的影响

11．8 小结

参考文献 2100433B

针对超燃冲压发动机面临的非线性突变控制问题，拟开展超燃冲压发动机非线性突变建模和控制研究，采用非线性突变机理建模和机器学习建模结合的方法进行超燃冲压发动机高维突变建模研究，采用切换控制和突变模式转换控制结合方法进行超燃冲压发动机突变控制方法研究。以期形成一套包含建模、控制的非线性突变控制问题研究方法。所形成的方法可为航空发动机领域同类问题(如喘振控制、传热恶化控制等)的研究提供借鉴。