宽速域、长时间飞行是未来超燃冲压发动机发展的必然需求，《宽域冲压燃烧室特性及工作过程》以宽域冲压燃烧室为研究对象，面向未来宽速域、长时间飞行的发展需求，从宽域冲压发动机热力循环过程、宽域冲压燃烧室支板稳燃、宽域变几何燃烧室性能优化等方面对各项关键技术问题进行剖析，*终形成集成宽域冲压燃烧室地面实验样机及一体化调节的宽域冲压发动机，完成各项关键技术的地面实验考核，证明多项技术在宽域燃烧组织方面都具备较高的性能。

目录
丛书序
前言
第1章 宽域冲压发动机应用背景及需求 1
1.1 宽域冲压发动机的应用背景 1
1.2 实现宽域飞行的基础方案 2
1.2.1 宽域组合发动机的应用 2
1.2.2 宽域冲压发动机研究 7
1.2.3 宽域几何可调燃烧室 12
1.3 宽域冲压发动机的工作需求 18
1.3.1 定几何燃烧室面临的困境 18
1.3.2 几何可调燃烧室的优势 19
1.4 宽域超声速燃烧的发展方向 21
参考文献 22
第2章 宽域冲压发动机基本热力循环过程 31
2.1 引言 31
2.2 超声速燃烧室的热力学特性 32
2.2.1 热力循环的基本特征 32
2.2.2 不同马赫数下发动机性能的制约因素 33
2.3 宽速域冲压燃烧室基本热力循环过程 35
2.3.1 加热过程对燃烧模态转变特性的影响 35
2.3.2 不同热力循环过程的面积需求 38
2.3.3 极限释热量问题 41
2.4 宽域冲压燃烧室基准构型 43
2.4.1 典型释热规律的性能对比 43
2.4.2 “等-扩-等”构型的提出 45
2.5 本章小结 49
第3章 宽域燃烧关键技术——稳燃支板气动设计 50
3.1 引言 50
3.2 超声速燃烧的需求分析 50
3.3 超声速燃烧室支板稳燃技术现状 53
3.3.1 超声速主流火焰稳定技术研究现状 53
3.3.2 薄支板稳燃器燃烧组织思路 56
3.4 喷油支板的气动阻力特性分析 57
3.4.1 支板气动参数分析与选取 58
3.4.2 支板气动阻力特性数值模拟方法 59
3.4.3 后掠支板绕流的流场特征 60
3.4.4 楔角对支板冷态阻力的影响 62
3.4.5 掠角对支板冷态阻力的影响 64
3.5 喷油支板的热载荷特性分析 68
3.5.1 结构参数分析与选取 68
3.5.2 支板热载荷特性数值模拟方法 69
3.5.3 掠角对支板表面热载荷的影响 70
3.5.4 顶部间隙对支板表面热载荷的影响 76
3.5.5 前缘钝化半径对支板表面热载荷的影响 78
3.6 本章小结 83
参考文献 84
第4章 宽域燃烧关键技术——薄支板稳燃技术 87
4.1 引言 87
4.2 薄支板结构及局部火焰特性分析 87
4.2.1 薄支板结构及设计思路 87
4.2.2 薄支板燃烧室点火规律 90
4.2.3 薄支板局部火焰的发展过程 93
4.2.4 薄支板局部流动状态 96
4.2.5 基于薄支板的光壁面燃烧室点火验证 99
4.3 薄支板燃烧室燃烧组织特性 102
4.3.1 不同当量比下的燃烧模态分类 102
4.3.2 不同氧气流量下的燃烧室燃烧特性 107
4.4 支板/壁面组合喷油方案 111
4.4.1 支板/壁面组合燃料喷注策略 111
4.4.2 支板/壁面燃料分配比例的影响规律 113
4.4.3 两点燃料喷注条件下的燃烧室特性 119
4.5 超声速燃烧室多种支板构型探索 121
4.5.1 基于火箭支板的超声速燃烧室 121
4.5.2 基于内凹腔稳燃支板的超声速燃烧室 125
4.6 本章小结 133
参考文献 133
第5章 宽域燃烧关键技术——中心燃烧机理 134
5.1 引言 134
5.2 超声速燃烧室火焰图像处理 134
5.2.1 基于支板稳燃的可视化超声速燃烧室模型介绍 134
5.2.2 基于燃烧室壁面压力的燃烧室性能反算方法 136
5.2.3 基于超声速燃烧室火焰图像灰度的火焰边界提取方法 137
5.2.4 基于火焰边界的中心火焰特征提取方法 138
5.3 薄支板中心火焰建立研究 141
5.3.1 基于支板稳燃的超声速燃烧室中心火焰建立过程分析 141
5.3.2 超声速中心火焰建立过程中的两种火焰建立模式 143
5.3.3 薄支板超声速燃烧室中火焰建立过程分析 146
5.4 薄支板中心火焰稳燃机理 147
5.4.1 薄支板燃烧室中稳定状态下的中心火焰形态 147
5.4.2 超声速火焰形态对燃烧室性能的影响规律研究 149
5.4.3 基于中心火焰吹脱特性的火焰稳燃边界分析 153
5.4.4 基于燃料预混及值班火焰的中心火焰稳燃机理 161
5.5 本章小结 162
第6章 变几何燃烧室调节规律 164
6.1 引言 164
6.2 释热分布对燃烧室性能的影响 165
6.2.1 燃料分布注入对燃烧室性能的影响 165
6.2.2 可调几何单级燃烧室的性能优势 168
6.2.3 超声速燃烧室释热集中度概念 169
6.3 单级燃烧室几何扩张比约束 170
6.3.1 基本计算模型 170
6.3.2 不同燃烧模态下的计算结果 174
6.4 几何调节对燃烧室性能的影响 176
6.4.1 固定扩张比对燃烧室性能的影响 176
6.4.2 低马赫数下几何喉道的作用 177
6.5 几何可调超声速燃烧室的设计与实现 179
6.5.1 宽范围条件下的超声速燃烧稳定和燃料喷注技术 179
6.5.2 变几何燃烧室的型面调节机制 180
6.6 本章小结 182
参考文献 182
第7章 燃烧室中几何喉道设计 184
7.1 引言 184
7.2 冲压发动机燃烧室的基准构型 185
7.3 无几何喉道燃烧室内的流场结构 185
7.3.1 无几何喉道下不同燃油当量比对流场结构参数的影响 185
7.3.2 无几何喉道下不同扩张比对流场结构参数的影响 188
7.4 有几何喉道燃烧室内的流场结构 192
7.4.1 有几何喉道下不同燃油当量比对流场结构参数的影响 192
7.4.2 有几何喉道下不同扩张比对流场结构参数的影响 195
7.5 有无几何喉道对燃烧室流场性能的影响 198
7.5.1 有无几何喉道下燃烧室流场结构参数对比分析 198
7.5.2 有无几何喉道下燃烧室性能参数对比分析 201
7.6 几何喉道对推力增益的影响 203
7.6.1 几何喉道对燃烧室阻力的影响 203
7.6.2 几何喉道对燃烧室推力增益的影响 204
7.7 几何可调燃烧室中几何喉道调节规律 206
7.8 本章小结 207
第8章 变几何燃烧室中折转角设计 209
8.1 引言 209
8.2 折转角对燃烧室冷态流场的影响 210
8.2.1 折转角对燃烧室冷态流场结构参数的影响规律 210
8.2.2 折转角对燃烧室内总压恢复系数的影响规律 212
8.2.3 折转角对燃烧室内阻力系数的影响规律 216
8.3 折转角对燃烧室内热态流场的影响 217
8.3.1 折转角对燃烧室热态流场结构参数的影响规律 217
8.3.2 折转角对燃烧室性能损失的影响机理分析 221
8.4 折转角对推力增益的影响 231
8.4.1 不同当量比下折转角对推力增益的影响规律 231
8.4.2 不同来流马赫数下折转角对推力增益的影响规律 232
8.5 本章小结 232
第9章 宽域变几何燃烧室性能评估 234
9.1 引言 234
9.2 几何可调燃烧室地面实验系统 235
9.2.1 几何可调燃烧室基准构型 235
9.2.2 数据后处理方法 236
9.3 扩张比对燃烧流场参数的影响 238
9.3.1 扩张比对燃烧室流场结构参数的影响规律 238
9.3.2 扩张比对燃烧室总压恢复系数的影响规律 240
9.3.3 扩张比对燃烧室燃烧效率的影响规律 242
9.4 扩张比与燃烧释热耦合机理 245
9.4.1 几何可调燃烧室扩张比对熵增损失的影响分析 245
9.4.2 几何可调燃烧室扩张比对释热分布的影响分析 247
9.5 几何可调燃烧室推力增益调节规律 248
9.5.1 几何可调燃烧室推力增益的变化规律 248
9.5.2 发动机稳定裕度特性分析 249
9.5.3 几何可调燃烧室*佳推力增益调节规律研究 251
9.6 本章小结 253
第10章 宽域消波燃烧室设计 254
10.1 引言 254
10.2 消波燃烧室构型设计方法 255
10.2.1 光滑过渡超声速燃烧室几何设计 255
10.2.2 光滑过渡超声速燃烧室冷态流场 259
10.3 消波燃烧室性能研究 261
10.3.1 燃烧室数值计算方法 262
10.3.2 扩张段几何构型对燃烧室性能的影响 263
10.3.3 折转角对燃烧室性能的影响 266
10.4 消波燃烧室直连实验研究 269
10.5 本章小结 272
第11章 一体化调节的宽域冲压发动机设计 273
11.1 引言 273
11.2 进气道与燃烧室几何匹配 273
11.2.1 燃烧室扩张比需求 273
11.2.2 进气道/燃烧室流道几何匹配设计 275
11.2.3 匹配燃烧室的变几何进气道宽域性能 277
11.3 一体化调节的宽域冲压发动机性能评估 278
11.3.1 流道一体化调节的发动机性能数值模拟研究 278
11.3.2 宽域冲压发动机自由射流评估 283
11.4 本章小结 285

第1章宽域冲压发动机应用背景及需求
　　1.1 宽域冲压发动机的应用背景
　　随着军事活动和信息技术对空天一体化的日益依赖，空天一体化日益成为维护国家安全和国家利益必须占据的战略制高点。基于未来空天一体化全球快速到达的作战方式及实现更具经济性、灵活性、机动性的进出空间需求，需要研制可重复使用及水平起降的天地往返飞行器。高超声速飞行器技术兼具巨大的军事价值和潜在的商用价值，因而受到世界航空航天强国的广泛重视并围绕相关技术进行了深入研究。在飞行器入轨爬升的过程中，避免不可重复使用的分级推进和高效发动机循环系统的一种方法就是在飞行器上使用两个或两个以上*立运行的推进系统。无论是亚声速还是超声速燃烧的冲压发动机，均不能从零速度时就开始工作，也不能在低速时产生较高的推力性能，因此需要其他形式的动力循环推进系统，如涡轮发动机或火箭发动机等。涡轮发动机和火箭发动机能够从零速度开始起飞工作，目前比较成熟的涡轮发动机和火箭发动机均具有各自的特点和适用的飞行范围，其中涡轮发动机技术已经非常成熟并广泛应用于航空航天系统的天地往返任务中。但是，涡轮发动机由于受限于高温环境下叶片强度的影响，飞行马赫数仅能达到2.5。此外，对于冲压发动机，由于受到低速来流点火困难等影响，其飞行马赫数仅达到3.5。因此，仅仅依靠单一动力的发动机无法实现宽马赫数范围内的正常飞行任务。为了拓宽冲压发动机的工作范围，研究人员提出了多动力组合发动机，其本身的优势能够满足宽天域、宽速域的高性能组合发动机对临近空间、空天飞行应用的需求。
　　目前，比较成熟的组合发动机为涡轮基组合循环（turbine-based combined cycle，TBCC）发动机[1，2]和火箭基组合循环（rocket-based combined cycle，RBCC）发动机[3，4]两种方式。世界各航天大国对这两种形式的组合发动机进行了广泛的研究和深入的探讨，并取得了一定的研究成果。但在长期的研究过程中，两种不同工作模式发动机的速度接续问题一直是一个亟待解决的关键性技术难题。美国国防高级研究计划局(Defense Advanced Research Projects Agency，DARPA)通过长期对高超声速技术领域的持续性研发活动认为，TBCC具有双流道的特点，这将会成为未来高超声速飞行器宽范围飞行的*佳解决方案。TBCC由工作于低速范围的涡轮喷气发动机和工作于高速范围的亚燃/超燃双模态冲压发动机组合而成。然而，目前现有的涡轮发动机工作的*高速度仅有马赫数2.5，而大多数的冲压发动机无法在马赫数3.5以下进行点火，明显在涡轮发动机与冲压发动机的速度衔接上出现了鸿沟。同时，涡轮发动机还存在在跨声速推力不足和进气道起动减阻的问题，冲压发动机存在着主动冷却困难和全尺寸地面实验的问题。因此，在飞行器快速爬升的阶段中，能够使不同推进系统彼此顺畅衔接的决定性因素即冲压发动机燃烧室的工作范围。如何实现燃烧室在宽马赫数范围内的正常运行将会成为发展宽范围飞行组合发动机的关键技术问题。
　　1.2 实现宽域飞行的基础方案
　　组合发动机具有比冲高、低成本、安全可靠及快速响应等特点，目前广泛应用于飞行器天地往返的飞行任务中[5-12]，其中以TBCC[13-15]和RBCC[16-22]作为主要研究目标开展了大量的研究工作。
　　1.2.1 宽域组合发动机的应用
　　1.TBCC发动机方案
　　*先，各国对TBCC发动机进行了概念的探讨、关键技术的分解、部件的设计、整机实验地面台架及飞行试验验证等研究工作，依次制定了众多高超飞行的项目，如美国国家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）的先进太空运输高超声速计划（NASA's Advanced Space Transportation Hypersonic Program，NASP）[23]、高超声速运输推进系统研究（Hypersonic Transport Propulsion System Research，HYPR）[24，25]、革新涡轮加速器（Revolutionary Turbine Accelerator，RTA）计划[26]等。其中，NASP是美国于1986～1998年期间开展的，主要目的是发展单级入轨的高超声速飞行器，其推进系统由工作马赫数为6～25的超燃冲压发动机和工作马赫数为0～6的并联式TBCC发动机组成。
　　1989年，日本实施了HYPR计划，该计划旨在为高超声速民用运输机（hypersonic civil transport，HST）提供推进系统，如图1-1所示，HYPR发动机主要由工作马赫数0～3的涡轮发动机和工作马赫数2.5～5的冲压发动机组成，当来流马赫数增加到3时，涡轮发动机停止工作。涡轮发动机和冲压发动机发生模式转换的马赫数范围为2.5～3，通过模态选择阀的开关进行低速与高速通道的相互切换。从图1-1中还可以看出，该结构具有双外涵道构型，当发动机产生的推力不足时，火箭引射器开始工作，增加发动机的推力。同时，从图1-1中也可以看出，可以对发动机的喷管进行调节，因而能够满足冲压发动机对几何喉道的需求。20世纪末，NASA决定终止NASP，并同时制定了先进空间运输计划（Advanced Space Transportation Program，ASTP），旨在开发、验证一系列先进涡轮基组合发动机技术。此外，还制定了与之相关的RTA计划。RTA计划中以双外涵道变循环发动机作为整个推进系统的基本结构形式，该组合发动机集成了小涵道比涡扇发动机和大涵道比涡扇发动机的优点，在小涵道比下，涡轮发动机的排气速度高，产生的单位推力大；而在大涵道比下，涡轮发动机具有高流通能力和低耗油率的特点。
　　图1-1 HYPR90-C TBCC发动机结构[24]
　　2005年，美国采用“猎鹰”组合循环发动机技术（Falcon Combined-Cycle Engine Technology，FaCET）完成了从起飞到加速的飞行[27]，其目标是发展可重复使用、以碳氢为燃料的TBCC推进系统。从起飞到超声速飞行由涡轮发动机完成，飞行马赫数的跨度为0～4。当发动机运行在较高马赫数（2.5～5）时，冲压发动机开始工作，发动机处于冲压模态中。当飞行器加速到巡航条件时，发动机以超燃冲压模态进行工作。此后，NASA在基础航空计划（Fundamental Aeronautics Program，FAP）中继承了RTA发动机的研究成果，在2014年开展了小尺寸、带进气道的并联式TBCC发动机模态转换实验；2015年开展了大尺寸、带进气道的并联式TBCC发动机模态转换实验。
　　在上述研究的基础上，DARPA经研究认为，这类具有双流道的TBCC发动机能够成为未来高超声速飞行器宽范围飞行的理想解决方案。TBCC发动机中在低速范围内工作的涡轮发动机和在高速范围内工作的亚燃/超燃双模态冲压发动机共用相同的进气道和尾喷管。前期DARPA开展的X-51A超燃冲压发动机飞行演示验证项目及FaCET项目，为这一设计概念的可行性奠定了基础。其中，X-51A项目验证了高速下双模态超燃冲压发动机的宽范围飞行问题，FaCET项目验证了高速涡轮发动机的可行性方案。目前，DARPA在拓宽冲压发动机的工作范围方面取得了很大的进展，这将有效促进组合发动机中低速通道与高速通道的顺利衔接，进而解决现有涡轮发动机面临的高速工况下带来的叶片强度易损坏的技术难题。
　　2016年8月，美国空军提出了高超声速飞机研究（包括试飞平台、空射型、水平起降型三段）的发展路线图，初期在试飞平台上通过带飞验证各项关键技术。DARPA制定了“三步走”的发展路线：旨在2025年前实现验证机*飞(未按期完成)；2035年前率先形成一型性能有限的高超声速飞机装备，满足作战需求；在2045年前后形成符合前面所列远景目标的高性能高超声速作战飞机。同年，DARPA对先进全速域发动机（Advanced Full Range Engine，AFRE）项目进行了招标，提出双模态冲压发动机在马赫数1.5～3下进行模态转换，这就要求研制跨越4～5个马赫数的冲压发动机。DARPA明确提出将采取“现货涡轮发动机+宽速域双模态冲压发动机”的方案对全尺寸TBCC发动机进行演示验证。AFRE项目分两个阶段：**阶段主要完成组合发动机的系统设计、缩尺寸全模型验证及大尺寸部件验证；第二阶段计划进行低速流道和高速流道的大尺寸直连和自由射流实验。AFRE项目必须满足以下预期目标性能：在马赫数1.5～3范围内能够成功进行模态转换，即通过向上扩展涡轮发动机和向下扩展双模态冲压发动机的工作包线完成；在跨声速和模态转换过程中的加速度不小于0.25g；冲压发动机在模态转换时的燃烧效率达到75%～80%，*高马赫数段的燃烧效率达到85%～90%。
　　综上所述，TBCC发动机为宽范围马赫数工作提供了借鉴，由此受到了世界各国的广泛关注，尤其是美国针对TBCC发动机未来能够实现的宽范围飞行制定了详细的计划。采用TBCC发动机的飞行器具有可实现水平起飞和着陆、可重复使用、发射成本低等优点。但是，从上述的研究现状中也可以看出，目前在TBCC发动机研制的过程中，一方面，由于飞行器在高马赫数飞行时，强烈的高温环境将会给涡轮发动机的部件带来损坏，这将降低涡轮发动机的工作范围；另一方面，由于冲压发动机自身燃烧室结构的局限性及燃烧稳定性，冲压发动机的工作范围也无法得到很大程度的拓宽，在涡轮发动机和冲压发动机两种工作模式的相互衔接过程中会出现推力鸿沟。
　　2.RBCC发动机方案
　　RBCC发动机是美国于1960年提出的一种推进系统。RBCC发动机的明显特点就是将高推重比、低比冲的火箭发动机和低推重比、高比冲的冲压发动机有效结合在一起。截至目前，美国、欧洲联盟（简称欧盟）、法国、俄罗斯及中国等航空航天大国均已开展了对RBCC发动机的研究工作，并取得了一定的阶段性成果。例如，美国著名的Hyper-X[28-30]系列计划中，X-43B飞行器的推进系统就是采用了RBCC的循环方式。自2001年后，美国制定了更为具体的高超声速推进发展计划，旨在建立可重复使用的高超声速天地往返飞行器。日本于1992年开始关注RBCC发动机，并于2003年正式启动组合循环发动机的研究。欧洲航天局提出了未来欧洲空间运输研究计划（Future European Space Transportation Investigations Program，FESTIP），主要内容是研究可重复使用飞行器系统，其中关于RBCC发动机的研究主要着眼于低速条件下的引射模态。经过长时间对RBCC发动机的研究发现，在火箭-引射器模态下，进气道需要在非常低的压缩比下运行，以捕捉尽可能多的空气流量。然而，在超燃冲压发动机模式下，则需要足够大的压缩比，以保证燃烧室入口对来流空气进行充分压缩，以保证燃烧室内能够正常地稳定燃烧。但是，目前大多数RBCC发动机的燃烧室均为定几何燃烧室，燃烧室入口的压缩比相对单一，当来流条件发生改变时，RBCC发动机将不能够同时满足火箭发动机或者冲压发动机对空气流量的需求，进而将影响发动机的性能。
　　从20世纪80年代起，国内研究学者就针对组合循环发动机技术领域陆续开展了大量研究工作，其中参研单位主要包括：南京航空航天大学[31]和西北工业大学[32-34]等。21世纪以来，中国航天科工集团第三研究院三十一研究所（航天三院31所）[35]、中国航发四川燃气涡轮研究院分别针对串联式、并联式TBCC发动机开展了系统性研究，并进行了部件级的模型实验研究。总的来说，国内目前对组合循环发动机的研究工作取得了一定的阶段性成果。但国内对组合发动机的研究更多地处于跟踪研究阶段，仍需要进一步的深入研究。
　　3.TRRE等发动机方案
　　在对TB