中国超燃冲压发动机研究回顾

2008年8月第29卷 第4期

推 进 技 术

J OURNAL OF PRO PUL SI ON TECHNOLOGY

Aug 2008

V ol 29 No 4

中国超燃冲压发动机研究回顾

*

刘兴洲

(北京动力机械研究所,北京100074)

摘 要:回顾了中国近年来在超燃冲压发动机领域的研究进展。首先是高超声速进气道的研究进展,包括高超声速进气道中激波与附面层干扰、起动和再起动、隔离段、进气道附面层抽吸、进气道通道内外压缩比、侧压式进气道、Buse m ann 进气道等。其次是超声速燃烧方面的研究及模型超燃冲压发动机研究。最后对研究工作进行了评述。

关键词:超燃冲压发动机;高超声速进气道;超声速燃烧;超燃冲压发动机试验

中图分类号:V 235 21 文献标识码:A 文章编号:1001 4055(2008)04 0385 11

* 收稿日期:

2008 01 09;修订日期:2008 03 06。

作者简介:刘兴洲(1933 ),男,工程院院士,研究领域为冲压发动机设计。

Revie w of scra m jet researc h i n Chi na

LI U X i n g zhou

(Be iji ng P o w er M ach i nery R esearch Inst .,Be iji ng 100074,China)

Abstrac t : The scra m j e t research i n Chi na i n recent years i s rev ie w ed .F irstl y ,

stud i es for hyperson ic i n lets are re

v ie w ed ,i nc l udi ng i ssues re lated to i nteracti on bet w een boundary and sho ck w av e i n hype rson i c i n l et ,unstarting /restarti ng phenom ena ,iso l a t o r ,boundary b l eeding f o r hypersonic inlet ,interna l/ex terna l compression rati o for inlet ,inlets w i th si dewa ll compression ,etc ..Second l y ,supe rson i c co m bustion research i s rev ie w ed .T hen ,i nvestigati on for scra m j e t eng i ne mode l is

su mm ar i zed .F i na lly ,so m e co mments on the research wo rks a re g i ven .

K ey word s : Scra m jet ;H yperson ic inlet ;Supersonic co m bustion ;Scra m jet test .

1 引 言

在中国的一些研究机构和高等学校进行了超燃冲压发动机的基础研究和模型超燃冲压发动机的研究。本文对中国在高超声速进气道、超声速燃烧和模型超燃冲压发动机研究等方面的工作作一简要回顾。

2 高超声速进气道的研究

2 1 激波/附面层干扰

通过求解二维N S 方程[1,2]

,对高超声速流中的激波/附面层干扰进行了数值研究,给出了入射斜激波在平直壁面引起湍流附面层分离的流动特征、分离点的反射激波、分离包引起的膨胀扇以及再附点的反射激波.计算的壁面压力分布与试验值吻合较好(见图1、图2)。 在三维管内激波/湍流附面层干扰流场的数值模拟中,对两方程湍流模型进行了可压缩性修正,计

F i g .1 M ach nu m ber d istribution in shock /

boundary layer in teract i on area

算和试验结果比较表明,这一方法可以较准确地预测三维激波/湍流附面层干扰流动中激波结构和流动分离的基本特征。这些工作加深了对复杂流动现象的理解。

2 2 进气道的起动和再起动

对高超声速侧压式进气道模型不起动特性和再

推 进 技 术2008

年

F i g .2 F l ow character istics of turbulent i n boundary layer separati on on flat wa lls

起动特性进行了研究

[3,4]

,得到了在不同来流马赫数

下进气道的流动特征。随着马赫数的减小,激波角增大,压缩波强度逐渐减弱,总压恢复系数逐渐增大。当马赫数减小到一定数值,在等直隔离段出现喉道截

面。进一步减小来流马赫数,则引起压力升高,波系向进口方向移动,导致流量阻塞。可以根据激波位置和相应的进气道性能参数曲线在起动与不起动分界点上的突然变化特征,来判定不起动现象的发生,并确定不起动马赫数(见图3)

。

Fig 3 Pressure d istribu tion along th e cen ter line

of the botto m wa ll at d ifferen t i n co m i ng

f l ow M ach num bers

对高超声速进气道的再起动问题的分析发现,当进气道不起动发生后,加大来流马赫数到起动马赫

数,进气道不能立即再起动,继续加大来流马赫数到

一定数值,进气道才可以再起动,但再起动马赫数远大于起动马赫数,小于设计马赫数。在高超声速进气道再起动过程中有迟滞回路现象。 图4,图5描述了进气道从不起动到起动的过程。在M a =4 25时,进气道不起动,随着马赫数提高,激波角减小,进气道进口前溢流减少,进气道流量增多,直到M a =7 9进气道实现完全再起动。再起

动问题说明,在实际应用时应充分考虑由此可能给高超声速进气道正常工作带来的影响,同时要注意到高超声速进气道的再起动过程会造成超温、超压,对发动机结构不利。2 3 隔离段

研究了进气道隔离段流场

[5~7]

。可看到,随着反

压的增加,激波串首先在隔离段出口平面形成。随着反压进一步的增加,激波串继续向前移动。激波串的特点是 斜激波+附面层分离+气流加速和压力减少!,见图6。

在马赫数5 3和3 85,对带有侧压进气道的隔离段流动特点进行了试验分析。用数字模拟获取详细的流程结构,对计算和试验结果进行了比较分析。发现一个重要的特点是在隔离段进口存在附面层的非对称分布,唇口激波加强了隔离段内及其出口流场的不均匀性。隔离段下壁面亚声速区沿壁面增长很快,导致隔离段压力恢复下降。在设计中希望进气道提供均匀气流流场,见图7。 为了改善隔离段的性能,提出了在隔离段中放置隔板的新方法[7]

,目的是在满足气动性能的前提下缩短隔离段的长度。采用数值计算的方法对带隔板的二维隔离段与不带隔板的隔离段性能进行了比较。在非对称来流、不同进口附面层厚度条件下,研究了隔离段内弯曲隔板的形状,给出了非对称来流条件下隔离段内弯曲隔板的设计参数。研究结果表明,在进口马赫数为2,隔离段进口下板附面层厚度 /H =0 24,上板附面层厚度为0时,通过放置弯曲隔板,在进出口压比相同与出口总压恢复系数基本不变的情况下,隔离段长高比减小了33%。弯曲隔板可以较好地平衡高能主流区与低能附面层区之间的动量分布,从而保证上下管道激波串位于同一位置。提出在非均匀入口条件下,隔离段进口截面上的动量积分是判断隔离段承受反压能力的重要指标,见图8。2 4 进气道附面层抽吸

对进气道抽吸作用进行了分析[8,9]

,讨论了在不同位置进行抽吸的组合发动机进气道3D 流场。结

386

第29卷 第4期中国超燃冲压发动机研究回顾

F i g 4 Restart p rocess of hyperson ic i n

lets

Fig 5 M ass flow rati o i n th e un starting and

re starting process

果表明,在外压表面上用吸除孔吸除的流量很小,起动特性和气动特性变化很小。在内通道表面上吸除,喉道处的流场可以更均匀,同时总压恢复比较高,但是静压力比和温度比的增加,比没有吸除的情况要小,见图9。 研究了抽吸对高超声速二元进气道起动能力的影响。计算表明,抽吸可以改善高超声速进气道的起动能力。得到了高超声速二元进气道性能参数随抽吸开孔率的变化规律。抽吸可以降低进气道的起动马赫数,改善进气道的流动性能,改善进气道的迟滞回流曲线,降低再起动马赫数,提高总压恢复系数和隔离段出口马赫数,同时也降低了增压比。在相同开孔率条件下,抽吸流量随来流马赫数减小而减小,见图10

。

F i g 6 Shock tra i n at differen t back p re ssure

w ith non unifor m i nf l ow

2 5 内收缩比

研究了不同内收缩比的三维侧压进气道自起动特性

[10]

,进气道带有可移动的前缘。在马赫数3 85,

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年

总压0 7M Pa 和总温度300K 条件下进行了CFD 计算模拟和试验研究。结果表明,模型进气道自起动的内收缩比是在1 24~1 28之间。对于一个已起动的模型进气道,可以保持起动条件直到收缩比1 33。前缘向后和向前过程中均有延迟现象。侧压进气道模型依靠向后移动前缘实现自起动,见图11。2 6 进气道通道内外压缩比

研究了内通道几何参数对高超声速进气道性能的影响

[11]

。用N S 方程模拟了不同收缩比,不同波

系配置的内压缩通道内流动。发现在外压缩程度不变的条件下,随着内压缩面积收缩比增大,进气道温升比、压比增加,出口流场畸变下降,起动性能变差。在进气道总压比相同的条件下,高超声速进气道的内外压缩比将影响进气道的综合性能,见图12。2 7 侧压式进气道

对侧压式进气道进行了研究,设计了顶压与侧压相结合的前掠侧压式进气道[12]

,工作马赫数范围M a =4~6,进气道以马赫数5 3为设计点,通过数值模拟和实验,获得了进气道基本性能。试验结果表明,采用前掠侧压式进气道的流量系数可以达到0 85以上。前掠侧压式进气道顶压激波与侧压激波之间的干扰较小,通过数值模拟和实验研究发现,进气道下游隔离段内,由于上下壁面的巨大压差导致顶板对称面两侧出现对涡,涡面将隔离段内的流动分为高速高能区与低速低能区两种流动,这对于隔离段的性能是不利的(见图6,图7)。

验证了双楔顶压,有侧板并有中间支板的侧压式进气道[13]

,进气面积110mm ?91mm,在直径300mm 高焓脉冲风洞中进行了实验。在M a =6来流条件下,流量系数为0 83,隔离段出口平均马赫数为2 57,总压恢复系数为0 296,增压比为23 7。数值模拟结果与实验得到的进气道内静压分布符合较好,见图13。测量表明,隔离段进出口流场有变化,但均不均匀,见图14

。

Fig 9 D iagra m of the l oca l con tour M ach numb er

388

第29卷 第4期中国超燃冲压发动机研究回顾

F ig 12 Typ ical wave pattern s w ith

differen t con traction ratios

2 8 三维进气道

使用表面的油流显示和数字模拟研究了三维压缩超燃冲压发动机进气道

[14]

。研究显示了内流形

态的细节,包扩激波结构、溢流、特殊结构和附面层分离等,这些特点直接影响进气道性能。结果表明,对于这类进气道,激波的安排是至关重要的。油流式样可用来分析进气道表面上的流线路径。从图15的照片能看到,由于激波/附面层和激波/激波的交互作用,流动变得复杂了,油流的方向显示了溢流和分离区。2 9 进气道性能

对二元和三元进气道性能进行了研究[15]

。二元进气道设计马赫数为6 0,外压缩采用三级压缩,总压缩角为20#。进气道带有侧板和中心支板,隔离段

长度约为4倍的通道高度。在无附面层吸除情况下,M a =3~6均能正常起动;M a =6 0时,流

量系数可

F i g 13 Para m eters d istr i bu ti on at the exit of the isolator

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达0 85以上,抗反压能力150以上;在有附面层吸除时,可进一步改善进气道性能。对于三维进气道,设计了采用前掠侧板的三维侧压进气道,进气道具有一级顶压楔板8#,前掠侧板与Y 方向的夹角为69#,马赫数

工作范围4~7。分析了进气道在不同唇口下的设计点流量系数、低马赫数(M a =4 0)下的起动特性及其它特性;进行了CFD 计算,模型吹风试验,油流试验,获得了进气道性能,见图16。试验结果表明:附面层吸除提高了进气道工作稳定性;在M a =6状态,流量系数大于0 85;在M a =6状态,抗反压能力为130以上。油流试验表明,钝前缘的存在和激波附面层的干扰,对进气道性能有很大影响,

需要对钝前缘做深入的研究。

Fig 16

In l e t start and unstart

2 10 Buse m ann 进气道

在Buse m ann 进气道(图17所示)的实验和数值计算研究中[16]

,设计马赫数5 3,收缩比为8。在马赫数5 3的风洞中进行了试验,得到了沿上壁面中心线、侧壁和前缘下表面的静压分布和隔离段出口平面皮托管压力,静压分布与数值模拟结果符合良好。得到了进气道流量系数0 58,平均马赫数1 4,压力恢复0 217和压缩比37 6的良好性能

。

F ig 17 Part i al Busemann i n let

3 超声速燃烧研究

3 1 发泡雾化

研究了以煤油为燃料的超燃冲压发动机特

性[17]

。煤油燃烧在M a 2 5气流条件下进行,使用带有发泡雾化超燃燃烧室模型,燃料喷射/火焰稳定结合在一起。燃料发泡雾化可形成较小的煤油颗粒,因此燃烧效率较高。使用不同的非干扰诊断技术,在定性和定量上证实了使用发泡雾化的燃烧效果。从图18中的Schlieren 图像分析,表明了二次雾化的重要性。同时也发现,燃气发泡雾化不能对穿透深度产生很大影响,穿透深度主要依赖于喷射压差。3 2 蒸发煤油的应用

在超声速燃烧室模型中喷射蒸发煤油的研究中[18~20],得到了在各种不同的预先加热温度下,向静止的大气中和马赫数2 5的横向气流中喷射煤油的初步结果。测量了随压力和温度变化的煤油密度。直接的和Schlieren 图像表明,煤油蒸汽随预先加热温度的增加而增加。当喷射压力为4M Pa ,煤油羽流射流在550K 的喷射温度下完全成为蒸汽状态。保持固定的喷射压力,在所研究的温度范围内,穿透深度大致是一样的,如图19所示。

燃烧试验表明,使用喷注蒸发煤油的燃烧室静压曲线显著高于使用液体煤油的曲线,甚至高于使用含有氢气的发泡雾化的情况。使用蒸发煤油喷注,超

燃燃烧室的性能显著提高,这相当于用燃油冷却燃烧室的情况,更接近于实际情况,见图20。所以建议在超燃冲压发动机试验中使用蒸发煤油喷注。

390

第29卷 第4期中国超燃冲压发动机研究回顾

A i r M ach number=2 5,Sta tic pressure=43kPa ,S tatic te m pera t ure=430K,L /h =7

F ig 18 Sch lieren i m ages of kerosene spray struc ture w ith and

w ithou t barbotage in superson ic co mbu

stor

F i g 19 Sch lieren i m ages of p ressur i zed kerosene je t i n to aM ach 2 5crossf l ow at d ifferent i n ject i on te mp eratu res (T he l oca l static

cond itions are of 570K and 0 07M Pa)

3 3 点火

通过直联式试验对液体碳氢燃料超声速燃烧的

点火技术进行了研究[21]

,比较了多种点火方式,包括氢气引导火焰点火、火炬点火器、固体点火器以及电

火花塞等,在煤油当量比范围0 87~1 72内。使用氢气引导火焰点火方式,通过增加支板和改变氢气喷注位置,可将最小氢气当量比由0 34降为0 068。氢气引导火焰点火和火炬点火对比试验表明,在使用

相同的燃料喷注方式和当量比下,发动机的工作状况基本与点火方式无关。

3 4 凹腔火焰稳定器

对凹腔火焰稳定器阻力特性进行了实验和数值模拟研究

[22,23]

。在超燃冲压发动机直连式试验中,

模拟马赫数1 92,静温509K,静压86 6kPa ,采用等截面燃烧室构型,测量了不同结构尺寸的开式凹腔火焰稳定器的冷流阻力和热试阻力。通过对深度分别为10,15,20mm,长深比4~10,后壁倾斜角18~60#的凹腔火焰稳定器的冷流阻力比较,表明凹腔火焰稳定器的冷流阻力与凹腔深度和凹腔长深比成正比;并随后壁倾斜角的增大先减小后增大,在30#~60#范围内应存在一冷流阻力最小的角度。试验使用氢燃料对不同喷注位置、不同当量比的凹腔火焰稳定器阻力特性进行了对比,结果表明凹腔火焰稳定器的热试阻力小于冷流阻力,且受燃料喷注方式的影响;凹腔火焰稳定器的阻力随着当量比的增加而减小,并最终表现为正推力。采用合理几何尺寸的凹槽可以提高燃烧效率和总压恢复(见图21)。

利用平面激光诱导氢氧基荧光(OH PLI F )技术[24]

,对超燃燃烧室中三个不同的流向截面进行了二维成像测量。不同形状的凹槽装置在二元结构的超燃燃烧室中,使用OH PLI F 图像作为分析不同凹

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(a)Co m pa rison o f static pressure distri buti ons w i th supercr iti ca l and li qu i d kerosene injecti ons

V iti ated M ach2 5,A ir:P

0=1 06~1 20M Pa and T

=1750~1850K

(b)Co m parison o f static pressure distributi ons for the cases usi ng vapor ized kerosene i n j ection and effervescent a t om i zati on w ith hydrogen barbotage V iti a ted M ach2 5,A i r:P

=1 06~1 18M P a

and T

=1700~1790K

Fig 20S tatic pressure d istribution of co mbu

stion

Fig 21 Co mparison of drag coe ff icien ts w ith

d ifferent cavity w ith i n jec tor sh

e m e A

槽功能的手段,使用了不同的凹槽长深比,凹槽前后缘,特别形状的凹槽等。研究了不同喷射方案对火焰结构方面的影响,研究表明,当喷注方案影响较弱的时候,凹槽的L/D和后缘将强烈地影响燃烧流场,见图22。激波也是点火源。

3 5 燃燃烧室出口面积的影响

研究了改变超燃燃烧室出口面积对双模态超燃冲压发动机工作的影响[25],采用可变几何喉道的双模态超燃冲压发动机,对不同几何喉道大小和不同当量比对点火和燃烧性能的影响进行了试验研究。结果表明,几何喉道开度的大小直接影响发动机的壅塞程度,从而影响点火和火焰稳定,选择合适的燃烧室扩张比是决定发动机燃烧性能的重要条件见图23,24。

4 超燃冲压发动机模型研究

4 1 凹槽和支板稳定器

进行了在超燃冲压发动机模型中使用凹槽和支板的试验研究[26~28]。模型进行了自由射流试验,工作条件是M a=5 8,总温1800K,总压4 5M Pa,空气流量4kg/s。使用凹槽和支板研究了模型的推力性能。试验表明,点火和火焰稳定器对凹槽并不敏感。然而凹槽在改善燃烧和推力性能方面有重要作用。不同凹槽引起的阻力系数的变化小于1%。使用支板/凹槽组合在燃烧稳定方面效果更好。支板不只是一个混合增强的装置,同时也起隔离段的作用。用支板分开的隔离段具有更高的抗燃烧室反压能力。支板可用作增强混合和提高发动机性能的方法。支板增大了表面摩擦和增强了激波,但支板在改善总推力方面的优点大于其缺点。同时指出,燃料喷注和流场的耦合对获得较好的性能是重要的。

4 2脉冲风洞试验

在脉冲风洞中研究了煤油燃料超燃冲压发动机[29,30]。试验在M a=5,M a=6条件下进行。分析了短时间控制煤油燃烧的可能性。在上游注入了约3%的氢,增强了先锋火焰,显著改善了煤油的燃烧。试验表明,在M a=5,M a=6条件下,燃料雾化、蒸发和化学反应延迟大约能在4m s完成。原则上,脉冲试验设备只要运行时间大于100m s,即可用燃料喷注进行可控制的燃烧研究。为了进一步确定脉冲设备获得的试验结果,相同的发动机模型在几乎相同的来流条件下,在暂冲式设备上进行了试验,以比较壁面压力和推力。结果表明,在这两个设备之间的下壁面压力分布符合良好,见图25。

392

第29卷 第4期中国超燃冲压发动机研究回顾

Fig 22 Co mpar ison of inf l uence on co mbu stion of d ifferen t L /D of

cavity

4 3 进气道与燃烧室匹配

研究了碳氢燃料超燃冲压发动机进气道与燃烧室匹配性能

[31]

。在模拟飞行马赫数M a =6,高度25

k m 条件的液体碳氢燃料超燃冲压发动机自由射流试验中,对比研究了4种不同进气道,不同燃烧室入口条件下模型发动机的点火与燃烧性能。试验结果表明,几何内收缩比3的侧压式进气道的出口压强低而无法实现模型发动机的点火;进气道增加部分前体压缩,模型发动机则能够维持稳定燃烧,得到正推力;采用较高收缩比5 35的三维进气道的出口流场畸变程度较高,降低了隔离段抗反压的能力,会对燃烧性能

F i g 25 E xper i m en tal co mp ar ison of lo w er wall p ressure d istribution of m otel en gi ne b et w een the pu lse fac ility and b l ow do wn one

产生很大影响,燃烧效率、发动机推力显著下降,甚至可能导致发动机熄火。不同长度的隔离段对比研究表明隔离段加长能够提高抗反压能力,有助于实现煤

油分级燃烧,提高燃烧效率。4 4 三维进气道发动机

研究了带有三维混合压缩进气道的模型超燃冲

压发动机[15]

,进气道采用顶压和侧压相结合,并配有中心支板,采用了附面层吸除;燃烧室入口为二元

矩形型面;进出口的面积比2 5;燃烧室采用凹槽稳定器,有5个喷油位置,不同工作状态在不同位置供给煤油燃料。采用燃气发生器进行点火,在来流为马赫数4~6的条件下,各状态起动顺利,燃烧稳定,在试验条件下得到了正推力。试验表明,采用附面层吸除,能保证可靠起动,提高了进气道性能,缩短了隔离段的长度。经过选取合适的燃烧室扩张角和燃油分布,燃烧室接近等压燃烧,提高了发动机工作稳定性和工作性能。在马赫数6的状态下,燃料当量比0 8,发动机燃油比冲大于8kN ?s/kg 。图26为近期试验结果。

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推 进 技 术2008

年

Fig 26 Typ ical scra m jet flo wpath

p re ssure distri bu tion

5 结束语

(1)对进气道起动、再起动的分析,对附面层抽吸作用的研究是非常有益的;在抗反压能力的研究中,分析了隔离段反压前传的模式,提出了增加中间隔板以缩短隔离段,是一个有兴趣的问题;在进气道设计中,进气道型式的选择,流量和压力恢复的确定,内外压比的分配等均有重要影响;内收敛型的Buse m ann进气道,采取多方向压缩的方法,以取得均匀平行的气流,具有良好的发展潜力。在进气道研究中应注意雷诺数的影响,加强尺度效应分析,得到尺寸效应的相关性。

(2)在燃烧室中使用加热的汽化燃料更接近于实际情况,同时有利于提高燃烧室工作性能;燃烧室点火要求可靠,点火方式对燃烧室性能无显著影响;凹槽稳定器阻力小,但稳定区域小;支板式稳定器在冷态时阻力较大,但支板便于燃料均匀分布,有利于组织燃烧和形成推力,应灵活运用凹槽和支板稳定器;需要加强强化混合和高效燃烧的研究,寻求低阻高效燃烧的方法。

(3)研究了进气道和燃烧室的匹配,火焰稳定方法,喷油和燃烧室释热规律,在模型发动机自由射流试验状态中得到了正推力。发动机工作首先要解决的是进气道、燃烧室、尾喷管一体化设计的问题,掌握压缩、加热和膨胀的规律,这是机体、动力一体化的基础。对于超燃冲压发动机最终要得到的是在给定状态下,具有高比冲、高推重比、高净推力系数的发动机。

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第29卷 第4期中国超燃冲压发动机研究回顾

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(编辑:刘萝威)

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