楊鵬飛 張子健 ** 楊瑞鑫 滕宏輝 , 姜宗林

* (中國科學(xué)院力學(xué)研究所高溫氣體動(dòng)力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,北京 100190)

? (中國科學(xué)院大學(xué)工程科學(xué)學(xué)院,北京 100049)

** (香港理工大學(xué)航空與民航工程學(xué)系,香港九龍 999077)

?? (北京理工大學(xué)宇航學(xué)院,北京 100081)

引言

氣相爆轟波是一類超聲速傳播的燃燒波,依靠強(qiáng)激波壓縮實(shí)現(xiàn)自點(diǎn)火,燃料燃燒釋放的熱量維持前導(dǎo)激波的自持傳播,同時(shí)波后產(chǎn)物的溫度和壓力急劇增加.相比依賴于熱質(zhì)輸運(yùn)過程進(jìn)行點(diǎn)火的爆燃燃燒,基于爆轟燃燒的推進(jìn)系統(tǒng)具有熱循環(huán)效率高、能量轉(zhuǎn)換迅速的特點(diǎn).現(xiàn)有的爆轟燃燒推進(jìn)系統(tǒng)主要包含利用正爆轟波(normal detonation wave,NDW) 進(jìn)行燃燒組織的脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)(pulse detonation engine,PDE)、將爆轟波限制在環(huán)形筒狀燃燒室內(nèi)周向傳播的旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)(rotating detonation engine,RDE)和利用斜爆轟波(oblique detonation wave,ODW)進(jìn)行燃燒組織的斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)(oblique detonation engine,ODE).3 種爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)具有各自的適用范圍和工作特點(diǎn),得到了廣大研究人員的關(guān)注[1-3].

與超聲速來流中的斜激波類似,斜爆轟波具有較大的切向氣流速度,法向來流速度一般要大于可燃混合物的CJ (Chapman-Jouguet)爆速,以限制爆轟波前傳.因此,斜爆轟的波面角度和燃燒產(chǎn)物的狀態(tài)能夠隨著來流參數(shù)的變化進(jìn)行自適應(yīng)地調(diào)整,適合在高速推進(jìn)系統(tǒng)中進(jìn)行燃燒組織.圖1 給出了斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的工作原理圖:以發(fā)動(dòng)機(jī)為參考系,斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的工作過程可以概括為經(jīng)過進(jìn)氣道壓縮的高空高速氣流與噴注的燃料進(jìn)行摻混,可燃混合物在燃燒室入口處經(jīng)楔面壓縮誘導(dǎo)出斜爆轟波,高溫高壓的爆轟產(chǎn)物經(jīng)過尾噴管膨脹做功產(chǎn)生推力.得益于爆轟波千米每秒量級(jí)的傳播速度,斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室入口氣流可以維持較高速度;強(qiáng)激波點(diǎn)火可在毫米尺度內(nèi)實(shí)現(xiàn)燃料化學(xué)能向內(nèi)能的轉(zhuǎn)換,大大縮短燃燒室尺寸,為高速推進(jìn)系統(tǒng)的應(yīng)用帶來潛在的工程優(yōu)勢(shì).

自斜爆轟推進(jìn)的概念提出以來,研究人員對(duì)于高速來流中的斜爆轟進(jìn)行了較多的研究,重點(diǎn)關(guān)注斜爆轟的起爆、駐定特性以及波系結(jié)構(gòu)的組成,內(nèi)容主要涉及斜爆轟的起爆區(qū)波系結(jié)構(gòu)和斜爆轟波面的燃燒組織.針對(duì)前者,研究人員獲得了來流參數(shù)、幾何參數(shù)和化學(xué)參數(shù)對(duì)起爆波系結(jié)構(gòu)的影響規(guī)律[4-7],提出了起爆波系和起爆位置的判斷準(zhǔn)則[8-10].針對(duì)后者,研究人員分析了波面小尺度波系的形成、演化以及波面燃燒等過程[11-14].為推動(dòng)斜爆轟波的工程化應(yīng)用,最近的研究開始關(guān)注受限空間內(nèi)斜爆轟的駐定特性[15-17]、高空來流預(yù)壓縮對(duì)總壓損失的影響[18]以及非定常非均勻來流中斜爆轟的動(dòng)力學(xué)特征等[19-20].以往斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的研究主要集中于燃燒室內(nèi)的流場(chǎng)特征和波系結(jié)構(gòu),對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)整體推力性能建模分析相對(duì)較少.斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒室是一個(gè)受限空間,內(nèi)部可能涉及到斜爆轟波和激波在壁面上的反射,會(huì)形成過驅(qū)動(dòng)度[10]比較大的斜爆轟波和正爆轟波.同時(shí),斜爆轟波的起爆也需要一定的時(shí)間和空間,斜激波向斜爆轟波的轉(zhuǎn)變區(qū)域會(huì)形成復(fù)雜的起爆區(qū)波系結(jié)構(gòu).

斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)部的流動(dòng)特征、燃燒模態(tài)復(fù)雜多變[15],對(duì)斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的性能進(jìn)行理論分析,需要考慮其中涉及的斜激波誘導(dǎo)燃燒、斜爆轟燃燒以及正爆轟燃燒等多種燃燒模式.為此,本文將斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的工作過程分解為進(jìn)氣壓縮、燃料摻混、燃燒釋熱和排氣膨脹等4 個(gè)工作過程,分別針對(duì)各自的流動(dòng)特點(diǎn)進(jìn)行建模,并著重分析不同燃燒模式對(duì)推力性能的影響.

1 模型與分析方法

1.1 工作過程建模

斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的工作過程主要包括進(jìn)氣壓縮、燃料摻混、燃燒釋熱和排氣膨脹.本文借助理論分析方法,分別針對(duì)這4 個(gè)工作過程進(jìn)行建模分析.圖2 給出了斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)4 個(gè)典型工作過程的示意圖.進(jìn)氣壓縮過程主要考慮高速空氣經(jīng)過多道直楔面連續(xù)壓縮,涉及到的構(gòu)型參數(shù)是楔面角度δ、壓縮級(jí)數(shù)n以及來流的馬赫數(shù)Ma.高馬赫數(shù)條件下,斜激波(oblique shock wave,OSW)后氣流溫度較高,空氣的熱物性參數(shù)需要考慮其變比熱比特性[21],涉及到的組分主要包括O2,O,N2,NO 和N.本文采用兩級(jí)壓縮的方式模擬高超聲速進(jìn)氣道的進(jìn)氣壓縮過程,同時(shí)忽略壁面黏性的影響.斜激波后的參數(shù)可通過斜激波極曲線求解,并假設(shè)進(jìn)氣道出口參數(shù)均勻一致.相關(guān)的原理和求解方法屬于氣體動(dòng)力學(xué)的基礎(chǔ)理論,已在相關(guān)文獻(xiàn)中得到應(yīng)用[22-23],具有真實(shí)可靠的特點(diǎn).

燃料摻混過程主要分為橫向射流噴注和平行剪切射流噴注[24],除此之外,還有介于兩者之間的懸臂斜坡噴注[25].橫向射流噴注和懸臂斜坡噴注的摻混效果好,但會(huì)引起較復(fù)雜的波系結(jié)構(gòu),理論分析難度大.平行剪切射流噴注所需要的摻混距離較長(zhǎng),但便于理論建模分析,本文選用此摻混模型.如圖2(b)所示,平行剪切射流摻混模型假設(shè)空氣來流和燃料來流平行射入一定寬度的直管道內(nèi),并假設(shè)管道出口混合物狀態(tài)均勻.在以往的超燃發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)驗(yàn)結(jié)果[24]中,HyShot II 超燃發(fā)動(dòng)機(jī)采用了4 個(gè)半徑為1 mm 的圓孔噴注氫氣,燃燒室入口的面積約為735 mm2.HIFiRE-2 發(fā)動(dòng)機(jī)在隔離段上下壁面分別布置了8 個(gè)半徑為1.6 mm 的圓孔來噴注液態(tài)煤油,且噴注方向和來流夾角為15°,其燃燒室入口面積約為2550 mm2.兩類超燃發(fā)動(dòng)機(jī)的燃料噴注面積與燃燒室入口面積比分別為0.017 和0.050.需要說明的是,HyShot II 發(fā)動(dòng)機(jī)的氫氣噴注總壓為460 kPa,而本文中氫氣燃料的噴注總壓在1.0～ 2.0 MPa 范圍內(nèi).提高燃料的噴注總壓,可以適當(dāng)降低氫氣燃料的噴注面積,本文在分析斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的推力性能時(shí),將氫氣燃料噴注面積AFuel與燃燒室流通面積AAir的比值εco固定為0.01.當(dāng)給定當(dāng)量比φ和燃料噴注總溫Tt,并假定燃料按照聲速噴注時(shí),可獲得燃料的噴注總壓pt以及燃料的噴注溫度TFuel、壓力pFuel、速度uFuel等.采用控制體積法,通過求解質(zhì)量、動(dòng)量和能量守恒方程獲得混合物的狀態(tài):溫度TMix、壓力pMix、密度ρMix、速度uMix和比焓hMix,詳細(xì)的計(jì)算過程可參考文獻(xiàn)[22-23].下標(biāo)“Air”表示空氣,下標(biāo)“Fuel”表示燃料,下標(biāo)“Mix”表示可燃混合物,R是氣體常數(shù).其控制方程如下

圖2(c)給出了理想情況下楔面誘導(dǎo)的斜爆轟的燃燒釋熱模型,關(guān)鍵參數(shù)是燃燒室入口來流的馬赫數(shù)Mac和楔面角度θ.高速氣流中的楔面首先誘導(dǎo)出一道斜激波,波后高溫高壓的可燃混合物燃燒釋熱,并最終形成斜爆轟波.根據(jù)以往的斜爆轟基礎(chǔ)研究成果[2,15-18,23],斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室是一個(gè)受限空間,內(nèi)部的流動(dòng)波系復(fù)雜,不是一個(gè)簡(jiǎn)單的斜爆轟波,可能包括斜激波誘導(dǎo)燃燒、斜爆轟燃燒以及正爆轟燃燒等,可燃混合物并不能完全按照斜爆轟模式來燃燒釋熱.圖2(d)給出了燃燒產(chǎn)物的排氣膨脹模型,分析模型假設(shè)燃?xì)馀蛎浭堑褥剡^程,并始終處于熱化學(xué)平衡態(tài).同時(shí),給定燃?xì)獾呐蛎浢娣e比εex,其中εex定義為尾噴管出口面積相對(duì)于尾噴管入口面積的比值.其滿足的基本控制方程是質(zhì)量和能量守恒方程,除此之外還需要保證等熵[23].考慮到組分濃度的變化,將燃?xì)馀蛎浨昂蟮哪枖?shù)分別記為np1和np2,組分j膨脹前后的摩爾分?jǐn)?shù)分別記為xj和χj,則其等熵關(guān)系可以表示為

組分j在溫度T、分壓pj下的摩爾熵Sj可以表達(dá)為

陳金鐸等對(duì)河南盧氏偉晶巖進(jìn)行了系統(tǒng)總結(jié)[8]，該區(qū)花崗偉晶巖脈群與志留紀(jì)灰池子巖體有密切關(guān)系。區(qū)內(nèi)的花崗偉晶巖脈主要形成于志留紀(jì)，并形成規(guī)模不等的數(shù)個(gè)花崗偉晶巖脈密集區(qū)?；◢弬ゾr脈空間上受志留紀(jì)灰池子英云閃長(zhǎng)巖-花崗閃長(zhǎng)巖-二長(zhǎng)花崗巖巖體控制?；◢弬ゾr脈侵位于中元古界峽河巖群、中元古界秦嶺巖群及灰池子巖體的內(nèi)外接觸帶。其形態(tài)多呈脈狀(約占84%)，余為分枝狀、透鏡狀、囊狀、膨大收縮狀等。脈體產(chǎn)狀與灰池子巖體協(xié)調(diào)一致，多為中等傾斜至緩傾斜，傾角較陡的巖脈一般規(guī)模較大。

其中,Ru是普適氣體常數(shù)8.314 J/(mol·K),patm是標(biāo)準(zhǔn)大氣壓力.S0,j是標(biāo)準(zhǔn)摩爾熵,可以表示為

式中的系數(shù)aj,1～aj,7和bj可以查閱相關(guān)的文獻(xiàn)[21]獲得.為了對(duì)斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)整體的推力性能進(jìn)行分析,將斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的運(yùn)行簡(jiǎn)化為4 個(gè)工作過程,表1 給出的是4 個(gè)過程所對(duì)應(yīng)的物理模型及其關(guān)鍵參數(shù).

表1 4 個(gè)工作過程的物理模型和關(guān)鍵參數(shù)Table 1 Physical models and key parameters of four modules

分析斜爆轟波發(fā)動(dòng)機(jī)的推力性能,首先要掌握燃燒室內(nèi)的流動(dòng)波系,選取合適的釋熱模型.本文選用文獻(xiàn)[16]中所采用的化學(xué)反應(yīng)模型和幾何參數(shù),通過微調(diào)構(gòu)型,獲得了兩種燃燒室構(gòu)型下燃燒室內(nèi)部的流動(dòng)波系.圖3(a)上邊界設(shè)置為壁面,模擬的是受限空間內(nèi)斜爆轟與壁面發(fā)生馬赫反射時(shí)的流動(dòng)特征;圖3(b)的下壁面在靠近斜爆轟波起爆區(qū)的位置,設(shè)置一個(gè)向下的偏轉(zhuǎn)角,進(jìn)而產(chǎn)生膨脹波.當(dāng)斜爆轟波與上壁面相交時(shí),會(huì)發(fā)生馬赫反射并形成大過驅(qū)動(dòng)度的正爆轟波(over driven-NDW,OV-NDW);當(dāng)下壁面存在一個(gè)向下偏轉(zhuǎn)的角度時(shí),膨脹波與過驅(qū)動(dòng)的斜爆轟波(over driven-ODW,OV-ODW)相互作用,波面角度會(huì)逐漸降低,進(jìn)而轉(zhuǎn)變?yōu)镃J 狀態(tài)斜爆轟波(CJ-ODW).靠近下壁面的區(qū)域,可燃混合物先經(jīng)過一道斜激波壓縮,而后燃燒釋熱,但不是爆轟燃燒模式.

圖3 斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)復(fù)雜流動(dòng)波系Fig.3 Complex flow structures in a combustor of oblique detonation engine

斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)存在多種燃燒模式[2,23,26-27],可燃混合物可通過不同的燃燒模式來釋放化學(xué)能.第一種燃燒模式是楔面誘導(dǎo)的過驅(qū)動(dòng)OV-ODW.針對(duì)此類燃燒模式,本文忽略起爆區(qū)帶來的非均勻效應(yīng)和波面曲率的影響,主要基于斜爆轟極曲線理論來討論OV-ODW 的推力性能.第2 種燃燒模式是CJODW,該燃燒類型的形成主要源于楔面角度過小或者有限長(zhǎng)楔面下游膨脹波對(duì)于斜爆轟波的削弱作用[28-29].下游的膨脹波逐漸削弱斜爆轟波,降低波面角度,使得斜爆轟波的法向速度與波前反應(yīng)物的CJ 爆速相等,進(jìn)而形成CJ 狀態(tài)的斜爆轟波.第3 種燃燒模式是過驅(qū)動(dòng)的OV-NDW,正爆轟的形成主要來源于斜爆轟波在壁面上發(fā)生了馬赫反射.給定來流參數(shù),通過爆轟動(dòng)力學(xué)的基本關(guān)系[30]可求得波后燃燒產(chǎn)物的參數(shù),進(jìn)而對(duì)其推力性能進(jìn)行分析.第4 種燃燒模式是斜激波誘導(dǎo)燃燒(shock induced combustion,SIC).高速氣流中的楔面不足以直接起爆斜爆轟波,存在一個(gè)斜激波向斜爆轟轉(zhuǎn)變的區(qū)域,該區(qū)域一般被稱為斜爆轟波的起爆區(qū).起爆區(qū)的波系結(jié)構(gòu)復(fù)雜,甚至?xí)霈F(xiàn)二次斜激波和二次斜爆轟波[26].對(duì)于高馬赫數(shù)飛行條件,高空來流經(jīng)過預(yù)壓縮,具有較高的靜溫,起爆區(qū)內(nèi)多為爆燃燃燒[18],且燃燒釋熱所導(dǎo)致的密度變化一般在20%以內(nèi).而爆轟燃燒產(chǎn)物的密度一般是波面密度的2～ 3 倍,這遠(yuǎn)高于起爆區(qū)內(nèi)可燃混合物燃燒所導(dǎo)致的密度變化.針對(duì)起爆區(qū)內(nèi)的燃燒,本文采用斜激波誘導(dǎo)的等容燃燒(SIC-constant volume combustion,SICCVC)進(jìn)行分析.該分析模型假設(shè)可燃混合物先經(jīng)過一道斜激波壓縮,而后進(jìn)行等容燃燒.

1.2 分析方法

斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室存在4 種典型的燃燒釋熱模式:過驅(qū)動(dòng)的斜爆轟燃燒、CJ 斜爆轟燃燒、過驅(qū)動(dòng)的正爆轟燃燒以及斜激波誘導(dǎo)的等容燃燒.其中前3 種燃燒模式都屬于爆轟燃燒,其主要區(qū)別在于波面切向氣流的速度大小.從基礎(chǔ)理論的角度來看,前3 種燃燒模式所遵循的基本控制方程和求解方法是一致的.給定來流狀態(tài)時(shí),理論求解斜爆轟波的關(guān)鍵在于確定波面的角度,除此之外與正爆轟波的求解方法基本一致.本小節(jié)主要給出正爆轟燃燒和等容燃燒滿足的控制方程和求解方法.對(duì)于正爆轟波的求解,其滿足如下基本控制方程

其中,下標(biāo)“Mix”表示未燃混合物,下標(biāo)“Prod”表示燃燒產(chǎn)物.ρ,u,p,h分別表示密度、速度、壓力和比焓,R是氣體常數(shù).比焓h是溫度的非線性函數(shù),可采用迭代求解的方法獲得爆轟燃燒產(chǎn)物的流動(dòng)狀態(tài)[21].

對(duì)于斜激波誘導(dǎo)的等容燃燒,首先假設(shè)可燃混合物處于組分凍結(jié)狀態(tài),經(jīng)過角度為θ的楔面壓縮后,溫度、壓力、密度等狀態(tài)參數(shù)進(jìn)一步提高,最后求解等容燃燒.等容燃燒是零維問題,不需要考慮流動(dòng),從能量守恒方程(10)和狀態(tài)方程(11)可得

本文借助Python 語言將基礎(chǔ)理論公式、迭代求解過程集成到自編軟件中,可對(duì)化學(xué)動(dòng)力學(xué)分析工具Cantera 和激波-爆轟工具箱SDToolbox 的宏命令進(jìn)行調(diào)用[31],實(shí)現(xiàn)斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)推力性能分析的流程化處理.自編軟件包含多個(gè)工作流程,但分析方法主要基于基本的氣體動(dòng)力學(xué)和化學(xué)反應(yīng)動(dòng)力學(xué)理論,仍然屬于理論分析的范疇.圖4 給出了斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)性能分析軟件流程圖,輸入?yún)?shù)主要包括3 部分:來流狀態(tài)、燃燒室參數(shù)和進(jìn)排氣構(gòu)型參數(shù).來流狀態(tài)主要包括飛行馬赫數(shù)Ma,飛行高度H(對(duì)應(yīng)著特定的大氣溫度T和壓力p).燃燒室參數(shù)包括當(dāng)量比φ、燃料噴注總溫Tt、燃料噴注總壓pt和燃燒室內(nèi)楔面角度θ.需要指出的是,燃料的φ,Tt,pt等參數(shù)需要根據(jù)空氣質(zhì)量流量和實(shí)際工作過程中的燃料穿透深度來確定.當(dāng)給定φ和Tt時(shí),燃料的噴注總壓pt可通過程序按照聲速噴注條件計(jì)算得出.進(jìn)排氣參數(shù)包括進(jìn)氣壓縮角度δ、壓縮級(jí)數(shù)n和尾噴管膨脹面積比εex.當(dāng)輸入?yún)?shù)準(zhǔn)備完成后,計(jì)算程序依次進(jìn)行進(jìn)氣壓縮、燃料摻混、燃燒釋熱、燃?xì)馀蛎浐托阅軈?shù)輸出等的計(jì)算步驟.

斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的推力估算一般可以采用兩種方法:一是沿著發(fā)動(dòng)機(jī)的壁面對(duì)壓力和摩擦阻力進(jìn)行積分,該方法計(jì)算過程復(fù)雜;二是采用控制體積法即動(dòng)量法,通過計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)流入和流出氣流動(dòng)量的變化來計(jì)算推力,具有簡(jiǎn)單高效的特點(diǎn).本文采用動(dòng)量法對(duì)斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖性能進(jìn)行估算,忽略壁面黏性的影響.用ρ,u,p和A分別表示密度、速度、壓力和面積,表示燃料的質(zhì)量流量,g是重力加速度,下標(biāo)“in”和“out”分別表示發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣狀態(tài)和噴管出口狀態(tài),則發(fā)動(dòng)機(jī)的推力可以表示為

得到燃料比沖

本文選取了4 種典型的燃燒模式來分析各自的推力性能,同時(shí)給出多維參數(shù)對(duì)不同燃燒模式燃料比沖的影響趨勢(shì).根據(jù)現(xiàn)有的斜爆轟基礎(chǔ)研究[2]和實(shí)驗(yàn)研究[3,23]結(jié)果,這4 種典型的燃燒模式能夠在宏觀波系結(jié)構(gòu)的層面代表斜爆轟波發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)的燃燒情況.但真實(shí)的發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室還可能存在邊界層、回流區(qū)、激波在受限空間內(nèi)的反射等更為復(fù)雜的流動(dòng).同時(shí),受到起爆區(qū)的影響,斜爆轟的波面在起爆后波面角度還存在一個(gè)逐漸減小的松弛過程,波面甚至?xí)Х€(wěn)而出現(xiàn)復(fù)雜的小尺度波系,這些是單一的理論分析難以預(yù)測(cè)和評(píng)估的.當(dāng)多種燃燒模式同時(shí)在發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)出現(xiàn)時(shí),各自的推力性能又會(huì)存在復(fù)雜的關(guān)聯(lián)特征.假如存在mode1 和mode2 兩種燃燒模式:mode1 消耗的燃料質(zhì)量流量是,產(chǎn)生的推力是Fmode1;mode2 消耗的燃料質(zhì)量流量是,產(chǎn)生的推力是Fmode2.發(fā)動(dòng)機(jī)的總推力可以線性疊加為F=Fmode1+Fmode2,而燃料比沖不滿足各自燃燒模式所對(duì)應(yīng)的燃料比沖的線性疊加.除此之外,多種燃燒模式共存時(shí),由于燃燒產(chǎn)物的溫度、壓力以及速度等參數(shù)具有差異,燃燒模式之間會(huì)產(chǎn)生干擾,導(dǎo)致各個(gè)燃燒模式的推力性能更加難以滿足簡(jiǎn)單的線性疊加關(guān)系.來流參數(shù)發(fā)生變化時(shí),燃燒室參數(shù)和進(jìn)排氣參數(shù)也會(huì)隨之調(diào)整.定量地分析斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的整體流動(dòng)過程是一項(xiàng)重要而且困難的工作,考慮多維參數(shù)之間的耦合對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力性能的影響,涉及到數(shù)據(jù)之間的關(guān)聯(lián)特征,是提升和優(yōu)化斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)推力性能的重要研究方向.本文提取了燃燒室內(nèi)部復(fù)雜流動(dòng)波系的主要特征,總結(jié)出4 種典型的燃燒過程,期望在宏觀層面上對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的性能優(yōu)化設(shè)計(jì)提供一些借鑒意義和方向性的指導(dǎo).

2 結(jié)果與討論

2.1 不同燃燒模式下的推力

表2 給出了默認(rèn)發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)下不同燃燒模式對(duì)應(yīng)的燃料比沖.本文選取的默認(rèn)參數(shù):飛行高度H=35.0 km,溫度T=236.5 K,壓力p=574.6 Pa,飛行馬赫數(shù)Ma=12.0,其對(duì)應(yīng)的飛行動(dòng)壓q=57.9 kPa;燃料為氫氣,當(dāng)量比φ=1.0,氫氣噴注溫度Tt=600 K,燃料噴注面積和燃燒室入口空氣來流面積比εco=0.01;進(jìn)氣道楔面角度δ1=δ2=8°,燃燒室楔面角度θ=25°;尾噴管膨脹面積比εex=20.0;氫氣/空氣混合物的燃燒釋熱過程主要考慮O2,H2,H,O,OH,H2O,H2O2,HO2,N2九種組分[32].

表2 默認(rèn)參數(shù)下不同燃燒模式的燃料比沖Table 2 Fuel specific impulse with the default engine parameters

從表2 中的數(shù)據(jù)可以看出,CJ-ODW 燃燒模式的燃料比沖最高,達(dá)到了1927.3 s.SIC-CVC,OVODW 和OV-NDW 燃燒模式的燃料比沖依次降低,采用過驅(qū)動(dòng)正爆轟進(jìn)行燃燒組織的發(fā)動(dòng)機(jī)燃料比沖僅為697.2 s.

不同的燃燒模式導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)燃料比沖具有較大的差異,為了分析其中的機(jī)制,表3 給出了不同燃燒模式對(duì)應(yīng)的燃燒產(chǎn)物狀態(tài)(壓力p,溫度T和速度U)以及相比波前狀態(tài)的總壓恢復(fù)系數(shù)σ.經(jīng)歷相同的進(jìn)氣壓縮和燃料摻混過程,4 種燃燒模式的燃燒室入口參數(shù)均一致,速度3521.1 m/s,溫度676.3 K,壓力19.7 kPa,總壓28.7 MPa,此種狀態(tài)對(duì)應(yīng)的可燃混合物的CJ 爆速是1876.6 m/s.對(duì)于OV-NDW 燃燒模式而言,來流速度遠(yuǎn)高于爆轟波的CJ 爆速,過驅(qū)動(dòng)度高達(dá)3.52.高過驅(qū)動(dòng)度的爆轟波使得波后產(chǎn)物的流動(dòng)速度大幅度下降,總壓恢復(fù)系數(shù)僅為波前的0.003 倍,比沖性能嚴(yán)重下降.對(duì)于OV-ODW 和CJ-ODW 燃燒模式,斜爆轟的波面與來流具有比較大的夾角,波后的流動(dòng)速度很高,總壓損失相對(duì)比較小,具有較高的燃料比沖.SIC-CVC 燃燒模式具有較高的總壓恢復(fù)系數(shù),但是其燃料比沖相比CJ-ODW燃燒模式并未表現(xiàn)出優(yōu)勢(shì).SIC-CVC 燃燒模式分為兩個(gè)過程:一是斜激波的壓縮過程;二是等容燃燒.相比于斜爆轟燃燒,無反應(yīng)的斜激波壓縮所帶來的總壓損失小,SIC-CVC 燃燒模式具有更高的總壓恢復(fù)系數(shù).等容燃燒會(huì)導(dǎo)致燃燒產(chǎn)物的壓力和溫度急劇升高,但燃燒產(chǎn)物的體積保持不變.相比于CJODW 燃燒模式,SIC-CVC 燃燒模式的噴管出口氣流靜溫偏高、速度偏低,燃燒釋放的熱能未能有效地轉(zhuǎn)化為動(dòng)能.

表3 不同燃燒模式下燃燒產(chǎn)物的狀態(tài)Table 3 States of combustion product with different combustion modes

2.2 飛行狀態(tài)對(duì)推力的影響

航空飛行器需要在不同飛行高度H和飛行馬赫數(shù)Ma下穩(wěn)定地工作,考慮到飛行器結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、飛行包線以及飛行升力等實(shí)際問題,本研究首先關(guān)注等動(dòng)壓飛行條件下發(fā)動(dòng)機(jī)的燃料比沖Isp.當(dāng)飛行高度H=35 km、飛行馬赫數(shù)Ma=12 時(shí),飛行動(dòng)壓q=57.9 kPa.在等動(dòng)壓飛行條件下,圖5 給出了發(fā)動(dòng)機(jī)的Isp隨飛行高度H的變化.需要說明的是,由于等動(dòng)壓飛行的約束,當(dāng)飛行高度H在30～ 40 km 變化時(shí),飛行馬赫數(shù)Ma的變化范圍約為8.3～ 17.0,并隨著飛行高度的增加而增大.從圖5 的結(jié)果可知,等動(dòng)壓飛行條件下,隨著飛行高度或者說飛行馬赫數(shù)的增大,燃料比沖迅速下降,其中OV-NDW 燃燒模式的比沖甚至下降為負(fù)值.當(dāng)飛行高度低于34 km 時(shí),相比其他燃燒模式,SIC-CVC 燃燒模式具有最高的燃料比沖,但會(huì)隨著飛行高度的增加而快速下降.當(dāng)飛行高度超過35 km 時(shí),SIC-CVC 燃燒模式的燃料比沖會(huì)低于CJ-ODW 燃燒模式,并逐漸接近于OVODW 燃燒模式.CJ-ODW 燃燒的比沖性能雖然會(huì)隨著飛行高度的升高而下降,但其燃料比沖始終處于1200 s 以上,推力性能整體表現(xiàn)最好.然而在有限尺寸的發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)獲得CJ 狀態(tài)的斜爆轟波是比較困難的,單楔面誘導(dǎo)CJ-ODW 的起爆距離過長(zhǎng)會(huì)成為其工程應(yīng)用的一大障礙,采用雙楔、圓球和鈍楔等加速起爆技術(shù)是CJ-ODW 應(yīng)用的關(guān)鍵[33-35].

圖5 等動(dòng)壓飛行條件下,燃料比沖Isp 和飛行馬赫數(shù)Ma 隨著飛行高度H 的變化(動(dòng)壓q=57.9 kPa)Fig.5 Fuel specific impulse Isp and flight Mach number Ma as a function of flight altitude H with a constant dynamic pressure q=57.9 kPa

等動(dòng)壓飛行過程中,飛行高度H和飛行馬赫數(shù)Ma均在變化.為厘清發(fā)動(dòng)機(jī)推力性能的影響因素,僅考慮H或者M(jìn)a的變化,圖6 分別給出了飛行高度H和飛行馬赫數(shù)Ma對(duì)燃料比沖Isp的影響.當(dāng)飛行高度從30 km 增加到40 km 時(shí),大氣溫度從226 K增加到250 K,大氣靜壓從1197 Pa 降低到287 Pa.雖然飛行馬赫數(shù)Ma固定為12,但其飛行速度從3627 m/s 增加到了3813 m/s.從圖6(a)的結(jié)果可知,OV-ODW,CJ-ODW 和SIC-CVC 燃燒模式的燃料比沖僅有輕微下降,OV-NDW 燃燒模式的燃料比沖則隨著飛行高度的增加而降低.圖6(b)的結(jié)果顯示,當(dāng)飛行高度H固定為35 km 時(shí),飛行馬赫數(shù)的增加會(huì)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)的燃料比沖急劇下降,其影響趨勢(shì)與等動(dòng)壓飛行過程中飛行高度/飛行馬赫數(shù)的影響基本一致.由于進(jìn)氣壓縮和燃料摻混模型保持不變,來流馬赫數(shù)的增加會(huì)顯著提高燃燒室入口氣流的速度和溫度,進(jìn)而導(dǎo)致爆轟燃燒產(chǎn)物波后速度急劇下降和總壓損失增加.結(jié)合圖6(a)飛行高度對(duì)燃料比沖影響,可以得出結(jié)論:等動(dòng)壓飛行時(shí),飛行速度對(duì)斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)推力性能起關(guān)鍵作用,而飛行高度對(duì)燃料比沖的影響較小.

圖6 燃料比沖Isp 隨(a)飛行高度H 和(b)飛行馬赫數(shù)Ma 的變化,(a) Ma=12,(b) H=35 kmFig.6 Fuel specific impulse Isp as a function of (a) flight altitude H and(b) fuel specific impulse Isp as a function of flight Mach number Ma.(a) Ma=12,(b) H=35 km

2.3 設(shè)計(jì)參數(shù)對(duì)推力的影響

本文中模型發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)參數(shù)主要包括燃燒室參數(shù)和進(jìn)排氣參數(shù),前者主要有燃燒室內(nèi)楔面角度θ和反應(yīng)物當(dāng)量比φ,后者主要是進(jìn)氣道壓縮角度δi和尾噴管膨脹面積比εex.圖7(a)給出的是楔面角度θ對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)燃料比沖Isp的影響.OV-ODW 和SIC-CVC 燃燒模式的燃料比沖Isp隨著楔面角度θ的增加而逐漸降低,而CJ-ODW 和OV-NDW 燃燒模式只與來流狀態(tài)相關(guān),并未受到楔面角的的影響.SIC-CVC 燃燒模式依然具有較高的燃料比沖,隨著楔面角度的增大會(huì)逐漸降低而小于CJ-ODW,但總體上一直高于OV-ODW.當(dāng)楔面角度較低時(shí),OVODW 和CJ-ODW 的燃料比沖非常接近,但隨著楔面角度的增加,斜爆轟波的過驅(qū)動(dòng)度增加,OVODW 的比沖迅速下降,CJ-ODW 的比沖則保持不變.由爆轟極曲線理論可知[10,22-23],當(dāng)楔面角度取θCJ時(shí),楔面誘導(dǎo)的斜爆轟處于CJ 狀態(tài),此時(shí)斜爆轟的法向來流速度與CJ 爆速相等.在默認(rèn)來流狀態(tài)和進(jìn)氣壓縮條件下,θCJ的理論值為12.6°.當(dāng)楔面角度θ接近于θCJ時(shí),OV-ODW 的燃燒狀態(tài)會(huì)接近于CJ 點(diǎn),OV-ODW 和CJ-ODW 燃燒模式的燃料比沖則會(huì)逐漸趨于一致.

圖7 燃料比沖Isp 隨著(a)楔面角度θ 和(b)當(dāng)量比φ 的變化Fig.7 Fuel specific impulse Isp as a function of (a) wedge angle θ and(b) fuel specific impulse Isp as a function of equivalence ratio φ

圖7(b)給出的是當(dāng)量比φ對(duì)斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)燃料比沖Isp的影響.CJ-ODW 燃燒模式的燃料比沖隨當(dāng)量比的增加而逐漸降低;OV-ODW 和SIC-CVC 燃燒模式的燃料比沖隨當(dāng)量比增加呈現(xiàn)出先輕微增大而后逐漸減小的趨勢(shì),且比沖最大值對(duì)應(yīng)的當(dāng)量比略小于1.0;而對(duì)于OV-NDW 燃燒模式而言,其燃料比沖隨當(dāng)量比增加而快速增加.燃料比沖Isp定義為單位重量燃料產(chǎn)生的沖量,影響燃料比沖變化的兩個(gè)關(guān)鍵參數(shù)是燃料質(zhì)量和沖量的變化量.當(dāng)量比增加,燃料的質(zhì)量流量增加,使得燃料比沖有下降的趨勢(shì).當(dāng)氧化劑充足時(shí),增加的燃料能夠釋放更多的化學(xué)能,提升燃燒產(chǎn)物的做功能力.因此,在低當(dāng)量比時(shí),OV-ODW 和SIC-CVC 燃燒模式的燃料比沖隨當(dāng)量比的增大而輕微增長(zhǎng).對(duì)于OV-NDW 燃燒,影響其比沖大小的重要因素是波面的過驅(qū)動(dòng)度,即波前氣體速度與CJ 爆速比值的平方.當(dāng)量比φ在0.5～1.5 之間變化時(shí),可燃混合物的CJ 爆速變化范圍是1607～ 2004 m/s,而燃燒室入口氣流速度基本維持在3500 m/s.正爆轟波面的過驅(qū)動(dòng)度從4.74 逐漸降低到3.05,爆轟燃燒產(chǎn)物的速度也從444.7 m/s 增加到548.0 m/s,使得OV-NDW 燃燒模式的燃料比沖逐漸增長(zhǎng)到917.1 s.但是,相比斜爆轟燃燒和斜激波誘導(dǎo)燃燒,大過驅(qū)動(dòng)的正爆轟燃燒仍然會(huì)導(dǎo)致氣流速度的急劇降低,其推力性能遠(yuǎn)低于其他3 種燃燒模式.

高空大氣被進(jìn)氣道捕獲、壓縮,作為后續(xù)燃料燃燒釋熱的氧化劑.高溫高壓燃?xì)馔ㄟ^尾噴管膨脹做功、產(chǎn)生推力.進(jìn)氣系統(tǒng)直接影響燃燒室入口來流的狀態(tài),排氣系統(tǒng)則影響著發(fā)動(dòng)機(jī)的推力性能.本文采用兩級(jí)壓縮方式,固定第一級(jí)壓縮面的角度δ1=8°,通過改變第二級(jí)壓縮面的角度δ2來實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道的調(diào)整.圖8(a)給出了進(jìn)氣壓縮角度δ2對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)燃料比沖Isp的影響,4 種燃燒模式對(duì)壓縮程度的變化并不敏感,但是OV-ODW,CJ-ODW 和SICCVC3 種燃燒模式對(duì)應(yīng)的燃料比沖Isp隨著δ2的增加而逐漸降低,OV-NDW 對(duì)應(yīng)的燃料比沖隨著δ2的增加而增加且變化逐漸趨向于平緩.壓縮程度的增加一方面提升了燃燒室入口氣流的溫度,同時(shí)導(dǎo)致來流動(dòng)能的損失.當(dāng)壓縮角度δ2從0°增加到16°時(shí),氣流的靜溫從484.3 K 增加到1225.6 K,.高溫的空氣來流導(dǎo)致燃料的化學(xué)能不能有效地轉(zhuǎn)變成熱能,進(jìn)而降低燃料比沖.由前面的結(jié)果可知,影響正爆轟燃燒性能的關(guān)鍵參數(shù)是過驅(qū)動(dòng)度.壓縮角度的增加降低了燃燒室入口氣流的速度,使得正爆轟的過驅(qū)動(dòng)度從3.71 降低到了3.29.因此,OV-NDW 燃燒模式的燃料比沖隨壓縮角度的增加而增加,但其增長(zhǎng)趨勢(shì)逐漸放緩.

在以往斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的性能分析中[22-23],研究人員假設(shè)高溫的爆轟燃燒產(chǎn)物能夠等熵膨脹到大氣環(huán)境中,此種理想假設(shè)會(huì)導(dǎo)致噴管出口的尺寸過大.在飛行馬赫數(shù)Ma=12,飛行高度H=35 km 條件下,采用OV-ODW 燃燒模式,當(dāng)高溫高壓的爆轟燃燒產(chǎn)物膨脹到大氣壓力574.6 Pa 時(shí),噴管的出口和喉道面積比將達(dá)到120.圖8(b)給出了尾噴管膨脹面積比對(duì)燃料比沖的影響,膨脹作用能夠?qū)?nèi)能轉(zhuǎn)化為動(dòng)能.隨著膨脹面積的增加,4 種燃燒模式的燃料比沖首先快速地增加,而后增長(zhǎng)趨勢(shì)逐漸趨于平緩.考慮到工程應(yīng)用發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)重量和尺寸的需求,需要合理地設(shè)計(jì)尾噴管的膨脹面積比.

圖8 燃料比沖Isp 隨(a)進(jìn)氣壓縮角度δ2 和(b)尾噴管膨脹面積比εex 的變化Fig.8 Fuel specific impulse Isp as a function of (a) inlet angle δ2 and(b) fuel specific impulse Isp as a function of expansion ratio εex

2.4 關(guān)于發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)的討論

斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵點(diǎn)在于燃燒室內(nèi)的燃燒組織形式,涉及到3 個(gè)方面的問題:一是如何成功起爆爆轟波,二是實(shí)現(xiàn)爆轟波的穩(wěn)定燃燒,三是保證發(fā)動(dòng)機(jī)具有良好的推力性能.在燃燒室內(nèi)放置一個(gè)楔形體來起爆斜爆轟具有簡(jiǎn)單方便的特點(diǎn),且斜爆轟波具有隨著來流變化進(jìn)行自適應(yīng)調(diào)整的特性,便于進(jìn)行斜爆轟的燃燒組織.圖9 給出了飛行高度30 km和40 km 條件下,斜爆轟起爆區(qū)長(zhǎng)度隨來流馬赫數(shù)的變化.高速來流首先經(jīng)過兩道角度為8°的直楔面壓縮,進(jìn)入燃燒室后由一道25°楔面起爆.起爆距離L沿著壁面來定義,起點(diǎn)為尖楔頂端,終點(diǎn)設(shè)定為誘導(dǎo)區(qū)溫度1.05 倍的位置.起爆距離L隨飛行馬赫數(shù)Ma增加急劇減小,并逐漸下降到工程可接受的量級(jí).當(dāng)來流馬赫數(shù)Ma=8.0,飛行高度H=30 km 時(shí),起爆距離接近0.15 m;當(dāng)飛行高度增加到40 km 時(shí),起爆距離甚至?xí)鲩L(zhǎng)到0.33 m.起爆距離與高超聲速燃燒室寬度相當(dāng)[23-24],起爆區(qū)附近斜激波誘導(dǎo)燃燒會(huì)占據(jù)比較大的比重.由前面的分析可知,斜激波誘導(dǎo)的等容燃燒往往具有較高的推力性能,但其會(huì)隨著飛行馬赫數(shù)的增加而急劇降低.合理設(shè)計(jì)燃燒室,恰當(dāng)組織斜激波誘導(dǎo)燃燒和斜爆轟燃燒,提高低飛行馬赫數(shù)下SIC-CVC 燃燒模式的占比,增加高飛行馬赫數(shù)下CJ-ODW 燃燒模式的占比,能夠保證斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)在寬飛行速域和空域內(nèi)具有良好的推力性能.然而,過于追求低飛行馬赫數(shù)下斜激波誘導(dǎo)燃燒的高占比,會(huì)導(dǎo)致斜爆轟波在有限的空間內(nèi)難以起爆或者起爆后斜爆轟波難以駐定[36].通過降低燃料的當(dāng)量比可以有效地增強(qiáng)斜爆轟波的穩(wěn)定性[36],并且不會(huì)給燃料比沖帶來較為顯著的影響.但燃料質(zhì)量流量的降低必然會(huì)導(dǎo)致主流中添加的熱量降低,而使得發(fā)動(dòng)機(jī)的推力下降.

圖9 起爆區(qū)長(zhǎng)度L 和燃燒室入口溫度T 隨飛行馬赫數(shù)Ma 的變化Fig.9 Initiation length L and entrance temperature T as a function of inflow Mach number Ma

斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室是一個(gè)受限空間,內(nèi)部流動(dòng)涉及到斜爆轟波/激波/壁面等的相互作用[15].從斜爆轟穩(wěn)定燃燒的角度來看,斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)適合于高馬赫數(shù)下工作.然而,當(dāng)斜爆轟波在壁面上發(fā)生馬赫反射,燃燒室內(nèi)會(huì)出現(xiàn)大過驅(qū)動(dòng)度的正爆轟波,斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的推力性能會(huì)嚴(yán)重下降.當(dāng)燃燒室內(nèi)采用正爆轟波進(jìn)行燃燒組織時(shí),應(yīng)當(dāng)盡可能地降低正爆轟波前的氣流速度,避免氣流動(dòng)能的急劇下降.當(dāng)來流速度較低,且燃燒室內(nèi)的燃料持續(xù)釋放熱量時(shí),氣流的流動(dòng)速度會(huì)快速下降[3].氣流受到周圍波系的干擾,速度甚至?xí)M(jìn)一步降低到亞聲速,流動(dòng)會(huì)產(chǎn)生熱壅塞而將爆轟波推出燃燒室.斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)定工作存在一個(gè)臨界飛行馬赫數(shù),且由于斜爆轟存在切向速度和受限空間的影響,該臨界飛行馬赫數(shù)需要大于可燃混合物的CJ 爆速[3].

斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)存在幾何構(gòu)型約束、來流狀態(tài)約束和燃燒組織約束.幾何構(gòu)型約束主要體現(xiàn)在如何在有限尺寸的燃燒室內(nèi)成功起爆斜爆轟.單楔面誘導(dǎo)的斜爆轟波雖然構(gòu)型簡(jiǎn)單,工程上也容易實(shí)現(xiàn),但起爆位置會(huì)隨來流狀態(tài)的改變而急劇變化,這會(huì)對(duì)燃燒室內(nèi)波系結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定性和燃燒室構(gòu)型設(shè)計(jì)帶來較大的困難.來流狀態(tài)約束主要體現(xiàn)在低馬赫數(shù)下斜爆轟難以駐定,高馬赫數(shù)條件下發(fā)動(dòng)機(jī)的推力性能下降嚴(yán)重.斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)具有一定的飛行馬赫數(shù)適用范圍,即存在一個(gè)下臨界馬赫數(shù)和一個(gè)上臨界馬赫數(shù).下臨界飛行馬赫數(shù)主要是保證斜爆轟波的穩(wěn)定燃燒,需要高于可燃混合物的CJ 爆速,同時(shí)保證燃燒室內(nèi)出現(xiàn)馬赫反射時(shí)不至于發(fā)生熱壅塞.上臨界馬赫數(shù)需要保證斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)具有良好的推力性能.如圖5 所示的等動(dòng)壓飛行過程中,當(dāng)來流馬赫數(shù)達(dá)到17 時(shí),OV-ODW 和SIC-CVC 所產(chǎn)生的理論燃料比沖僅為300 s.燃燒組織約束主要體現(xiàn)在斜爆轟燃燒室內(nèi)會(huì)同時(shí)存在多種燃燒模式,各個(gè)燃燒模式會(huì)相互干擾,為發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)和性能評(píng)估帶來極大的挑戰(zhàn).總體來看,CJ-ODW 在寬空域、寬速域內(nèi)均能維持較好的推力性能.然而,CJ 狀態(tài)斜爆轟波產(chǎn)生比較困難,傳統(tǒng)的CJ 斜爆轟波主要是通過膨脹波的削弱作用實(shí)現(xiàn).當(dāng)過驅(qū)動(dòng)的斜爆轟波面與膨脹波相互干擾時(shí),極有可能導(dǎo)致斜爆轟激波面與放熱區(qū)的解耦,使得斜爆轟波起爆失敗.對(duì)于斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)的燃燒組織,較為穩(wěn)妥的方案是小過驅(qū)動(dòng)的斜爆轟和斜激波誘導(dǎo)燃燒相結(jié)合.

3 結(jié)論

本文從斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的整體流動(dòng)出發(fā),圍繞發(fā)動(dòng)機(jī)的推力性能,將發(fā)動(dòng)機(jī)的工作過程分解為進(jìn)氣壓縮、燃料摻混、燃燒釋熱和排氣膨脹4 個(gè)階段,并分別建立了理論分析方法,提出了斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)推力性能理論分析模型,獲得了多維參數(shù)空間下不同燃燒模式對(duì)燃料比沖的影響.研究表明:斜激波誘導(dǎo)的等容燃燒具有較好的比沖性能,但存在高飛行馬赫數(shù)下比沖下降嚴(yán)重的問題;CJ 狀態(tài)斜爆轟燃燒在寬空域、寬速域范圍內(nèi)均能表現(xiàn)出良好的比沖性能,但在有限尺度的燃燒室內(nèi)獲得CJ 狀態(tài)的斜爆轟波比較困難,是其工程應(yīng)用的一大障礙;過驅(qū)動(dòng)斜爆轟燃燒整體上的推力性能表現(xiàn)良好,通過調(diào)整進(jìn)氣壓縮、燃燒室楔面角度等參數(shù)均可實(shí)現(xiàn)對(duì)其的可調(diào)可控;高馬赫數(shù)條件下的正爆轟燃燒會(huì)造成比較嚴(yán)重的比沖下降,燃燒室的設(shè)計(jì)應(yīng)該避免高過驅(qū)動(dòng)正爆轟的出現(xiàn);影響斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)燃料比沖的主要因素是來流馬赫數(shù)和尾噴管膨脹面積.

受限空間內(nèi)斜爆轟波的燃燒組織往往不是某種單一形式的燃燒[3,10,17,37],燃燒室內(nèi)部可能會(huì)涉及到斜激波誘導(dǎo)燃燒、強(qiáng)過驅(qū)動(dòng)的斜爆轟燃燒、由于壁面反射形成的正爆轟燃燒以及在稀疏波的作用下形成的CJ 狀態(tài)的斜爆轟.本文據(jù)此建立理論分析模型,給出了多個(gè)參數(shù)對(duì)斜爆轟推力性能的影響趨勢(shì)和作用規(guī)律,同時(shí),也忽略了黏性邊界層、激波反射以及可能存在的回流區(qū)等流動(dòng)過程[2].多種燃燒模式共存于燃燒室中,為斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的性能評(píng)估帶了極大的挑戰(zhàn).結(jié)合復(fù)雜來流和復(fù)雜構(gòu)型下的流動(dòng)燃燒特征,定量獲取斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)部各個(gè)燃燒模態(tài)所占據(jù)的比例,獲得多種燃燒模態(tài)之間定量關(guān)系和推力性能的疊加關(guān)系,評(píng)估設(shè)計(jì)參數(shù)之間的耦合特征,是斜爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)推力性能分析和優(yōu)化的重要研究方向.