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[发动机] 高超声速推进技术的新进展

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潜艇4809 发表于 2009-10-20 18:32 | 显示全部楼层 |阅读模式

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本帖最后由 潜艇4809 于 2009-10-20 18:33 编辑


                               
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      随着超燃冲压发动机技术的逐步发展成熟,国外高超声速推进技术的研究重点已转向涡轮基组合循环推进技术上,高马赫数(马赫数4以上)涡轮发动机正在成为国外高超声速推进领域新的研究热点,弥补了涡轮发动机马赫数2~2.5上限和亚燃冲压/超燃冲压发动机马赫数3.5~6下限之间的空白。
     高超声速飞行器是未来航空航天领域的一个战略发展方向,要实现高超声速飞行,最具挑战性的就是推进技术。高超声速推进系统包括火箭式和吸气式两类。火箭发动机需要自带燃料和氧化剂,起飞发射时推进剂所占重量的百分比很大,比冲小,飞行成本非常高;吸气式发动机从大气中获取氧化剂,比冲高,安全性好,可靠性高,经济性好。由于每种吸气式发动机的适用范围都有限,因此利用两种以上不同类型吸气式发动机的组合,是实现高超声速推进的有效途径。高超声速组合推进的概念通常是采用涡轮发动机和双模态亚燃/超燃冲压发动机,先由涡轮发动机加速并达到一个接力马赫数,然后由双模态的亚燃/超燃冲压发动机把飞行器推进到更高的马赫数。
     多年来,国外高超声速推进技术的研究重点始终是超燃冲压发动机技术,经过半个多世纪的发展,国外超燃冲压发动机技术已接近成熟:美国采用普通碳氢燃料的双模态亚燃/超燃冲压发动机技术验证计划将于2009年10月底在X-51A上开始首次数分钟的飞行试验,美国海军的“高超声速飞行”(HyFly)计划将在2010年进行马赫数6的双模态亚燃/超燃冲压发动机飞行试验;法国LEA高超声速试验计划将在2013~2015年进行马赫数4~8的双模态亚燃/超燃冲压发动机飞行试验。
2008年7月30日,美国DARPA发布一份“火神”(Vulcan)涡轮/定容燃烧(CVC)发动机验证计划的DARPA公开通告(BAA),计划到2014年完成一种能使全尺寸高超声速飞行器从静态飞行到马赫数4以上的高马赫数涡轮发动机的设计、制造和地面试验。2009年1月12日,罗罗公司宣布,该公司与美国空军研究实验室在高马赫数涡轮发动机(HiSTED)计划下发展的YJ102R弹用高马赫数涡轮发动机成功完成初始试验,验证了关键性能,达到了一个重大里程碑。2008年6月,美国空军阿诺德工程发展中心宣布,该中心的T-3发动机模拟高空试验台经过改造后,具备了模拟30480米高度和马赫数4.1的能力,为高马赫数涡轮发动机的发展做好了准备。
高马赫数涡轮发动机提出的背景
      传统的航空发动机有效工作范围不同,燃气轮机发动机主要是在亚声速范围内使用,最大飞行速度为马赫数3(如J58)。而超燃冲压发动机只能在马赫数6以上的速度下高效工作。要实现从静态到高马赫数的持续飞行,过去的概念是采用变循环的涡扇发动机和亚燃/超燃冲压发动机组合,构成涡轮基组合循环(TBCC)推进系统。国外最早的高马赫数涡轮发动机是美国SR-71“黑鸟”侦察机的推进系统,它由涡轮喷气发动机(J58)和亚燃冲压发动机(也是J58发动机的加力燃烧室)组合而成。当飞机以马赫数3飞行时,J58发动机仅提供总推力的17%,此时亚燃冲压发动机作为主动力工作。该组合发动机目前仍保持着涡轮喷气发动机创下的持续数小时、以马赫数3+巡航飞行的纪录。
近来,高马赫数涡轮发动机的研究有了新进展,美国DARPA、空军和NASA都在进行高马赫数涡轮发动机技术的研究,并计划在2014年左右完成地面试验验证。特别要指出的是,美国DARPA提出了一条高马赫数涡轮发动机发展的新思路,即在成熟涡轮发动机的基础上发展一种高马赫数的涡轮发动机,与超燃冲压发动机组合成为高超声速推进系统,高马赫数涡轮发动机在马赫数0~4的范围工作,超燃冲压发动机在马赫数4以上的速度范围工作。这显然是一条高马赫数涡轮发动机低风险和低成本的发展途径。
双模态亚燃/超燃冲压发动机技术已接近成熟
      国外从20世纪50年代就开始发展高超声速推进技术,应用目标是有人驾驶飞行器和单级入轨飞行器。美国、俄罗斯、法国、德国、英国等都分别投入大量资金实施多项高超声速推进技术发展计划,研究的重点是超燃冲压发动机技术。60年代中期,一些超燃冲压发动机就已经进行过飞行试验,最高速度达到马赫数7.3。2004年3月27日和11月16日,美国NASA 采用氢燃料的超燃冲压发动机在X-43A上成功达到了马赫数7和10,实现了航空发动机发展史上的重大突破。
     目前,国外仍在继续大力开展超燃冲压发动机技术的飞行验证工作,DARPA正在“隼”(Falcon)组合循环发动机技术(Facet)计划下发展涡轮基组合循环(TBCC)发动机,该发动机将综合双模态亚燃/超燃冲压发动机技术和HiSTED发动机技术。2009年5月6日,普惠公司的PWR9221FJ双模态冲压发动机首次完成了在马赫数4飞行条件下的10次地面试验;美国海军的“高超声速飞行”(HyFly)计划将在2010年进行马赫数6的双模态冲压发动机的飞行试验;美国空军与DARPA共同实施的X-51A双模态超燃冲压发动机技术验证计划将于2009年10月底开始首次飞行试验,验证超燃冲压发动机在马赫数4.5~6的持续飞行能力。
     X-51A飞行试验是采用燃料冷却超燃冲压发动机的首次飞行尝试。X-51A采用的普惠公司SYJ61发动机也将是首台采用液体碳氢燃料用于飞行的超燃冲压发动机,飞行试验时间从X-43A的10秒钟增加到5分钟。目前,国外双模态亚燃/超燃冲压发动机技术即将进入工程应用阶段,超燃冲压发动机技术已接近成熟。
DARPA的“火神”发动机
     DARPA的“火神”计划旨在探索如何将全尺寸的高超声速飞行器加速到超燃冲压发动机的启动速度。
    “火神”计划分四阶段:第一阶段(2008.11~2009.6),完成Vulcan发动机概念定义;第二阶段(2009.7~2011.1),部件验证和风险减少/第三阶段验证系统初始设计(包括CVC发动机、进气道和尾喷管),重点进行CVC发动机部件试验,验证全尺寸的CVC;第三阶段(2011.2~2012.8),CVC发动机、进气道和尾喷管的制造和验证/第四阶段验证系统(包括CVC发动机、涡轮发动机、进气道和尾喷管)的初步设计;第四阶段(2012年第四季度~2014年),把CVC与一个现有的涡轮发动机集成起来,完成全尺寸发动机的详细设计、制造和验证,使“火神”发动机达到6的技术准备等级。目前,在“火神”计划的第一阶段,Alliant技术系统公司、GE公司、普惠公司和罗罗公司自由工作组正在研究CVC发动机循环,将在今年9月完成为期8个月的概念验证阶段工作,向DARPA提交一个采用全尺寸涡轮发动机的CVC发动机设计。
     据分析,定容燃烧循环可比定压燃烧循环的热效率高9~10%,对于典型压比17的发动机来说,定容燃烧的单位燃油消耗率可减少30%~35%。经过多年发展,国外定容燃烧发动机技术已发展成熟,为发展新型推进系统提供了可能。DARPA说,CVC发动机的油耗可比普通涡轮发动机低10%~20%,CVC技术有更宽广的应用范围,包括采用CVC燃烧室的军民用混合涡轮发动机,可带来降低油耗10%的改进。用CVC发动机替代冲压发动机,油耗最多可减少30%,而且CVC可从静态开始工作,利用CVC推动的亚声速和超声速巡航导弹,航程是采用冲压发动机的武器的1.5倍。
DARPA/空军的HiSTED发动机
     高马赫数涡轮发动机验证机(HiSTED)计划是DARPA和美国空军在VAATE计划下联合实施的一项研究计划,目的是设计、制造和验证一种高马赫数(马赫数3~4)的短寿命涡轮发动机。该发动机是一种高温、中等压比的单转子不带加力涡喷发动机,将为多种平台提供低成本、马赫数4以上飞行的推进能力,使到达目标的时间减少80%,可灵活地执行超声速巡航/亚声速待机任务。
在该计划的支持下,罗罗公司在“黑鸟”侦察机用J58发动机的基础上采用层板(Lamilloy)技术,发展了单位推力、重量、直径和长度分别为J58发动机6倍、6%、25%和20%的YJ102R涡轮发动机。该发动机也有可能用作为美国海军“时敏远程打击(RATTLRS)革新途径”技术验证计划的飞行器动力。洛克希德·马丁公司认为,RATTLRS是40年来高马赫数涡轮推进技术进步的一个顶点。RATTLRS发动机结构简单、经济且更加有效。与此同时,威廉斯公司也在该计划下研制XTE88低涵道比加力式涡轮发动机。
NASA的革新涡轮加速器(RTA)
     2001年,NASA、GE公司和艾利逊先进发展公司开始联合开发革新涡轮加速器(RTA),目标是在目前涡轮发动机(如J58)的基础上,到2010年使飞行马赫数增加25%,推重比提高250%,部件寿命提高2倍。到2015年,使马赫数提高35%,推重比提高375%,关键部件寿命提高4倍。近期应用目标是高超声速巡航导弹和新一代攻击战斗机,中期与超燃冲压发动机组合用于全球快速到达/攻击机,远期则用作为太空飞行器的动力。
     RTA计划是NASA先进空间运输高超声速计划(NASP)的子计划,该计划的目的是发展和验证一种满足低成本并且安全进入太空所需的可重复使用的低速段涡轮推进系统,涡轮基推进系统的应用有可能使太空飞行更接近于飞机的飞行,从而大幅度降低发射费用,提高安全性,并可利用现有的机场地面设施,引发太空飞行的革命性变化。
     RTA发动机是带加力/冲压燃烧室的变循环涡轮风扇发动机。变循环涡扇发动机在马赫数0~2以高风扇压比的模式工作,然后转换成较低风扇压比的模式,加速到马赫数3。此后加力燃烧室转换成冲压燃烧室,涡扇发动机转到接近慢车状态工作,使飞行速度达到马赫数4以上。RTA与一个高效的双模态超燃冲压发动机计划有关,该计划将提供与RTA涡轮发动机组合的超燃冲压发动机。
     RTA研究原计划分两阶段进行,第一阶段计划发展中等尺寸的RTA-1发动机,以对一些先进的技术进行系统级的验证。首次系统级验证试验原打算在2006财年开始,在地面试验台上评估和验证TBCC先进的技术、适用性、性能、可靠性和耐久性。第二阶段计划在地面试验台上对一个马赫数5、推重比15一级的缩尺RTA-2发动机进行验证。在全尺寸试验验证的基础上,打算在2009财年完成TBCC和RBCC推进系统的技术对比研究,并根据研究结果确定随后计划在2016财年进行的中等尺寸飞行试验方案。但是,由于技术难度太大,该计划于2005年中止。
日本HYPR90-C发动机
      为给研制超声速/高超声速运输飞机(SST/HST)奠定技术基础,日本从1989年开始实施超声速/高超声速运输推进系统(HYPR)计划。该计划为期10年,到1999年3月结束,验证了一种涡轮基组合循环(TBCC)发动机用于SST/HST的可行性。
      该推进系统由双轴不带加力的变循环涡扇发动机和亚燃冲压发动机组合而成。涡扇发动机的工作范围是马赫数马赫数0~3;亚燃冲压发动机的工作范围是马赫数2.5~5。1999年,日本研制的世界首台TBCC发动机在美国GE公司的高空台上成功进行了高空模拟试验,证明了高马赫数涡轮发动机用于高超声速飞行器的可行性。HYPR计划有美、英、法等国公司参与,该计划总耗资约3亿美元。
高马赫数涡轮发动机面临的技术挑战
     高马赫数涡轮发动机发展面临的最大技术挑战是高马赫数工作条件带来的高温问题,飞行速度的增加导致整个压缩系统温度增加,为保证发动机的寿命和耐久性,对压气机和燃烧室的材料提出了更高要求,从高温压气机引出的空气也需要冷却后才能有效的对发动机的涡轮、盘、轴承进行冷却。因此,研制能够在高温环境下有效而持久工作的轻型部件,将是发展高马赫数涡轮发动机的重大技术挑战之一。当发动机在马赫数4的条件下工作时,发动机进口空气温度将达到620℃,在马赫数5时将达到950℃,发动机内温度将超过2200℃,超出现有各种合金能够承受的温度,这就要求改善材料、制冷方式如覆盖层。轴承、焊接点和润滑系统将必须能够在750~800℃的温度下工作,而现在的涡轮发动机只有200~250℃。
      高马赫数涡轮发动机需要解决的关键技术包括耐高温的轴承和润滑系统、推进系统的热管理、预冷冷却空气、高热沉燃油的热管理等。此外,未来的推进系统必须符合越来越严格的环境限制条件,在高速推进系统的工艺和材料选择中,要求大大降低噪声和污染物排放量,以及减少危险材料的使用。
snowtiger 发表于 2009-10-20 18:54 | 显示全部楼层
高速涡喷其实还可以试试。超燃冲压感觉还比较玄乎。脉爆就更遥远了。TBCC?那个变数太大。。。。最关键的,SST和空天飞机不搞,也没人下死力去折腾。现有运载火箭横竖已经很够用了。
   另外,一直很怀疑,把涡喷或者涡扇的加力燃烧室变成冲压燃烧室,那前面转子的空气阻力问题咋解决?慢速旋转就能在那么高的速度下撑着?!
rclzg 发表于 2009-10-22 15:26 | 显示全部楼层
我靠,这发小广告的也忒勤奋了
绿林好汉 发表于 2009-10-22 15:41 | 显示全部楼层
连印度都在搞。
不知我国的研究开展得如何?
高超声速导弹将是巡航导弹“普及”后又一主要发展方向。
C卫星 发表于 2009-11-7 18:18 | 显示全部楼层
新的天地往返系统的需要,我们的进展应该不慢,再等十年吧。
kktt 发表于 2010-12-20 17:04 | 显示全部楼层
http://gfyd.acftu.org/template/1 ... id=4558&cid=143

2010年陕西省国防科技工业系统全国劳动模范、先进工作者事迹
2010-05-06

谭永华,中国航天科技集团第六研究院院长、研究员。

    他主持我国载人航天工程、探月工程运载火箭发动机研制,完成了以载人航天工程、探月工程为代表的国家重大科技专项,将“嫦娥一号”和七艘“神舟”飞船成功送入太空。

    他主持了某尖端火箭发动机研制,使我国成为世界上第二个掌握该技术的国家,为我国新一代运载火箭立项奠定坚实基础。在国内首次设计出等强度三叉翼梁式液体火箭发动机机架,为我国大型捆绑式运载火箭研制成功做出了贡献。

    他领导液体亚燃冲压发动机、探月二期变推力发动机和国家重点项目科研生产,成功突破了多项难度极大的关键技术。主持国家某重点国防型号一、二级动力系统发动机研制,首次成功设计了可大角度摇摆的姿控发动机。
samlexus 发表于 2010-12-20 23:52 | 显示全部楼层
这个东西要坚持大力搞否则又落后咯
kktt 发表于 2010-12-21 23:29 | 显示全部楼层
http://www.hlhl.org.cn/news/findnews/showsub.asp?id=843

乐嘉陵,1936年3月21日出生于上海,原籍浙江镇海。1959年北京航空学院空气动力专业毕业后,考入该专业研究生,1964年毕业。1964年至1971年在北京空气动力研究所工作,1971年调入四川绵阳中国空气动力研究与发展中心工作至今。历任工程组长、研究室副主任、研究所副所长、气动中心副主任、总工程师;现为该中心研究员。曾任原国防科工委和总装备部空气动力学专业组组长,中国空气动力学学会副理事长、名誉理事,现任中国空气动力研究与发展中心、西北工业大学、国防科技大学博士生导师,南京航空航天大学名誉教授,国际气动物理指导委员会委员、中俄高速流动会议副主席、主席;《实验流体力学》期刊主编。1995年当选中国工程院院士。  
  长期从事高超声速空气动力学地面设备和试验技术、弹头突防气动物理、运载火箭空气动力学、高超声速推进与飞行器等领域的研究。主要工作成果有:主持和领导了载人飞船工程的风洞设备及相关技术发展方案的论证和建设;创造性地建立了Ф150mm氢氧激波管、30万焦耳储能放电激波管、气固两相粉末激波管、光学激波管、高空羽流脉冲风洞等多种脉冲地面实验装置;结合现场测量、数值理论分析等研究手段,为解决战略导弹、运载火箭、高超声速飞行器中难度大的气动设计问题做出了重要贡献。  
  近十年来主持的课题研究成果:  
  1在爆炸波对建筑物的冲击载荷研究中,建立了系统的试验和分析研究能力,包括爆炸波发生器和定量测量爆炸波形及其密度场的激光全息干涉技术,爆炸波与复杂外形建筑物相互作用的大型三维计算软件。通过理论分析、大型三维数值计算、实验模拟、大能量爆炸现场测量相结合,定量评价了靶场和防护阵地中爆炸产生的冲击载荷对各类实用型设施的影响,为靶场试验的安全评估与工程设计做出了贡献。  
  2完善与发展了计算流动全息干涉图像(Computational Flow Imagine,CFI)技术研究,包括独创地提出了能用于复杂形状的大规模并行和自适应的CFI光线投射法和彩色编码计算干涉法,系统地建立了实用的软件系统。  
  3主持国家自然科学基金重点项目“高温高焓气体非平衡特性研究”,国内首次获得弹道靶中在3.2~8.85km/s速度范围的红外及可见光辐射强度、激波脱体距离(实验圆球直径D=12mm,圆球脱体距离=0.52mm)和定量密度场等精确测量,从而检验了高温气体振动/解离耦合的非平衡理论。  
  4以吸气式推进为动力的高超声速飞行器技术的战略发展和超燃冲压发动机研究等方面(这也是近十年来领导研究团队最主要的发展领域):  
(1)在以超燃冲压发动机为动力的高超声速飞行器技术的战略发展研究方面,从1997年以来,发表了近30多篇报告,提出了实施以吸气式发动机为动力的国家高超声速技术研究计划的建议及突破口的具体参数,包括初步目标和技术基础,发展高超声速技术的三大研究手段(风洞试验、大型数值计算和飞行试验)及发展大型地面设备的技术途径。  
(2)国内首次成功研制了基于超级计算机(多达4096个CPU)、适用于煤油和各类碳氢燃料的超燃冲压发动机燃烧流场与性能分析的三维大规模并行数值计算软件系统。  
(3)小尺寸超燃冲压发动机在飞行马赫数5、6的实验模拟条件下,室温液体煤油注入发动机后自发点火的延滞时间虽然经历了复杂的液滴破碎、蒸发、化学反应延滞三个物理化学过程,通过实验测量,2002年在国际上第一次发表了三个物理化学过程总共所需的时间约为4~5ms。这一实验研究结果为脉冲风洞开辟了更广阔的应用领域。  
(4)通过近十年的研究,研制了具有自主知识产权,在国际上是新型的双管式(现已发展到挤压式)、工作时间为0.2~0.3s的脉冲燃烧风洞(流量为1~45kg/s);目前正在研制能进行大尺寸带动力高超声速飞行器试验研究的大口径脉冲燃烧风洞。  
(5)在国内首次获得了马赫数5、6地面实验条件下、大尺度液体煤油燃料超燃冲压发动机模型的自点火燃烧和推力性能,突破了脉冲风洞不能进行这类试验研究的禁区,独创了我国在脉冲风洞上开展煤油燃料超燃冲压发动机研究所需的试验和基本性能评估技术。  
(6)通过脉冲风洞和长时间风洞(大流量连续燃烧风洞)试验相结合、数值计算和地面试验相结合的自主创新研究,在大尺度超燃冲压发动机、高超声速机体/推进一体化飞行器技术等方面取得了成果,探索出一条经济高效的吸气式高超声速技术研究的道路,为我国以超燃冲压发动机为动力的高超声速飞行器技术这一领域的进一步发展做出了重要贡献。  
  在国内外发表论文约100篇,其中为第一作者有50多篇, 主编《再入物理》教材(2005年国防工业出版社)。获部级科技成果奖12项。目前正在领导包括研究员、博士后、博士生组成的几十名成员组成的研究团队进行高超声速技术关键技术的攻关研究。
j6j7j8 发表于 2010-12-23 19:15 | 显示全部楼层
嘿嘿,看版主贴我国的,看样子应该不落后
qazwsx711 发表于 2010-12-28 07:43 | 显示全部楼层
楼主说的是不是美国原来要搞的那个空天飞机用的变循环发动机
梦想去飞翔 发表于 2012-10-16 20:13 | 显示全部楼层
不知道中国在这方面准备的如何?
风语 发表于 2012-12-4 19:42 | 显示全部楼层

英“佩刀”发动机达到5倍音速 拟实现点到点运输

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16人参与1条评论



                               
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英国“佩刀”发动机(资料图)
据美国抛物线网站2012年11月28日报道,英国反应发动机公司11月28日公布了自发明喷气发动机以来航空航天推进技术领域最大的突破,“佩刀”发动机完成了重要技术的关键试验。该发动机将能使飞机在4小时内到达地球的另一端,或直接飞入轨道并单级返回,能在跑道上起飞与着陆。
“佩刀”(SABRE)吸气式火箭发动机采用喷了气式涡轮和火箭技术。其创新的预冷器技术能在百分之一秒(比眨眼速度还快6倍)内将气流从1000摄氏度冷却到零下150摄氏度,但不会造成霜冻堵塞。近期的试验验证了制冷技术在零下150摄氏度的关键性低温下的免冷冻情况。
欧空局代表英国航天局评价了“佩刀”发动机的预冷器热交换机,并对试验结果给出了官方确认:预冷器试验目标已全部完成,欧空局对此表示满意,试验验证了“佩刀”发动机发展所需的技术。
英国大学与科学部部长大卫·威尔勒特(David Willett)称:“基于独特的工程专业知识,反应发动机公司已向世界展示了英国在技术创新领域仍处于领先地位,并能引领全球竞赛。该项技术能彻底改变未来的航空和太空旅行。”
“佩刀”推进技术除了可以为可重复使用的单级入轨太空飞机提供动力以外,还能使运输机飞行速度达5倍声速,实现在2-4小时以内从比利时布鲁塞尔飞抵澳大利亚悉尼。
反应发动机公司已经设计了一个源于“佩刀”的“弯刀”(SCIMITAR)液氢预冷发动机,其中液氢利用轻质热交换提供动力。该型发动机能实现持续的5倍声速飞行。
该型发动机具体能够:
·设计成有效的亚声速和高超声速巡航模式
·完全独立运行,从在跑道上起飞到5.5倍声速,而无需其他发动机加速辅助(如超燃冲压发动机需要在工作前先加速到3-4倍声速)。
反应发动机公司一直在研发一种可承载300名乘客的民用运输机,航行距离约20116千米。这个A2飞行器设计采用SCIMITAR发动机提供动力,具有优越的飞行航程( 亚声速和超声速都可飞行20000千米),因此可以用于执行多个飞行路线任务,同时还能避免在居住区上空飞行及可能引发的音爆。其良好的亚声速性能能够执行常规的亚声速横跨大陆的飞行。
反应发动机公司正在开展“长期先进推进概念与技术”(LAPCAT)研究的相关工作,LAPCAT的50%的经费来源于欧盟研究与技术发展6(FP6)的框架计划。(中国航天系统科学与工程研究院 陈菲 许红英)



iew 发表于 2013-1-7 20:38 | 显示全部楼层
本帖最后由 iew 于 2013-1-7 20:39 编辑

作为技术负责人,李斌带领团队成功研制了世界上首次实际应用的新型燃料发动机,大幅度提高了某型导弹的技战术指标;主持研制我国第一型大变比针栓式变推力发动机,目前发动机已交付总体,将用于探月二期工程,成为月面软着陆的核心动力;主持研制第一型大变比泵压式变推力发动机,已成功应用于我国高空高速飞行器,有力推动了液体动力技术的发展,拓展了液体火箭发动机的应用领域。

夯实基础 务实创新 着力提升基础理论研究和技术创新能力

作为我国液体火箭发动机的青年专家和学术技术带头人,李斌十分注重研究所创新体系的建立,十分注重基础理论研究和技术创新能力能力和的提升。为了夯实液体动力技术基础,整合研究条件和能力,李斌带领研发团队积极争取并开展液体推进技术热过程国防科技重点实验室建设,建立产、学、研合作平台,提高热过程仿真能力、试验模拟技术。重点研究先进设计工具和方法,制定设计准则和规范,建立设计资源数据库,总结、提炼和固化设计流程,形成基于知识管理的设计体系,加速传统设计向预测设计和仿真设计的转变,实现知识沉淀、重用和管理,极大提升了核心竞争力和自主创新能力。

“廉价、快速、机动、可靠”是未来航天运输系统可重复使用运载器的重要发展方向,“大机动、高速度、强突防、精确打击”是未来新型武器的发展趋势,研究和发展吸气式组合动力具有重要意义。在李斌主持下,西安航天动力研究所开展了吸气式动力系统研发工作,进行了动力技术重大基础理论研究和原始技术创新,攻克了多项技术难关,建成了国内领先的试验系统,吸气式发动机研制取得重大进展。其中,某型发动机关键技术演示验证圆满完成,各项性能指标得到总体认可,被誉为“完成了不可能完成的任务”。


http://www.sxdaily.com.cn/n/2013/0106/c414-5048793-3.html
iew 发表于 2013-1-9 21:46 | 显示全部楼层
本帖最后由 iew 于 2013-1-10 02:32 编辑

陈年老物:西工大与南航研制的脉冲爆震发动机(PDE)原理样机

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iew 发表于 2013-1-9 21:49 | 显示全部楼层
本帖最后由 iew 于 2013-1-9 22:01 编辑

南航的三管脉冲爆震-涡扇组合发动机(PDTE)原理样机
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iew 发表于 2013-1-9 21:52 | 显示全部楼层
本帖最后由 iew 于 2013-1-10 02:44 编辑

南航管径61mm的六管气动阀式PDE原理样机:

六管气动阀式两相脉冲爆震发动机试验研究
刘鸿  
【摘要】:涡轮风扇-脉冲爆震组合发动机是一种新概念的推进系统,在该组合推进系统中,可以在涡扇发动机外涵采用多管脉冲爆震燃烧室取代传统的涡扇发动机加力燃烧室。与单管脉冲爆震发动机(PDE)相比,多管PDE在将面临各脉冲爆震管协调工作的设计难点。为了探索六管气动阀式两相脉冲爆震发动机的设计原理和方法,本文设计研制了六管气动阀式PDE原理样机并开展了若干关键技术的研究,主要研究内容和研究成果包括: 1)设计研制了φ61mm的六管气动阀式PDE原理样机。优化设计了单管气动阀,使气动阀在具备单向阀门功能的同时总压损失更小,并保证环形通道面积均匀,使燃油周向分布均匀;设计了单管PDE的进气道,在进气道内安装了中心锥,降低了总压损失,同时在保证进气道正常流动的情况下,尽量减小进气道的容积;设计了单管气动雾化喷嘴,并根据点火源稳定准则设计了半V型钝体和凹槽点火装置;设计了强化燃烧装置,以缩短爆燃-爆震(DDT)过程,针对DDT过程的不同阶段,相应采取不同的强化燃烧措施。同时,对六管PDE的共用进气道和供油系统进行了设计。 2)研究了单管气动阀式PDE在不同结构下的冷态阻力损失和热态爆震波峰值压力的关系,提出了有效和无效损失概念。研究表明:在中等强度激波下游安装激波反射器,可以在激波反射器附近触发爆震波,提高爆震波峰值压力,因此安装激波反射器引起的总压损失大部分为有效损失。两相混气下游安装钝体(如平面火焰发生器)必须慎重。因为钝体首先会增加PDE的总压损失,减小气动雾化喷嘴喉道的气流速度,从而增加油雾场的SMD;其次油珠随气流运动过程中会撞在钝体表面形成油膜,油膜在低速下雾化质量变差,导致爆震波的峰值压力下降。中心锥结构由于影响了在诱导速度下扰流片的旋涡脱落,影响了气流的紊流作用,因此它的损失基本为无效损失。对于螺旋钝体,因为钝体表面有利于激波反射及火焰、激波的相互作用,所以产生的热点可以螺旋传播,缩短DDT距离,提高爆震波峰值压力。总体而言,螺旋钝体优于扰流片钝体。 3)通过不断的调试和改型,实现了六管气动阀式PDE在总频率90Hz下,能稳定、连续的协调工作并产生爆震波。在分析六管气动阀式PDE工作机理的基础上,提出在燃油系统采用隔离段等措施,成功地解决了起爆爆震管反压对其他爆震管进油的影响。在研究点火机理的基础上,提出在电嘴前加前蒸发器提高燃油蒸发率、提高点火成功率,效果十分明显。在研究DDT机理的基础上,提出改善强化燃烧装置、提高油气蒸发性能(加后蒸发器)等措施,实践表明所采取的措施是成功的。 4)提出了考虑总压损失的理论计算模型,计算结果表明PE周期随总压损失系数的增大而增大,PDE平均推力随总压损失系数的增大而减小。亚音飞行时,PDE工作频率随马赫数的增大而增加,PDE平均推力随马赫数数的增大而增加,PDE油耗随马赫数的增大而下降。
【关键词】:脉冲爆震发动机 六管 两相爆震燃烧 气动阀 总压损失
【学位授予单位】:南京航空航天大学
【学位级别】:博士
【学位授予年份】:2010
【分类号】:V235.13
iew 发表于 2013-1-9 21:59 | 显示全部楼层
本帖最后由 iew 于 2013-1-10 02:40 编辑

央视播出的这些原理样机试车视频截图:
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iew 发表于 2013-1-9 22:11 | 显示全部楼层
本帖最后由 iew 于 2013-1-10 02:40 编辑



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风语 发表于 2013-9-27 15:32 | 显示全部楼层
俄罗斯留里卡设计局为亚声速和超声速飞机研制脉冲爆震发动机
2013-09-27
[据俄罗斯《航空新闻网》2013年9月24日报道]俄罗斯留里卡设计局设计、制造和试验了一款脉冲爆震发动机样机,该样机采用了煤油空气混合的两级燃烧模式。试验中,发动机的平均推力超过100千克,工作时间超过10分钟。

根据该发动机的主要设计者亚历山大·塔拉索夫的介绍,试验中模拟了涡扇和超燃冲压等多种工作模态。试验中的比推力和燃油效率比常规的喷气发动机高30%~50%。该数据是在对比试验中获得的。

这名主要设计者也表示,该脉冲爆震发动机样机在试验中测试了设备反复开关、各种工作模态运行和调整推力等级的能力。

该发动机使用了高频气动阀技术,使整个飞机的推重比提高1.5~2倍,航程和任务载荷提高30%~50%,发动机重量降低1.5~2倍。

基于试验数据和设计分析,该设计局推出了一个脉冲爆震发动机家族,可以配装大范围的飞行器。从导弹和无人机的发动机到超声速飞机发动机、火箭和空间动力系统、空天飞机的组合式推进系统。

该设计局计划在今年开展全尺寸脉冲爆震发动机的试验研究。(中国航空工业发展研究中心   袁成)http://www.dsti.net/Information/News/84649
mir-2 发表于 2013-12-21 23:17 | 显示全部楼层
本帖最后由 mir-2 于 2013-12-21 23:18 编辑

提到了“先进吸气式动力系统”。不知这个介绍何时更新的,但肯定晚于2008年。
QQ截图20131221231544.png
http://www.casc11.com/about/
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