清华大学的新型冲压发动机

晨枫

清华大学航天航空学院王兵教授团队在1月25日进行了自主研发的新型发动机演示实验，发动机在预定高度和速度点火成功，稳定工作。实验重点在等熵进气道和喷雾燃烧，但与坊间的期望不同，这是亚燃冲压，不是超燃冲压。

这里有一个很赞的视频，对清华的新型发动机做了非常赞的介绍。：

【中国新型喷雾发动机成功试射！三分钟了解工作原理-哔哩哔哩】https://b23.tv/mTfswvd
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4 B. X' h8 O: R' Y; N各种新闻报导就请看官自己搜索了。



: x+ l- A1 q/ j$ T在两弹一星时代，中国需要举国之力才能搞定火箭。时代不同了，清华大学都可以自己发射火箭了。而且这是不一样的火箭，引起人们的极大关注。



清华大学公布了一段视频，但语焉不详，很多技术细节都避而不谈，唯一可以确认的是：这是吸气火箭，采用航空煤油作为燃料。
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1 |9 l& S3 B7 |: |& a新闻里还展示了头部的锥形体和环形进气口。这其实是技术关键，但光靠看还是很难看出门道的。
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圆柱体后有扩张的裙体，裙体后有显眼的喷口。再后面就是常规的助推火箭了。用两级火箭未必是需要打多高、多远，可能是分两级更加容易精确达到冲压发动机的工作高度和速度。



- T. s4 x. ~% h从动画里，可以看到燃油管路通到前部的中央纺锤体与进气道外壁之间，在这里点燃空气-燃料混合物。有意思的是，在后面扩张的裙体位置，似乎有第二次燃烧，实际上这只是高温燃气的膨胀、喷出，并没有第二次燃烧。值得主意的是中央纺锤体结尾的地方，主燃烧室的外壁有收敛-扩张，这应该是拉瓦尔喷管，将亚音速燃烧的高温燃气加速到超音速。这是超音速飞机的喷气发动机的通常做法。燃料球罐意味着压力很高，这对燃料雾化有好处，但燃料雾化不是靠这点压力，后面要说到。
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进气口“顶着“尖头锥，这在米格-21战斗机上就见过，基本道理有点相似，但还是不一样。
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超音速战斗机进气道设计的关键要求是把进气从超音速降低到M0.5-0.6左右，涡轮发动机的压缩机和燃烧室都只能在亚音速工作。在这一点上是一样的，只是不一定一路减速到M0.5-0.6，可能更高一点。

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超音速的“布拉莫斯”反舰导弹也是差不多的进气口，但范冰冰和李冰冰都是一个鼻子两个眼睛，细究起来差别可大了去了。这不是简单圆锥，而是前面更加尖细一点。
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简单的圆形进气口产生垂直于进气方向的正激波，激波前为超音速来流，激波后为亚音速尾流。正激波的减速效果好，但阻力很大。所以米格-15那样的战斗机再加大发动机推力，也很难达到超音速，阻力的增加会快于速度的增加。

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% D: d* w1 A% C4 O/ G' d3 ]用斜坡产生斜激波，可以使得超音速来流在减速的同时，产生一点偏转，由Mi和Me显示。斜激波的减速效果降低，但阻力大大低于正激波。用多道不同角度的斜激波（也就是所谓的多波系，一般不超过三波系）渐次减速，减速效果改善，减阻效果也改善。最后进入进气口的时候，还是要穿过一道正激波，但这时气流速度已经接近音速，正激波的阻力较小。进入进气道后，气流减速到亚音速。


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实际进气道设计时，不仅要考虑正激波正好位于进气口唇口的问题，还要考虑斜激波与进气口之间的“封严”问题。正激波在唇口之前，减速增压后的进气气流会从唇口外泄露，损失进气效率；正激波在唇口之后，激波会造成对结构的损坏，在内壁的额外反射会使得激波变形和进气复杂化。斜激波也差不多，封口“脱开”要造成漏气，进入进气道内则容易造成结构损坏。可调进气口一般就是指可以调节斜激波的位置或（有时是“和”）角度，精确控制进气口状态。
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9 \3 f2 r, y2 e* w$ s* r2 z实际上，上面的进气道是最常见的外压式，还有内压式，通过唇口激波与在内壁上的反射激波层层减速，理论上效果更好，但实际上因为最后一道正激波需要恰好在喉道位置，很难控制，弄不好就造成进气道“堵塞”，或者激波进入燃烧室造成破坏，很少实用。混压式是把外压式和内压式结合起来，可调的外压式增加一点激波控制的手段，但还是较难用。
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6 U+ \9 s) d" F清华火箭的尖头锥就是这样不断改变斜坡角度的外压式进气道。



但这不是上面简图中分段改变角度的折线斜坡，而是连续的内凹曲线斜坡，所以产生无限多道激波。在热力学上，这称为等熵压缩。
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之所以说是压缩，是因为进气穿过每一道激波后，都在减速的过程中得到增压。减速增压可以这样理解：一列火车在行驶，前面减速了，后面的车厢渐次“压”到前面的车厢，这不就增压了嘛。
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8 \- ]1 z, E1 g3 a3 [5 K# p最后穿过环形进气口处的正激波，进入进气道。
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这里把尖头锥的连续内凹曲面夸张了一点，便于看出。



在唇口之后，内部扩张，进气在亚音速下进一步减速增压。到这里，已经可以断定：这不是超燃冲压，而是亚燃冲压。
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3 A4 Z: |' S, ]( O但进气气流兵分两路，一路贴着外壁（实际上不止外壁，是整个剖面）流动，一路贴着中心纺锤体流动。
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贴着纺锤体流动的气流与燃料混合，与贴着外壁流动的进气主流混合，点火燃烧。


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9 v; x0 C; {& Q5 z不知道为什么，这里没有画出收敛-扩散段，但尾部的锥形体可以清楚地看到。高温燃气在通过收敛-扩张段后达到超音速，被锥形体劈开，向侧后喷出。可以看到，炽热喷流加热燃料管，燃料受热升温增压，改善喷雾和燃烧效率。
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: d% @- D% @4 K  {( |$ D视频中说这个工作循环可用于M3-6，实际上超过M4就比较吃力了。

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这样的等熵进气道不是新发明，60年代美国D-21高空高速无人侦察机就用这个。中国有一架残骸，在军博展出。不过当时技术水平较低，D-21的失败率很高。这也难怪。理想的等熵进气道只能对特定的速度、高度进行优化，条件偏离一点点就不行，要么阻力急剧上升，要么进气急剧下降，是出名的暴烈。清华可能用现代计算流体力学使得等熵进气道对进气条件的适应性有所增强，更加实用了。这是不小的改进。消息中所谓“自增压”可能也是指等熵增压。
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清华的第二个秘密武器是新型雾化装置，这是燃料与空气均匀混合、可靠点火的关键。

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9 ]. J1 R. C6 R0 [0 S进气在通过进气唇口的正激波后，减速到亚音速，但在喷嘴的收敛-扩散段里，重新加速到超音速。



超音速气流形成的正激波“撞击“注入的燃料时，好像铁锤砸到液滴上，燃料立刻就粉碎雾化了。这是比一般的高压雾化更加有效的雾化办法。超音速气流夹带着燃料进入主燃烧室时，立刻再次减速到亚音速，与外壁过来的亚音速进气混合，点火燃烧。值得注意的是，超音速雾化不仅可用于冲压发动机，还可用于常见的涡轮发动机甚至内燃机。这甚至是降低污染的新型燃烧技术的需要。氮氧化物产生于高温燃烧时对空气中氮的加热。燃烧温度越高，热效率越高，但氮氧化物排放的问题也越大。用超音速喷流在燃烧室的中心形成柱状贫氧燃烧，然后再扩散到周围富氧环境进一步燃烧，加热空气，是提高燃烧效率、降低排放的有效办法。这是因为火焰是有径向扩散速度的，油气早早均匀混合了，外圈实际上要到后段才轮得上点火，实际上有不少富燃气体排放出去了。在燃气向后的流动和火焰向外的扩散中精确匹配，才能达到真正需要的油气混合。汽车发动机里就是这样做的，而不再是在整个气缸容积里均匀燃烧了。

高超音速是眼下的热点，液氢燃料也是热点；但“低超音速”不应该忽视，大部分战术导弹依然实在这个速度范围，航空煤油更是应用最广泛、还有很长生命力的航空燃料。改善空空导弹、反舰导弹、防空导弹的推进技术，增加射程和速度，缩小尺寸，依然是重要的。眼光放得更远的时候，脚下更要看清，更要站稳。超音速雾化技术更是有广泛的应用范围。

肯定会有人说，这只是中国在完善美国50年前提出的技术。没事，随他们说去，冷聚变还是100年前就提出的呢，中国到现在还没有完善。

鳕鱼邪恶

一句话：提高燃料效率，增大射程和速度。。同时提高可靠性。

鳕鱼邪恶

我有个疑惑：雨水对这种冲压发动机有何影响？

赫然

鳕鱼邪恶 发表于 2022-1-31 14:55
我有个疑惑：雨水对这种冲压发动机有何影响？

3 J+ }6 g: A6 I( F+ J- a  f# M: ^马赫3的时候，雨滴在激波处瞬间气化。。。。
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1 |/ V& s' T7 _" k4 u2 G还有，这个工况在数万米高空。。。那里没有雨滴。。。

鳕鱼邪恶

赫然 发表于 2022-2-1 04:35
) ~! k2 ^. L0 k; D马赫3的时候，雨滴在激波处瞬间气化。。。。
+ P  Y4 u: @! ?# {
还有，这个工况在数万米高空。。。那里没有雨滴。。。{:191 ...

. o+ P; i6 Y  u不光是指这次试验啊。用冲压发动机的普通导弹从地面水面发射时，要考虑雨天吧？要考虑穿越云层吧？

法乎其上

本实验室招收致力于从事“中国心”（包括“航天心”和“航空心”）的研究生，开展下一代航空发动机、火箭发动机、超燃冲压发动机、新概念组合推进与空天动力等相关研究工作。

航空宇航推进领域的前沿基础科学问题，包括
先进发动机极端条件下的点火及湍流两相燃烧过程机理、规律与控制机制（国家自然科学基金、国家重大工程项目等资助）；
燃烧不稳定性，包括液体火箭发动机高压燃烧不稳定性、超燃冲压发动机超音速燃烧不稳定性、固体火箭发动机燃烧本质不稳定性、航空燃气涡轮发动机贫燃预混燃烧不稳定性、旋转爆震发动机爆震燃烧不稳定性等（国家自然科学基金、国家重大工程项目等资助）；
航空宇航推进中的先进数值模拟方法及其工程应用，包括大涡模拟，直接模拟，现代数值格式，混合LES/RANS模拟，高性能计算等（科技部重点研发计划、国家重大工程项目等资助）；
新概念推进及组合发动机总体与数字化集成设计，包括组合循环推进系统性能与关键技术、液体火箭发动机系统与集成设计、固体火箭发动机数字化设计等（工程单位课题资助）；
5 ?2 P$ u8 m, m5 W, U+ z 能源与环境基础科学问题，包括环境力学中颗粒污染物弥散与控制、空化初生与气泡溃灭及其多物理作用机理与控制等（国家自然科学基金资助）。

以上为清华研究范围的描述，超然冲压是重点，似乎更合适。而她研究的重点是旋转爆震这一方向，而不是前一段的斜爆轰方向。似乎 旋转爆震超然冲压 更合适。
从新闻看：

在国内几乎空白、国际上方兴未艾的情况下，从零起步，构建了新型热力学循环方式，自主研制新型冲压发动机。
宽速域、跨空域飞行
一级火箭分离后，二级火箭将任务段发动机推到预定高度和速度。
验证现有技术路线的可行性，为新技术走向工程化和产品化提供了重要的试验数据，积累了飞行经验。这一成果将进一步丰富我国航空航天事业的图谱，在新型动力方面具有重大战略意义。

这些描述针对哪一种技术路线更为合适呢，只能是猜测吧。
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晨枫

法乎其上 发表于 2022-1-31 16:36
以上为清华研究范围的描述，超然冲压是重点，似乎更合适。而她研究的重点是旋转爆震这一方向，而不是前一 ...

$ {1 `; N4 x; O清华研究超燃冲压与这个不是超燃冲压不矛盾啊。

法乎其上

晨枫 发表于 2022-1-31 23:43
7 u. \3 {1 U) {8 m6 ?清华研究超燃冲压与这个不是超燃冲压不矛盾啊。

是不矛盾，但别扭。
# X4 m* s! E  ]) F( F* t# P9 Q二级火箭是否有必要。
国内做 旋转爆震 这一路线的似乎就她一家。
旋转爆震超然冲压 才是她的业务重点、人才和资金的投入重点呀，这次成果不太可能是 side effect 吧，应该是她重点业务的成果。业务这个是一整套实际实验和产品，而非重点很难有这种待遇。
' Y2 {6 u0 f+ q1 U假如是她非重点方向的成果，是理论性的、地面试验性的，还可以理解。但一整套带上天的，我以为只能是她的重点方向。

晨枫

法乎其上 发表于 2022-1-31 16:49
$ U) h3 d; `/ x1 G- I% U2 O是不矛盾，但别扭。
, F" ]& r1 E2 o二级火箭是否有必要。
国内做 旋转爆震 这一路线的似乎就她一家。

旋转爆震国防科大也在做，2017年厦门会议上就报导了。
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. `) v" Y( B& @* W. ~5 \3 d旋转爆震是完全不同的原理，也不是高超音速用的。

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MaverickZ

冷聚变还是100年前就提出的呢，中国到现在还没有完善。
) B! N3 K0 l8 ^6 {: C4 M. r
麻烦预测一下永动机这个n年前就有概念的东西啥时候能完善？

法乎其上

消息中所谓“自增压”可能也是指等熵增压

通稿中没有看到 自增压 这三个字啊。在哪一段？

晨枫

法乎其上 发表于 2022-1-31 17:08
通稿中没有看到 自增压 这三个字啊。在哪一段？

! A$ w$ M6 R2 T% g4 {* vhttps://www.tsinghua.edu.cn/info/1182/91132.htm

法乎其上

晨枫 发表于 2022-2-1 00:27
https://www.tsinghua.edu.cn/info/1182/91132.htm

# v( ?8 z) ~* `0 b" G5 ?& K0 H谢谢，我看到的几乎都是这个：
https://www.tsinghua.edu.cn/info/1182/91134.htm
怪不得找不到

晨枫

鳕鱼邪恶 发表于 2022-1-31 15:10
不光是指这次试验啊。用冲压发动机的普通导弹从地面水面发射时，要考虑雨天吧？要考虑穿越云层吧？ ...

, e; u9 m1 ]6 o8 H只要速度够高，就产生激波，高温会直接蒸发雨滴。

法乎其上

据Space.com报道，全称为北京凌空天星科技有限公司的"太空运输"宣布，地面测试将于2023年开始，首次飞行计划于2024年进行，2025年进行载人飞行。另外，这个公司已计划在2030年进行全球或轨道载人航天器的试飞。

6 N- I1 I( U  E9 d- U4 G5 m去年8月，太空运输公司透露，它正在进行一项价值4630万美元的高超音速太空飞机计划。此外，这一公司最近对其天星一号和天星二号飞行器进行了多次测试。1月23日，进行了第十次飞行测试，随后与清华大学的燃烧实验室合作进行了另一次测试。天星一号和天星二号都是亚轨道高超音速试验运载火箭。

$ \8 H- @, K" p* N8 |4 |8 b& B这些并不能表明与T大进行的是高超音速，但隐含的我认为是高超音速。

晨枫

法乎其上 发表于 2022-1-31 16:49
是不矛盾，但别扭。
二级火箭是否有必要。
国内做 旋转爆震 这一路线的似乎就她一家。

爆震发动机适合替代涡轮发动机，但也不是高超音速的
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) T6 V0 J" ]7 c! oPDE（或者RDE）的速度极限比亚燃冲压还低。