連續爆轟發動機原理與技術 節選

第1章 概述 20世紀40年代，我國著名科學家錢學森先生就提出了高超聲速（馬赫數大于5）的概念。隨著空天探索范圍的不斷拓展、空間安全認識的逐步加深以及空間攻防競爭的日益激烈，高超聲速飛行器因其速度快、突防能力強等特點，已成為當今國際上航空航天強國競相關注的發展方向，有著巨大的軍事價值和潛在的經濟價值。發動機是飛行器的“心臟”，因此高超聲速推進技術是高超聲速飛行器發展的核心。 1.1 爆轟發動機 基于傳統化石燃料的推進系統中，燃燒是十分重要的過程。它通過化學反應將燃料的化學能轉變為工質的熱能，再通過膨脹轉變為工質的動能，進而產生推力。燃燒有兩種形式：爆燃（deflagration）和爆轟（detonation）。已有的航空航天動力推進裝置幾乎均基于爆燃燃燒模式，如活塞、渦噴/渦扇和火箭發動機。經過百年的發展，這些發動機已發展到一個相當成熟的階段，要大幅地提高其推進效率和性能已經變得十分困難。若要實現航空航天推進技術的突破，需要尋求新的燃燒和熱力循環模式，探索具有更高性能的新型推進技術，以滿足高超聲速飛行器對推進系統的要求。 1.1.1 駐定爆轟發動機 駐定爆轟發動機（standing detonation engine，SDE）中，爆轟波被正駐定或斜駐定在燃燒室壁面上。燃料在進氣道前部噴注并與超聲速氣流摻混，通過激波進行預壓縮和加熱，隨后可燃氣在燃燒室內以爆轟的方式充分燃燒后膨脹排出。1946年，Roy[1]*早提出了利用駐定正爆轟波實現超聲速燃燒推進的概念，通過熱力學循環分析證實了駐定正爆轟波的可行性。但它對來流條件的限制非常高，入流需要達到接近馬赫數5的爆轟C-J（Chapman Jouguet）速度，而爆轟波后的燃燒產物卻為亞聲速。然而，亞聲速的波后產物由于溫度極高而組分開始解離，帶來巨大的能量損失。這使得駐定正爆轟發動機在性能方面沒有明顯優勢，相關研究并不多見。 Dunlap等[2]于1958年提出利用駐定斜爆轟波實現超聲速燃燒推進的概念。斜爆轟波后雖然沿爆轟波面法線方向爆轟產物速度為聲速或亞聲速，但整體上爆轟產物為超聲速，這樣既避免了產物解離帶來的巨大能量損失，又可發揮爆轟熱效率高的優勢。隨后關于斜爆轟發動機的相關研究被廣泛開展，Nicholls等[3]對超聲速射流誘導駐定激波起爆來流的現象進行了實驗研究。實驗中為防止燃料提前燃燒，采用了將燃料直接噴入超聲速氧化劑來流內部的方法。Pratt等[4]應用簡化數學模型對駐定斜爆轟特性進行了理論分析，得到了斜爆轟波的穩定條件，以及入流馬赫數變化和楔形體尖角變化對駐定斜爆轟波轉角和火焰穩定性的影響。Lehr[5]對氫氣/空氣混合氣中高速飛行彈丸誘導斜激波點燃氣體現象進行了分析。實驗中觀測到了低頻、高頻不穩定現象及爆轟波的過驅和欠驅現象。Shepherd[6]于1994年綜述了駐定斜爆轟推進技術的研究進展，分析了當時研究的成果與遇到的主要問題。Choi等[7]通過數值模擬分析了超聲速入流時爆轟胞格與靜止氣體中爆轟胞格的差異。董剛等[8]對圓錐體誘導的氫氣/空氣預混氣燃燒和爆轟的不穩定性進行了分析。Trotsyuk等[9]對不同入流馬赫數下超聲速流中雙楔面反射的流場結構進行了分析。Starik等[10]通過等離子點火器對超聲速入流中駐定斜爆轟起爆過程進行了實驗研究。 雖然駐定斜爆轟發動機在原理上可以實現，并且可以避免超燃沖壓發動機中的一些困難，但它在現實應用中遇到許多技術難題，例如，斜爆轟發動機對來流條件的限制非常苛刻，只能在一定的飛行馬赫數（5～7）下運行；爆轟波難以長時間穩定在燃燒室內，容易造成發動機熄火。因此雖然國際上曾興起過駐定爆轟發動機的研究熱潮，但迄今還沒有能長時間穩定運行的實驗案例，更沒有可靠性高的發動機樣機，其研究大多局限在機理方面。 1.1.2 脈沖爆轟發動機 脈沖爆轟發動機（pulse detonation engine，PDE）是過去30年來爆轟推進研究的熱點之一。脈沖爆轟發動機的工作過程分為可燃物填充、爆轟波起爆和傳播、膨脹排氣與掃氣四個階段，如圖1.1所示。可燃物填充過程中，進氣閥開啟，燃料與氧化劑充入并混合，同時將燃燒室內原有的產物向尾噴口排出。當可燃物填充完畢時，關閉進氣閥門，并在燃燒室前端固壁面附近用火花塞高能點火從而形成爆轟波。爆轟波在進氣壁端起爆并向尾部高速傳播燃燒可燃氣。隨后高溫高壓爆轟產物噴出燃燒室，外界稀疏波進入燃燒室使壓強下降。當推力墻端壓強降到接近外界環境壓強時，進氣閥開啟，噴入隋性氣體用于掃氣，之后開始下一循環的充氣過程。脈沖爆轟發動機主要通過爆轟波燃燒后的高壓產物與環境氣壓的壓差在推力墻端作用產生推力，此外，超聲速排出的工質對發動機的反作用力也產生推力。 圖1.1 脈沖爆轟發動機循環過程示意圖 1940年，Hoffman[11]*早提出利用間歇式爆轟實現推力的概念。隨后，Helman等[12]在美國海軍的支持下，開展了廣泛的吸氣式脈沖爆轟實驗。實驗成功實現了多次脈沖爆轟循環，并*次使用預爆轟管點火實現了乙烯/空氣的爆轟起爆實驗。他們獲得的*大循環頻率為25Hz。此后，脈沖爆轟發動機得到各國研究機構的廣泛關注。相關研究從對脈沖爆轟發動機原理研究和實驗嘗試階段過渡到研制具有實際推進能力的原理樣機階段。1996年，Bussing等[13]對脈沖爆轟發動機的基本理論、設計模型和當時的研究現狀做了全面綜述。美國國家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）的LEAP（low emission alternative power）計劃、美國海軍研究總署（Office of Naval Research，ONR）、通用電氣（General Electric，GE）公司、美國普惠（Pratt＆ Whitney）公司、英國的Rolls＆ Royce公司、俄羅斯中央航空發動機研究院（Center Institute of Aviation Motors，CIAM）、“土星”科研生產聯合體等機構和企業都不同程度地進行了脈沖爆轟發動機的研制工作。2004年，Roy等[14]詳細綜述了爆轟的基礎研究及脈沖爆轟發動機的研究進展和發展前景。綜合當時的研究成果，他們認為利用爆轟波脈沖式循環產生推力的方法在理論上是不存在基礎性障礙的，脈沖爆轟發動機在低緯度亞聲速飛行條件下較傳統爆燃燃燒方式的發動機具有更高的熱效率。2009年，Kailasanath[15]進一步綜述了五年來脈沖爆轟發動機在爆轟起爆、噴管設計及基于整個系統層級上推進性能分析的*新研究，介紹了基于常用航空燃料的脈沖爆轟發動機研究，著重強調了中國、日本、法國等在爆轟發動機研究中的快速發展。 我國包括西北工業大學、南京航空航天大學、中國科學院力學研究所、中國科學技術大學、南京理工大學、北京大學等多家科研單位開展了如爆轟機理、數值模擬、實驗設計等多個方向的研究課題，對脈沖爆轟發動機進行了深入的探討，取得了可觀成果。以嚴傳俊、范瑋、鄭龍席等為代表的西北工業大學是我國*早進行脈沖爆轟發動機研究的單位之一，其進行了長期的理論、實驗和數值研究[16-19]，研究內容幾乎涵蓋脈沖爆轟發動機機理、結構、設計、性能等各個方面，掌握了脈沖爆轟發動機的關鍵技術。南京航空航天大學的王家驊、韓啟祥、范育新課題組對氣動閥的性能、兩相流的脈沖爆轟發動機的激波反射起爆等進行了實驗和數值研究，其結果可優化設計煤油/空氣脈沖爆轟發動機樣機[20，21]。中國科學院力學研究所對脈沖爆轟發動機熱射流起爆機理、爆轟基礎物理機理和脈沖爆轟發動機性能等問題進行了數值模擬研究[22，23]。中國科學技術大學數值模擬了脈沖爆轟發動機的噴管流動，研究了噴管形狀及充氣狀況對脈沖爆轟發動機推進性能的影響，并對爆轟與激波的關系進行了實驗研究[24，25]。徐勝利等對爆轟在復雜管道中的傳播情況進行了實驗與數值研究[26，27]。北京大學的王健平等對火花塞點火的激波轉爆轟快速起爆過程和噴管對脈沖爆轟發動機推進性能影響等方面開展了數值模擬研究[28，29]。2009年和2011年于北京大學分別召開的**屆和第二屆爆轟與爆震發動機研討會上，各單位對近年來在脈沖爆轟發動機研究中取得的進展和遇到的問題進行了深入研討。 目前脈沖爆轟發動機的基本原理已經得到充分研究，實驗技術也很成熟，實現了幾十甚至上百赫茲的高頻率工作，研究向進一步提升有效推力的方向開展。脈沖爆轟發動機可以在一個很寬的馬赫數范圍內工作，非常適合飛行器的需求。我國西北工業大學成功研制了6管組合的脈沖爆轟發動機，單管測得的*高比沖可達到160s[30]。2008年1月，美國空軍研究實驗室（Air Force Research Laboratories，AFRL）對脈沖爆轟發動機做了**次飛行測試，飛行的起飛和降落使用的是傳統的渦輪噴氣發動機，飛行過程中有10s時間使用了脈沖爆轟發動機[31]。 雖然現在實驗上可實現脈沖爆轟發動機的高頻率工作，但由于脈沖爆轟發動機的整個運行過程是間歇性、周期性的多次起爆循環，每次起爆需要消耗較高的能量，現有技術很難實現這種高能量、高頻率的起爆。另外，脈沖爆轟發動機目前的研究遭遇推力不足的難題。其問題根源在于發動機工作過程本身，即做功時間占整個循環過程的時間的比例太低，加之高速噴出的爆轟產物難以通過噴管膨脹做功。Kawai等[32]通過計算分析得出掃氣與充氣的時間約占爆轟循環時間的41.3％。雖然Brophy等[33]提到實驗中可實現近百赫茲的爆轟循環，但若要求提供有效推力，這樣的循環頻率仍難以滿足實際飛行的需要。 1.1.3 連續爆轟發動機 *近幾年，關注度*高的爆轟發動機為連續爆轟發動機（continuous detonation engine，CDE），又稱旋轉爆轟發動機（rotating detonation engine，RDE），或連續爆轟波發動機（continuous detonation wave engine，CDWE）。與現有的航空航天動力裝置及其他爆轟發動機相比，連續爆轟發動機其有明顯的優勢，有望帶來航空航天推進技術的跨越式發展。 目前常見的連續爆轟發動機的燃燒室設計為同軸圓環腔結構，如圖1.2所示。在進氣壁，燃料和氧化劑通過細縫或圓孔噴入。實驗中，多采用預爆轟管起爆爆轟波，一個或多個爆轟波在燃燒室頭部沿圓周方向旋轉傳播，燃燒后的高溫、高壓產物經膨脹幾乎沿圓軸方向迅速噴出，產生推力。在爆轟波斜后方伴隨有斜激波和接觸間斷。在爆轟波傳播過程中，可燃混合物從頭部連續不斷地充入燃燒室。未燃推進劑在爆轟波面前形成動態三角形區域，供爆轟波旋轉燃燒。 圖1.2 連續爆轟燃燒室結構及流場分布 相比于之前的爆轟發動機，連續爆轟發動機的優勢主要體現在以下幾個方面。*先，它只需要初始起爆一次，爆轟波便可持續地旋轉傳播下去。其次，由于爆轟波的自維持和自壓縮性，可燃物可由爆轟波增壓到一定壓強，可以在較低的增壓比下產生更大的有效功。另外，爆轟波傳播方向與進氣、排氣方向獨立，爆轟波被封閉在燃燒室內不噴出，主要用來燃燒產生高效工質，避免了爆轟波噴出管外而造成的巨大能量損失。連續爆轟發動機在寬范圍入流速度（100～2000m/s）下均可以實現穩定工作，入射混合物的平均流量大幅可調。 1960年，Voitsekhovskii等*早提出駐定旋轉爆轟的概念[34，35]，實驗中成功獲得了圓盤形燃燒室內乙炔/氧氣的短暫的連續旋轉傳播，其實驗裝置如圖1.3（a）所示。預混氣沿圓盤內半徑噴入，燃燒產物從圓盤外徑排出，爆轟波在燃燒室內旋轉傳播。采用速度補償技術觀測到燃燒室內有6個波面的流場結構， 圖1.3 Voitsekovskii等的實驗裝置[34，35]