连续爆轰发动机原理与技术

第1章 概述 20世纪40年代，我国著名科学家钱学森先生就提出了高超声速（马赫数大于5）的概念。随着空天探索范围的不断拓展、空间安全认识的逐步加深以及空间攻防竞争的日益激烈，高超声速飞行器因其速度快、突防能力强等特点，已成为当今国际上航空航天强国竞相关注的发展方向，有着巨大的军事价值和潜在的经济价值。发动机是飞行器的“心脏”，因此高超声速推进技术是高超声速飞行器发展的核心。 1.1 爆轰发动机 基于传统化石燃料的推进系统中，燃烧是十分重要的过程。它通过化学反应将燃料的化学能转变为工质的热能，再通过膨胀转变为工质的动能，进而产生推力。燃烧有两种形式：爆燃（deflagration）和爆轰（detonation）。已有的航空航天动力推进装置几乎均基于爆燃燃烧模式，如活塞、涡喷/涡扇和火箭发动机。经过百年的发展，这些发动机已发展到一个相当成熟的阶段，要大幅地提高其推进效率和性能已经变得十分困难。若要实现航空航天推进技术的突破，需要寻求新的燃烧和热力循环模式，探索具有更高性能的新型推进技术，以满足高超声速飞行器对推进系统的要求。 1.1.1 驻定爆轰发动机 驻定爆轰发动机（standing detonation engine，SDE）中，爆轰波被正驻定或斜驻定在燃烧室壁面上。燃料在进气道前部喷注并与超声速气流掺混，通过激波进行预压缩和加热，随后可燃气在燃烧室内以爆轰的方式充分燃烧后膨胀排出。1946年，Roy[1]*早提出了利用驻定正爆轰波实现超声速燃烧推进的概念，通过热力学循环分析证实了驻定正爆轰波的可行性。但它对来流条件的限制非常高，入流需要达到接近马赫数5的爆轰C-J（Chapman Jouguet）速度，而爆轰波后的燃烧产物却为亚声速。然而，亚声速的波后产物由于温度极高而组分开始解离，带来巨大的能量损失。这使得驻定正爆轰发动机在性能方面没有明显优势，相关研究并不多见。 Dunlap等[2]于1958年提出利用驻定斜爆轰波实现超声速燃烧推进的概念。斜爆轰波后虽然沿爆轰波面法线方向爆轰产物速度为声速或亚声速，但整体上爆轰产物为超声速，这样既避免了产物解离带来的巨大能量损失，又可发挥爆轰热效率高的优势。随后关于斜爆轰发动机的相关研究被广泛开展，Nicholls等[3]对超声速射流诱导驻定激波起爆来流的现象进行了实验研究。实验中为防止燃料提前燃烧，采用了将燃料直接喷入超声速氧化剂来流内部的方法。Pratt等[4]应用简化数学模型对驻定斜爆轰特性进行了理论分析，得到了斜爆轰波的稳定条件，以及入流马赫数变化和楔形体尖角变化对驻定斜爆轰波转角和火焰稳定性的影响。Lehr[5]对氢气/空气混合气中高速飞行弹丸诱导斜激波点燃气体现象进行了分析。实验中观测到了低频、高频不稳定现象及爆轰波的过驱和欠驱现象。Shepherd[6]于1994年综述了驻定斜爆轰推进技术的研究进展，分析了当时研究的成果与遇到的主要问题。Choi等[7]通过数值模拟分析了超声速入流时爆轰胞格与静止气体中爆轰胞格的差异。董刚等[8]对圆锥体诱导的氢气/空气预混气燃烧和爆轰的不稳定性进行了分析。Trotsyuk等[9]对不同入流马赫数下超声速流中双楔面反射的流场结构进行了分析。Starik等[10]通过等离子点火器对超声速入流中驻定斜爆轰起爆过程进行了实验研究。 虽然驻定斜爆轰发动机在原理上可以实现，并且可以避免超燃冲压发动机中的一些困难，但它在现实应用中遇到许多技术难题，例如，斜爆轰发动机对来流条件的限制非常苛刻，只能在一定的飞行马赫数（5～7）下运行；爆轰波难以长时间稳定在燃烧室内，容易造成发动机熄火。因此虽然国际上曾兴起过驻定爆轰发动机的研究热潮，但迄今还没有能长时间稳定运行的实验案例，更没有可靠性高的发动机样机，其研究大多局限在机理方面。 1.1.2 脉冲爆轰发动机 脉冲爆轰发动机（pulse detonation engine，PDE）是过去30年来爆轰推进研究的热点之一。脉冲爆轰发动机的工作过程分为可燃物填充、爆轰波起爆和传播、膨胀排气与扫气四个阶段，如图1.1所示。可燃物填充过程中，进气阀开启，燃料与氧化剂充入并混合，同时将燃烧室内原有的产物向尾喷口排出。当可燃物填充完毕时，关闭进气阀门，并在燃烧室前端固壁面附近用火花塞高能点火从而形成爆轰波。爆轰波在进气壁端起爆并向尾部高速传播燃烧可燃气。随后高温高压爆轰产物喷出燃烧室，外界稀疏波进入燃烧室使压强下降。当推力墙端压强降到接近外界环境压强时，进气阀开启，喷入隋性气体用于扫气，之后开始下一循环的充气过程。脉冲爆轰发动机主要通过爆轰波燃烧后的高压产物与环境气压的压差在推力墙端作用产生推力，此外，超声速排出的工质对发动机的反作用力也产生推力。 图1.1 脉冲爆轰发动机循环过程示意图 1940年，Hoffman[11]*早提出利用间歇式爆轰实现推力的概念。随后，Helman等[12]在美国海军的支持下，开展了广泛的吸气式脉冲爆轰实验。实验成功实现了多次脉冲爆轰循环，并*次使用预爆轰管点火实现了乙烯/空气的爆轰起爆实验。他们获得的*大循环频率为25Hz。此后，脉冲爆轰发动机得到各国研究机构的广泛关注。相关研究从对脉冲爆轰发动机原理研究和实验尝试阶段过渡到研制具有实际推进能力的原理样机阶段。1996年，Bussing等[13]对脉冲爆轰发动机的基本理论、设计模型和当时的研究现状做了全面综述。美国国家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）的LEAP（low emission alternative power）计划、美国海军研究总署（Office of Naval Research，ONR）、通用电气（General Electric，GE）公司、美国普惠（Pratt＆ Whitney）公司、英国的Rolls＆ Royce公司、俄罗斯中央航空发动机研究院（Center Institute of Aviation Motors，CIAM）、“土星”科研生产联合体等机构和企业都不同程度地进行了脉冲爆轰发动机的研制工作。2004年，Roy等[14]详细综述了爆轰的基础研究及脉冲爆轰发动机的研究进展和发展前景。综合当时的研究成果，他们认为利用爆轰波脉冲式循环产生推力的方法在理论上是不存在基础性障碍的，脉冲爆轰发动机在低纬度亚声速飞行条件下较传统爆燃燃烧方式的发动机具有更高的热效率。2009年，Kailasanath[15]进一步综述了五年来脉冲爆轰发动机在爆轰起爆、喷管设计及基于整个系统层级上推进性能分析的*新研究，介绍了基于常用航空燃料的脉冲爆轰发动机研究，着重强调了中国、日本、法国等在爆轰发动机研究中的快速发展。 我国包括西北工业大学、南京航空航天大学、中国科学院力学研究所、中国科学技术大学、南京理工大学、北京大学等多家科研单位开展了如爆轰机理、数值模拟、实验设计等多个方向的研究课题，对脉冲爆轰发动机进行了深入的探讨，取得了可观成果。以严传俊、范玮、郑龙席等为代表的西北工业大学是我国*早进行脉冲爆轰发动机研究的单位之一，其进行了长期的理论、实验和数值研究[16-19]，研究内容几乎涵盖脉冲爆轰发动机机理、结构、设计、性能等各个方面，掌握了脉冲爆轰发动机的关键技术。南京航空航天大学的王家骅、韩启祥、范育新课题组对气动阀的性能、两相流的脉冲爆轰发动机的激波反射起爆等进行了实验和数值研究，其结果可优化设计煤油/空气脉冲爆轰发动机样机[20，21]。中国科学院力学研究所对脉冲爆轰发动机热射流起爆机理、爆轰基础物理机理和脉冲爆轰发动机性能等问题进行了数值模拟研究[22，23]。中国科学技术大学数值模拟了脉冲爆轰发动机的喷管流动，研究了喷管形状及充气状况对脉冲爆轰发动机推进性能的影响，并对爆轰与激波的关系进行了实验研究[24，25]。徐胜利等对爆轰在复杂管道中的传播情况进行了实验与数值研究[26，27]。北京大学的王健平等对火花塞点火的激波转爆轰快速起爆过程和喷管对脉冲爆轰发动机推进性能影响等方面开展了数值模拟研究[28，29]。2009年和2011年于北京大学分别召开的**届和第二届爆轰与爆震发动机研讨会上，各单位对近年来在脉冲爆轰发动机研究中取得的进展和遇到的问题进行了深入研讨。 目前脉冲爆轰发动机的基本原理已经得到充分研究，实验技术也很成熟，实现了几十甚至上百赫兹的高频率工作，研究向进一步提升有效推力的方向开展。脉冲爆轰发动机可以在一个很宽的马赫数范围内工作，非常适合飞行器的需求。我国西北工业大学成功研制了6管组合的脉冲爆轰发动机，单管测得的*高比冲可达到160s[30]。2008年1月，美国空军研究实验室（Air Force Research Laboratories，AFRL）对脉冲爆轰发动机做了**次飞行测试，飞行的起飞和降落使用的是传统的涡轮喷气发动机，飞行过程中有10s时间使用了脉冲爆轰发动机[31]。 虽然现在实验上可实现脉冲爆轰发动机的高频率工作，但由于脉冲爆轰发动机的整个运行过程是间歇性、周期性的多次起爆循环，每次起爆需要消耗较高的能量，现有技术很难实现这种高能量、高频率的起爆。另外，脉冲爆轰发动机目前的研究遭遇推力不足的难题。其问题根源在于发动机工作过程本身，即做功时间占整个循环过程的时间的比例太低，加之高速喷出的爆轰产物难以通过喷管膨胀做功。Kawai等[32]通过计算分析得出扫气与充气的时间约占爆轰循环时间的41.3％。虽然Brophy等[33]提到实验中可实现近百赫兹的爆轰循环，但若要求提供有效推力，这样的循环频率仍难以满足实际飞行的需要。 1.1.3 连续爆轰发动机 *近几年，关注度*高的爆轰发动机为连续爆轰发动机（continuous detonation engine，CDE），又称旋转爆轰发动机（rotating detonation engine，RDE），或连续爆轰波发动机（continuous detonation wave engine，CDWE）。与现有的航空航天动力装置及其他爆轰发动机相比，连续爆轰发动机其有明显的优势，有望带来航空航天推进技术的跨越式发展。 目前常见的连续爆轰发动机的燃烧室设计为同轴圆环腔结构，如图1.2所示。在进气壁，燃料和氧化剂通过细缝或圆孔喷入。实验中，多采用预爆轰管起爆爆轰波，一个或多个爆轰波在燃烧室头部沿圆周方向旋转传播，燃烧后的高温、高压产物经膨胀几乎沿圆轴方向迅速喷出，产生推力。在爆轰波斜后方伴随有斜激波和接触间断。在爆轰波传播过程中，可燃混合物从头部连续不断地充入燃烧室。未燃推进剂在爆轰波面前形成动态三角形区域，供爆轰波旋转燃烧。 图1.2 连续爆轰燃烧室结构及流场分布 相比于之前的爆轰发动机，连续爆轰发动机的优势主要体现在以下几个方面。*先，它只需要初始起爆一次，爆轰波便可持续地旋转传播下去。其次，由于爆轰波的自维持和自压缩性，可燃物可由爆轰波增压到一定压强，可以在较低的增压比下产生更大的有效功。另外，爆轰波传播方向与进气、排气方向独立，爆轰波被封闭在燃烧室内不喷出，主要用来燃烧产生高效工质，避免了爆轰波喷出管外而造成的巨大能量损失。连续爆轰发动机在宽范围入流速度（100～2000m/s）下均可以实现稳定工作，入射混合物的平均流量大幅可调。 1960年，Voitsekhovskii等*早提出驻定旋转爆轰的概念[34，35]，实验中成功获得了圆盘形燃烧室内乙炔/氧气的短暂的连续旋转传播，其实验装置如图1.3（a）所示。预混气沿圆盘内半径喷入，燃烧产物从圆盘外径排出，爆轰波在燃烧室内旋转传播。采用速度补偿技术观测到燃烧室内有6个波面的流场结构， 图1.3 Voitsekovskii等的实验装置[34，35]