陳　鑫,朱曉彬,何立明,王育虔

(1　空軍工程大學航空航天工程學院,西安　710038;2　先進航空發(fā)動機協(xié)同創(chuàng)新中心,北京　100191)

激波聚焦起爆脈沖爆震發(fā)動機性能分析*

陳鑫1,2,朱曉彬1,何立明1,王育虔1

(1空軍工程大學航空航天工程學院,西安710038;2先進航空發(fā)動機協(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)動機的性能,建立了其性能計算的簡化模型和計算方法,計算分析了共振腔直徑為90 mm時,推力、耗油率等主要性能參數(shù)隨共振腔進口氣流參數(shù)條件及飛行條件的變化。計算結果表明,隨著共振腔進口氣流總壓的升高,發(fā)動機推力增大,耗油率降低,而隨著進口氣流總溫的升高,發(fā)動機推力減小,耗油率降低;隨著飛行馬赫數(shù)的增大,發(fā)動機的推力和耗油率增大,而隨著飛行高度的升高,發(fā)動機的推力和耗油率減小。

關鍵詞:脈沖爆震發(fā)動機;激波聚焦;爆震波;飛行性能

0引言

脈沖爆震發(fā)動機(pulse detonation engine, PDE)作為動力裝置用于航空航天推進系統(tǒng)具有廣闊的發(fā)展前景,而爆震波的起爆技術是決定脈沖爆震發(fā)動機發(fā)展的關鍵核心技術。爆震波的起爆技術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)的弱火花點火間接起爆方式。然而較長的DDT距離限制了PDE的尺寸及工作頻率。雖然國內(nèi)外研究者嘗試采用設置shchelkin螺旋、擋板、圓管或孔板等方法來加速DDT過程,但這些障礙物同時也會帶來巨大的沖量損失,截至目前這些難題尚未突破。

1989年俄羅斯莫斯科大學機械學院的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)動機概念(以下簡稱激波聚焦脈沖爆震發(fā)動機,shockwave focus pulse detonation engine, SFPDE),可以實現(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]等人研究了當飛行狀態(tài)改變時,理想自吸氣式單循環(huán)脈沖爆震發(fā)動機的性能變化趨勢。2007年,金濤[3]等人對自吸氣式脈沖爆震發(fā)動機的性能隨飛行高度和馬赫數(shù)的變化趨勢進行了研究。2012年,張強[4]等人建立和分析了SFPDE的理想熱力循環(huán),主要研究了第一級放熱比和尾噴管對SFPDE工作性能的影響。文中建立了SFPDE性能計算的簡化數(shù)學模型,在不同的共振腔進口氣流參數(shù)和飛行條件下,對其性能參數(shù)進行了計算。

1工作原理及結構簡化

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),直接起爆爆震波。排氣過程結束后腔內(nèi)壓力降低,進入下一工作循環(huán)的吸氣過程?？梢钥闯鯯FPDE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性能計算模型的建立

根據(jù)文獻[5],SFPDE的性能可由以下步驟計算。

如圖2所示,SFPDE中帶爆震燃燒的循環(huán)由絕熱壓縮過程1~2、爆震燃燒過程2~3、絕熱膨脹過程3~4和定壓放熱過程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不同共振腔進口條件下SFPDE性能分析

應用上面建立的SFPDE的性能參數(shù)關系式,可以計算出當共振腔進口氣流總溫、總壓變化時,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。計算條件為地面標準大氣條件,飛行速度為0,其中共振腔直徑D=90mm,環(huán)形噴口開度d=5.625mm。

圖3給出了不同進口總溫條件下,單位推力隨進口總壓的變化規(guī)律?？梢钥闯?發(fā)動機的單位推力隨進口總壓的增大而增大,且隨著進口總壓的提高,其對單位推力的影響逐漸減小;單位推力隨進口總溫升高而增大,且隨著進口總溫的升高,其對單位推力增大的影響逐漸減小。

圖3　單位推力隨進口總溫、總壓的變化規(guī)律

圖4給出了不同進口總溫條件下耗油率隨進口總壓的變化規(guī)律?？梢钥闯?當進口總壓增大時,發(fā)動機的耗油率減小,而且在相同的總壓條件下,當總溫升高時耗油率是降低的。與單位推力類似,進口總溫越高,提高進口總溫對耗油率降低的貢獻越小。提高進口總壓亦然。

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

圖4　單位耗油率隨進口總溫、總壓的變化規(guī)律

圖5　推力隨進口總溫、總壓的變化規(guī)律

圖6給出了SFPDE的循環(huán)熱效率和不可逆過程的熵增隨著進口總壓和進口總溫的變化?？梢钥闯?隨著發(fā)動機進口總壓、總溫的提高,發(fā)動機的熵增損失減小,所以能量的轉(zhuǎn)化效率提高,發(fā)動機的熱效率增大。

圖6　循環(huán)熱效率和熵增隨進口總溫、總壓的變化規(guī)律

4飛行性能分析

利用上面建立的SFPDE計算方法,可以計算出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?？梢钥闯?隨著飛行馬赫數(shù)的增大,發(fā)動機的單位推力減小,耗油率升高。隨著飛行高度的升高,發(fā)動機的單位推力增大,耗油率降低。當飛行高度為3 km、飛行馬赫數(shù)Ma為3時,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)動機流量增大,因此盡管單位推力下降,但發(fā)動機推力依然是增大的。并且可以看出,當飛行馬赫數(shù)Ma<3時,隨著飛行馬赫數(shù)的增大,發(fā)動機的推力變化不大;當飛行馬赫數(shù)Ma>3時,發(fā)動機推力增加較快,這正是因為隨著飛行馬赫數(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)動機的推力減小,這是因為高度升高,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結論

應用建立的SFPDE簡化數(shù)學模型和計算方法,計算了不同共振腔進口條件下發(fā)動機的性能及其飛行特性,得到如下結論:

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

2)當飛行馬赫數(shù)一定時,隨著飛行高度的升高,發(fā)動機的單位推力增大,耗油率降低,而推力則由于空氣流量的減小而減小;當飛行高度一定時,隨著飛行馬赫數(shù)的增大,發(fā)動機的單位推力降低,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:

[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, 嚴傳俊, 范瑋, 等. 飛行狀態(tài)下脈沖爆震發(fā)動機性能估計分析 [J]. 航空動力學報, 2004, 19(5): 656-659.

[3]金濤, 何立明. 脈沖爆震發(fā)動機的飛行性能計算與分析 [J]. 推進技術, 2007, 28(2): 190-192.

[4]張強, 何立明, 陳鑫, 等. 兩級脈沖爆震發(fā)動機的理想熱力循環(huán)及性能分析 [J]. 推進技術, 2012, 33(4): 499-504.

[5]陳鑫, 于錦祿, 何立明, 等. 脈沖爆震發(fā)動機熱力循環(huán)性能分析 [J]. 空軍工程大學學報: 自然科學版, 2011, 12(2): 2-5.

收稿日期:2014-05-21

基金項目:國家自然科學基金:青年科學基金(51106178)資助

作者簡介:陳鑫(1976-),男,河南三門峽人,副教授,研究方向:航空燃氣渦輪發(fā)動機和脈沖爆震發(fā)動機的原理及實驗技術。

中圖分類號:V231.22

文獻標志碼: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