超音速燃燒衝壓發動機

一類爆震波型；一類在續燃燒型。

或稱模糊材料。使用兩種具有不同功能的材料,通過連續改變兩種材料的組織,使其結合部位的...航天飛機超音速燃燒衝壓式發動機燃燒室壁接觸數千度高温氣體的一面使用耐熱性優良的陶瓷，賦於材料耐熱性能，而用液態金屬或液態氫冷卻的另一面則採用金屬材料 。 ^[2] 

是超音速燃燒室的理論基礎。超燃衝壓的結構比任何吸氣式發動機都簡單，由三部分組成：前體和進氣道，燃燒室，尾噴管和後體。 ^[1] 

它的原理由法國人雷恩.洛蘭於1913年提出，1939年首次被德國用於V-1飛彈上。衝壓發動機由進氣道、燃燒室、推進噴管三部分組成，它比渦輪噴氣發動機簡單得多。衝壓是利用迎面氣流進入發動機後減速、提高靜壓的過程。該過程不需要高速旋轉的、複雜的壓氣機。高速氣流經擴張減速，氣壓和温度升高後，進入燃燒室與燃油混合燃燒，温度為2000-2200℃，甚至更高，經膨脹加速，由噴口高速排出，產生推力。

與飛行器高度一體化的超燃 衝壓發動機系統主要由進氣道、燃燒室、噴管等關鍵部件組成。其主要關鍵技術包括:在飛行馬赫數範圍內時,長度短、性能高、工作穩定的進氣系統;能為推進系統提供最佳性能的燃燒室;能在飛行器整個工作範圍內提供有效推力的排氣系統;發動機總體性能優化;能提供最大有效能量又能提供充分的冷卻能力的燃料和燃料供給系統;適合高超聲速飛行的熱結構和材料;以及演示驗證技術等。

發動機/飛行器一體化

在高超聲速飛行條件下,由於激波損失、摩擦損失、附面層分離、附面層與激波相互影響等因素,將顯著地增加飛行器的阻力。超燃衝壓發動機在高超聲速飛行器中的合理佈局可以明顯地減小飛行器的阻力,使飛行器獲得較高的升阻比;同時,飛行器外形、發動機在飛行器中的佈局,對進入發動機氣流的流量大小、流場品質有重要影響,也影響到發動機出口氣流的膨脹,從而影響到發動機部件性能和總體性能,影響到發動機的部件結構和總體結構。從發動機研究角度出發,發動機/機體一體化主要研究:發動機在飛行器中的佈局,發動機的進氣道性能受到飛行器前體的影響(前體預壓縮對增大進氣道的流量是有利的,但是其產生的附面層、摩擦損失、流場不均勻性等對發動機的性能是不利的),飛行器後體對發動機出口氣流膨脹的影響(發動機尾噴管與飛行器後體相互匹配,控制氣流膨脹不足和過度,增大發動機推力和減小尾部底阻)。

超燃衝壓發動機總體技術

超燃衝壓發動機總體技術主要是協調與飛行器總體的關係,約束髮動機各部件的性能指標,涉及到推進系統總體性能優化選擇、總體結構、熱管理、部件形式選擇與性能要求、發動機控制方案等。 衝壓發動機的特點是在設計點具有較高性能,偏離設計點,性能迅速下降,因而工作範圍不寬,通常只能夠跨2個馬赫數工作。以超燃衝壓發動機為動力的高超聲速飛行器,巡航速度一般大於馬赫數6,在從0起動速度到巡航速度的範圍內,衝壓發動機工作的速度範圍越寬,飛行器的總體性能越優,因此理想的工作狀態時希望衝壓發動機能夠在馬赫數低於2時就開始工作,一直使飛行器加速到巡航速度(如馬赫數6),但是這給發動機的設計帶來了很多困難。因此優化選擇發動機的工作過程,在較寬的速度工作範圍使發動機具有較高性能成為發動機總體技術首先要解決的問題。 通常在飛行器馬赫數小於6時,衝壓發動機採用亞聲速燃燒(亞燃)比採用超聲速燃燒(超燃)具有更高的性能。亞燃衝壓發動機與超燃衝壓發動機簡單串聯或並聯組合,都不能夠使衝壓發動機獲得良好性能。這必然要求具有較寬工作範圍的超燃衝壓發動機既能夠實現超聲速燃燒,也能夠實現亞聲速燃燒,即所謂雙模態燃燒。在不同的馬赫數條件下,合理配置發動機氣流通道,實現發動機不同的工作模態和模態之間平穩地過度,也是超燃衝壓發動機總體技術研究的關鍵。 超燃衝壓發動機外部是高超聲速氣流,氣動加熱形成了很強的熱負荷(對於巡航馬赫數6,駐點温度達到了1700K),發動機內部是高超聲速氣流減速後繼續燃燒的高速、高温(對於巡航馬赫數6左右工作的發動機,內部氣流總温可達3000K以上)氣流。工作環境熱負荷大,必須採用主動冷卻。在超燃衝壓發動機冷卻過程中,冷卻劑和燃料合二為一,冷卻劑的流量等於燃料流量,一方面要在給定的燃油流量下通過設計合理的冷卻結構達到冷卻效果。對於煤油燃料來説,另一方面還要求燃油吸熱達到合適的温度,以便於產生相變,形成氣態燃料,或裂解成甲烷、乙烯、氫等小分子有助於燃料高效燃燒。相對於火箭發動機,超燃衝壓發動機的燃料只含還原劑,可用來作冷卻劑的量大大減少,而相對的冷卻面積反而比火箭大。這些都給超燃衝壓發動機的熱管理研究帶來了更大的困難。

進氣道技術

超燃衝壓發動機要求高超聲速進氣道能夠在寬的馬赫數範圍內具有良好的起動特性、較高的空氣流量捕獲係數、較高的總壓恢復係數、良好的出口流場品質以及較高的抵抗燃燒形成高壓的能力(抗反壓能力)等性能,這些性能與進氣道的幾何構型緊密相關,對附面層、壁面摩擦、附面層與激波的相互影響等也相當敏 感,而且各性能指標之間相互耦合、相互矛盾,在實際研究中還將涉及到進氣道的冷卻問題、實驗時的測試方法等,這些都影響了高超聲速進氣道技術研究的複雜性。為此,需要優化選擇高超聲速進氣道幾何構型,研究三維壓縮效應、附面層的發展規律及其吸除技術、附面層與激波的相互作用規律、試驗模擬方法等。

燃燒室技術

超燃衝壓發動機燃燒室技術要解決的主要問題是在有限的空間(米級)、時間(毫秒級)內和在高速氣流(通常是超聲速氣流)中,實現燃料的噴射、霧化、蒸發、摻混、點火、穩定燃燒,將化學能最大限度地轉化為熱能,有高的熱效率和較小的壓力損失,而且要能夠適應較寬的燃料/空氣當量比變化、燃燒室的壓力變化、速度變化,以滿足飛行器不同空域和不同速度飛行、加速以及巡航等要求。 雙模態燃燒是燃燒室技術研究的關鍵。超燃衝壓發動機為了適應飛行器不同馬赫數的工作要求,需要在同一燃燒室中實現亞燃和超燃模態。一種辦法是在燃燒室幾何固定而沿氣流方向的面積是變化的條件下,通過控制燃燒位置、燃燒強度(燃燒控制)來實現雙模態燃燒。另一種辦法是通過調節燃燒室的幾何面積,適應燃燒的要求,來實現雙模態燃燒。前者問題的關鍵是要在超聲速氣流中控制燃燒,由於燃燒與氣流物理條件、燃料物理化學條件、燃料噴射、燃料與空氣的摻混,燃燒室中渦流、激波、膨脹波、附面層等眾多因素相關,要實現燃燒的主動控制無疑是高難度的。後者的關鍵是調節燃燒室的幾何面積,由於燃燒室的温度能夠達到2000K～3000K,燃燒室幾何調節在結構實現上相當困難。 燃燒室技術另一重要問題是燃燒室的冷卻及其與燃燒的耦合。由於燃料就是冷卻劑,流量有限,而受熱面積大、温度較高,這必然導致燃燒室冷卻結構的複雜。燃料作為冷卻劑在冷卻燃燒室壁面後受熱,發生物理和化學變化,這將影響燃料噴射的穿透深度、燃料與空氣的摻混效果、燃燒火焰傳播速度等。

噴管技術

超燃衝壓發動機尾噴管技術主要解決的問題是在不同的燃燒室出口條件下使氣流能夠膨脹到接近外界大氣條件。需要研究噴管氣動輪廓、具有軸向和法向壓力梯度的粘性流場、非平衡化學反應等。由於不同飛行狀態,噴管需要的膨脹比變化大(可達6倍以上),在給定幾何尺寸下使出/進口氣流衝量差最大,為此需要研究噴管輪廓與機體後體的一體化設計、氣體主動分離技術、尾噴管調節技術等。

燃料供給與控制技術

為了使推進系統在寬廣的範圍內可靠工作,獲得滿意的性能,必須採用機體/推進一體化的控制技術。高速度、大空域和機動飛行對燃料供給系統提出了更高的要求。

燃料技術

煤油點火滯後時間比氫點火滯後時間長一個數量級以上,火焰傳播速度比氫的火焰傳播速度 要低一個數量級,煤油點火和穩定燃燒困難。因此點火可靠、燃燒穩定是煤油型超燃衝壓發動機技術研究的起點。早期使用燃點低的硼烷、烷基金屬加助燃催化劑方法,但帶來不安全及毒性問題,後來用氫作為附加燃料的方法解決了點火問題,但是這種方法也難以實際應用。受到這一思想的啓發,吸熱型碳氫燃料技術的研究受到了特別重視。 吸熱碳氫燃料作為冷卻劑,吸收了發動機部件的熱量,同時通過催化、裂解、發生相變形成氣態煤油、小分子碳氫燃料(如甲烷、乙烯等)和氫的混合物進入燃燒室。一方面燃料通過相變和裂解能夠吸收大量的熱量,滿足了燃燒室等壁面的冷卻要求,另一方面大大改善了液體燃料霧化、摻混性能以及燃燒性能。吸熱型碳氫燃料技術主要包括燃料催化裂解、擬製結焦及其在超燃衝壓發動機應用等。

熱結構、材料和製造工藝

超燃衝壓發動機各部件、各分系統要能夠經受高速飛行時的高温、高過載、高強度的考驗。各部件、各分系統熱環境分析和熱負荷計算,利用燃料主動冷卻的熱結構設計,複雜結構的製造工藝,高温、高過載的輕質、耐熱、高強度材料的應用研究等也是非常重要的。

超燃衝壓發動機的研究方法

超燃衝壓發動機的主要研究方法有:數值計算模擬、縮比模型(發動機或部件)的實驗研究、發動機工作過程研究(試驗模擬)、縮比發動機的飛行試驗、 全尺寸發動機的飛行試驗等。 ^[1] 

從渦輪噴氣到超燃衝壓

50年代，渦輪噴氣發動機成為航空飛行器的主要動力裝置，同時以亞音速燃燒衝壓發動機(簡稱:亞燃衝壓)為動力的M-3導彈也研製成功，然而在繼續提高飛行高度和飛行速度的過程中，噴氣式發動機遇到了障礙。

渦輪噴氣發動機燃燒室出口温度，受到輪葉片熱強度的影響，隨着飛行M數的增加，燃燒室進口温度上升，不得不通過減少發動機的供油量來減少加熱量，導致發動機的熱力循環效率迅速下降，飛行速度越高，發動機進口速度衝壓越大，當飛行速度接近M=3時，速度衝壓達到相當高的一個氣流壓強，致使輪壓氣楓系統成了多餘的部件.

飛行M數在3~5之間，亞燃衝壓具有良好的性能，但是飛行M數繼續提高，亞燃衝壓性能迅速下降，飛行M數近六時，進入燃燒室的空氣靜温超過鋼的熔化温度，當飛行M數達到7時，温度則超過了氧化鋁的温度，飛行M為十時，實際温度達到4000K，此時的焓值相當於理想氣體55000K時的焓值，而傳給發動機壁的熱量由熔值大小決定，繼續提高M的數值，進口的空氣温度進一步提高，當燃料噴入燃燒室的高温氣流中，會發生強烈的熱分解，熱分解將吸收大量熱能。以致已燃氣的温度實際上低於燃燒室進口的空氣温度，雖然燃氣流熱分解消耗掉能量。由於温度，壓力下降發生複合反應回收了一部分，但當飛行M數超過10時，以煤油作為燃料的亞燃衝壓已不能產生推力。

於是出現了，超燃衝壓，省略了複雜的進氣道面積調節系統。每個模塊由四部分組成：頂壁，外殼、側壁和三個氫噴射支板。兩個側面支板互相對稱，它們的弦長是之間支板弦長的3/2。利用後掠支板還可以沿軸向和橫向設置許多燃料噴嘴，從而縮小燃燒室的長度。

燃燒室的作用是把化學能轉化為熱能，與亞燃衝壓不同，超燃衝壓燃燒室內沒有噴嘴環，預燃室或其他的點火裝置，以及火焰穩定器，超燃衝壓燃燒室是一個自由通道，在燃燒室內支板壁面，沿發動機軸向和橫向設置很多氫氣噴嘴，氫氣以平行或垂直於超音速氣流的方向噴射。當飛行M>6時，燃燒室進口靜温已超過氫=空氣混氣的自燃温度，因此氫氣從噴射嘴中噴射出來以後，就會自動着火、穩定燃燒。

供氫規律應該按照飛行狀態進行設計，尤其在燃燒室進口M數較低時，如果在一個位置上燃料供應過大，將引起流場強烈的擾動甚至熱阻塞，理論分析表明，在等截面管中向超音速氣流加強，則氣流M數降低，若繼續增大加熱量在出口會出現臨界狀態，為了提高熱效率，向氣流加入儘可能多的熱量，燃燒室面積沿軸向必須擴張，亦即在等截面燃燒室後面連接一個擴張段，以避免繼續加熱時發生熱阻塞。

如果氣流在進氣管中滯止減速後，要求仍以超音速進入燃燒室，就需要解決在截面管與擴張管合理分配加熱量的問題，回答這一問題必須考慮以下三個方面因素：

第一，燃燒室出口面積不能過大，因為燃燒室的擴張段要很長，出口面積則很大；為了使尾噴管有足夠大的膨脹比，尾噴管出口面積會更大，但從總體設計來講，尾噴管出口截面面積受到一定的限制；

第二，應該儘量減少加熱引起的總壓損失，由於氣流加熱產生的總壓損失隨M數增大而增加，而在超音速流動區域內通道面頰的增加，將引起M數增加，使得加熱引起的總壓損失增加。為了使燃氣室總壓損失最小，在等截面段加熱，使氣流速度接近於出現臨界狀態（M略大於1），然後在擴張段保持這一M數不變繼續加熱。這種加熱規律稱之為“等截面+等M數”（簡稱A=M）加熱規律。

第三，要求既增加加熱量，又減少熱分解損失，當飛行M數很高時，（M>7左右），按照上述加熱規律，總壓損失小而又不會發生熱阻塞，然而燃燒室擴張段靜温沿軸向不斷上升，會引起嚴重的熱分解和過高的結構熱負荷。為降低靜温可使用較貧的混氣比，減少加熱量，但這又導致發動機推力下降，解決這一矛盾的方法可使用“等截面+等靜温”（簡稱A=T）加熱規律，即在等截面管內加熱使M數降低到接近臨界狀態（M略大於1），然後在擴張段內保持靜温不變繼續加熱。在等靜温加熱過程中，氣流M數增加，按此規律加熱雖然使其總壓損失較“等截面+等M數”規律要高，但是可以最大限度地加入熱量，使得發動機獲得較大的推力和比衝。

後體與尾噴管的功用是使燃氣靜壓下降，流速增加，排出的燃氣具有很大的動能。如前所述，由於靜壓下降，熱分解的物質重新複合，可以“回收”一部分熱量。

美國宇航局公佈了一種適用於高超音速研究機，使用的超燃衝壓發動機設計方案，飛機機身長20.3m，發動機有6個超燃衝壓模板組成，模塊距機身前緣12.3m，每個模塊高45.7cm，寬26.6cm，長3.14m。

組合式超燃燒衝壓發動機

衝壓發動機的特點是氣流的熱力循環，由速度衝壓完成壓縮增壓過程，因此它不適用於小M數飛行，也不能自行起飛。火箭發動機具有推重比高的優點，然而比衝低。與此相反，吸氣式動力裝置推重比低，而比衝高，在大氣層中飛行時，吸氣式動力裝置利用空氣中的氧，而火箭自攜氧化劑，經濟型差，各種吸氣式發動機都有一定的工作範圍，它們都不能單獨地完成從起飛到高速音速飛行的全過程，因此出現了動力裝置的設想，即各種發動機進行組合，各自獨立的按自己的熱力循環工作，這種結構稱之為組合式動力裝置。組合式動力裝置常把吸氣式發動機和火箭發動機組合成一個簡單的、整體的、具有高度適應性的推進系統，並且發揮這些發動機最好的熱能。這種組合式動力裝置的特點是，各發動機部件通過熱力循環揚長抑短，而具有多模態工作的能力。

早在50年代對超燃衝壓概念進行論證時，就已提出以超燃衝壓為主的組合式動力裝置的方案，70年代有了進一步的發展，當時認識到，隨着向空間發射次數增多，迫切希求降低發射費用，為此最根本的解決措施是，推進器使用組合式動力裝置的有人駕駛的空天飛機。這種飛機可以水平起飛，水平降落，截止目前已經提出了數十種組合動力裝置的方案。

超燃衝壓發動機的應用背景是高超聲速巡航導彈、高超聲速飛機、空天飛機等,預計最先得到應用的將是高超聲速巡航導彈。

高超聲速巡航導彈

高超聲速巡航導彈具有快速 反應能力、相當高的突防概率、具有很強的穿透力。憑藉其高速度,在很短時間(不超過10min)內就能夠打擊近千千米以外的目標。美國發展巡航導彈的重要目標就是增強快速反應與打擊能力,尤其是打擊機動目標,如導彈發射架、航空母艦等高價值機動目標。高超聲速巡航導彈能有效地遏制地基、機載、艦載預警及武器系統整體功能的發揮。在滿足命中精度要求的條件下,高超聲速巡航導彈的巨大動能能有效地提高對加固目標(包括深埋地下目標)等目標的毀傷概率。

高超聲速飛機

高超聲速飛機在實時偵察、遠程快速部署和精確打擊方面具有明顯的軍事價值。高超聲速飛機實施實時偵察有獨特的優越性。目前,各國主要依靠衞星和常規偵察機執行偵察任務,這兩種偵察手段均有侷限性,特別是在對一些重大突發事件的實時偵察方面存在明顯不足。高超聲速飛機具有突防能力強,被攔截概率小,能深入敵縱深進行偵察的特點。 高超聲速戰鬥機配掛防區外攻擊武器,以高空、高速進入或退出目標區,或戰鬥機配掛高超聲速防區外攻擊武器,利用武器的高超聲速實施突防、攻擊,都必將大大提高航空武器系統的突防概率、作戰生存力和作戰效能。當然,高超聲速戰鬥機配掛高超聲速巡航導彈則更是如虎添 翼。 超燃衝壓發動機技術進一步發展還可能用在洲際飛機上,這種洲際飛機飛行速度約為Ma=5～6,航程達數萬公里,各大洲之間約2h即可到達,有很大的潛在市場。美、日、俄、法等國曾研究過各種以渦輪為基礎的吸氣式組合循環(TBCC)推進系統作為其動力裝置,美、日等國至今仍在以國際合作的形式繼續進行研製。

空天飛機

空天飛機的特點是:能夠象普通飛機一樣起飛,以高超聲速在大氣層中飛行,在30km～100km高空的飛行速度可達12～25倍聲速;能夠直接加速進入地球軌道;能安全返回並再入大氣層,象普通飛機一樣在大氣層中滑翔並降落;能夠重複使用。 空天飛機(包括跨大氣層飛機)將作為反衞星武器平台、監視和偵察平台、天基系統的支援平台,在未來的空間控制和空間戰中將發揮重要作用:迅速回收或更換與國家安全密切相關的失效或失誤的航天器(如衞星等);檢查來歷不明和可疑的軌道飛行目標;捕捉或摧毀不友好的航天器;當航天器觀察到地面或空間出現嚴重事件時,可用空天飛機迅速查明情況,救援處於困境或生病的宇航員或使他們擺脱困境。 空天飛機將為未來的航天發射服務。在快速發射和降低航天發射費用方面具有明顯的潛力,特別適應未來信息化戰爭的需要,可以低成本地快速部署小衞星星座和回收衞星。

中國超燃衝壓

噴氣式發動機的燃料燃燒需要氧氣，但大氣層外沒有足夠的氧氣來維持燃燒。因此，飛往太空需要火箭推進，還要攜帶燃料和氧化劑。即使像航天飛機這樣當今最先進的發射系統，液氧和固體氧化劑也佔去了發射重量的一半，這才保證了在進入地球軌道的整個航程中，燃料能持續燃燒。超聲速燃燒衝壓式發動機可能是解決方法之一。它簡稱超燃衝壓發動機，可以在攀升過程中從大氣裏攫取氧氣。放棄攜帶氧化劑，從飛行中獲取氧氣，節省重量，就意味着在消耗相同質量推進劑的條件下，超燃衝壓發動機能夠產生4倍於火箭的推力。經過幾十年間歇式的發展，超燃衝壓發動機終於插上翅膀，成為現實。研究人員計劃在2007年、2008年進行關鍵的全尺寸發動機地面試驗，並在2009年展開一系列突破技術屏障的飛行試驗。 ^[3-4]  中國在其原有的衝壓噴氣發動機的經驗基礎上，正開始更為艱難的工作――研製5倍音速的飛行器，這其中的推進系統同空氣動力學緊密相關。作為這項努力的一部分，一個組裝好的超音速衝壓噴氣發動機模型，將在北京的一個新的風洞中開始以5.6倍音速進行測試。除了取得技術和工程方面的經驗，當研製工作進入中期時，中國在軍事領域也將直接受益——可能將擁有更先進的高速中程戰術導彈。 ^[4] 

與美國的X-51飛行器所使用的超燃衝壓發動機使用特殊的JP-7燃料相比，我國研製的航空煤油再生冷卻超燃衝壓發動機使用航空煤油作為燃料，成本更低，應用範圍更廣。 ^[5] 

美國超燃衝壓

美國國防部長卡特在2016年3月初透露，五角大樓正在研發新的高科技武器來應對中國和俄羅斯的威脅，而這些武器中包括超高速導彈武器。美國“華盛頓自由燈塔”網站3月8日報道稱，卡特在加州發表演講時透露，美國2016年撥款718億美元研發新型武器，而一種“可以超越5倍音速的新的高超音速導彈”將是研發的重點之一。

而卡特關於高超音速飛行器的言論也是該武器首次被國防部長提起。高超音速武器代表着前沿的技術，該導彈在高空可以達到5-10馬赫的速度，突破力驚人。但武器也存在一些問題，比如超高速度下機動性的控制，以及超高速度下外殼和空氣摩擦產生高温如何解決。

美國戰略司令部司令表示，在2016年1月，中國成功進行了第6次高超音速滑翔飛行器的測試，而這一武器讓美國十分擔憂。中國的DF-ZF超高音速滑翔飛行器在中國武器研發中具有很高的優先級，而且一旦成功中國將可以打破美國部署在世界各地的導彈防禦系統。 ^[6] 

俄羅斯超燃衝壓

俄羅斯也正在開發高超音速武器，俄羅斯官員表示，高超音速武器可以擊碎美國導彈防禦系統，而在2016年2月俄羅斯官方媒體表示，俄羅斯計劃在自己的新軍艦上部署超音速反艦巡航導彈。 ^[6] 

澳大利亞超燃衝壓

2001年10月 30日 ,澳大利亞昆士蘭大學開發的超音速燃燒衝壓噴氣發動機 Hy Shot驗證機在伍默拉發射場進行第 1次飛行試驗時 ,由於飛行過程中火箭發生故障導致試驗失敗 ,但發動機未受損傷。該項計劃負責人艾倫·波爾表示 ,儘管如此 ,他們仍舊獲得了很有價值的試驗數據 ,並計劃在一週後重新進行試驗。傳統的運載火箭發動機工作時必須提前加註燃燒劑和氧化劑 ,而超音速燃燒衝壓噴氣發動機是一種吸氣式發動機 ,工作前它只需加註燃燒劑 (液氫 ) ,而工作時則從大氣中吸收空氣作為氧化劑。此外 ,與傳統的火箭發動機相比 ,超音速燃燒衝壓噴氣發動機還具有結構簡單的特點。昆士蘭大學在研製超音速燃燒衝壓噴氣發動機方面已具有 10多年的經驗 ,他們的研製經費來自於澳大利亞、美國、日本和德國的航天機構或公司。試驗時 ,美國的Astrotech公司為昆士蘭大學提供了攜帶 Hy Shot驗證機的Terrier- Orion亞軌道飛行運載火箭 ;澳大利亞國防部提供了發射設備和 30名技術工作人員。除昆士蘭大學的Hy Shot驗證機以外 ,目前世界上已進入飛行試驗階段的超音速燃燒衝壓噴氣發動機的研究項目還包括美國國家航空公司。 ^[7] 

日本超燃衝壓

研究概況日本航空宇宙技術研究所從1977年開始研究航天飛機用的吸氣式發動機。最初對火箭/衝壓組合發動機,包括超音速燃燒進行了各種實驗,並對使用火箭/衝壓發動機的垂直起落式航天飛機的發射性能進行了計算,證明了其優越性。從1984年起轉為超音速燃燒衝壓發動機的研究。1986年,以航空宇宙技術研究所為中心開始研究使用超音速燃燒衝壓發動機、飛行M數為6～12的單級往返航天飛機。為了發展這些研究成果,對超音速燃燒室進行了實驗研究,下面簡要介紹其結果。 圖l為實驗裝置,在左邊的空氣加熱器裏,加氧空氣與氫燃燒產生由氧氣的比例與空氣中氧的比例相等的高温模擬氣流。試驗用燃燒室(以下簡稱燃燒室)形狀比較簡單,由直徑為79mm和10Om。的兩種圓管聯接而成,主要以掌握超音速燃燒技術為目的.實驗時將燃燒室直接聯結在空氣加熱器上。作為通過進氣口後的狀態,燃燒室入口M數選為2.5。推進劑氫是在兩根圓管聯接面後向階面的上游和下游從壁面垂直噴射,或者從階面與主氣流之間。 ^[8] 

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