1、超燃冲压发动机的热力循环研究超燃冲压发动机的热力循环研究 鲍鲍 文文 哈尔滨工业大学哈尔滨工业大学高超声速技术研究中心高超声速技术研究中心目录目录1. 超燃冲压发动机循环和磁等离子化学发动超燃冲压发动机循环和磁等离子化学发动机的提出机的提出2. 发动机压缩系统的进化规律发动机压缩系统的进化规律3. 能量旁路超燃冲压发动机性能研究能量旁路超燃冲压发动机性能研究4. 磁控进气道特性研究磁控进气道特性研究高超声速技术发展历史美国的高超研究进展超燃冲压技术：2000-至今o 美国空军1995年开始HyTech/ HySet计划，论证马赫4-8碳氢燃料主动冷却超燃冲压发动机技术。据2007年5月3日报道
2、，采用了HyTECH技术的燃料冷却超燃冲压发动机X-51A 预计于2008年晚些时候进行试飞并达到马赫数6.5的速度。 o 在2002年初，美国海军发起HyFly计划 ，2005年成功演示验证了HyFly高超声速打击飞行器助推阶段的性能，Ma6 双燃烧室。俄罗斯的高超研究进展 “冷计划冷计划”(即即“Kholod”计划）计划） o 60年代进行超燃冲压发动机研究o “冷计划”(即“Kholod”计划)是对俄罗斯中央航空发动机研究院(CIAM)和联盟设计局联合研制的轴对称双模态高超声速冲压发动机进行试验。将参试发动机安装在C-200(即SA-5)地空导弹的头部（如图），从地面发射，达到预定的试验
3、空域，然后高超声速冲压发动机点火。 鹰鹰-2-1计划计划o 1993年俄罗斯航天局制定年俄罗斯航天局制定“鹰鹰”计划，目的是发计划，目的是发展多次往返式航天运输系统，为二十一世纪积累技展多次往返式航天运输系统，为二十一世纪积累技术和经验。术和经验。 年两级航空航天系统年两级航空航天系统“”，=6两级开始分离，两级开始分离，第一级涡轮第一级涡轮冲压发动机，第二级采用传统液体火箭发动机。冲压发动机，第二级采用传统液体火箭发动机。 年后完成年后完成-2000o “鹰鹰-2-1”是是“鹰鹰”计划中高超空天飞机及两级航空计划中高超空天飞机及两级航空航天系统部分。航天系统部分。IGLA计划计划o 研制第二
4、代高超声速试验飞行器 ，飞行速度为614马赫，全长7.9m，翼展3.6m。氢燃料超燃冲压发动机由3个模块组成，总长1.9m，质量为200kg。IGLA飞行器已做了大量的地面试验和风洞吹风试验，但尚未进行飞行试验。o IGLA计划的主要目的在于验证Ma10-14高超声速冲压发动机工作过程的性能；考核发动机和机体结构耐热性；考察全动力和无动力高超声速飞行动力学特性；该计划将通过CFD、地面试验、飞行试验对比分析等手段进行。 -31 (GLL-31计划计划) o试验氢气和碳氢超燃冲压发动机。飞行器的燃料（液氢）为300升。该发动机已经在中央航空发动机研究院的科学试验中心试验台上完成了一系列地面试验，
5、该试验台可保证在地面条件下试验大型的冲压式空气喷气发动机，速度可达7马赫数或更高。专家认为，俄罗斯的冲压式空气喷气发动机方案无论是所用材料和技术水准，都超过外国的方案。o-31的基本尺寸： 长度7米；起动重量3500公斤； 发动机工作时间30-60cek；起动速度M=2；高超音速范围M=510；飞行高度2040公里。 第一部分第一部分超燃冲压发动机循环和超燃冲压发动机循环和磁等离子化学发动机的提出磁等离子化学发动机的提出1 高超音速冲压发动机所面临的问题高超音速冲压发动机所面临的问题o 高超音速冲压发动机具有高超音速冲压发动机具有比冲高、飞行比冲高、飞行Ma数宽、推数宽、推重比高等特点，是大气
6、层重比高等特点，是大气层内飞行的理想推进系统。内飞行的理想推进系统。随着高超音速冲压发动机随着高超音速冲压发动机的运行范围向高速区扩展，的运行范围向高速区扩展，遇到了两大问题：遇到了两大问题：1. 热力循环的冷源温度逼近热力循环的冷源温度逼近热源温度导致热效率难以热源温度导致热效率难以提高提高 2. 宽宽Ma数范围内运行导致各数范围内运行导致各部件参数协调困难部件参数协调困难1.2 磁等离子化学发动机磁等离子化学发动机（AJAX/）的发展）的发展o吸气式高超音速推进系统是以空气为工作介质的，它的性能与空气吸气式高超音速推进系统是以空气为工作介质的，它的性能与空气的气动特性紧密相关。随着推进系统
7、速度的提高，发动机来流经过的气动特性紧密相关。随着推进系统速度的提高，发动机来流经过进气道中激波的压缩后温度已达到了空气电离的水平。进气道中激波的压缩后温度已达到了空气电离的水平。o近年来，俄罗斯学者近年来，俄罗斯学者Valdimir Fraishtadt基于发动机部件的主基于发动机部件的主动热保护思想提出：大气中宽范围内运行的高超音速推进系统应工动热保护思想提出：大气中宽范围内运行的高超音速推进系统应工作于开环热力学模式。从这一思路出发，俄罗斯学者结合高超推进作于开环热力学模式。从这一思路出发，俄罗斯学者结合高超推进系统的特殊工作环境系统的特殊工作环境等离子体，提出了一种新型的高超推进系等离
8、子体，提出了一种新型的高超推进系统统AJAX（ ）发动机。）发动机。1.2 磁等离子化学发动机的发展磁等离子化学发动机的发展o磁流体发电通道和磁流体加速设备所构成的磁流体发电通道和磁流体加速设备所构成的能量旁路系统（绕过燃烧室）实现了推进系能量旁路系统（绕过燃烧室）实现了推进系统中统中“能量的再次分配能量的再次分配”，以及发动机能量，以及发动机能量与外界环境的交换。与外界环境的交换。1.2 磁等离子化学发动机磁等离子化学发动机（AJAX/）的发展）的发展o 作为作为AJAX发动机的重要组成部件：发动机的重要组成部件：磁流体加速器，其在实验中遇到了磁流体加速器，其在实验中遇到了效率低、重量和体积
9、大的问题，并效率低、重量和体积大的问题，并未达到预期的的效果。具体分析表未达到预期的的效果。具体分析表明：在磁流体加速器的紧壁面处存明：在磁流体加速器的紧壁面处存在着哈特曼效应（在着哈特曼效应（Hartmann Effect）由于受到通道中粘性由于受到通道中粘性边界层的影响，近壁面处的流体速边界层的影响，近壁面处的流体速度很低，流体切割磁力线产生的反度很低，流体切割磁力线产生的反电动势明显小于中心流场，边界层电动势明显小于中心流场，边界层内的电流密度较大，发热量大，温内的电流密度较大，发热量大，温升高。这种现象亦称为磁流体边界升高。这种现象亦称为磁流体边界层电流短路。层电流短路。 1.2 磁等
10、离子化学发动机的发展磁等离子化学发动机的发展o 哈特曼效应（边界层电流短路现象）的存在使得影哈特曼效应（边界层电流短路现象）的存在使得影响磁流体加速器推进效率的重要因素响磁流体加速器推进效率的重要因素管道损耗管道损耗不断增加，降低了加速器的整体推进效率。不断增加，降低了加速器的整体推进效率。o 同样的现象也发生在磁流体发电机中，但这种现象同样的现象也发生在磁流体发电机中，但这种现象对磁流体发电机的性能并没有明显的影响，具体的对磁流体发电机的性能并没有明显的影响，具体的原因还处于探讨之中。原因还处于探讨之中。 o AVCO Evert实验室进行了磁流体加速器的试验实验室进行了磁流体加速器的试验研
11、究。实验得到的数据与理论值进行了比较，结果研究。实验得到的数据与理论值进行了比较，结果表明：在功率较低时，实验数据与期望值大致相符。表明：在功率较低时，实验数据与期望值大致相符。然而，在功率较高时，由于边界层增加和焦耳热的然而，在功率较高时，由于边界层增加和焦耳热的影响，结果远远低于期望值。影响，结果远远低于期望值。 1.3 MHD-Arc-Ramjet联合循环的提出联合循环的提出o 充分利用来流的等离子环境，借鉴充分利用来流的等离子环境，借鉴AJAX中的能量再分配思中的能量再分配思路，我们提出一种新型的高超推进新循环路，我们提出一种新型的高超推进新循环MHD-Arc-Ramjet联合循环。由
12、磁流体发电通道和电弧加热喷管构联合循环。由磁流体发电通道和电弧加热喷管构成的能量旁路对气流的能量进行重新的分配，以期改善发成的能量旁路对气流的能量进行重新的分配，以期改善发动机燃烧室的性能，提高推进系统在更宽广范围内的运行动机燃烧室的性能，提高推进系统在更宽广范围内的运行性能，协调发动机部件间的匹配。性能，协调发动机部件间的匹配。 MHDgeneratordiffuserCombustionchamberArcreheatingnozzleEnergymanagementPre-ionizer123456171.3 MHD-Arc-Ramjet联合循环的提出联合循环的提出o作为能量回注的另一种
13、方式作为能量回注的另一种方式电弧加热在空间电推进、地面风电弧加热在空间电推进、地面风洞和加热炉中得到了广泛的应用。电弧加热有极高的电弧温度洞和加热炉中得到了广泛的应用。电弧加热有极高的电弧温度(几万度几万度)，可有效的将能量加入到中心气流中；而流场的边缘，可有效的将能量加入到中心气流中；而流场的边缘温度相对较低，有利于喷管冷却；电弧加热对气流电导率的变温度相对较低，有利于喷管冷却；电弧加热对气流电导率的变化不敏感，布置位置灵活、体积小、重量轻、容易实现。化不敏感，布置位置灵活、体积小、重量轻、容易实现。o由磁控进气道和电弧加热喷管所组成的能量旁路系统对高速来由磁控进气道和电弧加热喷管所组成的能
14、量旁路系统对高速来流的能量进行分配，实现对燃烧室入口处流场的控制，从而满流的能量进行分配，实现对燃烧室入口处流场的控制，从而满足燃烧室入口处速度和燃烧室中加热比（温比）的要求。足燃烧室入口处速度和燃烧室中加热比（温比）的要求。 o为了进一步的提高发动机的循环效率和变工况适应性，在尾喷为了进一步的提高发动机的循环效率和变工况适应性，在尾喷管中采用从前到后布置多个电弧的方式注入能量。对于不同的管中采用从前到后布置多个电弧的方式注入能量。对于不同的来流来流Ma数和不同的磁控进气道中能量取出率，选用不同位置处数和不同的磁控进气道中能量取出率，选用不同位置处的电弧进行能量的回注。的电弧进行能量的回注。
15、2 MHD-Arc-Ramjet联合循环的方案联合循环的方案飞行器方案：飞行器方案： 乘波器乘波器方案、轴对称方案方案、轴对称方案 来流的电离方案：平来流的电离方案：平衡电离、非平衡电离衡电离、非平衡电离磁流体发电机方案磁流体发电机方案 ：连续电极型、霍尔型、连续电极型、霍尔型、分段法拉第型和斜联分段法拉第型和斜联式式 电弧能量注入方案电弧能量注入方案 运行控制方案运行控制方案 激 波电 离 器磁 流 体 发 电 机进 气 道燃 烧 室尾 喷 管电 弧 加 热励 磁 控 制电 弧 控 制超 导 磁 场第二部分第二部分发动机压缩系统的进化规律发动机压缩系统的进化规律1.航空发动机的发展航空发动机
16、的发展 o 事实：事实：o Ma=0.53 压缩过程注入能量压缩过程注入能量 涡轮发动机涡轮发动机o Ma=39 压缩过程绝热压缩过程绝热 冲压发动机冲压发动机o Ma9 压缩过程取出能量压缩过程取出能量 带有能量旁带有能量旁路的冲压发动机路的冲压发动机问题问题o 飞行速度为多少时，应该在发动机压缩过程飞行速度为多少时，应该在发动机压缩过程中注入、或取出能量；中注入、或取出能量；o 在高超声速区域内，是否必须采用带有能量在高超声速区域内，是否必须采用带有能量旁路冲压发动机的热力循环结构；旁路冲压发动机的热力循环结构；o 带有能量旁路冲压发动机（特殊的热力循环带有能量旁路冲压发动机（特殊的热力循
17、环结构）的产生依据结构）的产生依据2.1 理论知识理论知识o 理想理想Brayton循环：循环：等熵压缩等熵压缩/膨胀、等压膨胀、等压加热加热/放热。放热。对应对应于于性能极限性能极限。101(1)(1)idpLC T020092vvLvvFidspspF90,vvidL为发动机单位推力；分别为发动机进、出口处速度；为理想热力循环功 2.1 理论知识理论知识o 总压比总压比 的影响：当的影响：当 时，循环热效率等于时，循环热效率等于零；当零；当 时，加热量等于零，故循环功等于时，加热量等于零，故循环功等于零；因此一定存在最优值零；因此一定存在最优值。o 温比温比 的影响：增加温比会提高循环功的
18、影响：增加温比会提高循环功 。物理。物理意义非常明显，提高温比意味着燃烧室出口总温增意义非常明显，提高温比意味着燃烧室出口总温增加，加热量增加，故提高循环功。加，加热量增加，故提高循环功。 101(1)(1)kkidpkkLC T30tpp1max2(1)2(1)40()( )kkkktopTT 40tTTidL2.1 理论知识理论知识o 绝能条件下（绝能条件下（），），过程损失导致熵增，总压降低；过程损失导致熵增，总压降低；o 理想理想/等熵条件下（等熵条件下（），），外界注入能量能够提高总压；外界注入能量能够提高总压；反之向外界输出能量降低总压；反之向外界输出能量降低总压； ttpirrP
19、dRTdCdslnln0tdTtirrPRddsln0irrdsttPRdTCpdlnln由吉布斯方程，总温、总压的定义的推得，标志过程损失的熵增与过程总压恢复系数、过程传递/转化的能量之间的关系可表达为 o 涡轮发动机的工作范围下的情况涡轮发动机的工作范围下的情况2.2 发动机的性能发展规律探讨发动机的性能发展规律探讨30,/1800034ppKTttCountryEngine typeApplication/KAircraft max(v0)/kmh-1Aircraft max(Ma0)USAF100-PW-220F-15321643-2.5F110-GE-100F-1629.930.41
20、643-2F404-F1D2F117261643-0.92F404-GE-402F/A-18261643-1.8F101-GE-102B-1B26.51643-1.25F110-GE-129-321728-Russia or USSRAL-31FSu-272316502430-RD-133MIG-292115362450-D-30F6MIG-312116603000-FranceM53-P2Mirage 20009.81533-2.2China PRCTaihang-301747-Taihang growth versions-1800-4tT2.2.1 涡轮发动机的性能涡轮发动机的性能/压比
21、需求压比需求30,/1800034ppKTtt2.2.1 涡轮发动机的性能涡轮发动机的性能/压比需求压比需求o Ma=0.53下，要实现最优压比就需要额外的诸下，要实现最优压比就需要额外的诸如能量，来提高总压比。如能量，来提高总压比。o 实现途径：通过压气机向气流做功实现途径：通过压气机向气流做功ttirrPRdTCpddslnln2.2.2 冲压发动机的性能冲压发动机的性能/压比需求压比需求o 冲压发动机的工作范围下的情况冲压发动机的工作范围下的情况Data label /Pa /K149084.366.1152.263.897.0248960170152.273.6112.1348003.
22、173.1152.256.485.8448003.176.0152.258.288.6548003.176.0152.264.497.966.43968203.52369.030.6725.279.9634.398.6399058.973578.0810.2234.448.7494887.63766.3910.4606.848.7554468.44646.91013.1110.348.12718183.38869.91181574479844.36.5637.9121012002264290010.44497.60Ma0p0T00tpp30ttpp21030tpp2.2.2 冲压发动机的性能冲
23、压发动机的性能/压比需求压比需求2.2.2 冲压发动机的性能冲压发动机的性能/压比需求压比需求o 在在Ma=39下，利用进气道的激波压缩能下，利用进气道的激波压缩能够实现最优压比（范围内）下的压缩，在此够实现最优压比（范围内）下的压缩，在此无需额外的能量交换。无需额外的能量交换。2.2 发动机的性能发展规律探讨发动机的性能发展规律探讨小结：小结：o 根据温比条件，对应于最优性能下的最佳压根据温比条件，对应于最优性能下的最佳压比值；比值；o Ma=0.53 下，利用额外的能量注入下，利用额外的能量注入/压压气机设备，来实现涡轮发动机的压比需求；气机设备，来实现涡轮发动机的压比需求；o Ma=39
24、下，利用激波压缩下，利用激波压缩/无需额外的无需额外的能量注入，即可实现冲压发动机的压比需求；能量注入，即可实现冲压发动机的压比需求；o 高高Ma（Ma9）下，情况如何呢？）下，情况如何呢？2.3 带有能量旁路系统的冲压发动机的带有能量旁路系统的冲压发动机的提出提出性能发展规律应用性能发展规律应用最优增压比 vs. Tt4在3000-5000K之间，最优增压比的范围：300-900更高Ma下，利用激波压缩所提供的增压比将大大的超过当前技术工艺条件下所对应的最佳增压比数值。怎么办？o 更高Ma工作范围下的情况2. 带有能量旁路系统的冲压发动机的提带有能量旁路系统的冲压发动机的提出出性能发展规律应
25、用性能发展规律应用o 既然，低既然，低Ma下利用额外的能量注入下利用额外的能量注入/压气机设备，压气机设备，来实现涡轮发动机的压比需求；中来实现涡轮发动机的压比需求；中Ma下，利用激下，利用激波压缩波压缩/无需额外的能量注入，即可实现冲压发动无需额外的能量注入，即可实现冲压发动机的压比需求；机的压比需求；o 那么那么高高Ma下，就利用能量取出的办法来降低增压下，就利用能量取出的办法来降低增压比。比。问题的答案就是这么简单问题的答案就是这么简单。ttirrPRdTCpddslnln2.3 带有能量旁路系统的冲压发动机的带有能量旁路系统的冲压发动机的提出提出性能发展规律应用性能发展规律应用o 小结
26、小结第三部分第三部分能量旁路超燃冲压发动机性能研究能量旁路超燃冲压发动机性能研究1 MHD-Arc-Ramjet联合循环的热力联合循环的热力学模型学模型 热力过程描述：各个过程曲线可以如下：热力过程描述：各个过程曲线可以如下：(12)前体激波绝热压缩和流体减速前体激波绝热压缩和流体减速过程；过程；(23)进气道内进气道内MHD发电机将发电机将总焓转化为电能和气流减速过程；总焓转化为电能和气流减速过程；(34)燃烧室内定静压和无摩擦加热过燃烧室内定静压和无摩擦加热过程；程；(45)绝热膨胀以防温度超过材绝热膨胀以防温度超过材料限定温度的过程；料限定温度的过程； (56)电弧装置电弧装置将电能转化
27、为气流焓并提高气流温度过将电能转化为气流焓并提高气流温度过程；程；(67) 绝热膨胀以防温度超过材绝热膨胀以防温度超过材料限定温度的过程；料限定温度的过程；(78) 电弧装置电弧装置将电能转化为气流焓并提高气流温度过将电能转化为气流焓并提高气流温度过程；程；(810)尾喷管绝热膨胀并加速排尾喷管绝热膨胀并加速排出气流过程。出气流过程。 1.1 MHD-Arc-Ramjet联合循环的热联合循环的热力学模型力学模型o 热力学第一定律考虑热力学第一定律考虑此部分通过对热力学第一定律的考虑，根据各过此部分通过对热力学第一定律的考虑，根据各过程的能量守恒方程式求解各状态点的滞止温度。程的能量守恒方程式求
28、解各状态点的滞止温度。o 热力学第二定律考虑热力学第二定律考虑当流体通过发动机时，熵增和滞止压力的减少将当流体通过发动机时，熵增和滞止压力的减少将不可避免。所以，对于每一个发动机过程真实气不可避免。所以，对于每一个发动机过程真实气动损失（或增加）可以通过滞止压力比动损失（或增加）可以通过滞止压力比 来表达。本次建模，对于发动机流体通道中来表达。本次建模，对于发动机流体通道中MHD装置的参数装置的参数 引入了一些新颖的考虑。引入了一些新颖的考虑。00/exitinPP1.1 MHD-Arc-Ramjet联合循环的热联合循环的热力学模型力学模型o 在进行了上述考虑之后，我们有足够的信息来计在进行了
29、上述考虑之后，我们有足够的信息来计算含有气动损失效应的发动机总推力。算含有气动损失效应的发动机总推力。0621111eeaaaaaekRTp ApFfMkRTmkmp 12112kkaapdgbeanepkMp 1.2 MHD-Arc-Ramjet联合循环部件联合循环部件建模建模o MHD-Arc-Ramjet联合循环是在冲压发联合循环是在冲压发动机的基础上添加了由磁控进气道和电弧加动机的基础上添加了由磁控进气道和电弧加热所组成的能量旁路所构成的。在此重点介热所组成的能量旁路所构成的。在此重点介绍磁控进气道中的物理现象，其他可参考一绍磁控进气道中的物理现象，其他可参考一般冲压发动机中的部件模型
30、。其中电弧加热般冲压发动机中的部件模型。其中电弧加热等效为燃烧室中的能量注入。等效为燃烧室中的能量注入。1.2 MHD-Arc-Ramjet联合循环部件联合循环部件建模建模o 磁流体动力学效应（电场和磁场对导电流体的作磁流体动力学效应（电场和磁场对导电流体的作用）包括两个方面：用）包括两个方面：1. 由电磁体积力引起流体运动状态的变化；由电磁体积力引起流体运动状态的变化；2. 与导电流体之间的能量交换；与导电流体之间的能量交换； o 在普通流体力学方程组的动量方程积和能量方程在普通流体力学方程组的动量方程积和能量方程中引入这两个源项，就构成了磁流体动力学的基中引入这两个源项，就构成了磁流体动力
31、学的基本方程组。本方程组。1.2 MHD-Arc-Ramjet联合循环部件联合循环部件建模建模磁流体动力学的基本方程组汇总：磁流体动力学的基本方程组汇总：o 连续性方程：连续性方程：o 运动方程：运动方程：o 能量方程：能量方程： ()0vt213DvpJBvvdt 2222DDppvvhuJ Edtdtt 1.2 MHD-Arc-Ramjet联合循环部件联合循环部件建模建模o 麦克斯韦方程：麦克斯韦方程：(准静态的电磁场准静态的电磁场) o 欧姆定律：欧姆定律：(准静态的电磁场准静态的电磁场)000eBJBBEtenE ()JEvB 1.2 MHD-Arc-Ramjet联合循环部件联合循环部
32、件建模建模o 这样一组非定常粘性的三维磁流动力学方程这样一组非定常粘性的三维磁流动力学方程组，要求得解析解是十分困难的。在这里不组，要求得解析解是十分困难的。在这里不但含有复杂的流体动力学方程，而且还加上但含有复杂的流体动力学方程，而且还加上了极复杂的电磁学方程。就目前已经掌握的了极复杂的电磁学方程。就目前已经掌握的数学分析知识来看，还不足以精确求解这样数学分析知识来看，还不足以精确求解这样的一组非线性的偏微分方程组。随着当前计的一组非线性的偏微分方程组。随着当前计算机技术的提高以及数值计算水平的提高，算机技术的提高以及数值计算水平的提高，在合理的物理模型基础上求解磁流体方程组在合理的物理模型
33、基础上求解磁流体方程组已成为可能。已成为可能。 1.2 MHD-Arc-Ramjet联合循环部件联合循环部件建模建模o 为便于工程的实际计算与分析，必须将方程组作适当的简化。为便于工程的实际计算与分析，必须将方程组作适当的简化。参考实际应用中磁流体发电分析与设计方法，对所建立的方程参考实际应用中磁流体发电分析与设计方法，对所建立的方程组进行简化，得到能够反映磁流体发电通道中参数变化规律的组进行简化，得到能够反映磁流体发电通道中参数变化规律的一维方程组一维方程组:RTpkkvBvTCdtdvkvBdtdpdtdvvconstvAp)1 ()2()1 (1122212 对此方程组进行简化分析，可得
34、到具有工程应用对此方程组进行简化分析，可得到具有工程应用价值的解析解。价值的解析解。gkkgMkMkkkVVTTPPMkkkTT22221123112323221123)1()1(2)1 (11)()1)(211 (11 (A=const2. MHD-Arc-Ramjet联合循环热力特联合循环热力特性计算与分析性计算与分析l发动机性能计算发动机性能计算l发动机能量取出率特性分析发动机能量取出率特性分析l发动机热效率分析发动机热效率分析2.1.1 理想条件下发动机的性能计算理想条件下发动机的性能计算51015202500.20.40.60.8050010001500Ma Number(accel
35、erator) Isp理想情况加速器模式的焓取出率、Ma、比冲Isp三维关系 51015202500.10.20.30.40.50.60.70.80.92004006008001e+0031.2e+0031.4e+0031.6e+003Ma Number 理想情况加速器模式的等比冲图 2.1.1 理想条件下发动机的性能计算理想条件下发动机的性能计算23456789 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25020040060080010001200140016001800Ma NumberIsp取出焓增加取出焓00.92 3456789 10
36、 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25020040060080010001200140016001800MaIsp理想情况加速器模式的焓取出率、Ma、比冲Isp截面 理想情况加速器模式的最优比冲2.1.1 理想条件下发动机的性能计算理想条件下发动机的性能计算510152000.20.40.60.8050010001500Ma(Arc Heating) Isp理想情况电弧模式的焓取出率、Ma、比冲Isp三维关系 246810121416182000.10.20.30.40.50.60.70.80.92004006008001e+0031.2e+
37、0031.4e+0031.6e+003Ma(Arc Heating) 理想情况电弧模式的等比冲线 2.1.1 理想条件下发动机的性能计算理想条件下发动机的性能计算23456789 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25020040060080010001200140016001800Ma NumberIspIsp-Ma曲线取出焓增加234567891011 12 13 14 15 16 17 18 1920020040060080010001200140016001800Ma Number(Arc Heating)Isp增加理想情况电弧模
38、式的焓取出率、Ma、比冲Isp截面 234567891011 12 13 14 15 16 17 18 1920020040060080010001200140016001800Ma(Arc Heating)Isp理想情况电弧模式的最优比冲 2.1.1 理想条件下发动机的性能计算理想条件下发动机的性能计算2345678910 11 12 13 14 15 16 17 18 19 200100200300400500600700800900Ma Isp加速器模式电弧模式246810121416182000.10.20.30.40.50.60.70.80.9Ma Number 加速器模式电弧模式2
39、.1.1 理想条件下发动机的性能计算理想条件下发动机的性能计算o 等离子化学发动机在等离子化学发动机在Ma10左右有很大的优势；左右有很大的优势；MHD发电机的能量取出率随着发电机的能量取出率随着Ma数的增加在逐数的增加在逐渐增大；渐增大；MHD加速模式和电弧能量注入模式的比冲差别随加速模式和电弧能量注入模式的比冲差别随着着Ma数的增加而变大；数的增加而变大；Ma6时采用等离子化学发动机没有好处；时采用等离子化学发动机没有好处；Ma10阶段发动机的比冲增加速度较快；阶段发动机的比冲增加速度较快；在同一在同一Ma数下取得最大比冲时，电弧模式所需取数下取得最大比冲时，电弧模式所需取出的能量较出的能
40、量较MHD加速器模式为小；加速器模式为小；2.1.2 实际循环发动机的性能计算实际循环发动机的性能计算 边界层泄漏边界层泄漏5，电弧效率，电弧效率95 边界层泄漏边界层泄漏45，电弧效率，电弧效率952345678910 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20020040060080010001200140016001800MaIsp加速器模式电弧加热模式234567891011 12 13 14 15 16 17 18 19 20020040060080010001200140016001800MaIsp电弧加热模式加速器模式2.1.2 实际循环发动机的性能计算实际循环发
41、动机的性能计算o MHD加速器模式有效比冲仅能维持到加速器模式有效比冲仅能维持到Ma12左右，左右，而电弧加热模式能够维持到而电弧加热模式能够维持到Ma19左右；左右；在极为理想的假设，即认为在极为理想的假设，即认为MHD加速器模式的效加速器模式的效率与电弧效率相等时，其有效比冲的维持范围仅比率与电弧效率相等时，其有效比冲的维持范围仅比电弧模式大电弧模式大1个马赫数，而这种假设在现有条件下个马赫数，而这种假设在现有条件下是不可想象的；是不可想象的；考虑到尾喷管边界层的温度限制，由于加速器模式考虑到尾喷管边界层的温度限制，由于加速器模式的边界层泄漏较大，其所受限制必然也较大，故加的边界层泄漏较大
42、，其所受限制必然也较大，故加速器模式的比冲下降也更快；速器模式的比冲下降也更快；2.2 能量取出率、磁感应参数的特性分析能量取出率、磁感应参数的特性分析23456789 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25020040060080010001200140016001800Ma NumberIspIsp-Ma曲线取出焓增加234567891011 12 13 14 15 16 17 18 1920020040060080010001200140016001800Ma Number(Arc Heating)IspIsp-Ma曲线增加2526
43、2728293031323334350100200300400500600sigmaIspB增加B=101423456789 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25020040060080010001200140016001800Ma NumberIspIsp-Ma曲线取出焓增加234567891011 12 13 14 15 16 17 18 1920020040060080010001200140016001800Ma Number(Arc Heating)IspIsp-Ma曲线增加25262728293031323334350100
44、200300400500600sigmaIspIsp-sigma曲线B增加1010.51111.51212.51313.5140100200300400500600BIsp增加Ma=12时不同磁场强度下电导率与比冲的关系 Ma=12时不同电导率下磁场强度与比冲关系 2.2 能量取出率、磁感应参数的特性分析能量取出率、磁感应参数的特性分析2468101214161820050100150200250QMa Number246810121416182000.20.40.60.81每个马赫数下，取得最大比冲时的磁感应参数和焓取出率对照图 Ma12取得最大比冲时，电导率与磁场强度之间的耦合关系2.2
45、能量取出率、磁感应参数的特性分析能量取出率、磁感应参数的特性分析246810121416182000.511.522.5vMa Number24681012141618200100200300400500246810121416182000.10.20.30.4vMa Number2468101214161820020406080B2时电导率随马赫数变化关系 B5时电导率随马赫数变化关系 2.2 能量取出率、磁感应参数的特性分析能量取出率、磁感应参数的特性分析246810121416182000.10.2vMa Number24681012141618200204024681012141618
46、2000.050.1vMa Number246810121416182001020B8时电导率随马赫数变化关系 B10时电导率随马赫数变化关系 2.2 能量取出率、磁感应参数的特性分析能量取出率、磁感应参数的特性分析6810121416180.0450.050.0550.060.0650.070.0750.080.085Ma NumberetaNgetaNg-Ma曲线电导率为50S/m，磁场强度为2T时，不同马赫数下的能量取出率（这种情况为目前能够获得的情况）6810121416180.180.20.220.240.260.280.30.320.34Ma NumberetaNgetaNg-Ma
47、曲线电导率为50S/m，磁场强度为4T时，不同马赫数下的能量取出率2.2 能量取出率、磁感应参数的特性分析能量取出率、磁感应参数的特性分析o取得最优比冲时的能量取出率随马赫数的增加而增加，并且增加取得最优比冲时的能量取出率随马赫数的增加而增加，并且增加趋势逐渐变缓；趋势逐渐变缓；磁感应参数随马赫数的增加而增加，增加趋势逐渐变缓；磁感应参数随马赫数的增加而增加，增加趋势逐渐变缓；目前常用的电导率和磁场强调计算所得的能量取出率非常小，对目前常用的电导率和磁场强调计算所得的能量取出率非常小，对比冲的优化作用很微弱；比冲的优化作用很微弱；电导率随着来流马赫数的增加而增加；电导率随着来流马赫数的增加而增
48、加；改变磁场强度对能量取出率的影响大于改变电导率对能量取出率改变磁场强度对能量取出率的影响大于改变电导率对能量取出率的影响，提高磁场强度能够非常有效地减小对电导率的要求；的影响，提高磁场强度能够非常有效地减小对电导率的要求；目前能够获得的能量取出率范围在目前能够获得的能量取出率范围在Ma6-18间为间为0.05-0.085之之间；电导率不变的情况下，磁场强度的提高使得高能量取出成为间；电导率不变的情况下，磁场强度的提高使得高能量取出成为可能；可能；2.3 发动机热效率分析发动机热效率分析00.20.40.60.8510152000.20.40.60.81 Ma c马赫数、焓取出率与热效率的三维
49、图 00.10.20.30.40.50.60.70.824681012141618200.10.20.30.40.50.60.70.80.9 Ma马赫数和焓取出率影响下的等热效率图 2.3 发动机热效率分析发动机热效率分析00.10.20.30.40.50.60.70.8100200300400500600700800900 Isp00.10.20.30.40.50.60.70.800.10.20.30.40.50.60.70.8 cMa9时，焓取出率与比冲关系Ma9时，焓取出率与热效率之间的关系 2.3 发动机热效率分析发动机热效率分析发动机的热效率随着所取得比冲的增加而增加；发动机的热效率
50、随着所取得比冲的增加而增加；发动机的能量取出率并非越大越好，而是存在一个发动机的能量取出率并非越大越好，而是存在一个最佳能量取出率最佳能量取出率发动机的最优比冲以及对应热效率随着马赫数的增发动机的最优比冲以及对应热效率随着马赫数的增加而减少；加而减少；为了获得最佳的发动机效率和比冲，在不同的马赫为了获得最佳的发动机效率和比冲，在不同的马赫数下需要有不同的能量取出率，并且在数下需要有不同的能量取出率，并且在Ma0.5，推力基本不再增加，推力基本不再增加2.3发动机的推力分析发动机的推力分析o 能量取出率的影响能量取出率的影响 *11112112()(1)(1)1(1)2spppFC TTMC T
