畢業(yè)論文（設(shè)計(jì)）寬馬赫數(shù)運(yùn)行沖壓發(fā)動機(jī)的性能分析

1、寬馬赫數(shù)運(yùn)行沖壓發(fā)動機(jī)的性能分析摘 要：木文在寬馬赫數(shù)運(yùn)行的沖壓發(fā)動機(jī)的理想熱力循壞模型基礎(chǔ)上，研究了寬馬赫數(shù)運(yùn)行的沖壓 發(fā)動機(jī)的運(yùn)行邊界（熱堵塞、溫限）限制下的發(fā)動機(jī)的性能變化規(guī)律，加深了對馬赫數(shù)增加亞燃向超 燃轉(zhuǎn)變的過程認(rèn)識以及發(fā)動機(jī)的性能限制。在燃燒室熱堵塞邊界和燃燒室材料的最大溫度邊界限制下， 壓縮溫升比和燃油當(dāng)量比的最大值相互影響，一起約束了沖壓發(fā)動機(jī)工作的邊界。在低馬赫數(shù)熱堵塞 邊界的約束下亞燃狀態(tài)的性能較好，馬赫數(shù)較大時，超燃狀態(tài)的性能較好。當(dāng)馬赫數(shù)增大到受到溫度 邊界約束時，發(fā)動機(jī)的循環(huán)有效功最大受到溫度邊界的約束，此時可以借助等靜溫燃燒過程來解耦。 本文加深了對沖壓發(fā)動機(jī)在寬

2、馬赫數(shù)運(yùn)行時的邊界限制，以及最佳工作模式的認(rèn)識，給出了寬馬赫數(shù) 下沖壓發(fā)動機(jī)的最大的性能邊界，對寬馬赫數(shù)運(yùn)行沖壓發(fā)動機(jī)的工作模式選擇具冇指導(dǎo)意義。 關(guān)鍵詞：寬馬赫數(shù)，沖壓發(fā)動機(jī)，邊界約束,性能0引言沖壓發(fā)動機(jī)作為熱機(jī)，其熱力循環(huán)過程滿足熱力學(xué)基本定律，作為吸氣式發(fā)動機(jī)的 一員，沖壓發(fā)動機(jī)的理性循環(huán)與渦輪噴氣發(fā)動機(jī)一樣屬于brayton循環(huán)，只不過沖壓發(fā) 動機(jī)借助飛行器的自身功能而非機(jī)械旋轉(zhuǎn)部件壓氣機(jī)來壓縮來流工質(zhì)，提高工質(zhì)的溫度 和壓力，為燃燒提供一個良好的流動和熱壞境。沖壓發(fā)動機(jī)熱力學(xué)循壞，將沖壓發(fā)動機(jī) 的工作原理與過程高度簡化，是沖壓發(fā)動機(jī)的最基本的數(shù)學(xué)模型；熱力學(xué)循環(huán)表征了發(fā) 動機(jī)內(nèi)部進(jìn)

3、行的主要熱力過程，并能計(jì)算出發(fā)動機(jī)的熱力學(xué)過程的終了狀態(tài)時的參數(shù)， 評估發(fā)動機(jī)的性能。寬馬赫數(shù)運(yùn)行的沖壓發(fā)動機(jī)的熱力學(xué)循環(huán)研究重點(diǎn)關(guān)注發(fā)動機(jī)的熱 力循壞特征以及其性能的邊界，在不同的運(yùn)行條件下設(shè)計(jì)合理的熱力過程以獲得最大性 能，以拓寬發(fā)動機(jī)的運(yùn)行邊界。richard j. webeh等利用理想氣體假設(shè)和一維模型研究了超燃沖壓發(fā)動機(jī)和亞燃沖 壓發(fā)動機(jī)的熱力循環(huán)，定義了一些性能參數(shù)，在總效率、進(jìn)氣道性能和發(fā)動機(jī)的重量上 超燃沖壓發(fā)動機(jī)并不存在優(yōu)勢。cahh.builde®利用理想氣體假設(shè)，定義了壓縮和膨脹 過程的效率，利用靜焙通過最佳壓比的定義加深了對典型brayton循環(huán)的認(rèn)識，論述了

4、 隨飛行速度變化的航空發(fā)動機(jī)的類型選擇問題，在較低馬赫數(shù)下由于壓縮能力不足，需 要借助機(jī)械壓縮，隨著飛行馬赫數(shù)增加，沖壓壓縮能力接近最佳壓縮程度發(fā)動機(jī)的性能 逐漸增加，當(dāng)馬赫數(shù)增大到一定程度后，如果繼續(xù)壓縮至滯止?fàn)顟B(tài)，發(fā)動機(jī)的進(jìn)氣道的 壓縮程度過大，嚴(yán)重偏離最佳壓縮程度，導(dǎo)致發(fā)動機(jī)的性能急劇降低，此時應(yīng)該采用部 分滯止壓縮，發(fā)動機(jī)變?yōu)槌紱_壓發(fā)動機(jī)。brilliant131提出的超燃沖壓發(fā)動機(jī)炯分析法或 第二定律分析法，可以幫助我們理解超燃沖壓發(fā)動機(jī)的部件的相互作用-a.f. latypovl4jl5j 發(fā)展了亞燃沖壓發(fā)動機(jī)的畑分析法，并利用炯分析法獲得了與其他方法相吻合的亞燃沖 壓發(fā)動機(jī)的比

5、沖計(jì)算結(jié)果，也獲得了其他的性能參數(shù)，可作為初期研究使用。riggins 等人發(fā)展了一種可以計(jì)算高超聲速沖壓發(fā)動機(jī)內(nèi)部不同損失機(jī)制引起的推力損失大小 的推力損失計(jì)算方法，建立起推力損失和不可逆嫡增的聯(lián)系。roux從基本的brayton循環(huán)出發(fā)進(jìn)行分析認(rèn)識沖壓發(fā)動機(jī)的特征，利用數(shù)學(xué)方法對 亞燃沖壓發(fā)動機(jī)理想brayton循環(huán)進(jìn)行性能參數(shù)分析。給出了亞燃沖壓發(fā)動機(jī)在燃料量 限制和材料溫度限制下的比沖最優(yōu)岡、耗油率最優(yōu)的飛行馬赫數(shù)的解的表達(dá)式。發(fā)展 了超燃沖壓發(fā)動機(jī)的循環(huán)分析過程將燃燒加熱過程假設(shè)為等壓等馬赫數(shù)燃燒給出了超 燃沖壓發(fā)動機(jī)的循環(huán)分析過程和初步的性能參數(shù)曲線、燃燒室馬赫數(shù)極限約束h叫川（等

6、 壓等馬赫數(shù)在超燃沖壓發(fā)動機(jī)中并不能實(shí)現(xiàn)【），以及耗油率極值點(diǎn)的表達(dá)式"、最大 推力通量的來流馬赫數(shù)、考慮燃料量的影響",分析了超燃沖壓發(fā)動機(jī)的優(yōu)勢。roux所采用或建立的理想的亞燃和超燃沖壓發(fā)動機(jī)的熱力學(xué)循環(huán)模型川未能真止 考慮燃燒室的損失的影響，本文采用等靜壓加熱的假設(shè)，僅考慮燃燒室的損失，研究沖 壓發(fā)動機(jī)在寬馬赫數(shù)運(yùn)行時的性能邊界問題，確定亞燃沖壓發(fā)動機(jī)和超燃沖壓發(fā)動機(jī)的 最佳工作馬赫數(shù)范圍以及在燃燒室最大溫度邊界和熱堵塞邊界下超燃沖壓發(fā)動機(jī)的性 能的邊界以及提高性能的可能方法。1沖壓發(fā)動機(jī)的理想熱力學(xué)循環(huán)分析圖1理想brayton循環(huán)的t-s圖寬馬赫數(shù)運(yùn)行的沖壓發(fā)動

7、機(jī)理想的熱力學(xué)循環(huán)過程包括等爛壓縮、等壓加熱過程、 等嫡膨脹和發(fā)生在發(fā)動機(jī)外部的等壓放熱過程。該發(fā)動機(jī)的熱力學(xué)模型忽略了發(fā)動機(jī)進(jìn) 排氣損失，只考慮燃燒室燃燒過程造成的損失，可以為優(yōu)化燃燒室的加熱過程做基礎(chǔ)， 而發(fā)動機(jī)的進(jìn)排氣損失可以通過壓縮和膨脹效率等系數(shù)來修正，整個過程屮認(rèn)為工質(zhì)為 理想氣體，比熱比取為定值，忽略黏性力的影響，尾噴管恰當(dāng)膨脹。亞燃沖壓發(fā)動機(jī)的 理想循環(huán)過程中等壓燃燒加熱過程中認(rèn)為馬赫數(shù)為0,而超燃沖壓發(fā)動機(jī)的理想循環(huán)中 將加熱過程視為等壓加熱過程，同時滿足流體流動方程，過程中要求馬赫數(shù)大于1。定義壓比：7t=pjp°,屮凱足,則有：,=1-丄勻一兀一3於w = 切,

8、(1-1/0)fs = j2w + kr joma： -現(xiàn)由于理想的brayton循環(huán)的熱效率僅與壓縮過程的溫比有關(guān)系，且由于燃燒室最大 能承受的溫度限制，導(dǎo)致沖壓發(fā)動機(jī)的壓縮過程溫比越高，燃燒室可加熱量越少。通過 循環(huán)有效功的表達(dá)式可以看岀，相同油氣比下，壓縮溫比越高發(fā)動機(jī)的熱效率越高，故 發(fā)動機(jī)的最佳熱力性能存在于發(fā)動機(jī)的運(yùn)行的上邊界上。發(fā)動機(jī)的比推力隨著循環(huán)有效 功的增加而增加，隨看馬赫數(shù)的增加而降低。2寬馬赫數(shù)運(yùn)行的沖壓發(fā)動機(jī)的性能瓶頸分析沖壓發(fā)動機(jī)工作時，由于發(fā)動機(jī)內(nèi)部的材料存在可承受的最高溫度以及工質(zhì)在高溫 下出現(xiàn)解離現(xiàn)象，燃燒室內(nèi)部的最高溫度受到限制，沖壓發(fā)動機(jī)欲保持超燃狀態(tài)，發(fā)

9、動 機(jī)內(nèi)部不能出現(xiàn)堵塞，否則變?yōu)閬喨紶顟B(tài)。2.1寬馬赫數(shù)運(yùn)行的沖壓發(fā)動機(jī)的工作邊界分析熱力循環(huán)分析主要針對發(fā)動機(jī)的熱力過程和過程起始點(diǎn)的熱力學(xué)參數(shù)變化，僅能 考慮到發(fā)動機(jī)的來流條件中的靜溫的影響，壓力變化與溫度變化相對應(yīng)，進(jìn)氣道的壓縮 程度可以用進(jìn)氣道的壓比或進(jìn)氣道出口與進(jìn)口的靜溫之比w來表示。由總能量守恒，將 工質(zhì)視為理想氣體則有腎唱硏1+學(xué)m訃肖氣流經(jīng)進(jìn)氣道滯止即進(jìn)入燃燒室的氣流的馬赫數(shù)為0時獲得最大的壓縮溫升比%=1 + 耳嚇（5）加熱過程能量守恒cpt3 + jhuhb = cpt4（6）亞燃情況下發(fā)動運(yùn)行限制僅為最大溫度邊界限制，由于亞燃狀態(tài)下，燃燒室入口馬 赫數(shù)很小，理想情況下，將

10、發(fā)動機(jī)的進(jìn)氣道壓縮溫比達(dá)到最大值，進(jìn)入燃燒室的氣流為 滯止?fàn)顟B(tài)。可得最大油氣比為九=諂）（7_/7；-1 -伙-1）屁：/2）/（旳）亞燃 沖壓發(fā)動機(jī)的最大可加熱油氣比隨著飛行馬赫數(shù)的增加而降低，這是由于進(jìn)氣道的壓縮 溫升比增大所導(dǎo)致的。如果為超聲速燃燒過程則要求ma3> ,即0w（2 + （£-1）+ o根據(jù)歐拉定理等壓燃燒過程為等速度燃燒過程，燃燒過程中靜溫上升，由于速度不 變，燃燒室內(nèi)的馬赫數(shù)逐漸減小，發(fā)動機(jī)內(nèi)部最大的溫度和最小馬赫數(shù)均出現(xiàn)在發(fā)動機(jī) 的燃燒室出口截血上，通過限制發(fā)動機(jī)燃燒室的出口的靜溫小于最大允許溫度，而馬赫 數(shù)大于等于1,則發(fā)動機(jī)的最高溫度限制和熱堵塞限

11、制可用壓縮過程溫升比和燃燒室加 熱的油氣比的關(guān)系表示。燃燒室出口馬赫數(shù)為1+ 2kx7kr忑fl超聲速燃燒時要求燃燒室內(nèi)的馬赫數(shù)都大于1,即不出現(xiàn)熱堵塞，則 2"£ + 1 cpt） 一比 + 1(7)有溫度限制t4<tmaf則有進(jìn)氣道壓縮溫升比屮巴,油氣比o</<xh 為化學(xué)恰當(dāng)油氣比。由最大溫 度限制可得僉ax之忑（人沐/幾-1）/旳。一般來說發(fā)動機(jī)的由于材料和熱防護(hù)能力 的限制，燃燒室的最大可承受溫度不會太高，如果由于技術(shù)手段提高了發(fā)動機(jī)的內(nèi)部最 大溫度限制，以至于> fs時，只有當(dāng)進(jìn)氣道的壓縮程度達(dá)到一定程度后才會受到 最大溫度的限制。最高溫

12、度限制和熱堵塞限制限制了沖壓發(fā)動機(jī)的在超燃模態(tài)工作時的最大運(yùn)行域, 這兩個式子給出了不同馬赫數(shù)和燃燒室最大溫度限制下發(fā)動機(jī)的進(jìn)氣道壓縮溫升比和 燃燒室加熱的油氣比或加熱量的相互約束條件，給出了超燃沖壓發(fā)動機(jī)的最大可行運(yùn)行 域的變化規(guī)律。最大溫度限制和熱堵塞邊界限制均為簡單的線性關(guān)系，它們的交點(diǎn)為2廠=勺hu%當(dāng)飛行馬赫數(shù)較小時，ma < tmdx/t僅受到熱阻塞邊界限制，隨著馬赫數(shù)增大到 一定程度，7/人5(2 + (一l)ma：)/(k + l),此時僅受到溫度邊界限制，當(dāng) (2 + (z:-l)m)/(z: + l)<7；im/7；)<a/時，同時受到兩個邊界的約束，壓縮

13、溫升比 屮“,此時受到熱阻塞限制，(/</受到溫限邊界的限制。由于超燃沖壓發(fā)動機(jī)的運(yùn)行邊界隨著飛行馬赫數(shù)的變化而變化，超燃沖壓發(fā)動機(jī)的 最人循環(huán)有效功也將發(fā)生改變，但由于最人溫度邊界和熱堵塞邊界約束了發(fā)動機(jī)最最人 可壓縮量和對應(yīng)的最大油氣比，發(fā)動機(jī)的最大循環(huán)有效功出現(xiàn)在這兩個邊界上。2.2寬馬赫數(shù)運(yùn)行的沖壓發(fā)動機(jī)的最大循環(huán)有效功理想的亞燃沖壓發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道將沖壓壓縮能力用到了極致，其壓縮過程的溫升比僅 與飛行馬赫數(shù)相關(guān)，由理想brayton循環(huán)中，認(rèn)為進(jìn)氣道將來流等嫡壓縮至滯止?fàn)顟B(tài)， 由循環(huán)有效功的關(guān)系式可知，亞燃沖壓發(fā)動機(jī)的理想輸出循環(huán)有效功為2t (10)max當(dāng)且僅當(dāng)0=1 + (&

14、#163; 1) ma： /2 =札旳時取等號。 壓發(fā)動機(jī)存在最佳的壓縮溫升比怙=札% /兀，在溫度邊界限制下，亞燃沖對應(yīng)最佳飛行馬赫數(shù)為(id,當(dāng)溫限由2000k3000k時，最佳飛行馬赫數(shù)在3.23.7之間。當(dāng)飛行馬赫數(shù)較低吋，進(jìn)氣道壓縮溫比較小，在溫度邊界下的最大加熱 量大，但由于發(fā)動機(jī)的熱效率低，輸出功不高，而飛行馬赫數(shù)較大時，雖然發(fā)動機(jī)的熱 效率可以很高，但最大加熱量逐漸減小。超燃狀態(tài)下，在燃燒室最大溫度限制邊界上，顯然當(dāng)且僅當(dāng)% =/£),即乙=%=札工)時，發(fā)動機(jī)獲得最大循環(huán)有效功cpto(jt叭幾-1丫。而在在燃燒7r 1、一屮 1屮)(12)當(dāng)且僅當(dāng)壓縮過程溫升比為

15、%,二j(2 + (r -1)ma： )/(r +1),循環(huán)有效功最大且 為(“l(fā))c忑(2 +伙-1)呎)/伙+ 1)-寸滄-1)。在燃燒室最大溫度的約束和熱堵塞邊界約束下，超燃沖壓發(fā)動機(jī)的最大循環(huán)有效功 的収值將由兩種情況下的最值點(diǎn)是否存在來決定。如果最大值存在于最大溫度限制的邊 界上，則有%上0 ,得到ma(r. ma -如果最大值在熱堵塞邊界上，則有opl >,得到mqo? me*k- k + 12 r0 +占丹吩k , _1 znax(14)/2om1 18()(6()a當(dāng)兩個邊界上的最值都不存在時，即j（2 +伙-1）陸）/伙+1） 5以5皿/£）， 發(fā)動機(jī)的最大循

16、環(huán)有效功出現(xiàn)在兩個邊界的交點(diǎn)上。scmnijet brauon cvcle ramjetcycle(15)mamciq %(16)ma. ma141(1005006 8 10 12 e行馬轉(zhuǎn)數(shù)ma。圖3寬馬赫數(shù)運(yùn)行的沖壓發(fā)動機(jī)循環(huán)有效功變化飛行q赫數(shù)、i；切圖2寬馬赫數(shù)運(yùn)行的超燃沖壓發(fā)動加比推力變化圖2和圖3給出了理想的亞燃沖壓發(fā)動機(jī)和理想超燃沖壓發(fā)動機(jī)的比推力和循環(huán)有效功的變化情況。理想的超燃沖壓發(fā)動機(jī)的在低馬赫數(shù)下受到熱阻塞邊界的約朿，在較 高馬赫數(shù)下受到溫限邊界的約束，發(fā)動機(jī)的循環(huán)有效功不變，這種現(xiàn)象約束了發(fā)動機(jī)的 性能。發(fā)動機(jī)的最佳性能受到限制，而亞燃沖壓發(fā)動機(jī)在工作過程中僅僅受到最高

17、溫度 的限制，而理想的brayton循環(huán)存在與發(fā)動機(jī)燃燒室出口的最高溫度有關(guān)的最佳壓縮溫比嘰jr。從發(fā)動機(jī)的推力和比沖性能變化圖中，可以看出低馬赫數(shù)時亞燃沖壓發(fā) 動機(jī)的性能較好，當(dāng)馬赫數(shù)增大5之后，超燃沖壓發(fā)動機(jī)的性能較好，由于建模過程中 未能考慮到過渡模態(tài)，在馬赫數(shù)5左右可認(rèn)為沖壓發(fā)動機(jī)處于過渡模態(tài)，可以寬馬赫數(shù) 運(yùn)行時，需要根據(jù)飛行馬赫數(shù)調(diào)整燃燒室的工作模態(tài)。實(shí)際的發(fā)動機(jī)屮由于進(jìn)氣道和尾噴管的損失，使得沖壓發(fā)動機(jī)的最佳壓縮溫升比和 最大循環(huán)有效功減小，但沖壓發(fā)動機(jī)的最佳性能變化趨勢不變。在燃燒室溫度受限的情 況下，加熱量和熱效率不能同時增加，為獲得更大的輸出功或者比推力需要想辦法提高 發(fā)動

18、機(jī)的加熱量，降低排氣溫度。可通過提高進(jìn)氣道的壓縮效率（至等爛壓縮）等降低 燃燒室入口溫度，提高燃燒室的最大溫度邊界，提高尾噴管的膨脹效率等方式來增加循 環(huán)有效功。但是這些方法都不能打破最大溫度邊界的約束。3寬馬赫數(shù)運(yùn)行的超燃沖壓發(fā)動機(jī)最佳加熱過程設(shè)計(jì)在較髙馬赫數(shù)下時，市于溫限的存在限制了發(fā)動機(jī)的運(yùn)行條件，發(fā)動機(jī)的壓縮程度 越高，燃燒室入口靜溫越高，平均加熱溫度高，獲得較好的熱效率，但是由于燃燒室最 大溫度邊界的存在，使得加熱過程加熱量受限，輸出的循環(huán)有效功有限。分析可知，約 朿發(fā)動機(jī)的加熱量的原因是發(fā)動機(jī)的最大溫度限制及熱堵塞邊界的存在導(dǎo)致發(fā)動機(jī)的 進(jìn)氣道壓縮溫升比和加熱溫升比耦合，二者相互影

19、響。沖壓發(fā)動機(jī)的燃燒室流場可視為準(zhǔn)一維流場，由一維流動方程可知燃燒室內(nèi)的流動 參數(shù)是燃燒室構(gòu)型和燃燒過程中的釋熱分布規(guī)律決定的。超聲速流中，幾何擴(kuò)張將有利 于流場膨脹加速，馬赫數(shù)增加，而燃燒加熱過程則相反，加熱過程使流場溫度上升，降 低流動馬赫數(shù)。若燃燒室的擴(kuò)張比較大則燃燒室加熱過程中伴隨著做功的過程，可以通 過調(diào)整燃油分布來調(diào)整釋熱規(guī)律與燃燒室構(gòu)型匹配實(shí)現(xiàn)等壓加熱、降壓加熱、等馬赫數(shù) 加熱和等靜溫加熱等過程。(、2'dma1 k- . 2 n i 2dt - da(17)(18)(19)-ma = l +mcr (i + kma) -2')ma2 i 2丿 $7 t at -

20、mcr i 2) tr -ma2 a由于超燃沖壓發(fā)動機(jī)中，熱堵塞邊界約朿發(fā)動機(jī)內(nèi)部的流動馬赫數(shù)不能小于1,這 個約束決定了超燃沖壓發(fā)動機(jī)在相對較低馬赫數(shù)運(yùn)行時加熱量不能太高，否則燃燒室燒 堵，變?yōu)閬喨蓟蛘哌^渡模態(tài)。為了實(shí)現(xiàn)一直超聲速，可通過等馬赫數(shù)1加熱來實(shí)現(xiàn)熱堵 塞邊界下繼續(xù)加熱直到燃油當(dāng)量比1或者達(dá)到最大溫度限制,增大發(fā)動機(jī)的循環(huán)有效功。 而在溫限邊界影響下為了在不超溫的情況下將壓縮過程的溫升比和燃燒過程的油氣比 或加熱量解耦，可以通過等靜溫加熱的方式實(shí)現(xiàn)在靜溫不變的情況下實(shí)現(xiàn)加入更多的熱 量，增大循環(huán)有效功和比推力的目的。由卡諾定理可知平均加熱溫度越高，發(fā)動機(jī)的熱 效率越高，發(fā)動機(jī)的循環(huán)

21、有效功越大，將氣流在進(jìn)氣道內(nèi)壓縮至最大允許的溫比后采用 等馬赫數(shù)和等靜溫加熱的方式可獲得最大的循環(huán)有效功和比推力。如果飛行馬赫數(shù)較小時，由于進(jìn)氣道的壓縮能力有限，需要借助等壓加熱至熱堵塞 或溫限邊界，然后進(jìn)行等馬赫數(shù)或等靜溫加熱，這就形成了復(fù)合等靜溫加熱循環(huán)，如果 飛行馬赫數(shù)足夠大，可直接壓縮升溫至溫度邊界，這時可采用等靜溫加熱循環(huán)。超聲速流中等靜溫加熱要求燃燒室擴(kuò)張，可以看作是在膨脹的氣流的加熱的過程, 等靜溫加熱過程的來流參數(shù)為通常燃燒室的出口氣流參數(shù)，等靜溫加熱過程的熱量全部轉(zhuǎn)化為氣流的動能，這樣等靜溫加熱結(jié)束時的氣流的靜溫確定；然后由能暈守恒可以確 定出口的氣流的動能和速度以及馬赫數(shù)，

22、膨脹過程為等燔過程。s圖4復(fù)合等靜溫加熱循環(huán)如-42=少（屯）=付可in(20)冷可 _krk(m血-maj)2m q林?jǐn)?shù)i；圖5寬嗎赫數(shù)下超燃沖壓發(fā)動機(jī)的加熱過程燃油圖6寬馬赫數(shù)下超燃沖壓發(fā)動制1的循環(huán)冇效功隨 飛行馬赫數(shù)變化68(21)%一42 =22燃油當(dāng)m比隨馬赫數(shù)變化e存馬旃數(shù)、1；切圖7沖壓發(fā)動機(jī)的比推力隨飛行馬赫數(shù)變化 圖5給出了隨馬赫數(shù)的燃燒室加熱規(guī)律,圖8沖壓發(fā)動機(jī)的比沖隨飛行馬赫數(shù)變化 低馬赫數(shù)下，使進(jìn)氣道壓縮至最大溫比, 然后等馬赫數(shù)1燃燒至溫限后采用等靜溫燃燒，隨著馬赫數(shù)的增加，等馬赫數(shù)燃燒的當(dāng) 量比減小，最后在較高馬赫數(shù)下不受熱堵塞限制，在進(jìn)氣道壓縮至最大溫度限制后采

23、用 等靜溫燃燒，可以看到隨著馬赫數(shù)增加，等靜溫的加熱量增多，最后受到化學(xué)恰當(dāng)當(dāng)量、“i量比隨著馬赫數(shù)的變化比的限制，此時可以換用高熱值的燃料以增加加熱過程中的熱量。圖6圖8給出了理 想的亞燃沖壓發(fā)動機(jī)、理想的超燃沖壓發(fā)動機(jī)以及采用等馬赫數(shù)和等靜溫加熱的最大循 環(huán)有效功、比推力和比沖的變化規(guī)律。采用等馬赫數(shù)和等靜溫相結(jié)合的加熱過程的循環(huán) 過程在馬赫數(shù)大于3時可獲得更大的循環(huán)有效功、比推力和比沖。可以看出寬馬赫數(shù)運(yùn) 行時，沖壓發(fā)動機(jī)的最佳工作模式為，在馬赫數(shù)較小時采用亞燃模態(tài)，在馬赫數(shù)較高時 采用復(fù)合等馬赫數(shù)和等靜溫加熱循環(huán)，馬赫數(shù)增大到一定程度后不受熱堵塞邊界約束時, 釆用等靜溫加熱循環(huán)。4結(jié)論

24、寬馬赫數(shù)運(yùn)行的沖壓發(fā)動機(jī)的最大循環(huán)有效功存在于由壓縮過程溫升比和加熱油 氣比所組成的最大的運(yùn)行邊界上；隨著飛行馬赫數(shù)增加，約束邊界由熱堵塞邊界逐漸變 為最大溫度限制邊界，沖壓發(fā)動機(jī)工作模式需要經(jīng)歷市亞燃、過渡和超燃模態(tài)的轉(zhuǎn)變。 研究發(fā)現(xiàn)在低馬赫數(shù)時，發(fā)動機(jī)的堵塞邊界起主導(dǎo)作用，工作過程小最先遇到，發(fā)動機(jī) 的壓縮程度越高性能越好，由于發(fā)動機(jī)燃燒室易發(fā)生熱堵塞變?yōu)閬喨紶顟B(tài)，而此時亞燃 沖壓發(fā)動機(jī)的進(jìn)氣道壓縮程度高且更接近最佳壓比,發(fā)動機(jī)的性能較好;馬赫數(shù)5-9時， 沖圧發(fā)動機(jī)的運(yùn)行在超燃模態(tài)下，受到熱堵塞和溫限邊界的約束，馬赫數(shù)再高時只受到 溫限的限制。沖壓發(fā)動機(jī)在兩個約束下均存在最大的循環(huán)有效功

25、，但是由于邊界的存在 約束了發(fā)動機(jī)的最大性能。特別的在飛行馬赫數(shù)叫高吋，由于進(jìn)氣道的壓縮程度較高， 由于最大溫度邊界的約束，使得燃燒室的加熱量有限，發(fā)動機(jī)的性能受限，在這種情況 下需要借助復(fù)合等靜溫加熱或者等靜溫加熱過程打破溫度邊界的約束，可以進(jìn)一步增大 燃燒室的加熱量，提高發(fā)動機(jī)的性能。參考文獻(xiàn)1 weber r j, mackay j s. an analysis of ramjet engines using supersonic combustionm. national advisory committee for aeronautics, 195821 builder c on t

26、he thermodynamic spectrum of airbreathing propuisionfc. 1st annual meeting. 1964: 243.3 brilliant, howard analysis of scramjet engines using exergy methodsc. 31st joint propulsion conference and exhibit. 1995: 2767.|4| latypov a f. exergy analysis of ramjct|j|. thcrmophysics and aeromechanics, 2009,

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