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本帖最后由 晨枫 于 2022-1-31 19:08 编辑
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; e, g2 w; A) R+ s1 o2 L/ v/ ^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。! J! ?1 y) H, @0 @0 _6 D
1 T7 p. k6 x1 B5 b* E! [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。：
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# \# b- F( j7 P5 o/ ~9 a8 v【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/mTfswvd2 v. W' f1 E( U4 Y# ?, ]
) Y% u7 z: m+ E7 Y; x7 i) o各种新闻报导就请看官自己搜索了。7 g% S% H/ k4 U
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- B T$ O$ X! l* W: C) S3 K" \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。0 }5 A% [3 F* Z
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0 U" w( h( i, V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。: _" h( v% _$ Q( H7 |# }
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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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9 J0 V* i7 L& |& |/ Z; F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。
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, H/ D" Q$ S( J. e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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! D2 y7 [7 S" C+ N5 V7 k" b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。( S' B1 {3 r4 w" N/ I( b
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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。) h5 i# D8 {2 _8 J
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& P- E* F/ H% a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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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。/ N% \2 j6 D* U1 P# q6 T" ~3 s' }# ?
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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。3 p8 Q; W \9 M, p4 P F- i
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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。
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7 ?8 w& m! B. a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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/ @& j" ^% ~) Q: e- P: \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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- ^3 v# @: Y% y2 |. ?* a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。
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* R6 _6 b. Z: |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。! M! K: o3 S2 U: i) H2 y
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+ s& A! h9 D( W; l& V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。+ b9 H1 O) ~0 Y5 T4 V) Q
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; r, j+ s* f+ e+ Q, M$ O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。8 f/ _) T2 K, c' R
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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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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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g2 } f; D* z" \8 \% R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。0 Z% N" i/ _& W: {* J* L
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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。- _6 ]4 v0 G9 L8 Z0 d* K
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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。
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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。( F0 Z% t( K) f
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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。7 G5 f1 _1 n; m
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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。 |
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