爆震燃烧单位时间放热强度大, 熵增低, 基于其构建的热力学循环与传统Brayton循环方式相比, 理论上效率可提高近50%[1].因此, 实现稳定可靠的爆震燃烧, 并将其应用于工程实践从而发展出新型推进与动力技术, 是人们不断追求的目标.
然而, 与缓燃(或爆燃)相比, 爆震燃烧的触发难度高, 可控性差, 对其机理的掌握和认知还十分不充分, 这成为制约爆震燃烧应用于动力推进装置的主要因素.研究者们先后尝试了基于驻波爆震(如在高超声速条件下形成斜爆震)和基于脉冲爆震的推进方式, 特别是针对脉冲爆震发动机开展了大量的研究工作, 取得了一系列成果.但是至今为止, 高效可靠的阀门(机械式或气动式)、稳定可靠的重复点火等关键技术始终没有取得突破, 使得脉冲爆震推进方式的工程应用受到限制.连续旋转爆震是另外一种爆震燃烧现象, 最早于20世纪50年代由苏联人Voitsekhovskii在研究液体火箭发动机燃烧不稳定性时偶然发现[2].
图 1给出了一种圆环型连续旋转爆震燃烧室及燃烧过程示意图.连续旋转爆震通常发生在同轴圆环腔结构(或圆柱结构)的燃烧室内, 可燃混合物经起爆后, 在燃烧室头部形成沿圆周方向传播的爆震波, 高温、高压燃烧产物经膨胀后沿轴向喷出产生推力.连续旋转爆震的特点和优势在于:(1)只需要一次成功起爆, 爆震波即可沿燃烧室圆周方向连续传播; (2)燃烧速率快, 容热强度大, 从而可以大大缩短燃烧室结构长度; (3)可用于吸气式或火箭式发动机以及相关组合循环动力.
连续旋转爆震已经成为继脉冲爆震之后, 受到国内外学术界和工业界高度关注的新型推进技术, 基于连续旋转爆震的动力与推进技术已经成为航空航天领域新的发展趋势.
1 国内外研究进展综述针对连续旋转爆震燃烧技术或者发动机, 本文对国内外的研究进展进行了综述, 为了方便总结, 分别按照国家进行了分类.
1.1 苏联/俄罗斯研究进展20世纪50年代, 苏联拉夫连季耶夫流体力学研究所的Voitsekhovskii发现了液体火箭发动机中发生的旋转爆震燃烧现象.随后, 其研究组首次通过圆盘型实验装置(采用C2H2/O2混合气), 成功获得了连续旋转爆震波[2], 当时的实验装置如图 2(a)所示.他们通过速度补偿摄影技术成功捕捉到连续旋转爆震波的结构, 如图 2(b)所示, 这是世界上首次拍摄到的较为详细的连续旋转爆震波结构.
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| 图 2 Voitsekhovskii团队的旋转爆震实验[2] Fig.2 Experimental facility of the rotating detonation engine at Voitsekhovskii's lab[2] |
拉夫连季耶夫流体力学研究所的Bykovskii等[3]采用不同几何结构的连续旋转爆震燃烧室开展了大量的实验研究, 并且在这些燃烧室内都成功获得了稳定传播的连续旋转爆震波. 图 3给出他们研究中所采用的燃烧室几何结构, 包括圆环形、带锥形管的圆环形、产物向边缘扩散的扁平圆盘形以及产物向中心扩散的扁平圆盘形等不同形式.他们还进一步针对多种不同的燃料/氧化剂喷注方式[4-6]开展了实验研究, 获得了稳定传播的连续旋转爆震波.喷注方式包括交叉喷注的双喷注、氧化剂切向和燃料轴向喷注、燃料和氧化剂轴向喷注、燃料和氧化剂共轴喷注和对撞喷注等, 如图 4所示.实验结果表明, 无论采用何种喷注方式, 保证燃料和氧化剂良好的掺混是形成稳定传播的连续旋转爆震波的关键.
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| 图 3 不同几何构型的连续旋转爆震燃烧室结构示意图[3] Fig.3 Schematic diagram of rotating detonation engine with different geometric configurations[3] |
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| 图 4 连续旋转爆震燃烧室不同喷注形式示意图[3] Fig.4 Schematic diagram of different injection forms of rotaing detonation combustor[3] |
Bykovskii等[4-8]还针对不同的燃料和氧化剂组合开展了实验研究, 采用的气体燃料包括H2, CH4, C2H2, C3H8, CO/H2和二元混合气等, 液态燃料包括汽油、煤油和酒精等.实验中采用的氧化剂主要为空气与氧气两种.他们还研究了不同燃料/氧化剂的质量流量, 以及燃烧室出口的反压变化等因素, 对连续旋转爆震波稳定性及传播模态的影响, 并且总结了影响连续旋转爆震波稳定传播的主要参数[9].上述研究表明, 保证燃料和氧化剂的充分掺混以及沿轴向的填充高度是连续旋转爆震波稳定自持传播的必要条件.
俄罗斯莫斯科脉冲爆震燃烧研究中心的Frolov等[10]采用氢气和空气, 测试了直径分别为50和100 mm的连续旋转爆震发动机工作特性.他们通过控制气源压力, 在相同喷注条件下对比研究了连续旋转爆震发动机与常规等压燃烧火箭发动机的推力和比冲特性.研究结果表明, 连续旋转爆震发动机在相同的空气压力供给条件下(图 5中1~4分别对应不同的空气供给压力), 以较小的氢气压力供给条件便可产生比传统火箭发动机更大的推力, 连续旋转爆震发动机的比冲相对于传统火箭发动机提高了约6%~7%.
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| 图 5 连续旋转爆震发动机与火箭发动机的比冲和推力性能对比[10] Fig.5 Comparison of specific impulse and thrust between rotating detonation engine and rocket engine[10] |
为了获得喷管对连续旋转爆震发动机推力和比冲特性的影响规律, Frolov等[11]在已有直径为50和100 mm的连续旋转爆震发动机后加装喷管, 并开展了实验研究.实验结果表明, 与未安装尾喷管的连续旋转爆震发动机相比, 加装收缩扩张喷管能显著提高发动机的推力和比冲, 并且降低爆震波的传播速度.
随后, Frolov等[12]成功测试了直径为406 mm的大尺寸连续旋转爆震发动机, 发动机采用氢气和空气分别作为燃料和氧化剂, 实验装置和实验结果如图 6所示.实验中, 他们借助压力传感器和离子探针, 在连续旋转爆震燃烧室内观测到了单个、两个及多个爆震波的传播现象.实验中连续旋转爆震发动机的总质量流率达到7.5 kg/s, 发动机最大净推力达到6 kN, 最大比冲达到3 000 s.实验还发现收缩扩张尾喷管能够提高旋转爆震燃烧室内的爆震波数量和推力.
Frolov等[13]对直径406 mm的连续旋转爆震发动机开展了三维数值模拟研究, 获得发动机的比冲为3 000 s, 数值结果如图 7所示.
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| 图 7 连续旋转爆震燃烧室数值计算结果[12] (t=7.65 ms) Fig.7 Numerical results of the rotating detonation combustor[12] (t=7.65 ms) |
进一步, Frolov等[14]采用氢气作为燃料, 在Mach数为4的风洞中对冲压式旋转爆震发动机进行了实验研究, 如图 8(a)所示. 图 8(b)给出了实验获得的旋转爆震冲压发动机4个不同测点压力随时间的变化关系.在实验中, 他们还分别观测到了沿周向连续旋转传播以及沿纵向脉冲式传播的爆震波.
2017年, 俄罗斯航空工业Alegamas能源公司、拉夫连季耶夫流体力学研究所和莫斯科航空学院共同组建了爆震液体火箭发动机实验室.该实验室在世界上首次对一台全尺寸的液氧/煤油连续旋转爆震火箭发动机成功进行了实验, 并且获得了频率约20 kHz的稳定传播的连续旋转爆震波(大致为8 000 r/s的传播速度), 实验装置如图 9所示.为了保证连续旋转爆震火箭发动机的正常工作, 俄罗斯Keldysh热障涂层研究中心专门为这台发动机设计了热涂层材料, 使得连续旋转爆震发动机能够在超高温条件下实现反复工作.实验发现, 相对于相同推力量级的常规火箭发动机, 连续旋转爆震火箭发动机的推力提高了10%, 比冲提高了10%~15%.实验结果充分验证了将爆震燃烧应用于火箭发动机的性能优势[15].
回顾苏联/俄罗斯研究者的研究进程, 不难看出早在20世纪50年代, 苏联科学家就在液体火箭发动机的研制过程中发现了旋转爆震燃烧现象, 并针对连续旋转爆震燃烧室的理论建模和实验测试开展了大量研究.
通过研究不同燃烧室构型、不同燃料/氧化剂、不同几何尺寸等影响因素, 获得了这些因素对连续旋转爆震燃烧特性的影响规律.在发动机工程化方面, 苏联/俄罗斯研究者较早开展探索研究, 实验测试结果验证了爆震燃烧技术应用在火箭发动机上的优势.
1.2 美国研究进展20世纪60年代, 美国密西根大学的Nicholls[16]就连续旋转爆震发动机作为未来潜在推进装置的可行性进行了详细论证研究.他们在环形燃烧室内实验获得了连续旋转爆震波, 当时的实验装置如图 10所示, 然而, 令人遗憾的是实验中产生的爆震波并未能实现持续稳定的传播.
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| 图 10 密西根大学连续旋转爆震发动机实验装置图[16] Fig.10 Experimental setup of the rotating detonation engine at University of Michigan[16] |
21世纪初, 美国普惠公司开展了连续旋转爆震发动机的实验研究.公司的研究人员采用C2H2/O2作为燃料/氧化剂, 分别对燃料/氧化剂单独喷注和预混气喷注两种喷注形式进行了实验研究.但是, 由于预混气喷注发生的回火事故, 导致整个实验台被烧毁而终止研究.随后, 美国空军技术研究所(Air Force Institute of Technology)、美国空军研究实验室(Air Force Research Laboratory)、美国海军研究实验室(Naval Research Laboratory)、美国Aerojet Rocket dyne公司、美国国家能源部技术实验室(National Energy Technology Laboratory)、德克萨斯大学阿灵顿分校和辛辛那提大学等研究机构都相继开始了连续旋转爆震发动机的理论、数值和实验研究工作.
美国空军技术研究所的Russo等[17-18]基于美国普惠公司提供的直径3 in(1 in=25.4 mm)的连续旋转爆震发动机实验平台, 如图 11(a)所示, 采用氢气/空气作为燃料/氧化剂开展实验研究工作, 研究了质量流量、当量比等参数对连续旋转爆震波的影响. Shank等[19-20]设计了一台直径6 in的连续旋转爆震发动机, 实验装置如图 11(b)所示.他们在实验中成功观测到了爆震波正向传播、反向传播以及双爆震波对撞的3种传播模式, 并通过高速摄影技术对这3种传播模式进行了验证. Thomas等[21]采用美国普惠公司的连续旋转爆震发动机方案, 对不同质量流率和当量比条件下的连续旋转爆震发动机工作特性开展了大量的实验研究, 发现在富燃工作条件下的大部分工况均能成功产生爆震.
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| 图 11 美国空军技术研究所的连续旋转爆震发动机实验装置图[22] Fig.11 Experimental facility of the rotating detonation engine at the Air Force Institute of Technical [22] |
由于爆震燃烧具有自增压特性, 将爆震燃烧室与涡轮进行组合具有潜在的性能提升优势.因此, Tellefsen等[22-23]尝试使用在连续旋转爆震发动机尾部安装收敛喷管的形式来模拟涡轮对连续旋转爆震波传播特性的影响, 实验装置如图 12(a)所示.实验结果表明, 尾喷管导致旋转爆震波的传播速度减慢, 并且燃烧室内的压力出现了明显的振荡.进一步, 为了验证连续旋转爆震排气对涡轮的影响, 他们还分别在直径3和6 in的连续旋转爆震发动机出口处安装涡轮, 实验装置如图 12(b)所示.实验结果表明, 高温的爆震产物极易导致涡轮叶片出现损坏, 同时燃烧室出口导向叶片处的静压也下降了大约26.3 Psi(33.5%).
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| 图 12 美国空军技术研究所的连续旋转爆震涡轮发动机实验装置图[23] Fig.12 Experimental facility of the rotating detonation turbine engine at the Air Force Institute of technical[23] |
Matt Fotia等[24-25]自主设计了小型连续旋转爆震发动机实验台, 如图 13所示.利用该实验台, 研究了燃烧室长度和尾喷管类型对燃烧室内空气及喷注压力的影响.实验发现, 燃烧室的长度越短, 燃烧室内喷注效率越高.采用不同的尾喷管类型和燃烧室长度并不能对发动机的比推力产生影响. Fotia等[25-26]还采用氢气/空气、乙烯/空气以及煤油/氧气等多种燃料/氧化剂组合, 实现了连续旋转爆震波的成功起爆和稳定传播, 并且分析了质量流量、当量比以及氧气含量对连续旋转爆震发动机推力和比冲特性的影响规律[27].实验结果表明, 发动机的推力随着质量流量的增加而不断提升, 比冲随着当量比的增加而不断减小, 且提高空气中的氧气含量能显著提高发动机的推力和比冲.
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| 图 13 连续旋转爆震发动机实验装置及不同尾喷管示意图[24] Fig.13 Experimental facility of the rotating detonation engine with different nozzles[24] |
Fotia等[25]采用氢气和空气分别作为燃料和氧化剂进行实验, 研究了环形燃烧室宽度对连续旋转爆震发动机比推力的影响规律.实验结果表明, 在相同的质量流量下, 环形燃烧室宽度越小, 比推力越高. Theuerkauf等[28-30]设计了直径6 in的可视化连续旋转爆震发动机外壁面, 氢气和空气分别作为燃料和氧化剂, 开展了连续旋转爆震发动机壁面热平衡的实验研究, 实验装置如图 14所示.实验采用高频温度传感器测量了壁面热流, 发现燃烧室热量随空气质量流量、当量比的增加而增加.实验中测量到的发动机壁面最大热流密度达到9 MW/m2, 而最小热流密度低于1 MW/m2.此外, Braun等[31]采用简化模型, 对壁面层的流动及传热特性进行了评估. Meyer等[32]采用实验方法研究了燃烧室热流的变化规律, 发现热流随着空气质量流量、当量比和爆震波速的增加而增加.
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| 图 14 美国空军研究实验室6 in发动机和热传感器示意图[32] Fig.14 Schematic diagrams of the rotating detonation engine with a 6 in diameter and the thermal sensor at Force Research Laboratory[32] |
Rankin等[33]将连续旋转爆震发动机外壁替换成了可视化的石英玻璃, 实验装置如图 15(a)所示.他们通过OH基化学发光的实验手段研究了连续旋转爆震发动机中的流场特性, 如流场结构、爆震波高度、爆震波角度、斜激波角度、剪切层角度和接触面角度等.随后, Rankin等[34]还借助OH基化学发光成像技术对非预混连续旋转爆震发动机开展了研究, 获得了空气质量流率、当量比、空气喷注面积和燃料喷注方案对连续旋转爆震波的影响规律.实验结果表明, 在较高的质量流率下燃烧室内会出现单波向双波转变的现象.同时, 他们发现OH基在燃烧室内的分布在贫燃条件下将变得更为广泛, 而富燃条件下的OH基则主要集中在爆震波锋面附近较窄的区域内.实验中他们还清楚地观测到了爆震波前方的高压力强度区域及爆震波胞格结构, 如图 15(b)所示.
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| 图 15 可视化连续旋转爆震燃烧室及OH基化学发光实验[34] Fig.15 Visualized rotating detonation combustor and OH chemiluminescence experiment[34] |
美国空军实验室的Fotia等[25]自主设计了直径10 in的连续旋转爆震发动机, 实验装置如图 16所示.实验研究了燃烧室入口高温空气对连续旋转爆震发动机性能的影响.实验结果表明, 高温空气虽然能提高连续旋转爆震发动机的比冲和比推力, 但并不明显.随后, Fotia等[25]还针对直径6和10 in的连续旋转爆震燃烧室开展了对比研究, 研究表明燃烧室直径的变化对比推力的影响并不显著.
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| 图 16 美国空军研究实验室直径10 in连续旋转爆震发动机[25] Fig.16 Experimental facility of the rotating detonation engine with a 10 in diameter at Air Force Research Laboratory[25] |
美国海军研究室的Kailasanath等[35-38]针对连续旋转爆震发动机开展了大量的数值模拟研究, 获得了采用H2/C2H2作为燃料/氧化剂的连续旋转爆震波详细流动结构, 以及燃烧室几何尺寸(长度、宽度和直径)、来流总压、燃烧室出口背压和喷注面积等因素对发动机推力特性的影响规律.数值计算结果表明, 在较低的压比(背压/喷注压力)条件下, 环形燃烧室的长度对发动机推力特性的影响较大.然而, 在较高压比条件下, 燃烧室的长度对推力的影响并不明显.研究还表明, 发动机的质量流量只与来流总压成正比例线性关系.
Schwer等[39-40]还研究了不同喷嘴几何构型、喷嘴面积比、喷注压力等因素对连续旋转爆震波流场特性和发动机性能的影响, 并针对连续旋转爆震波对集气腔扰动的影响进行了数值模拟.数值计算结果表明, 爆震波压力反传导致集气腔中出现显著的压力振荡.
针对连续旋转爆震发动机爆震燃烧产物排放, Schwer等[41]通过数值模拟, 分析了NOx在连续旋转爆震燃烧室头部的分布规律.他们发现, 大部分NOx分布在温度较高的爆震波和爆震波后的膨胀气流中, 而在温度相对较低的爆燃反应区域则未见NOx产生.通过数值手段比较了相同条件下连续旋转爆震和脉冲爆震两种不同燃烧方式的NOx排放指标, 发现连续旋转爆震的NOx排放指标要明显低于脉冲爆震.
从2010年起, 美国Aerojet Rocketdyne公司的Edward等[42]开展了超过600次的连续旋转爆震发动机热试车.其研究计划包括了概念验证, 利用气态燃料(H2, CH4, C2H6, 天然气)成功实现起爆和稳定爆震, 结合等离子体技术实现效率提升, 采用液态燃料(JP-8, JP-10)成功实现起爆和稳定爆震等内容, 总结在表 1中.他们还利用燃烧产物探测对连续旋转爆震发动机产物排放进行采样分析, 进一步对连续旋转爆震涡轮组合技术开展实验测试, 对连续旋转爆震燃气轮机开展建模等一系列的理论、数值和实验研究工作.
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下载CSV 表 1 Aerojet Rocketdyne公司连续旋转爆震发动机研究[42] Tab.1 Research on rotating detonation engine at Aerojet Rocketdyne co., ltd[42] |
从2015年起, 美国国家能源部技术实验室的Ferguson[43]利用美国空军研究实验室关于连续旋转爆震燃烧室的设计理念, 搭建了连续旋转爆震发动机, 实验装置如图 17所示.采用氢气和空气分别作为燃料和氧化剂, 实验研究了当量比、空气进气温度等条件对连续旋转爆震波的压力和速度特性的影响.实验结果表明, 当量比从0.6增加至1.0时, 燃烧室的压力出现先增加再减小的趋势.同时, 爆震波的传播速度也出现了小幅度的增加.他们还发现提高空气的温度能增加燃烧室内爆震波的数量.此外, 还借助纹影技术研究了喷注口与爆震波的相互作用规律, 发现爆震波极易导致喷注口处当量比出现不均匀现象.
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| 图 17 美国能源部技术实验室连续旋转爆震发动机实验台[43] Fig.17 Experimental facility of the rotating detonation engine at the U.S. Department of Energy Technology Laboratory[43] |
辛辛那提大学Anand等[44]针对有无中心柱的两种连续旋转爆震发动机, 开展了大量研究工作, 实验装置如图 18所示.他们在不同空气和燃料质量流率条件下(空气质量流量300~500 g/s, 当量比0.5~1.9)对多种不同几何喷注构型的旋转爆震燃烧室进行了实验研究.实验观测到了4种不稳定现象:混沌不稳定、盈亏不稳定、模态转换和轴向脉冲爆震不稳定.他们还针对3种不同的燃料喷注和两种空气喷注方案, 对连续旋转爆震发动机的工作范围和爆震波传播速度等性能进行了实验研究[45].实验结果表明, 3种喷注方案具有类似的工作特性, 并在最大长径比L/D的燃料喷注方案中均观测到连续旋转爆震燃烧室内出现了不稳定的爆震现象.他们还对连续旋转爆震燃烧室空气入口和燃料集气腔的行为特性开展了实验研究[46].实验观测到在空气喷注口处出现了来自于连续旋转爆震波的强压力反传现象.此外, 还对旋转爆震发动机内的燃料/氧化剂的混合性能和冷态喷注特性开展了数值仿真研究[47], 研究结果表明反应物主要通过在交叉流动中所形成的反向旋转涡对完成混合.
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| 图 18 辛辛那提大学连续旋转爆震发动机实验台[44] Fig.18 Experimental facility of the rotating detonation engine at the University of Cincinnati[44] |
美国俄亥俄州立大学的Suchocki等[48]采用氢气和空气分别作为燃料和氧化剂, 对连续旋转爆震发动机中爆震波数量与质量流量的相互关系进行了实验研究.他们发现连续旋转爆震发动机存在3种传播模式:单爆震波、混合单/双爆震波以及双爆震波.还分别采用普通空气和富氧空气作为氧化剂对连续旋转爆震发动机进行了推力性能测试, 获得了超过200 lb的推力.
图 19展示了美国德克萨斯大学阿灵顿分校的Braun等[49]自主设计的两套连续旋转爆震发动机.针对如图 19(a)所示第1套发动机, 采用H2/O2和C3H8/O2成功实现爆燃转爆震的起爆过程, 但遗憾的是爆震波在传播数周之后便熄灭了.针对图 19(b)所示的第2套发动机, 采用了H2/O2作为燃料/氧化剂, 成功获得了连续旋转爆震波, 但是始终未得到自持传播的旋转爆震波. Braun等[50]还针对爆震波途经喷注小孔时引起的集气腔压力振荡现象开展了实验研究, 获得了燃料集气腔内压力振荡恢复时间与爆轰波压力之间的无量纲关系.
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| 图 19 德克萨斯大学阿灵顿分校连续旋转爆震发动机实验台[49-50] Fig.19 Experimental facility of the rotating detonation engine at the University of Texas at Arlington[49-50] |
普渡大学的Heister等[51]从喷注动力学特性、小尺寸燃烧室设计、压力增益评估、入口和出口参数测量、尾气排放测量和数理建模等诸多关键性问题入手开展实验和数值模拟研究.目前他们已经建立了二维实验装置, 实验装置如图 20所示.此外, 他们还自主设计了大尺寸的连续旋转爆震发动机实验台, 并且采用甲烷/空气作为燃料/氧化剂, 在Aerojet Rocketdyne公司的协助下开展了实验测试, 测试台如图 21所示.
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| 图 20 普渡大学连续旋转爆震燃烧室二维实验台[51] Fig.20 Experimental facility of a 2D rotating detonation combustor at the Purdue University[51] |
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| 图 21 普渡大学连续旋转爆震发动机实验台[51] Fig.21 Experimental facility of the rotating detonation engine at the Purdue University[51] |
美国密歇根大学始终是爆震燃烧技术研究的优势力量, 无论脉冲爆震发动机还是连续旋转爆震发动机的概念雏形都起源于此.美国研究者从20世纪60年代开始, 陆续开展不同类型的连续旋转爆震燃烧室实验测试研究, 探索了独立喷注/预混喷注、无中心柱构型、不同燃烧室几何尺寸、不同喷管构型等影响因素, 获得了上述因素对连续旋转爆震燃烧特性的影响规律.
总结起来发现, 可见的研究报道表明美国在连续旋转爆震燃烧室的研究主要集中在气态燃料.美国的研究团队还较早开展了连续旋转爆震燃烧室与涡轮组合工作的探索研究, 实验测试结果验证了爆震-涡轮组合的可行性.
1.3 法国研究进展法国MBDA公司的Daniau等[52]和Falempin等[53-56]与俄罗斯科学院的LIH研究所合作开展了连续旋转爆震发动机的研究工作.实验采用氢气/液氧、煤油/空气、煤油/氧气等多种燃料/氧化剂组合, 在长度100 mm, 内径50 mm的连续旋转爆震发动机中成功实现了旋转爆震波的点火起爆和稳定传播. 图 22是实验测试图片和发动机的三维模型.他们在以煤油/氧气组合的连续旋转爆震发动机上获得了2 750 N的推力.同时, 还测量了燃烧室外壁面的热流, 实验发现燃烧室头部的热负荷最为严重, 并且在采用H2/O2组合的发动机燃烧室外壁面测量到高达12~17 MW/m2的热流.因此, 为了保证发动机能够进行长时间的工作, MBDA采用C/SiC复合材料来加工连续旋转爆震发动机, 并且对其进行了长达5 s的实验测试, 并通过喷注腔室分区的方法成功实现了发动机推力矢量调节.
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| 图 22 法国MBDA公司的连续旋转爆震发动机实验台[54] Fig.22 Experimental facility of the rotating detonation engine at the MBDA[54] |
法国的燃烧/空气动力和反应环境研究所的Eude等[57]和Davidenko等[58]通过二维数值模拟研究了连续旋转爆震波在环形燃烧室内反射、弯曲和速度亏损的问题, 并且对比研究了二维和三维数值模拟的连续旋转爆震波流场结构差异.数值结果表明, 在相同的喷注条件下, 二维和三维的连续旋转爆震发动机内流场结构基本保持一致.他们还通过理论分析了基于氢/氧组合的火箭发动机和连续旋转爆震发动机在不同当量比和喷注压力条件下的热力学循环效率和比冲特性, 计算结果表明连续旋转爆震发动机相比于火箭发动机具有明显的热力学循环效率和比冲优势.
在20世纪初, 法国与苏联的科学家合作, 分别针对气相和液相的连续旋转爆震发动机开展实验研究, 成功在小尺寸的连续旋转爆震燃烧室中获得稳定传播的连续旋转爆震波.法国研究者还首次把复合材料应用于连续旋转爆震燃烧室, 以获得较长的工作时间.
1.4 波兰研究进展波兰华沙理工大学的Wolanski等[59]和Kindracki等[60-62]采用CH4, C2H6, C3H8/O2等多种燃料和氧化剂组合, 针对直径46和150 mm的两种尺寸连续旋转爆震发动机开展了大量的实验研究, 成功实现了自持传播的连续旋转爆震波.他们分析了不同初始压力条件下连续旋转爆震波的起爆和传播过程的稳定性.随后, 对连续旋转爆震发动机进行了推力和比冲性能测试, 发动机实验台如图 23所示.其中外径46 mm的小尺寸连续旋转爆震发动机在初始压力为0.1bar时可获得约43 N的推力, 而150 mm的大尺寸连续旋转爆震发动机可获得250~300 N的推力, 比冲为120~146 s.
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| 图 23 华沙理工大学连续旋转爆震发动机实验台[61] Fig.23 Experimental facility of the rotating detonation engine at the Warsaw University of Technology[61] |
Kindracki等[63]采用煤油/空气作为燃料和氧化剂进行实验, 研究了连续旋转爆震波的起爆和传播过程, 发现煤油/空气作为燃料/氧化剂在常温条件下并不能实现连续旋转爆震波的自持传播, 只有在空气流中添加氢气后才能促成连续旋转爆震波的起爆和自持传播, 发动机实验台如图 24(a)所示.他们还与日本研究者合作提出了旋转爆震涡轮发动机的概念, 并申请获得了美国专利[64].进一步, 用连续旋转爆震燃烧室替换了GTD350涡轮喷气式发动机中传统的燃烧室, 并进行了大量的实验测试, 实验装置如图 24(b)所示.实验中通过在煤油中加入少量的氢气成功获得了稳定的连续旋转爆震波, 实验结果也充分验证了连续旋转爆震涡轮发动机工程应用的可行性[65].
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| 图 24 华沙理工大学连续旋转爆震发动机实验台[65] Fig.24 Experimental facility of the rotating detonation engine at the Warsaw University of Technology[65] |
波兰航空研究院的Kawalec等[66]自主设计了连续旋转爆震发动机贴片式喷注结构, 贴片式喷注设计方案有效提高了发动机喷注结构更换的便捷性, 实验装置如图 25所示.他们借助安装了贴片式喷注器的连续旋转爆震发动机, 实验研究了当量比对连续旋转爆震燃烧室平均压力的影响, 研究结果表明燃烧室平均压力随着当量比的增加不断减小.此外, 还研究了当量比对连续旋转爆震发动机比冲特性的影响, 实验结果表明, 连续旋转爆震发动机的比冲随着当量比的增加而不断减小.
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| 图 25 波兰航空研究院新型连续旋转爆震发动机实验台[66] Fig.25 Experimental facility of the rotating detonation engine at the Polish Aviation Institute[66] |
Kawalec等[67]基于直径200 mm的大尺寸连续旋转爆震火箭发动机, 采用CH4/O2的燃料/氧化剂组合进行实验, 研究了燃气混合参数对发动机性能的影响.实验中他们通过加入自主设计的狭缝型喷管实现对节流比的控制.实验分别测试了当量比为0.85的条件下, 不同的质量流量(0.12, 0.17, 0.22和0.32 kg/s)的发动机比冲特性.实验结果表明, 发动机比冲随着质量流量的增加而逐渐升高.他们还研究了80%和60%两种节流比条件下, 燃烧室室压对发动机比冲特性的影响.实验结果表明, 节流比为60%时的发动机能在较小的室压条件下获得较大的比冲.此外, 他们还研究了在相同节流比及质量流量分别为0.12, 0.17, 0.22和0.32 kg/s的条件下, 不同环形燃烧室高度(4, 6和8 mm)对发动机比冲特性的影响, 实验结果表明, 6和8 mm环形燃烧室宽度的发动机比冲要明显高于4 mm燃烧室高度的发动机, 但6和8 mm环形燃烧室宽度的发动机之间的比冲相差不大.
Kawalec等[67]基于直径225 mm的大尺寸连续旋转爆震火箭发动机, 采用煤油/空气和汽油/空气的燃料/氧化剂组合进行实验, 如图 26所示, 实验中成功获得了稳定的连续旋转爆震波, 实验结果也充分验证了煤油两相连续旋转爆震发动机工程应用的可行性.
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| 图 26 波兰航空研究院煤油/空气连续旋转爆震发动机实验台[67] Fig.26 Experimental facility of the kerosene/air rotating detonation engine at the Polish Aviation Institute[67] |
波兰航空研究院的Folusiak等[68-72]和Swiderski等[73-74]还分别使用预混Euler模型、非预混Euler模型以及非预混黏性模型, 对实验中采用的连续旋转爆震发动机模型进行了三维数值仿真研究.
波兰从20世纪70年代开始, 针对气相和液相的连续旋转爆震发动机开展实验研究.在科学研究方面, 他们尝试了不同初始压力、多种燃料与氧化剂的组合和不同喷注形式的研究, 均获得了稳定的连续旋转爆震.在工程应用方面, 波兰研究团队较早地将涡轮轴发动机中的常规燃烧室替换成连续旋转爆震燃烧室, 并进行了大量的测试, 实验结果验证了爆震涡轮发动机的可行性.
1.5 日本、韩国和新加坡研究进展日本名古屋大学的Hishida等[75]采用2步的氢气/空气反应机理, 通过数值计算研究了连续旋转爆震发动机的流场动力学特性, 获得了连续旋转爆震波详细的流场特征, 数值计算结果如图 27所示.他们还研究了驻波爆震和爆震波三波点结构以及胞格尺寸的特性.
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| 图 27 连续旋转爆震波流场特征数值仿真结果[75] Fig.27 Numerical simulation of the flow field in rotating detonation engine[75] |
日本的Hayashi等[76]采用氢/氧混合气和详细的化学反应机理对连续旋转爆震发动机开展了二维和三维数值模拟研究, 并且比较了相同喷注条件下二维和三维连续旋转爆震发动机内流场结构的区别.数值结果表明, 在相同的喷注条件下, 二维和三维的连续旋转爆震发动机内流场结构基本保持一致, 且爆震波传播速度基本接近于96%的理论CJ速度. Hayashi等[76]采用JP10/空气和两步的化学反应机理对两相连续旋转爆震发动机开展了二维和三维的数值仿真研究, 数值结果揭示了爆震波锋面和接触边界之间的振荡机制.
日本九州工业大学反应流体动力实验室的Tsuboi等[77-79]通过二维和三维的数值仿真技术, 研究了不同收缩扩张喷管和碳氢燃料(CH4和C2H4)等对连续旋转爆震发动机出口压力振荡的影响, 数值计算结果如图 28所示.数值结果表明收缩扩张型喷管能很好地抑制爆震燃烧室出口产物排放的压力振荡.
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| 图 28 连续旋转爆震发动机收缩扩张喷管的Mach数分布[79] Fig.28 Distribution of Mach number of expansion nozzle in a rotating detonation engine[79] |
日本名古屋大学的Kasahara等[80]自主发展了一套由连续旋转爆震火箭提供动力的滑轨系统, 并采用乙烯/氧气组合对该滑轨系统进行了实验研究, 实验装置如图 29所示.实验过程中连续旋转爆震火箭轨道车成功在70 m长的滑轨上进行了2 s的滑跑, 且平均推力和比冲分别达到了201 N和144 s.此外, 他们还研究了发动机不同尾喷管构型以及喷注形式对推力性能的影响, 实验结果表明加装收缩喷管能提高大约10%的推力.
Kasahara等[80]开展了针对S520探空火箭的连续旋转爆震火箭发动机实验研究, 如图 30所示.实验得到的连续旋转爆震火箭发动机比冲达到了理想火箭比冲的90%以上.
新加坡的Yi等与波兰华沙理工大学的Wolanski合作[81-83], 通过数值模拟研究了不同设计参数(总压、总温、喷注面积比、燃烧室轴向长度和爆震波数量)对连续旋转爆震发动机推进性能的影响.计算结果表明, 连续旋转爆震发动机的性能强烈依赖于发动机的喷注条件, 而对燃烧室长度和爆震波的数量依赖性不高.此外, 他们还对连续旋转爆震发动机和单管脉冲爆震发动机的性能进行了比较, 研究结果表明, 在相同的初始条件下连续旋转爆震发动机的总冲量要明显高于脉冲爆震发动机.
韩国釜山国立大学的Choi[84]通过二维的数值仿真研究了连续旋转爆震波, 获得了旋转爆震波详细的流场结构, 数值计算结果如图 31(a)所示.此外, 他们还实现了对连续旋转爆震发动机的自主设计, 实验装置如图 31(b)所示, 他们通过实验比较了圆锥体和钝体两种喷管结构对连续旋转爆震发动机性能的影响, 研究结果表明采用圆锥体喷管结构相对于钝体喷管可提高10%~30%的推力和比冲特性.
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| 图 31 釜山国立大学的数值仿真结果及实验设计[84] Fig.31 Numerical simulation and experimental design at Busan National University[84] |
日本关于连续旋转爆震发动机的研究开始于20世纪80年代末, 主要以名古屋大学、九州大学和青山学院为主.九州大学和青山学院主要以二维和三维的数值仿真技术开发为主, 研究了连续旋转爆震流场动力学特征.名古屋大学则更加侧重与工程化紧密结合的实验研究, 他们成功实现了百牛推力量级的旋转爆震发动机的实验测试; 同时还联合日本宇航局共同研制连续旋转爆震火箭发动机, 并制定了发射计划.
新加坡研究者分别针对连续旋转爆震实验测试和数值仿真开展研究, 目前研究处于小尺寸连续旋转爆震燃烧室的实验验证阶段.
韩国釜山国立大学开展了针对连续旋转爆震发动机的研究, 目前进行了连续旋转爆震流场动力学特征数值仿真和不同喷管结构对发动机性能影响的实验探索.
1.6 中国研究进展国防科技大学自主设计了多种不同类型的连续旋转爆震发动机, 其实验装置如图 32所示, 利用该实验台研究者开展了大量的研究工作[85-93].从燃烧室压力与背压的比例关系出发, 深入分析了连续旋转爆震波的稳定性.采用H2/air作为燃料/氧化剂, 研究了环形燃烧室宽度、来流总温以及出口收缩比等几何尺寸参数对连续旋转爆震波流场结构、传播过程及推力性能的影响规律.实验结果表明, 随着环形燃烧室宽度减小, 连续旋转爆震波的峰值压力逐渐升高.此外, 来流高总温有利于燃料和氧化剂的混合, 进而提高爆震波后反应区的释热量和爆震波传播速度.采用扩张和收缩扩张喷管对发动机推力性能的提升分别为20%和50%.
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| 图 32 国防科技大学设计的连续旋转爆震发动机[89] Fig.32 Experimental facility of the rotating detonation engines at the National University of Defense Technology[89] |
国防科技大学的研究者还分别采用CH4/O2, H2/air作为燃料/氧化剂, 针对无中心柱的连续旋转爆震燃烧室开展了实验研究, 获得了连续旋转爆震波的详细结构及传播模式, 并测量了单/双波模式下发动机的推力, 发现在单波模式下发动机可获得的有效推力为183.7 N, 双波模式下的发动机推力可达到808.5 N.因此, 燃烧室内爆震波数量的增加有助于为发动机提供更大的推力.
国防科技大学刘世杰等[94]基于对连续旋转爆震发动机的大量实验和数值仿真研究n, 自主设计了吸气式的连续旋转爆震冲压发动机, 实验装置如图 33(a)所示.此外, 还在风洞中开展了自由射流实验研究, 对连续旋转爆震波的传播和推力特性进行了测试, 实验装置如图 33(b)所示.实验成功实现了稳定的连续旋转爆震.爆震波的传播频率达到了8.35 kHz, 传播速度相当于CJ理论值的90%.
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| 图 33 国防科技大学的吸气式连续旋转爆震发动机及自由射流实验台[94] Fig.33 Experimental facility of the air breathing rotating detonation engine and free jet test bench at the National University of Defense Technology[94] |
刘世杰等[85-90]对采用H2/air预混气的旋转爆轰发动机内流进行了二维和三维数值模拟, 详细研究了连续旋转爆震发动机起爆过程, 并且分析了连续旋转爆震波的流场结构特性.他们对比研究了爆震波前填充的可燃混合气层高度对爆震波的结构及传播过程的影响.数值计算表明爆震波宽度较小时容易受到侧向稀疏波的影响而发生爆震波前导激波与反应区的解耦.林伟等[91]则通过二维数值计算, 研究了热射流的不同入射位置、入射宽度和入射倾角等因素对发动机中爆震波起爆的影响规律, 数值计算结果表明热射流的速度越快越有利于爆震波的起爆, 热射流入射的位置在朝向燃烧室侧壁的位置有利于壁面反射激波与反应区耦合而产生爆震, 提高热射流的入射面积有利于起爆.
南京理工大学的马虎等[95-102]采用气态和液态燃料对连续旋转爆震发动机进行了大量的研究, 实验研究了入口总压、外界反压和轴向长度等因素对发动机性能的影响.实验结果表明, 爆震波的压力、温度和高度都受到了入口总压的影响, 同时入口总压和外界背压对氧化剂和燃料的混合也有较大影响, 并进一步影响爆震波的稳定传播.此外, 还发现发动机的轴向长度在200 mm时获得最大比冲.
Peng等[103]采用普通火花塞点火方式进行实验, 研究了连续旋转爆震发动机的起爆和爆震波传播过程, 实验装置如图 34所示.实验发现在普通火花塞点火条件下连续旋转爆震发动机成功起爆率达到了94%.郑权等[104-105], 李宝星等[106]和王研艳等[107]采用液态汽油作为燃料, 通过在空气中补氧的方式成功获得了连续旋转爆震波.实验结果表明爆震波传播速度的亏损受到液态燃料雾化掺混效果的影响.此外, 在一定当量比范围内, 爆震波的传播速度随氧化剂含氧量的增加而增加.
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| 图 34 南京理工大学的连续旋转爆震发动机实验台[101] Fig.34 Experimental facility of the rotating detonation engine at Nanjing University of Science and Technology[101] |
北京大学王健平研究组[108-120]开展了数值仿真和实验研究, 对连续旋转爆震波的三维结构进行了数值仿真, 同时对不同喷注条件下的爆震波传播特性进行了描述, 解释了爆震波的起爆和熄灭机理.他们还对连续旋转爆震发动机的热力学过程进行了分析.随后, 深入探讨了收缩扩张、等截面、扩张和收缩扩张喷管对连续旋转爆震发动机性能的影响, 发现扩张喷管获得的推力最大, 收缩扩张喷管获得的比冲最大.他们还测试了无中心柱的旋转爆震燃烧室, 实验装置如图 35所示, 从数值计算和实验方面验证了这种燃烧室的可行性, 探索了无中心锥的内壁面结构对连续旋转爆震波的形成、发展与稳定传播过程的影响.
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| 图 35 北京大学的连续旋转爆震发动机实验台[116] Fig.35 Experimental facility of the rotating detonation combustor at Beijing University[116] |
清华大学王兵研究组[121-126]开展了大量的理论分析和实验研究.针对连续旋转爆震冲压组合循环发动机的理论计算研究, 他们通过Bykovskii建立的连续旋转爆震火箭模型计算了给定初始参数下的连续旋转爆震火箭发动机出口参数, 并将出口参数作为亚燃冲压发动机模型的入口参数, 从而实现了对基于连续旋转爆震火箭的组合循环发动机引射模态的性能计算.他们还将连续旋转爆震冲压组合循环发动机与相同推力量级的火箭基组合循环发动机进行了性能比较, 研究结果表明, 基于连续旋转爆震火箭的组合循环发动机的引射和比冲特性明显优于火箭基组合循环发动机.
他们自主设计连续旋转爆震发动机的实验测试平台, 实验平台如图 36所示.以H2为燃料, 开展了小尺寸连续旋转爆震发动机的实验研究[127-129].研究获得了贫、富燃以及宽流量工作条件下的燃烧特性.建立连续旋转爆震燃烧室宽当量和宽流量条件下的工作图谱, 基于不同的燃烧特性划分成5个主要的区域:不稳定快速爆燃区域、稳定快速爆燃区域、不稳定爆震区域、准稳定爆震区域和稳定爆震区域.快速爆燃区域存在3种燃烧现象:不稳定的纵向快速爆燃现象、稳定的纵向快速爆燃现象以及快速旋转爆燃现象.此外, 他们还通过空气添氧的控制手段, 研究了不同氧气体积浓度的富氧空气作为氧化剂时, 连续旋转爆震波传播特性, 分析得到了不同质量流量和当量比对燃烧室内燃烧波或连续旋转爆震波的速度、压力变化, 以及产生稳定传播旋转爆震波的贫/富燃边界的影响规律.
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| 图 36 清华大学的连续旋转爆震发动机实验台[126] Fig.36 Experimental facility of the rotating detonation combustor at Tsinghua University[126] |
我国于20世纪90年代开始针对气相连续旋转爆震发动机开展数值和实验研究, 代表性的研究团队有北京动力机械研究所、北京大学、国防科技大学、南京理工大学和清华大学等.基于数值仿真和实验研究, 获得了不同参数变化对连续旋转爆震波流场结构、传播过程及推力性能的影响规律.特别是作者所在研究团队还针对连续旋转爆震不稳定性及其调控机制开展了实验研究, 获得了诸多有价值的成果.
2 旋转爆震推进技术发展难题国内外研究者通过理论分析、实验测试和数值模拟等手段对燃烧室几何尺寸、推进剂喷注条件、燃料与氧化剂的掺混特性以及点火起爆规律等方面开展了大量的研究, 试图揭示连续旋转爆震波稳定传播机制.然而, 由于连续旋转爆震波的传播受多个因素复杂作用, 仍有诸多科学难题和关键技术尚待解决攻克.在科学难题方面:(1)喷注与掺混是组织燃烧的重要步骤, 燃料与氧化剂掺混的好坏和掺混的速度决定了爆震波的形成过程与维持机制, 因此喷注与掺混问题始终是连续旋转爆震燃烧研究的难题; (2)爆震波形成与自持结构的影响规律的研究对于连续爆震燃烧的组织方式、燃烧室构型设计与良好工作十分必要, 也是目前研究的科学难点; (3)燃烧模式与稳定性相互关联, 实验研究发现了不同数量、传播方向的爆震波的存在规律, 爆震波的分裂、碰撞、合并机制决定了复杂的燃烧模式, 这与燃烧室声学、爆震波稳定性以及燃烧流场都有关系, 是连续旋转爆震燃烧技术中最为复杂、最难理解的研究课题.在关键技术方面:(1)稳定的连续旋转爆震波的存在和传播区域受到燃料/氧化剂类型、起爆方式和喷注条件等因素的影响, 对连续旋转爆震的稳定性控制技术及控制有效性仍然需要深入系统的研究; (2)爆震波在连续旋转爆震燃烧室产生后的传播方向具有很强的随机性, 如何实现爆震波传播方向的有效控制技术的研究非常重要; (3)在连续旋转爆震燃烧室工作过程中爆震波的压力反传至集气腔, 会对燃料和氧化剂等供给过程产生较强的影响, 压力反传抑制技术也是未来研究的重点.
3 结论苏联/俄罗斯、美国、波兰、法国、日本和中国等多家研究机构针对火箭式连续旋转爆震发动机、吸气式爆震发动机开展了实验测试和数值仿真等一系列研究工作, 针对连续旋转爆震涡轮发动机技术也开展了探索性研究, 研究获得了不同燃料、燃烧室结构、喷注方式以及工作方式等对连续旋转爆震波传播和发动机特性的影响规律.
虽然上述探索性研究得到了诸多有益的结论, 但是由于连续旋转爆震燃烧技术涉及的流动、物理化学过程十分复杂, 对旋转爆震燃烧的机理研究仍然有待进一步深入, 例如旋转爆震波形成与自持机理, 旋转爆震波不稳定性产生机制和有效的不稳定性控制机制等.随着连续旋转爆震诸多关键技术的突破以及工程化研究推进, 基于连续旋转爆震燃烧技术的发动机必将取得长足进步, 也必将成为新型航天航空动力技术新的增长点.
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