| 单词 | 冲压喷气发动机 |
| 释义 | 【冲压喷气发动机】 拼译：ramjet 是航空发动机的一种，其基本工作原理与涡轮喷气发动机相同，进入发动机的空气经压缩、加热、膨胀而产生推力。与涡轮喷气发动机不同的是冲压喷气发动机无涡轮和压气机部件，气流的增压依靠高速气流的冲压滞止而获得，因而冲压喷气发动机的工作性能与飞行速度有着密切的关系。低速下效率低，推力小，不能自行起动，也即不能在无速度下产生推力，起飞时需要其他动力装置的帮助。由于其结构简单、重量轻、成本低、高速性能好，使冲压喷气发动机在高空高速条件下有着广阔的应用和发展前景。 冲压喷气发动机的概念是在1913年由法国瑞内·劳伦(R．Lorin)提出的。1926年英国本杰明·卡特尔(B．C．Carter)获得冲压喷气发动机炮弹的专利，他指出了飞行速度在100m／s左右时，发动机必须带有火焰稳定器以保持稳定燃烧，并提出了逆喷燃料加强雾化和蒸发的论点。1929年前苏联科学家斯切契金(Б．C．СТeчкин)为冲压喷气发动机的理论工作打下了基础。1934年法国工程师瑞内·雷杜克(R．Leduc)得到了冲压喷气发动机飞机的专利，并于1935年以1000m／s的速度进行了冲压喷气发动机模型的地面试车。1939年前苏联米尔库洛夫(И．А．Mepкулoв)试飞了亚音冲压喷气发动机，将其作为螺桨飞机的加速动力。二次世界大战期间德国、美国、英国和前苏联均开展了冲压喷气发动机的研究工作，如德国的在V－1导弹上以脉冲型冲压喷气发动机作为动力装置。20世纪50～60年代，冲压喷气发动机在部件研究和试验技术发展的基础上进入了工程应用时期，研制成功了多种以冲压喷气发动机为主动力装置的导弹和靶机，如英国的“警犬”地－空导弹、美国的“波马克”地－空导弹等，其飞行马赫数为2．5左右。早期的冲压喷气发动机均采用外挂式结构和分离式助推器，因而导弹体积都比较大。50～60年代，主要的技术关键是提高进气道的压缩效率，合理组织燃烧过程，包括喷油分布、火焰稳定、提高燃烧效率和防止振荡燃烧、改善排气喷管的推进效率以及按照飞行轨迹和飞行包线选择冲压动力的主要设计参数、调节规律以满足飞行性能的要求。60～70年代，各先进国家一方面对第1代冲压喷气发动机导弹进行改进、改型，减小其体积，并提高其战术技术性能，如美国发展了“超波马克”地－空导弹，英国研制“海标枪”舰－空导弹，其飞行Ma数可达3．5～4．0，而且采用了与导弹弹体一体化的结构。另一方面研制并发展整体式冲压喷气发动机，将助推火箭与冲压喷气发动机燃烧室的设计组合在一起，形成整体式结构，可显著地减少冲压导弹的体积和尺寸，形成了第3代冲压喷气发动机，如美国的低空短程导弹(LASRM)和空中发射小容积冲压导弹(ALVRJ)以及前苏联的萨姆－6(SA－6)地－空导弹均属于这一类型。其主要技术关键是一体化气动设计技术、助推－冲压双功能兼容燃烧室设计、助推－冲压喷管的转换技术以及飞行过程的阶段控制技术等。50～60年代冲压喷气发动机类型主要是单纯的液体燃料冲压喷气发动机，从60年代开始，除了发展整体式冲压发动机外，还研制了固体燃料火箭－冲压组合发动机、液体燃料火箭－冲压组合发动机，固体燃料冲压喷气发动机、涡轮冲压组合发动机和空气涡轮火箭冲压组合发动机等。60～70年代，为将冲压喷气发动机的应用范围推广至高超音速条件，为研制高超音速飞行器和航天飞行提供新一代的动力装置，美国开展了高超音速冲压喷气发动机的研究，如美国NASA制定了高超音速发动机研究计划(HRE)，在基本理论与试验研究方面做了大量的研究工作，主要是超音燃烧冲压喷气发动机的工作过程研究、进气道与燃烧室的共同工作、高超音冲压喷气发动机性能分析以及相应的高超音气动和超燃试验方案、试验技术等。在研究的基础上于70年代中提出了亚燃／超燃双模态冲压喷气发动机的模型。当飞行Ma数小于6．0时，为常规的亚音燃烧模态冲压喷气发动机，当飞行Ma数大于6．0时，可将亚燃模态转化为超燃模态。双模态冲压喷气发动机的飞行速度范围可达Ma10～25，飞行高度可达30～60km。随着美国以火箭为动力的航天飞机进入实用飞行，发展超燃冲压喷气发动机的研究工作因缺乏支持而搁置起来。但进入80年代后，由于火箭为动力的航天飞机费用高、有效载荷比低，国外航空航天专家重新认识到应用超燃冲压技术有可能使飞行高度、速度和有效载荷比等提高到一个新的水平。为此，美国于1985年正式提出了国家航空航天飞机计划(NASP)。近期研制目标是以超燃冲压为主动力的X－30试验机，预期于90年代中后期进行飞行试验，其目标：(1)在大气层内进行高超音飞行。(2)作为航天发射器将有效载荷送入地球轨道。(3)为21世纪改变全球空中运输面貌。当时前西德也开展了桑格尔(Sanger)方案的研究，采用冲压喷气发动机作为可多次使用的水平起降、二级入轨的航天飞机动力。高超音速冲压喷气发动机研究的关键技术问题有：(1)高超音速飞行器／推进系统一体化设计技术。(2)高性能高超音进气道的研究。(3)氢燃料双模态冲压燃烧技术研究。(4)变几何单斜板收－扩喷管研究。(5)高温材料和热防护技术研究。(6)高超音速地面模拟试验设备及其试验技术。(7)超燃冲压的计算流体力学应用研究。1989年美国NASA阿姆斯(Ames)研究中心提出，飞行Ma数大于15后爆震波燃烧的冲压喷气发动机性能将优于超音燃烧的冲压喷气发动机，且可减小冲压喷气发动机的尺寸和重量，因而建议发展超燃／爆震燃烧混合型冲压喷气发动机。由于受地面模拟试验设备的限制，发展高超音速冲压喷气发动机必须大力开展先进的计算流体力学技术，用以预估飞行过程中的气流物理和化学反应参数变化规律，确定高超音冲压动力的性能。因之，计算技术是解决Ma＞8．0以上时冲压喷气发动机气动和性能问题的有力手段。当前冲压喷气发动机的发展研究方向主要有：(1)发展整体式冲压喷气发动机技术，提高飞行器的容积利用率，降低飞行器阻力和重量，提高飞行性能。(2)发展高超音飞行用亚燃／超燃双模态冲压喷气发动机，扩大冲压喷气发动机的应用范围，为航天飞行和高超音航空运输系统，提供高性能的新型动力。其主要的热点研究内容包括有：(1)冲压喷气发动机／飞行器一体化设计技术。(2)各种不同组合类型的冲压动力方案研究。(3)冲压喷气发动机及其部件设计的计算机辅助设计技术。(4)部件调节方案及其结构实现。(5)大机动条件下工作性能的研究。(6)旋流突扩燃烧过程的研究。(7)下一代高能、高密度燃料的研究。(8)高超音冲压喷气发动机的研究。(9)结构材料的研究，提高工作可靠性和增加寿命的措施。(10)试验技术的研究。【参考文献】：1 Ramjet，Ramrocket AGARD Lecture Series，1984，136．2 Moszee R，Snyder C．ISABE，1989(北京航空航天大学黄熙君教授撰) |
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