畢業(yè)設(shè)計答辯PPT

青島大學(xué)畢業(yè)設(shè)計（論文）超燃沖壓發(fā)動機(jī)原理與技術(shù)分析專

業(yè)：熱能與動力工程3班姓

名：王俊指導(dǎo)教師：劉世儉

介紹超燃沖壓發(fā)動機(jī)原理與技術(shù)特點分析對比國內(nèi)外理論研究與工程實際成果簡介超燃沖壓發(fā)動機(jī)一體化研究的意義與總體熱力循環(huán)超燃沖壓發(fā)動機(jī)核心部件的設(shè)計和技術(shù)分析超燃沖壓發(fā)動機(jī)未來技術(shù)展望與用途的介紹研究內(nèi)容

高超聲速超燃沖壓發(fā)動機(jī)是指燃料在超聲速氣流中進(jìn)行燃燒的沖壓發(fā)動機(jī)，是現(xiàn)階段高超聲速飛行器所實現(xiàn)的主要動力來源，被稱為繼螺旋槳，渦輪噴氣發(fā)動機(jī)之后的第三次航空發(fā)動機(jī)革命。工作時超聲速或高超聲速氣流在進(jìn)氣道擴(kuò)壓到較低的超聲速，然后燃料從壁面或從氣流中的突出物噴入，在超聲速燃燒室中與空氣混合并燃燒，最后，燃燒后的氣體經(jīng)擴(kuò)張型的噴管排出。研究背景工作原理：超聲速或高超聲速氣流在進(jìn)氣道擴(kuò)壓到較低的超聲速，然后燃料從壁面或從氣流中的突出物噴入，在超聲速燃燒室中與空氣混合并燃燒，最后，燃燒后的氣體經(jīng)擴(kuò)張型的噴管排出優(yōu)缺點：具有結(jié)構(gòu)簡單、重量輕、成本低、比沖高、速度快等優(yōu)點但低速不能自主啟動基本原理基本原理超燃沖壓發(fā)動機(jī)基本原理超燃沖壓發(fā)動機(jī)實際循環(huán)T-S圖基本分類亞燃/超燃雙模態(tài)沖壓發(fā)動機(jī)亞燃/超燃雙模態(tài)沖壓發(fā)動機(jī)是指發(fā)動機(jī)可以亞燃和超燃沖壓兩種模式工作的發(fā)動機(jī)亞燃/超燃雙燃燒室沖壓發(fā)動機(jī)為了克服雙模態(tài)沖壓發(fā)動機(jī)在不同馬赫數(shù)下點火、摻混、穩(wěn)定且在燃燒室停留的短暫時間內(nèi)完全燃燒的問題，人們提出了亞燃/超燃雙燃燒室沖壓發(fā)動機(jī)概念國外研究進(jìn)展20世紀(jì)80年代，俄羅斯中央航空發(fā)動機(jī)研究院

“冷”高超音速技術(shù)發(fā)展計劃中央航空流體動力研究所“鷹”計劃近年來，俄羅斯對一種新型的高超聲速推進(jìn)系統(tǒng)——AJAX開展了深入細(xì)致的研究。NASA高超聲速飛行器試驗計劃（Hyper-X）X-43A為最成功實例美國空軍開始實施高超聲速技術(shù)計劃（HyTech）雙模超燃沖壓發(fā)動機(jī)的適用性、性能和結(jié)構(gòu)耐久性美國海軍開始“高超聲速飛行驗證計劃（HyFly）NASA高超聲速飛行器試驗計劃（Hyper-X）X-43A國內(nèi)研究我國超燃沖壓發(fā)動機(jī)理論研究與基礎(chǔ)設(shè)備研究已經(jīng)全面展開，并突破了一些關(guān)鍵技術(shù)，實現(xiàn)了超聲速條件下的穩(wěn)定燃燒；在發(fā)動機(jī)自由射流試驗中獲得了正推力。但客觀的講，同世界先進(jìn)國家相比，國內(nèi)超燃研究在基礎(chǔ)理論、數(shù)值仿真能力、試驗技術(shù)以及人才培養(yǎng)等方面還有較大差距，需要在不斷消化吸收的基礎(chǔ)上加大科研力度，加大自主創(chuàng)新力度，才能在這一領(lǐng)域趕超世界上的先進(jìn)國家。超燃沖壓發(fā)動機(jī)一體化流道設(shè)計優(yōu)化是發(fā)動機(jī)總體研究的一個重要內(nèi)容。新型的綜合設(shè)計優(yōu)化方法——多學(xué)科設(shè)計優(yōu)化（MDO=MultidisciplinaryDesignOptimization）意義：采用高精度分析模型和試驗數(shù)據(jù)，以提高優(yōu)化水平和效率；研究燃燒室型面和燃料噴注分布對燃燒室性能的影響；對交互控制開展試驗研究；研究流道設(shè)計參數(shù)對發(fā)動機(jī)部件/系統(tǒng)性能的影響，可以為改善發(fā)動機(jī)總體性能提供一些建議超燃沖壓發(fā)動機(jī)總體化設(shè)計總體熱力性能分析

等壓模式分析用焓表示有效循環(huán)功：放熱量吸熱量循環(huán)熱效率：是循環(huán)有效功與加熱量之比限制馬赫數(shù)假設(shè)222K得Ma=6.35進(jìn)氣道設(shè)計與性能研究

設(shè)計步驟為:氣道類型和布局的選擇設(shè)計馬赫數(shù)的選擇進(jìn)氣道氣動設(shè)計計算要求：盡量符合模型試驗外表面光滑；阻力?。幌嗷ビ绊懶?；進(jìn)氣道出口與燃燒室進(jìn)口應(yīng)協(xié)調(diào)；便于拆裝使用維護(hù)；進(jìn)氣道能夠正常起動是進(jìn)氣道設(shè)計的基本原則隔離段是進(jìn)氣道與燃燒室的過渡段，其作用是避免或緩解燃燒室內(nèi)的擾動或者下游堵塞面積的變化對進(jìn)氣道正常流動的影響隔離段中的激波鏈可以調(diào)節(jié)出口靜壓高于進(jìn)口靜壓隔離段計算式隔離段設(shè)計與性能研究燃燒室設(shè)計與性能研究

燃燒室是超燃沖壓發(fā)動機(jī)核心部件，其功用是使燃料與獲得減速增壓的來流空氣進(jìn)行混合和燃燒，要求能最有效地把燃料中的化學(xué)能釋放出來，轉(zhuǎn)化為高溫燃?xì)獾臒崮芤蕴岣邭饬鞯淖龉δ芰ΑＨ剂显诟咚贇饬髦袊娚?，霧化，蒸發(fā)，摻混，燃燒，將化學(xué)能最大限度的轉(zhuǎn)化為熱能燃燒室設(shè)計的基本要求：在燃燒室工作范圍內(nèi)最不利條件下，能快速可靠的點火啟動；保證燃燒室內(nèi)最大限度完全燃燒，盡可能提高燃燒效率，同時要有良好的冷卻條件，避免時產(chǎn)生燒蝕；具備足夠的熱強(qiáng)度，剛度，良好的氣密性燃燒室關(guān)鍵技術(shù)燃料噴注、點火與火焰穩(wěn)定技術(shù)實現(xiàn)亞燃和超燃雙模態(tài)燃燒冷卻技術(shù)等尾噴管設(shè)計與性能研究進(jìn)氣口氣流的壓力盡可能等熵的膨脹到外界大氣壓力，并且在尾噴管的出口得到均勻的，平行于軸線的的氣流六區(qū)分析實際工程中噴管臨界截面通常都大于在設(shè)計情況下工作時所需要的數(shù)值用途綜述與技術(shù)展望用途用于洲際飛行的高超聲速民用運輸機(jī)和空天飛機(jī)（民用）高超聲速導(dǎo)彈和高超聲速打擊/偵察飛機(jī)的動力裝置（軍用）以火箭發(fā)動機(jī)為基礎(chǔ)、與超燃沖壓發(fā)動機(jī)相結(jié)合的組合循環(huán)發(fā)動機(jī)(RBCC)為動力裝置偵察飛機(jī)的動力裝置（新型裝置）技術(shù)展望通過對進(jìn)氣道，燃燒室，尾噴管的設(shè)計優(yōu)化提升超燃沖壓發(fā)動機(jī)性能(最現(xiàn)實)制造出裝備核子反應(yīng)堆的超音沖壓噴氣發(fā)動機(jī)但