冲压推进技术（笔记自留）-第一至第二章

第一章 绪论

1.1 喷气发动机的分类和工作原理

1. 定义：依靠自身喷出高速射流产生反作用力的发动机。
2. 分类：根据自身携带的能源和工质不同，现代喷气发动机可分为四大类：吸气式发动机、吸水式发动机、火箭发动机和组合式发动机。
   吸气式发动机利用飞行器周围气体与自身携带的燃料燃烧产生高温燃气，并通过喷管把燃气加速为高速射流而得到反作用推力。
   空气喷气发动机根据有无压气机，分为有压气机式和无压气机式两种。有压气机的空气喷气发动机主要有涡轮喷气发动机和涡轮涡扇发动机。依靠涡轮带动压气机使空气增压，保证空气和燃料在一定压强下燃烧。无压气机的空气喷气发动机有冲压发动机和脉动空气喷气发动机。冲压发动机依靠空气进气装置（进气道/进气扩压器/扩压器）使气流减速把部分动能变为压力势能，提高空气压强，保证空气和燃料在一定压强下燃烧。
   冲压发动机按适用飞行速度可分为亚声速冲压发动机和超声速冲压发动机。前者适用于亚声速飞行的飞行器，后者适用于超声速飞行的飞行器。在超声速冲压发动机中，通过进气道内外的激波系使得空气温度升高，速度降低，以亚声速进入燃烧室，在燃烧室中与发动机自身携带的燃料燃烧。根据所使用的燃料，可分为液体燃料冲压发动机、固体燃料冲压发动机和核冲压发动机。
   液体燃料冲压发动机利用升温的空气与液体燃料在燃烧室燃烧产生高温燃气。
   固体燃料冲压发动机利用升温的空气通过固体药柱中心孔与药柱燃烧产生高温燃气。
   核冲压发动机又称原子能冲压发动机，利用反应堆中可控的裂变反应对空气加热，生成高温空气高速排出产生反作用推力。
   冲压发动机按燃烧组织方式，可分为亚声速燃烧冲压发动机（压燃冲压发动机）和超声速燃烧冲压发动机（超燃冲压发动机）。
   亚燃冲压发动机在亚声速气流中组织燃烧。超燃冲压发动机在超声速气流中组织燃烧，根据燃烧方式，可以分为外燃式超燃冲压发动机和管道内燃烧的超燃冲压发动机两种方式。
   后者又分为通过激波燃烧（爆震燃烧）和超声速内流中燃烧两种形式。冲压发动机不能独立启动，也不能再低速下工作，必须依靠火箭助推器或其他方法（如机载发射）把它加速到接近其设计飞行速度后才能有效工作。压燃冲压发动机有效工作马赫数一般为2~6，超燃冲压动机有效工作马赫数一般大于6。
   火箭发动机按能源和工质，可分为化学火箭发动机和非化学火箭发动机。
   组合发动机由两种或两种以上不同类型的发动机组合而成，用于组合的发动机类型有冲压发动机、涡轮喷气发动机和火箭发动机。

1.2 冲压发动机主要性能指标对比分析

评定发动机性能是，必须考虑其推、阻特性。

1.2.1 单位迎面推力

单位迎面推力定义为RF=F/Amax。式中，F为发动机推力，根据需要可用各种定义的推力，如净推力、有效推力等；Amax为发动机最大迎风面积。
超音速飞行中，飞行器运载一定有效载荷所需的推力相当大。发动机阻力占整个飞行器阻力很重要的一部分，发动机最大迎风面积基本反映了发动机阻力，所以在选择动力装置时，单位迎面推力是一个重要的指标。单位迎面推力RF越大，表明发动机本身阻力就相对比较小。
火箭发动机单位迎面推力由推进剂性质和燃烧室压强即可求出。空气喷气发动机单位迎面推力与飞行速度、高度以及尾喷管排出的燃气温度、压强有关。燃气温度由燃料性质和燃气组成决定；燃气压强有飞行速度、进气道性质和压气机工作状态决定。超音速冲压发动机单位推挤除与燃料性质和燃气组成有关外，还与进气道压缩迎面气流的完善程度有很大关系。

1.2.2 单位重量推力

单位重量推力定义为：RW=Fnet/Wnet。
式中，Fnet为发动力净推力，Wnet为发动机净重。
对产生同样净推力的发动机而言，发动机重量越轻，单位重量推力越大，给予飞行器可携带的有效载荷越多。
火箭发动机单位重量推力最小，且与飞行速度无关。在宽广的工作范围内，特别是超音速飞行时，冲压发动机单位重量推力比涡轮喷气发动机大得多。

1.2.3 燃料比冲

燃料比冲定义为：Isp=F/mf·。
式中，mf·为每秒燃料（或推进剂）消耗量。
由上式可以看出，燃料比冲为每秒燃料单位重量燃料（或推进剂）所产生的推力，其物理意义为发动机消耗单位重量的燃料（或推进剂）产生单位推力所工作的时间。
火箭发动机取决于推进剂性质、燃烧室内压强和发动机结构；空气喷气发动机燃料比冲取决于燃料性质、发动机结构、飞行高度和速度。

1.2.4 航程参数

假设飞行器在达到一定速度后进行巡航飞行，可以利用大气层内巡航飞行的飞行器在平等飞行段的航程表达式推出飞行器动力装置所需的比冲，进而计算推力等相关参数。
飞行器等速平飞段射程表达式为：L=V·Isp/g·(Y/X)·In(Mi/Ms)。
式中，V为飞行器飞行速度，Y/X为飞行器升阻比；Mi为飞行器在巡航起点的质量；Ms为飞行器在巡航终点的质量。该式的推导条件为等速平飞，即V和Y/X都假定为常数。
航程参数定义为飞行速度V和燃料比冲Isp的乘积，其物理意义为，发动机消耗单位重量的燃料（或推进剂）产生单位推力推动飞行器飞行的距离。航程参数的数值取决于发动机类型和飞行速度，其数值大小反映了飞行器航程的远近。

1.3 冲压发动机的特点

与涡轮喷气发动机或火箭发动机相比较，冲压发动机有许多优点，归结为：
1 . 构造简单，重量轻，成本低。
2 . 在高速飞行状态下（Ma>2）经济性好，燃料消耗率低。
3 . 无转动部件，不存在高温转动部件的冷却问题，进气道和发动机可以设计成任何形状的。
4 . 能源前途广阔，既可以用内部加热的化学燃料化学能、原子能等，也可以用外部加热的激光能、太阳能等。
冲压发动机也具有固有缺点：
1 . 低速时推力小，燃料消耗率高，静止时不能产生推力，不能自行起飞，需要助推器或其他飞行器把它加速到一定飞行速度后，冲压发动机才能自行有效工作。
2 . 冲压发动机工作过程对飞行状态的变化很敏感，工作包线窄，需要完善的调节系统以适应飞行状态的变化。
3 . 与火箭发动机相比较，冲压发动机推力系数较小，单位迎面推力较小。随着推力增加，发动机体积和直径