提高高馬赫數超燃沖壓發動機推力的理論方法1)

韓信 劉云峰,2) 張子健 張文碩 馬凱夫

* (中國科學院力學研究所高溫氣體動力學國家重點實驗室,北京 100190)

? (中國科學院大學工程科學學院,北京 100049)

** (香港理工大學航空及民航工程學系,香港九龍 999077)

引言

超燃沖壓發動機從空氣中汲取氧氣,不需要攜帶氧化劑,可以降低起飛重量,被認為是非常具有發展潛力的吸氣式動力之一.經過60 多年的研究,超燃沖壓發動機取得了很大的進展,已經進入工程實踐階段[1-3].超燃沖壓發動機在將來的可重復使用、天地往返運輸系統中也將發揮重要的作用[4-5].除此之外,近些年的研究還證明,斜爆轟模態和激波誘導燃燒模態在高馬赫數超燃沖壓發動機中具有工程可行性[6].

對于超燃沖壓發動機,首先要保證超燃流場的穩定性,其次是要有足夠大的凈推力,這是兩個“卡脖子”難題[3].超燃沖壓發動機的不起動問題一直是一個沒有很好解決的燃燒和氣體動力學難題.德國宇航中心在HEG 激波風洞上開展了HyShotII 模型的試驗研究[7-10].模擬了飛行馬赫數7.5 的狀態,燃料是氫氣.燃燒室入口的速度和靜溫分別為1720 m/s和1350 K.在當量比為0.5 時隔離段內出現上傳激波,在當量比為1.0 時發動機發生不起動現象,上傳激波的相對速度約為300 m/s.

中國空氣動力研究與發展中心在直聯臺上開展了氫氣燃料超燃沖壓發動機試驗研究[11].駐室溫度和壓力分別為950 K和0.82 MPa,隔離段內的馬赫數為2.0.在當量比為0.23和0.3 時,燃燒產生的激波串進入隔離段.他們還開展了乙烯燃料超燃沖壓發動機試驗,同樣觀察到相同的現象[12-13].日本JAXA 開展了RBCC 發動機的試驗研究,在試驗中觀察到了發動機不起動現象和振蕩燃燒現象[14].他們的試驗結果表明,發動機不起動主要是由于熱壅塞引起的,而不是邊界層分離.即使在試驗中采用了邊界層抽吸技術,將邊界層抽吸得非常干凈,依然發生了發動機不起動現象.

美國空軍開展了超燃沖壓發動機試驗研究和數值模擬研究[15-18].他們采用燃燒室下游空氣節流技術來強化燃燒.隔離段內氣流的溫度、壓力和速度分別為560 K，33.23 kPa和1045 m/s.空氣質量流量和馬赫數分別為 0.757 kg/s和Ma=2.2,燃料為乙烯.在試驗中,隨著當量比的增加,激波串向上游傳播并發生了不起動現象.引起燃燒不穩定的機理包括噴嘴/火焰相互作用、激波/火焰相互作用、激波/火焰/對流/聲學相互作用等.Sun 等[19]在直聯臺上開展了超燃沖壓發動機試驗研究,馬赫數為2.1,總溫為846 K,燃料為乙烯.試驗中觀察到了回火現象,這種回火現象與爆燃波轉爆轟波過程(deflagration-todetonation transition,DDT)非常相似.

近些年,澳大利亞開展了氫燃料HIFiRE 超燃沖壓發動機在高馬赫數下的試驗研究[20-23].試驗結果表明,在高馬赫數下,發動機不起動現象得到很大改善.對于飛行馬赫數7.5 的 HIFiRE 發動機,在當量比為0.48～ 0.84 的范圍內,燃燒流場是穩定的,獲得了明顯的壓升.在當量比為1.0 時發生不起動現象,但是如果在保持總當量比不變的前提下,將燃料改為進氣道和燃燒室兩點分散噴注,發動機會保持穩定.對于M12 REST,飛行馬赫數為12,在當量比為1.26時,發動機仍然保持穩定,沒有發生不起動現象[23].

Urzay[24]在綜述文章中指出,發動機的不起動問題一直沒有研究清楚,這與燃料的噴注和燃燒過程密切相關.Chang 等[25]對發動機不起動的機理、檢測和控制方法的最新研究進展進行了綜述.Im和Do[26]給出了發動機不起動機理的綜述.因此,利用理論方法研究發動機不起動機理對于超燃沖壓發動機的發展至關重要.本文采用理論方法對發動機不起動機理進行了分析,分析了爆燃波和爆轟波的傳播機理,提出了發動機穩定燃燒邊界.在保證穩定燃燒的基礎上,分析了發動機的推進性能,提出了進一步提高高馬赫數超燃沖壓發動機推力的理論方法.

1 發動機不起動機理的理論分析

發動機不起動過程主要由兩個不同的機理引起,一是邊界層分離引起的激波/邊界層相互作用形成馬赫干,二是主流無黏區的同向運動的激波串通過透射形成強度更大的激波.激波/邊界層相互作用的發展變化過程是緩慢的,只要主流區保持穩定,馬赫干不向上游傳播,就不會引起發動機的不起動.引起發動機突然不起動的主要機理是在熱壅塞的臨界條件下,主流區的流場變得不穩定,激波強度大于隔離段內的氣流馬赫數,導致激波上傳,這一過程主要由激波/激波相互作用引起.激波/激波相互作用過程是瞬態的和非線性的,類似爆轟波的DDT 過程.線性穩定性理論無法解釋發動機的不起動過程[27].圖1給出了超燃沖壓發動機燃燒室內流動的物理模型.在燃燒室內有可能形成爆燃波,也有可能通過DDT 過程形成爆轟波,本研究的目的就是尋找爆燃波強度的理論解.

圖1 發動機燃燒室物理模型Fig.1 Physical model of a combustor

爆轟波的DDT 過程有100 多年的研究歷史,是燃燒學和爆轟學的重要基礎理論問題[28-33].自然界中的絕大多數爆轟波都是由DDT 過程引起的.在試驗中,當爆燃波的傳播速度達到大約40%～ 60% CJ 爆轟波速度(DC-J)時,就會發生DDT 過程,爆燃波突然轉變成爆轟波.這一臨界速度接近燃燒產物的聲速,是爆燃波的理論最大傳播速度,稱為C-J 爆燃波或準爆轟波.Liu 等[34]對DDT 過程開展了理論研究,提出了預測DDT 過程臨界狀態的理論公式,如下

式中,M1是DDT 過程C-J 爆燃波的臨界馬赫數,MC-J是預混氣體的C-J 爆轟波馬赫數,T0是等容燃燒總溫,T1是預混氣體的初始溫度,其中M1,MC-J,T0,均與燃料類型及當量比有關.

從式(1)可以看出,對于給定的爆轟預混氣體和初始條件,MC-J,T0和T13 個參數都是已知常數,因此,C-J 爆燃波的最大傳播馬赫數M1也是常數,具有唯一解.當爆燃波的傳播速度達到這一臨界狀態時,就會發生DDT 過程,形成爆轟波.式(1) 具有3 個重要性質:一是當M1=MC-J=0 時,公式依然成立;二是C-J 爆轟波馬赫數MC-J要按照物理取值,不能任意取值,如果MC-J＞ 6,爆燃波的傳播馬赫數M1就會變成負數,這是非物理的;三是當初始溫度T1非常高時,T1/T0≈ 1,此時M1≈MC-J≈ 1,意味著在高溫狀態下,爆轟波、爆燃波和壓縮波的熱力學性質趨于一致.這3 條性質保證了式(1)是物理的.

Valiev 等[35-36]提出了爆轟波DDT 過程的工程經驗公式,見式(2),其中(uC-J)detonation與燃料類型及當量比有關.從式(2)可看出,C-J 爆轟波的傳播速度和C-J 爆燃波傳播僅相差了一個比例系數,該比例系數是燃燒產物比熱比的函數

利用式(1)和式(2),對初始壓力0.1 MPa、初始溫度300 K、不同當量比下的H2/Air 混合氣體的DDT 過程進行了計算,在式(2)中假設燃燒產物的比熱比為γ=1.36,計算結果見圖2.從圖中可以看出,這兩個公式得到的結果吻合得比較好.C-J 爆燃波的傳播速度約為40%～ 60%DC-J,接近燃燒產物的聲速.理論預測結果與實驗結果吻合得也比較好[29-31].

圖2 不同當量比下的C-J 爆轟波速度、C-J 爆燃波速度和聲速的比較Fig.2 Comparison of C-J detonation velocity,C-J deflagration velocity and sound velocity of H2/Air mixture at 0.1 MPa and 300 K

上面的結果只給出了初始溫度為300 K 的爆燃波的傳播特性.但是,超燃沖壓發動機燃燒室入口氣流的溫度非常高,遠遠高于300 K,高溫下的爆燃波的傳播特性還沒有相關研究結果.利用式(1)可以預測高溫下的爆燃波傳播特性.圖3 給出了氫氣/空氣混合氣體初始溫度分別為1000 K和1500 K 的計算結果.從圖中可以發現一個非常重要的物理機理,高溫下C-J 爆燃波的傳播速度非常快,接近C-J 爆轟波的傳播速度,尤其是在低當量比的情況下.這一研究結果表明,在超燃沖壓發動機燃燒室內,由于爆燃波的傳播速度非常快,非常接近爆轟波速度,因此爆燃波和爆轟波沒有明顯的界限.爆燃波的傳播是不穩定的,其傳播速度無法預測和控制.但是,C-J 爆轟波的傳播速度是穩定的,有理論解.因此,有必要將C-J 爆轟波定義為超燃沖壓發動機穩定燃燒安全邊界,只要隔離段內氣流速度大于C-J 爆轟波的傳播速度,理論上爆燃波就不會上傳,就不會引起發動機不起動.

圖3 不同初始溫度T1 下的C-J 爆轟波速度和C-J 爆燃波速度的比較Fig.3 Comparison of C-J detonation and C-J deflagration velocity of H2/Air mixture at different initial temperature T1

為了驗證上述理論分析結果的準確性,本文開展了一維數值模擬研究,研究了氫氣/空氣混合氣體爆轟波和爆燃波在不同初始溫度下的傳播特性.物理模型、數值方法以及算例驗證詳見參考文獻[37-39].對當量比為1.0 的H2/Air 混合氣體,采用一步總包化學反應模型來模擬爆轟波的傳播過程[37-39].通過高溫高壓來點燃C-J 爆轟波,通過改變活化能來使C-J 爆轟波解耦,得到C-J 爆燃波.

圖4 給出了初始溫度分別為300 K和1000 K的爆轟波和爆燃波的數值模擬結果,同時還用水平虛線標出了理論公式(1)預測的結果.從圖上可以看出,在初始溫度為300 K 的狀態下,隨著活化能的不斷增加,爆轟波解耦并衰減成爆燃波,C-J 爆燃波的最大傳播速度約為50%爆轟波傳播速度,理論結果與數值模擬結果吻合很好.對于初始溫度為1000 K的狀態,隨著活化能的增加,爆轟波是非常難解耦的,在理論值附近劇烈振蕩(圖中綠色線);隨著活化能的繼續增加,爆轟波解耦并衰減成爆燃波,但是爆燃波是不穩定的,又重新起爆到爆轟波狀態(圖中紫色線).一維數值模擬結果與理論分析結果定量一致,表明理論分析結果是正確的.

圖4 不同初始溫度T1 下的C-J 爆轟波速度和C-J 爆燃波速度的數值模擬結果Fig.4 Numerical results of C-J deflagration velocity of H2/Air mixture at different initial temperature T1

圖4 不同初始溫度T1 下的C-J 爆轟波速度和C-J 爆燃波速度的數值模擬結果 (續)Fig.4 Numerical results of C-J deflagration velocity of H2/Air mixture at different initial temperature T1 (continued)

發生這種現象的機理是,在不同的初始溫度下,爆轟波的傳播速度是基本保持不變的.對初始溫度300 K,爆轟波傳播馬赫數為4.85;對初始溫度1000 K,爆轟波傳播馬赫數是2.56.根據經典激波動力學理論可知,強度越高的激波越難形成,越容易衰減;強度越低的激波越容易形成,越不容易衰減.所以,在初始溫度非常高的環境下,比如斜爆轟發動機或旋轉爆轟發動機燃燒室內,爆轟波一旦形成,是比較容易自維持傳播的,即使解耦了,也很容易再次點燃.

上面對發動機不起動機理的理論分析結果可以用國內外超燃沖壓發動機的試驗結果來進行驗證.表1 給出了國內外近10 年的具有代表性的試驗結果的匯總.從表1可以看出,當發動機起動時,隔離段內的氣流速度大于相應的C-J 爆轟波速度;當發動機不起動時,隔離段內的氣流速度小于等于相對應的C-J 爆轟波的傳播速度.對于Case7,隔離段內的氣流速度是2500 m/s,大于C-J 爆轟波的理論最大傳播速度1950 m/s,因此在當量比為1.26 的狀態下,發動機仍然是起動的.這些試驗結果證明了理論分析結果的正確性.可見,隨著當量比的增加,爆燃波的速度不斷增加,一旦發生熱壅塞,就會發生DDT 過程.如果隔離段內的氣流速度小于或者等于爆轟波的傳播速度,爆轟波就會向隔離段上游傳播,引起發動機不起動現象.因此,基于理論研究結果,本研究將C-J 爆轟波定義為超燃沖壓發動機穩定燃燒理論邊界.

表1 國內外超燃沖壓發動機試驗結果匯總Table 1 Summary of some typical scramjets experimental results

2 超燃沖壓發動機推進性能理論分析

超燃沖壓發動機的推力增益主要由擴張噴管產生.韓信等[40]對超燃沖壓發動機的尾噴管推力增益進行了理論分析,得到了計算推力的理論公式,如下

式中,F是推力,p1和A1分別是燃燒室出口或噴管入口的壓力和面積,Ma1是燃燒室出口或噴管入口的馬赫數,Ma2是噴管出口馬赫數.從式(3)可看出,決定噴管推力的4 個關鍵參數分別是:燃燒室出口壓力、燃燒室出口面積、燃燒室出口馬赫數和噴管尺度.公式中的最后一項ln(Ma2/Ma1)代表的是噴管尺度的影響.式(3)表明,超聲速燃燒對提高發動機推力是有益處的,提高發動機推力的主要途徑是提高燃燒產物的壓力.

在實際飛行過程中,隨著飛行馬赫數的改變,發動機噴管尺度是固定不變的,而燃燒室出口馬赫數Ma1是變化的.利用式(3)分別對A2/A1=5,10,15,20,25 的無量綱推力進行求解,結果見圖5.從圖5 中可以看出幾個明顯的物理規律.首先,對于固定的噴管面積膨脹比,無量綱推力隨著入口馬赫數Ma1的增加而增加,這是因為在燃燒產物靜壓相同的前提下,更高的馬赫數對應更高的總壓.其次,隨著噴管面積比的增大,無量綱推力增大,但是趨于收斂.當A2/A1＞ 15 以后,變化很小.繼續增大噴管面積比,無量綱推力增加不大,反而會增加發動機重量.

圖5 無量綱推力與噴管入口馬赫數的關系Fig.5 Relationship between dimensionless thrust and inlet Mach number of nozzles

圖6 給出了超燃沖壓發動機、C-J 爆轟發動機和斜爆轟發動機燃燒室的流場示意圖.根據式(3)的理論分析結果可知,無論采用哪一種燃燒模態,發動機的推力增益最終都取決于燃燒室出口壓力和馬赫數.對于超燃和斜爆轟模態,燃燒產物的狀態一般沒有理論解,需要進行數值模擬和試驗測量.但是,對于圖6(c)和圖6(d) 所示的C-J 爆轟發動機和斜爆轟發動機模態,爆轟產物的狀態有理論解,因此可以利用C-J 爆轟理論來分析其燃燒特性和推力性能,獲得影響發動機穩定燃燒和推進性能的關鍵參數和物理規律.

圖6 超燃沖壓發動機、C-J 爆轟發動機和斜爆轟發動機示意圖Fig.6 Schematic of scramjets,C-J detonation engine and oblique detonation engine

將發動機燃燒過程模化為C-J 爆轟波過程,分析了發動機在這種臨界狀態下的燃燒規律和推進性能.選取H2,CH4,C3H8,C8H184 種燃料,分別討論燃燒室入口靜溫、當量比和燃料類型對爆轟波速度和壓比的影響.爆轟波的熱力學狀態采用基于化學平衡原理的方法計算得到.爆轟波速度決定燃燒穩定性,壓比決定發動機的推力.圖7 給出了初始溫度為300 K 的不同當量比下的爆轟波傳播速度.從圖中可以明顯看出,當量比對爆轟波傳播速度的影響非常大.在當量比為ER=1.0 時,H2/Air 的爆轟波速度為1979 m/s,而C3H8/Air 的爆轟波速度為1800 m/s.碳氫燃料的傳播速度普遍比氫氣低100～ 300 m/s,表明碳氫燃料超燃沖壓發動機的燃燒流場更容易穩定.在發動機工作時,已知隔離段內的氣流速度,利用C-J 爆轟理論可以計算得到最大臨界當量比.如果實際工作時的當量比大于該臨界值,發動機就會面臨著不起動的危險.

圖7 初始溫度300 K 下不同當量比的C-J 爆轟波傳播速度Fig.7 C-J detonation velocity under different equivalence ratio at 300 K

圖8 給出了在當量比為1.0 的狀態下,初始溫度對爆轟波傳播速度的影響.從圖可以看出,初始溫度對爆轟波的傳播速度影響不大.對 H2/Air 混合氣體,在300 K和1500 K 下,爆轟波的傳播速度分別為1979 m/s和1830 m/s,速度降低了149 m/s.對碳氫燃料/空氣混合氣體,在300 K和1500 K 下的爆轟波傳播速度分別為1800 m/s和1736 m/s,速度僅降低了63 m/s.研究結果表明,燃燒室入口靜溫的變化對爆轟波傳播速度影響不大,而且隨著溫度的升高,爆轟波的傳播速度略微降低,對維持發動機的穩定燃燒有利.

圖8 不同初始溫度下C-J 爆轟波傳播速度Fig.8 C-J detonation velocity under different static temperature at ER=1.0

接下來研究初始靜溫和當量比對不同混合氣體燃燒壓比的影響.圖9 給出了當量比為1.0 的不同初始溫度下的爆轟波的壓比.從圖中可以看出,燃燒室入口初始溫度對壓比的影響非常顯著.對H2/Air 混合氣體,在300 K和1500 K 下的壓比分別為15和2.93;對C3H8/Air 混合氣體,在300 K和1500 K 下的壓比分別為17.48和3.59.根據式(3),壓比直接影響發動機的推力.因此,為了提高發動機的推力,在保證正常點火的前提下,燃燒室入口氣流的靜溫要盡可能低.從圖9 上還可以看出,碳氫燃料發動機的燃燒壓比比氫氣燃料要高25%左右,表明碳氫燃料具有更大的推力.

圖9 不同初始溫度下的C-J 爆轟波的壓比Fig.9 Pressure ratio under different static temperature at ER=1.0

圖10 給出了靜溫分別為1000 K和1500 K 條件下的壓比隨當量比變化的關系曲線.計算結果給出了兩個重要機理.第一點是,在低當量比狀態下,氫氣和碳氫燃料的燃燒壓比的差別非常小;在高當量比狀態下,二者的差別變得顯著.在當量比為1.0的狀態下,C8H18/Air 的壓比比H2/Air 的壓比高25%左右,意味著碳氫燃料發動機可以產生更大的推力.第二點是,曲線的變化規律不同.對于H2/Air混合氣體,在低當量比下斜率非常大,當ER＞ 0.6 時,斜率開始變小,隨著當量比的繼續增加,壓力不再明顯增加,表明推力不再增加.因此,對于氫氣有一個優化的當量比,大約在ER=0.5 附近,此時發動機的推力性能和燃油經濟性最好.碳氫燃料的曲線與氫氣的截然不同,隨著當量比的增加,壓比近似線性增加,因此,碳氫燃料發動機在當量比為ER=1.0 附近推力最大.

圖10 不同初始溫度下的C-J 爆轟波壓比Fig.10 Pressure ratio under different ER at 1000 K and 1500 K

除了C-J 爆轟波外,還對如圖6(d) 所示的斜爆轟波的燃燒特性開展了二維數值模擬研究,數值算法參考文獻[47],分別研究了飛行馬赫數為9～ 12的飛行狀態.假設來流是當量比為1.0 的預混的氫氣/空氣混合氣體,經過兩道均為9°的楔面壓縮后,再經過一道18°的斜劈壓縮,形成斜爆轟波.表2 給出了不同飛行馬赫數下,來流經過兩道斜劈壓縮后的進氣道出口參數(Ma1,T1)以及斜爆轟后的爆轟參數(p2/p1,Ma2,βODW).圖11 給出了斜爆轟波的溫度云圖.

從表2和圖11可以看出,混合氣體經過斜激波壓縮后,經過一定長度的誘導區后,最終形成斜爆轟波.隨著飛行馬赫數的升高,誘導區的長度變短,斜爆轟波角度變小.對于C-J 斜爆轟波,斜爆轟產物都是超聲速的,斜爆轟產物的壓比約為8 倍.這一結果與C-J 爆轟波的理論分析結果一致(見圖9),這也是C-J 爆轟能夠產生的最高壓比.如果將斜劈角度進一步增大,會形成過驅的斜爆轟波,但是在斜劈后很快衰減為C-J 斜爆轟波,斜劈反而會產生更大的阻力.因此,斜爆轟發動機保持在C-J 斜爆轟狀態附近運行是經濟的.根據表2 的數值模擬結果和式(3),就可以從理論上來預測C-J 斜爆轟發動機的推力性能.

表2 不同飛行馬赫數下斜爆轟發動機參數Table 2 Parameters of oblique detonation under different flight Mach numbers

圖11 斜爆轟波的溫度云圖Fig.11 Temperature contours of oblique detonation waves

3 提高高馬赫數超燃沖壓發動機推力的理論方法

根據已有的研究結果[41-47],在忽略邊界層以及流道面積變化等影響因素的條件下,當超燃沖壓發動機隔離段內的氣流速度大于相應的C-J 爆轟波傳播速度時,爆轟波一定不會向上游傳播,發動機就是絕對穩定的.當來流速度與爆轟波速度相等時,就是臨界狀態,或者是熱壅塞狀態.對于高馬赫數超燃沖壓發動機(Ma≥ 9),發動機會自動滿足上述穩定條件,此時燃料的當量比可以達到 1.0.因此,對于高馬赫數超燃沖壓發動機,隔離段氣流速度和爆轟波的速度差就為進一步提高推力提供了理論空間.

可以將超燃沖壓發動機燃燒室內的流動簡化為經典的一維激波管問題,高溫高壓的燃燒產物是驅動氣體,隔離段內的高溫空氣是被驅動氣體.當激波速度大于來流速度時,激波就會上傳,發動機就是不穩定的.當激波速度小于來流速度時,發動機就是穩定的.發動機燃燒室產生的激波強度可以利用如下激波理論公式來近似計算

式中,P41是燃燒壓比,Ms是逆壓梯度產生的入射激波馬赫數,a14是隔離段聲速和燃燒產物聲速之比,γ1和γ4分別為隔離段內氣體比熱比和燃燒產物比熱比,T1和T4分別為隔離段內氣體溫度和燃燒產物溫度,MW1和MW4分別為空氣的分子量和燃燒產物的分子量.

假設隔離段內的空氣靜溫為1250 K,驅動氣體是當量比為1.0 的H2/O2混合氣體,利用式(4)和式(5)計算的結果見圖12.從圖12 中可以看出,隨著入射馬赫數的增加,所需要的壓比呈指數形式增加.表3 給出了不同飛行馬赫數下的空氣來流經過等熵壓縮到1250 K 后的馬赫數.從表3可以看出,飛行馬赫數10 對應的進氣道出口馬赫數為3.68,飛行馬赫數12 對應的進氣道出口馬赫數為4.63.從圖12可以看出,對飛行馬赫數12,燃燒產生的背壓幾乎不可能產生一道大于進氣道來流馬赫數的激波,不會發生不起動現象.在這種狀態下,可以向發動機內加入額外的燃料和氧化劑,進一步提高其推力,發動機仍然會保持穩定.額外噴注的燃料和氧化劑可以有多種選擇.這種發動機類似于超燃沖壓發動機和火箭發動機的組合.

圖12 激波管入射激波馬赫數Ms 與壓比的關系Fig.12 Relationship between incident shock wave Mach number Ms and driver pressure ratio

表3 不同飛行馬赫數等熵壓縮后的參數Table 3 Parameters behind isentropic compression for different flight Mach numbers

對上述提高推力的理論方法進行了初步的二維無黏數值模擬驗證研究,數值算法參考文獻[47].飛行馬赫數為12,飛行高度為30 km,自由來流靜壓為1197 Pa,靜溫為226.5 K.空氣經過兩道均為12°的楔面壓縮后,進氣道出口氣流靜壓為77.2 kPa,靜溫為1245.8 K,速度為3329.2 m/s,馬赫數為4.7.燃料為氫氣,通過兩個小支板以聲速噴入燃燒室.圖13(a)中支板噴注氫氣,噴注總壓為195.56 kPa,總溫為360 K,此時當量比為1.0;圖13(b)在圖13(a)的基礎上提高噴注總壓至607.95 kPa,噴注氫氧混合氣體,額外噴注的氣體也保持總的當量比為1.0.

圖13 給出了數值模擬得到的燃燒室和噴管內的OH 的等值線圖.從圖中可以看出,對于H2+air的情況,受混合過程的限制,燃燒緩慢;對于H2+air +O2的情況,燃燒非常劇烈,而且發動機仍然保持穩定,沒有產生上傳激波.圖14 給出了沿壁面的壓力分布的比較,可以看出,發動機添加額外的燃料和氧化劑后,燃燒室和噴管壁面壓力顯著升高.圖13(a)的算例中,發動機噴管幾乎無法產生推力,推力大小為319.9 N (取垂直紙面長度為1 m),圖13(b)的算例中,發動機推力為6079.5 N (取垂直紙面長度為1 m),推力增大了將近19 倍.可見添加額外的燃料和氧化劑后,發動機推力顯著增大,同時燃燒流場仍保持穩定.

圖13 燃燒室和噴管中的OH 質量分數云圖Fig.13 The contours of OH mass fraction in the combustor and nozzle

圖14 沿壁面壓力分布 (1 atm=101.3 kPa)Fig.14 The pressure distribution along the wall (1 atm=101.3 kPa)

4 結論

本文對超燃沖壓發動機燃燒室內的爆燃波傳播特性、不同參數對發動機推進性能的影響規律以及提高高馬赫數發動機推力的方法進行了理論研究.通過研究得到以下結論.

(1) 在燃燒室入口初始溫度非常高的情況下,爆燃波的最大傳播速度與C-J 爆轟波的傳播速度非常接近,容易發生爆燃到爆轟的轉變過程.因此在工程應用中,有必要將C-J 爆轟波定義為超燃沖壓發動機的穩定燃燒理論邊界.燃燒室入口的氣流速度要大于爆轟波的傳播速度,發動機燃燒流場才會保持穩定.

(2)超聲速燃燒對提高發動機推力是有益處的,提高發動機推力的主要途徑是提高燃燒產物的壓力.燃燒室入口靜溫對燃燒壓比的影響非常大,是影響推力的關鍵參數.當量比對爆轟波的傳播速度的影響非常大,是影響發動機燃燒穩定性的關鍵參數.氫氣和碳氫燃料的燃燒特性不同,氫氣在當量比為0.5 附近達到最佳推進性能.

(3)對高馬赫數超燃沖壓發動機,隔離段內氣流速度大于C-J 爆轟波傳播速度,自動滿足穩定燃燒安全邊界.在此狀態下,隔離段氣流速度與爆轟波傳播速度之差是提高推力的理論空間,可以通過進一步添加氧化劑和燃料的方式提高發動機推力.對于飛行馬赫數Ma≥ 12 的超燃沖壓發動機,燃燒產生的背壓理論上不可能在隔離段內產生上傳激波,因此可以采用多種方法和技術來提高推力.