这种燃气发生器中的燃烧和火焰稳定已有较为充 实的基础数据和经验。
亚音速燃烧室中得气流示意图
3.2按燃烧方式分类
• 进气道：捕获空气, 激波系压缩, 提供一定流量、温度、
压力的气流。
• 燃烧室：燃料喷注和燃烧 • 尾喷管：气流膨胀产生推力
超然冲压发动机结构示意图
隔离段：
进气道与燃烧室间的等直通道, 消除燃烧室的压力 波动对进气道的影响, 实现进气道与燃烧室在不同 工况下的良好匹配。
一种水平起飞、水平 降落单级入轨 RBCC飞行器
该种发动机可以工作在空气加力火箭(air-augmented rocket) 或火箭空气引射、冲压（ramjet）、超燃冲压（scramjet） 和火箭（rocket）推进等多种模态下，是地球至轨道或太 空飞行的一种较为理想的方案。
工作模式
•Ma = 0～3 时, RBCC 发动机采用引射模态工作。 •Ma＝3～6 时, 采用亚声速燃烧冲压模态。 •Ma大于6～7 时, 发动机采用超声速燃烧冲压模态（上 升大气层中）。 •Ma约 12～15时, 发动机转入纯火箭模态（大气层外）。
FH ——作用在壳体（包括喷管）外表面上的压力和摩 擦力的合力。FH Leabharlann A4 pdA A1
Ae A4
pdA
XT
其中 A4 pdA——作用在壳体外表面上压力的合力； A1
Ae pdA ——尾部压力的合力； A4
X T ——外部气流对壳体外表面的摩擦力；
dA ds cos—— 壳体迎风表面积 ds在垂直于飞行方
考虑推进装置的外阻力。
有效推力：用来对飞行器做有效功的那部分推力。 即用来克服迎面阻力和克服飞行器本身惯性的那部 分推力。
（1）有效推力
有效推力是作用在推进装置外表面上的压力和摩擦力的合力。 有效推力 Fef 可以表示为： Fef FB FH
其中 FB ——作用在发动机内表面上的压力和摩擦力的合力；
（4）冲压发动机飞行器的单位迎面推力较小。
3、冲压发动机的分类
燃料的不同 燃烧的方式 飞行速度 组合形式
液体燃料冲压发动机（LFRJ） 固体燃料冲压发动机（SFRJ） 核冲压发动机
亚音速燃烧冲压发动机 超音速燃烧冲压发动机 双模态冲压发动机
亚音速冲压发动机 超音速冲压发动机 高超音速冲压发动机 冲压喷气发动机 固体火箭冲压发动机（SDR） 涡轮/冲压发动机 火箭/冲压发动机
向平面上的微元投影面积。
发动机内表面合力 求得：
FB
可以应用动量方程
ph AH +FB pe Ae
A1 AH
.
pdA me Ve
.
mH VH
由上式可得：
.
.
FB (me Ve mH VH ) ( pe Ae pH AH )
A1 pdA
AH
现利用以上两个力的公式，可求得有效 推力的表达式：
.
.
Fef (me Ve mH VH ) ( pe Ae pH AH )
Ae AH
pdA
XT
在利用下列恒等式将绝对压力换成剩余 压力：
Ae AH
pHdA
pH ( Ae
AH )
0
代入上式以后，得：
.
.
F (me Ve mH VH ) Ae ( pe pH )
A4 AH
2、冲压发动机的工作原理
冲压发动机的缺点： （1）冲压发动机不能自启动，使用冲压发动攻击
的飞行器必须要用助推器或者其他飞行器将其加 速到一定速度以后，才能有效率的工作； （2）当飞行速度较低时，发动机性能差，效率低；
（3）对飞行状态的改变十分敏感，当发动机稍稍离 开设计点时，性能将会迅速变差。故需要对其部 件进行调节。
整体式固体火箭冲压发动机（ISPR）和非整体式固 体火箭冲压发动机
3.4 组合冲压发动机
整体式固体火箭冲压发动机 固体助推器与冲压发动机共用一个燃烧室 ,即助推器位 于补燃室内 其工作过程是:助推器工作结束后 ,固体贫氧燃气发生 器燃烧产生的产物喷入补燃室与从进气道吸入的压缩空气 混合二次燃烧 ,其燃烧产物通过喷管膨胀加速排出 ,如下 图所示。
RBCC发动机（Rocket-Based Combined-Cycle)
RBCC的基本出发点是结合火箭的高推重比和吸气式 发动机的高比冲和高效率。
航天推进系统在大气层中工作时采用吸气式推进技术, 与全火箭推进系统相比,将减少自带氧化剂的数量。
如果RBCC推进系统通过减少自带氧化剂所降低的质 量超过该系统结构改变所增加的质量,就可以降低推进 系统起飞时的总质量,从而进一步提高推进系统的推重 比。
激波串的长度和位置会随着燃烧室反压的变化而 变化，能保证燃烧室的压力波动不会影响进气道.
3.2按燃烧方式分类
双模态冲压发动机的燃烧室也可称为DMRJ系统， 它设有两个进气道，一个SFRJ的进气道和一个函道 进气道。 它是燃料先在SFRJ燃烧室中以富燃的状态燃烧， 再将燃气送入超音速燃烧室中，超音速燃烧室的入 口马赫数大约为2.5。
冲压发动机的理想热力 循环p-v图 1~2：等熵压缩过程 2~3：等压加热过程 3~4：等熵膨胀过程 4~1：工质在大气中冷却 使得循环得以封闭
2、冲压发动机的工作原理
发动机各部件在该热力循环中的作用：
（1）扩压器 高速气流经过扩压器，在尽 量减少各种损失的情况下，使得气体减速增 压，为在燃烧室进口处提供所需的速度场。 完成等熵压缩过程。
固冲发动机双模态燃烧室示意图
3.3 按飞行速度分类
亚音速冲压发动机
来流速度小于音速，由于迎面气流的总压与大气压之 比小于临界压强比，可用的增压比较低，循环效率低，发 动机的比冲小。随着飞行速度的降低，效率和比冲均迅速 下降。在M<0.5时，一般不使用冲压发动机。
超音速冲压发动机
来流速度大于音速，适用于超音速飞行的冲压发动机。 它的飞行速度上限受到燃气总温和结构强度的限制，在30 公里的高空，最大飞行M=6；在海平面上，最大飞行M=4。
(
p
pH
)dA
Ae A4
(
p
pH
)dA
XT
此式为直接反作用式空气喷气发动机的有 效推力的一般表达式，它也适用于固体火 箭冲压发动机。
（2）推进装置的内推力
此推力由两个分力组成，第一个推力等于流过
发动机的气体的动量变化率，称为推力的动分
力：
.
.
me Ve - mH VH
2、冲压发动机的工作原理
冲压发动机的优点：
结构简单、重量轻、成本低； 无转动部件，故进气道和发动机可以设计成任
何形状，也不存在等温转动部件的冷却问题； 由于不存在零部件的耐热限制，故其燃烧室可
允许更高的燃烧温度，可加入更多的能量，从 而获得更大的推力； 能源前途广阔，即可用内部加热的化学燃料的 化学能、原子能等，又可用外部加热的激光能、 太阳能等。
4、冲压推进装置的性能参数（重点）
为了方便对冲压发动机的性能的研究，这里主要 指火箭冲压发动机，引入如下参数：
（1）推力 （2）外阻力 （3）比冲 （4）燃料消耗量 （5）航程参数 （6）主要描述工作过程特性的参数
4.1 推力
发动机的内推力 Fn 和推进装置的有效推力或
者净推力 Fef
Fef
内推力：发动机内部工作过程中所产生的推力。不
核冲压发动机
又称为“原子能冲压发动机”，利用反应堆 中可控的裂变反应堆空气流加热，以产生 反推力。它计划用于重载荷、超远程的飞 行任务，目前尚处于方案探讨阶段。
3.1 按燃料分类
燃料贮存与燃烧室是分开的，燃烧为掺混燃烧。 固体燃料冲压发动机：贫氧推进剂装于补然室内，空 气进入装药通道，固体装药分解，与空气掺混以后再在 燃烧室中燃烧。 结构及防热均较简单 , 但在燃烧组织、燃速控制及燃烧效率提高等方面相对 复杂些。
整体式固体火箭冲压发动机示意图
非整体式固体火箭冲压发动机
助推器自成一体 ,与冲压发动机无关 ,可与固体 火箭冲压发动机串联或并联 ,也可嵌装于补燃室 内 ,工作结束后 ,分离喷出 ,如下图所示。
这种结构比较复杂 ,但补燃室可免受高压 ,防热 也较简单。
3.4 组合冲压发动机
非整体式固体火箭冲压发动机示意图
用性和使用频率等。
3.4 组合冲压发动机
（Turbine—Based—Combined—Cycle）
• 起飞和低速阶段, 涡轮发动机进气口打开,发动机以涡轮/ 涡扇喷气方式工作。
• 飞行器速度达到冲压发动机工作速度后, 冲压发动机开 始工作, 随着速度的增加, 涡轮发动机进气口逐渐关闭。
• 当速度达到 Ma=6 左右时冲压发动机转入超燃模态, 并 将飞行器加速到更高的速度。
3.4 组合冲压发动机
固体火箭冲压发动机（SDR）
分流量可调和流量固定两类。
固定喷喉的燃气发生器，又称为壅塞式燃气发生器， 燃烧室工作条件只取决于贫氧推进剂的组成以及燃面、 喷喉面积等参数，而与冲压燃烧室的工作条件无关。
流量可调的固体火箭冲压发动机采用燃气发生器五 喷管设计，也可叫做无壅塞式燃气发生器，设计使得燃 气发生器的工作压强随冲压燃烧室的工作压强变化而变 化。这需要燃速压强指数较高的贫氧推进剂。
固体燃料冲压发动机示意图
3.2按燃烧方式分类
亚音速燃烧冲压发动机 ：飞行M<6时，多处于亚燃 状态。 超音速燃烧冲压发动机 ：飞行M>6时，处于超燃状 态。
Schematic of a Ramjet
Schematic of a Scramjet (air remains supersonic)
双模态冲压发动机 同时存在亚燃状态和超然状态。 当飞行M=6~7时，为了使得发动机的性能稳定，多采
用这种发动机， 它有两个燃烧室，一个是亚燃燃烧室，一个是超燃燃