激波聚焦起爆脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)性能分析*

陳　鑫,朱曉彬,何立明,王育虔

(1　空軍工程大學(xué)航空航天工程學(xué)院,西安　710038;2　先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)協(xié)同創(chuàng)新中心,北京　100191)

激波聚焦起爆脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)性能分析*

陳鑫1,2,朱曉彬1,何立明1,王育虔1

(1空軍工程大學(xué)航空航天工程學(xué)院,西安710038;2先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)協(xié)同創(chuàng)新中心,北京100191)

摘要:為研究激波起爆脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)的性能,建立了其性能計(jì)算的簡(jiǎn)化模型和計(jì)算方法,計(jì)算分析了共振腔直徑為90 mm時(shí),推力、耗油率等主要性能參數(shù)隨共振腔進(jìn)口氣流參數(shù)條件及飛行條件的變化。計(jì)算結(jié)果表明,隨著共振腔進(jìn)口氣流總壓的升高,發(fā)動(dòng)機(jī)推力增大,耗油率降低,而隨著進(jìn)口氣流總溫的升高,發(fā)動(dòng)機(jī)推力減小,耗油率降低;隨著飛行馬赫數(shù)的增大,發(fā)動(dòng)機(jī)的推力和耗油率增大,而隨著飛行高度的升高,發(fā)動(dòng)機(jī)的推力和耗油率減小。

關(guān)鍵詞:脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī);激波聚焦;爆震波;飛行性能

0引言

脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)(pulse detonation engine, PDE)作為動(dòng)力裝置用于航空航天推進(jìn)系統(tǒng)具有廣闊的發(fā)展前景,而爆震波的起爆技術(shù)是決定脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展的關(guān)鍵核心技術(shù)。爆震波的起爆技術(shù)通常有直接起爆和間接起爆兩種方法。由于直接起爆需要較高的能量,所以在PDE的研究中,廣泛采用的是基于爆燃波向爆震波轉(zhuǎn)變(deflagration to detonation transition, DDT)的弱火花點(diǎn)火間接起爆方式。然而較長(zhǎng)的DDT距離限制了PDE的尺寸及工作頻率。雖然國(guó)內(nèi)外研究者嘗試采用設(shè)置shchelkin螺旋、擋板、圓管或孔板等方法來(lái)加速DDT過(guò)程,但這些障礙物同時(shí)也會(huì)帶來(lái)巨大的沖量損失,截至目前這些難題尚未突破。

1989年俄羅斯莫斯科大學(xué)機(jī)械學(xué)院的Levin[1]教授提出了采用激波聚焦起爆爆震波方式的脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)概念(以下簡(jiǎn)稱激波聚焦脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī),shockwave focus pulse detonation engine, SFPDE),可以實(shí)現(xiàn)極高的工作頻率(大于3 kHz),提供接近連續(xù)的推力。

2004年,邱華[2]等人研究了當(dāng)飛行狀態(tài)改變時(shí),理想自吸氣式單循環(huán)脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)的性能變化趨勢(shì)。2007年,金濤[3]等人對(duì)自吸氣式脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)的性能隨飛行高度和馬赫數(shù)的變化趨勢(shì)進(jìn)行了研究。2012年,張強(qiáng)[4]等人建立和分析了SFPDE的理想熱力循環(huán),主要研究了第一級(jí)放熱比和尾噴管對(duì)SFPDE工作性能的影響。文中建立了SFPDE性能計(jì)算的簡(jiǎn)化數(shù)學(xué)模型,在不同的共振腔進(jìn)口氣流參數(shù)和飛行條件下,對(duì)其性能參數(shù)進(jìn)行了計(jì)算。

1工作原理及結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)化

SFPDE工作原理如圖1所示[1]。油氣混合氣由環(huán)形噴口沿半徑方向以超聲速噴射到一個(gè)凹形半封閉共振腔中,在中心軸線處碰撞產(chǎn)生軸向激波向共振腔底部傳播,軸向激波經(jīng)共振腔壁面反射聚焦產(chǎn)生高溫高壓區(qū)(焦點(diǎn)),直接起爆爆震波。排氣過(guò)程結(jié)束后腔內(nèi)壓力降低,進(jìn)入下一工作循環(huán)的吸氣過(guò)程。可以看出SFPDE正常工作的前提是在環(huán)形噴口后產(chǎn)生超聲速向心射流以形成激波,這就要求在環(huán)形噴口前后氣流的壓力比要大于臨界壓力比。

圖1　SFPDE工作原理圖

2性能計(jì)算模型的建立

根據(jù)文獻(xiàn)[5],SFPDE的性能可由以下步驟計(jì)算。

如圖2所示,SFPDE中帶爆震燃燒的循環(huán)由絕熱壓縮過(guò)程1~2、爆震燃燒過(guò)程2~3、絕熱膨脹過(guò)程3~4和定壓放熱過(guò)程4~1組成。

圖2　爆震燃燒的熱力循環(huán)

有效循環(huán)功為:le=q1-q2

(2)式中:T1為進(jìn)口氣流的溫度;M2為爆震波波前馬赫數(shù),可由下式求得:

(3)

循環(huán)熱效率為:

(4)

不可逆過(guò)程的熵增[5]為:

(5)

SFPDE的單位推力和耗油率可由式(1)確定:

(6)

(7)

SFPDE的推力可以由下式求得:

(8)

其中空氣流量由環(huán)形噴口最小截面參數(shù)決定,即:

(9)

3不同共振腔進(jìn)口條件下SFPDE性能分析

應(yīng)用上面建立的SFPDE的性能參數(shù)關(guān)系式,可以計(jì)算出當(dāng)共振腔進(jìn)口氣流總溫、總壓變化時(shí),SFPDE的單位推力、耗油率、比沖、推力、循環(huán)熱效率和熵增的變化規(guī)律。計(jì)算條件為地面標(biāo)準(zhǔn)大氣條件,飛行速度為0,其中共振腔直徑D=90mm,環(huán)形噴口開(kāi)度d=5.625mm。

圖3給出了不同進(jìn)口總溫條件下,單位推力隨進(jìn)口總壓的變化規(guī)律。可以看出,發(fā)動(dòng)機(jī)的單位推力隨進(jìn)口總壓的增大而增大,且隨著進(jìn)口總壓的提高,其對(duì)單位推力的影響逐漸減小;單位推力隨進(jìn)口總溫升高而增大,且隨著進(jìn)口總溫的升高,其對(duì)單位推力增大的影響逐漸減小。

圖3　單位推力隨進(jìn)口總溫、總壓的變化規(guī)律

圖4給出了不同進(jìn)口總溫條件下耗油率隨進(jìn)口總壓的變化規(guī)律。可以看出,當(dāng)進(jìn)口總壓增大時(shí),發(fā)動(dòng)機(jī)的耗油率減小,而且在相同的總壓條件下,當(dāng)總溫升高時(shí)耗油率是降低的。與單位推力類似,進(jìn)口總溫越高,提高進(jìn)口總溫對(duì)耗油率降低的貢獻(xiàn)越小。提高進(jìn)口總壓亦然。

圖5給出了不同進(jìn)口總溫條件下,推力隨著進(jìn)口總壓的變化。可以看出,發(fā)動(dòng)機(jī)的推力隨著進(jìn)口總壓的增大而增大,但隨進(jìn)口總溫的增大而減小。這是由于通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)的空氣流量隨著進(jìn)口總壓的增大而增大,進(jìn)口總溫的增大而減小。

圖4　單位耗油率隨進(jìn)口總溫、總壓的變化規(guī)律

圖5　推力隨進(jìn)口總溫、總壓的變化規(guī)律

圖6給出了SFPDE的循環(huán)熱效率和不可逆過(guò)程的熵增隨著進(jìn)口總壓和進(jìn)口總溫的變化。可以看出,隨著發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口總壓、總溫的提高,發(fā)動(dòng)機(jī)的熵增損失減小,所以能量的轉(zhuǎn)化效率提高,發(fā)動(dòng)機(jī)的熱效率增大。

圖6　循環(huán)熱效率和熵增隨進(jìn)口總溫、總壓的變化規(guī)律

4飛行性能分析

利用上面建立的SFPDE計(jì)算方法,可以計(jì)算出SFPDE的飛行性能。

圖7~圖8給出了在不同的飛行高度(0~11 km)下,SFPDE的單位推力和耗油率隨著飛行馬赫數(shù)的變化規(guī)律。可以看出,隨著飛行馬赫數(shù)的增大,發(fā)動(dòng)機(jī)的單位推力減小,耗油率升高。隨著飛行高度的升高,發(fā)動(dòng)機(jī)的單位推力增大,耗油率降低。當(dāng)飛行高度為3 km、飛行馬赫數(shù)Ma為3時(shí),其單位推力為467.1 N·s/kg,耗油率為0.524 3 kg/N·h。

圖7　單位推力隨飛行馬赫數(shù)和飛行高度的變化規(guī)律

圖8　單位耗油率隨飛行馬赫數(shù)和飛行高度的變化規(guī)律

圖9給出了在不同的飛行高度下,SFPDE的推力隨著飛行馬赫數(shù)的變化。可以看出,隨飛行馬赫數(shù)的變化,推力增大,這是由于氣流受沖壓作用的影響,使發(fā)動(dòng)機(jī)流量增大,因此盡管單位推力下降,但發(fā)動(dòng)機(jī)推力依然是增大的。并且可以看出,當(dāng)飛行馬赫數(shù)Ma<3時(shí),隨著飛行馬赫數(shù)的增大,發(fā)動(dòng)機(jī)的推力變化不大;當(dāng)飛行馬赫數(shù)Ma>3時(shí),發(fā)動(dòng)機(jī)推力增加較快,這正是因?yàn)殡S著飛行馬赫數(shù)的增加,在沖壓作用下,空氣流量迅速增加。隨著飛行高度的升高,發(fā)動(dòng)機(jī)的推力減小,這是因?yàn)楦叨壬?空氣密度減小引起空氣流量減小。

圖9　推力隨飛行馬赫數(shù)和高度的變化規(guī)律

5結(jié)論

應(yīng)用建立的SFPDE簡(jiǎn)化數(shù)學(xué)模型和計(jì)算方法,計(jì)算了不同共振腔進(jìn)口條件下發(fā)動(dòng)機(jī)的性能及其飛行特性,得到如下結(jié)論:

1)發(fā)動(dòng)機(jī)的單位推力隨著共振腔進(jìn)口氣流總壓、總溫的增大而增大,單位耗油率隨進(jìn)口總壓、總溫的增大而減小。這是由于隨著進(jìn)口總溫、總壓的增大,熱力循環(huán)中不可逆過(guò)程的損失相應(yīng)減小,熵減小,使得循環(huán)熱效率隨之增大。

2)當(dāng)飛行馬赫數(shù)一定時(shí),隨著飛行高度的升高,發(fā)動(dòng)機(jī)的單位推力增大,耗油率降低,而推力則由于空氣流量的減小而減小;當(dāng)飛行高度一定時(shí),隨著飛行馬赫數(shù)的增大,發(fā)動(dòng)機(jī)的單位推力降低,耗油率增大,而推力則由于空氣流量的增大而增大。

參考文獻(xiàn):

[1]Levin V A, Nechaev J N, Tarasov A I. A new approach to organizing operation cycles in pulse detonation engines [C]∥High-Speed Deflagration and Detonation: Fundamentals and Control, 2001: 223-238.

[2]邱華, 嚴(yán)傳俊, 范瑋, 等. 飛行狀態(tài)下脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)性能估計(jì)分析 [J]. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào), 2004, 19(5): 656-659.

[3]金濤, 何立明. 脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行性能計(jì)算與分析 [J]. 推進(jìn)技術(shù), 2007, 28(2): 190-192.

[4]張強(qiáng), 何立明, 陳鑫, 等. 兩級(jí)脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)的理想熱力循環(huán)及性能分析 [J]. 推進(jìn)技術(shù), 2012, 33(4): 499-504.

[5]陳鑫, 于錦祿, 何立明, 等. 脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)性能分析 [J]. 空軍工程大學(xué)學(xué)報(bào): 自然科學(xué)版, 2011, 12(2): 2-5.

收稿日期:2014-05-21

基金項(xiàng)目:國(guó)家自然科學(xué)基金:青年科學(xué)基金(51106178)資助

作者簡(jiǎn)介:陳鑫(1976-),男,河南三門峽人,副教授,研究方向:航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)和脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)的原理及實(shí)驗(yàn)技術(shù)。

中圖分類號(hào):V231.22

文獻(xiàn)標(biāo)志碼:A

Performance Analysis of Shockwave Focus Pulse Detonation Engine

CHEN Xin1,2,ZHU Xiaobin1,HE Liming1,WANG Yuqian1

(1Aeronautics and Astronautics Engineering College, Air Force Engineering University, Xi’an 710038, China;

2Collaborative Innovation Center of Advanced Aero-Engine, Beijing 100191, China)

Abstract:Simplified model and performance calculation method were established to investigate performance of shockwave focus pulse detonation engine. Some main parameters were calculated to discuss their variation along with the inlet parameters and flight condition for an engine with a 90mm-diameter resonant cavity. The results indicate that thrust increases, and specific fuel consumption decreases with inlet total pressure increasing. With the increasing inlet total temperature, thrust and specific fuel consumption decrease. The increase in flight Mach number leads to increase in thrust and specific fuel consumption. The thrust and specific fuel consumption decrease with increasing flight altitude.

Keywords:pulse detonation engine; shockwave focus; detonation wave; flight performance