為什麼亞音速衝壓發動機無法達到高超音速？

01-22

我最想知道的是相比亞音速衝壓發動機超燃衝壓發動機在結構上有哪些不同以及超燃衝壓發動機進氣道一般是怎麼設計的目前都有什麼方案

你想問的是亞聲速燃燒室衝壓發動機不能用於高超聲速飛行吧

容我抄一兩篇論文的摘要做鋪墊：

高超聲速飛行器是以吸氣式發動機及其組合發動機為動力、在大氣層和跨大氣層中實現高超聲速飛行的可重複使用飛行器，能應用於高超聲速巡航導彈、高超聲速飛機和空天飛機等高超聲速武器和先進航天器，能在未來的軍事、政治和經濟活動中發揮重要的戰略作用。為高超聲速飛行器提供動力的超燃衝壓發動機是一種新型的吸氣式動力裝置，它採用機身和發動機高度一體化的形式，使用氫或者碳氫化合物作為燃料，它對氣流的壓縮是通過進氣道斜激波串來完成的，來流仍以超聲速流動狀態進入燃燒室，在燃燒室內以超聲速燃燒方式加入能量，獲得推力。儘管超燃衝壓發動機的結構相對簡單，但其工作過程卻十分複雜，涉及到空氣動力學、燃燒學、氣動熱力學、材料學、化學反應動力學等多門學科，其內部的流動是複雜的三維流動，充滿不同尺度渦流、各種激波、附面層及其相互之間的干擾。

回答問題：

機械結構與氣流配合構成激波串來減速壓縮；

燃燒溫度上限在燃料確定時是確定的，但發動機在乎的是溫升，只有燃燒前後溫度差足夠大才有足夠功輸出，但燃燒後溫度基本不能提升，所以為了降低燃燒室前溫度，只好不用過高的壓縮比，燃燒室氣流也自然超聲速。超聲速下，氣流以超過500m/s速度通過一個不足一米長度的燃燒室時間只有10e-3秒量級，也就是0.001秒左右。燃燒室要在這0.001秒內對氣流加熱就是超燃的難點。

超燃衝壓發動機只是理論簡單而已，當你要實際應用的時候，超燃的體系是很複雜的。一套固定的機械外形在超音速下一般只有一個固定的工作點，一旦變速度或變氣流角度都不能繼續使用，所以超音速下流道幾何必須可以改變，引入一系列機械結構。

超音速燃燒的研究可以通過數值模擬或地面實驗搞定，但僅僅是燃燒在數值模擬領域都不夠精確，現在又加上了超聲速下的各種非定常現象。因此地面實驗是主要措施，然後地面實驗為了模擬高空高速環境，這個試驗台也及其複雜，加壓加熱，經過試驗段還要減壓降溫才能排入大氣，整套非常複雜，能搞定模擬馬赫數5以上的實驗台全球也沒幾個，都是需要花幾千萬建好實驗台驗證其他研究工作。貴，就是因為偏離常規使用環境太多太多。

點火技術的話，是研究的核心。具體來說都是通過氣流通過障礙後的低速區來穩定火焰和火焰傳播。要知道，火焰的傳播速度只有幾米每秒，就像是電影里在地上淋上汽油，一段點火那個傳播速度，然而電影里幾乎全部誇大的傳播速度，根本沒那麼快。超燃里也一樣，亞音速燃燒室里也一樣，如果沒有一個區域能與燃燒室相對速度低於火焰傳播速度，那就不能持續點火。難度就出現在低速區的構建上，方法各異，但好的方法沒幾個，全靠做實驗摸索哪個更好。國際上有不少新方法，不知道中國最後採用了哪種，但我覺得現在解決的只是能不能用的問題，更細緻的優化還要好久好久，不過中國已經走在世界前列的。

首先，偶們需要明確一點：燃燒是亞音速的，故而不論是帶加力燃燒室的渦噴、渦扇發動機還是常規衝壓發動機，為了保證其加力燃燒室（姑且這麼說吧）能夠正常工作，飛行器的進氣道都是經過特殊設計的。

乃仔細觀察就可以發現，使用上述動力裝置的飛行器，其進氣道從來都不是筆直的，而是經過彎曲的。這是為了保證在飛行器超音速飛行時發動機吸入的氣體的速率仍在音速以下。。。。。呃，一般在進氣速率為0.5馬赫左右是飛行性能最為理想。

當然，經過上述設計的進氣道極大地增加了空氣阻力，與超燃衝壓發動機相比其進氣效率也顯得十分低下，不過常規衝壓發動機依舊可以滿足一般意義上的高速飛行--如今的大多數超音速巡航導彈（包括反艦導彈）都採用常規衝壓發動機，它們的極限速度通常在2-3馬赫。。。。。另外，冷戰時期象徵高空高速巔峰的SR-71「黑鳥」偵察機，其發動機包括了三個循環模式，由速度從低到高依次為巡航-加力-亞燃衝壓。

綜上，常規衝壓發動機的性能並不如乃們意識中的那麼不堪，而且它足夠便宜，有相當大的實用價值

亞音速超音速飛機，不能達到高超音速。主要是高超音速氣流，7-8Ma，如果減速到亞音速，那麼溫度會攀升到2000-3500度，這個溫度，已經沒有固體材料能夠承受。所以，只能降速到超音速以上。

超音速進氣，超音速排氣。

衝壓發動機貌似沒有在亞聲速的。。

與超燃相比最根本的差別在燃燒室內的氣流是超聲速還是亞聲速