固体燃料的超声速燃烧研究进展
高超声速飞行器动力技术介绍及部分国家发展现状
一、高超声速飞行器技术发展路径及动力技术介绍1.1 高超声速飞行器技术发展路径高超声速飞行器区别与其他飞行器最大的特点是高度一体化，使得飞行器机身与推进系统密不可分，从某种意义上来说是无法划分出一个所谓的“发动机”进行研制的，这样的“发动机”也只有在与机身合二为一才能发挥其真实的性能，也才能真正的运行起来。
因此，高超声速飞行器首先是“自顶而下”地分解研究对象和研究阶段，随着技术的发展再逐步地整合各部分的研究，逐级、逐步形成一个完整的飞行器研究对象。
从总体方案设计的完整的飞行器作为研究对象可划分为四个层次的研究：气动/推进一体化研究、全流动通道推进系统研究、超然冲压模型发动机研究、超然冲压发动机部件研究，将高超声速飞行器自顶而下分解后就，再从分解出来的底层部件逐步发展“自下而上”到顶层飞行器。
同时“自顶而下”的技术分解和“自下而上”的技术集成这两条路线又是有交互的，在试验研究的任何阶段发现问题，都应当反馈到飞行器总体的设计，重新定义部件、子系统的研究对象。
图1.11.2 高超声速飞行器动力技术介绍气动/推进一体化研究 全流动通道推进系统研究 超然冲压模型发动机研究超然冲压发动机部件研究高超声速飞行器的核心关键技术包括超燃冲压发动机技术、高超声速飞行器组合推进系统技术、高超声速飞行器机身推进一体化设计技术、高超声速飞行器热防护技术、高超声速飞行器导航制导与控制技术、高超声速飞行器风洞实验技术。
下面的篇幅分别对超燃冲压发动机和组合推进系统技术做简要介绍：(1)超然冲压发动机概念介绍超燃冲压发动机是高超声速飞行器推进技术的核心技术，超然冲压发动机与亚燃冲压发动机同属于吸气式喷气发动机，由进气道、燃烧室和尾喷管构成，没有压气机和涡轮等旋转部件，高速迎面气流经进气道减速增压，直接进入燃烧室和燃料混合燃烧，产生高温燃气经尾喷管加速后排出，从而产生推力。
超燃冲压发动机通常可以分为双模态冲压发动机和双燃烧室冲压发动机。
煤油超声速燃烧的数值分析
煤油超声速燃烧的数值分析随着能源逐渐成为全球经济发展的重要驱动力，煤油作为一种重要的可再生化石能源，在全球能源结构中具有重要的作用。
煤油的热量高，但是热效率低，如果在燃烧之前进行深入的燃烧分析，势必能够提高其燃烧效率，从而更全面、更高效地利用这种重要的化石能源。
超声速燃烧是高效燃烧燃料的有效方法，从而可以提高燃烧效率，本文将从煤油超声速燃烧的数值分析入手，深入探讨煤油的燃烧机理，分析其对燃烧效率的影响，为当前的能源提供重要的技术支持。
煤油超声速燃烧是指在煤油燃烧过程中，充分利用超声速空气的湍流增强因素来提高燃烧效率的方法，它通过提高燃烧速率，以及改变燃烧产物的组成，从而提高煤油燃烧效率，降低污染。
它不仅提高了燃料利用率，而且减少了空气污染物的释放，从而达到更加环保的燃烧效果。
为了深入了解煤油超声速燃烧的数值分析，本文采用了基于固体火焰模型的统一反应空间模型，分析了煤油超声速燃烧的温度场、速度场、质量流量场等相关参数，并结合热力学原理计算了燃烧产物的比热容和能量。
研究发现，超声速空气流体内的湍流作用可以显著加强煤油燃烧，有效提高燃烧效率，并减少表面污染物的释放。
此外，随着湍流强度或喷射速度的增加，燃烧效率也有所提高，有助于改善空气质量。
经过本次研究，我们发现超声速空气流体可以有效提高煤油燃烧效率。
关键技术在于改善空气动力学结构，通过湍流增强因素来提高燃烧速率，控制燃烧产物的组成，从而提高燃料燃烧效率，最大程度地减少空气污染物的释放，为当前能源利用提供重要技术支持。
本文通过煤油超声速燃烧的数值分析，深入研究了煤油燃烧机理，分析了超声速空气流体对燃烧效率的影响，并提出了相应的技术方案，为当前能源提供了一定的参考。
同时，它还为当前能源开发提供了重要的技术指导，从而更加全面、高效地利用这种重要的化石能源。
综上所述，煤油超声速燃烧的数值分析有助于实现煤油的高效燃烧，充分利用这一重要的化石能源，提高燃烧效率，改善空气质量，从而为全球能源发展提供更多的可能性。
超声速燃烧与高超声速推进
超声速燃烧与高超声速推进俞刚;范学军【摘要】50多年的努力和曲折经历证明了超声速燃烧冲压发动机概念的可行性.本文对影响超燃冲压发动机技术成熟的主要因素作了扼要的分析.高超声速推进的首要问题是净推力,利用超声速燃烧获得推力遇到各种实际问题的制约,它们往往互相牵制.几次飞行试验表明高超声速飞行需要的发动机净推力仍差强人意,液体碳氢燃料(煤油)超燃冲压发动机在飞行马赫数5上下的加速和模态转换过程,成为高超声速吸气式推进继续发展的瓶颈.研究表明,利用吸热碳氢燃料不仅是发动机冷却的需要也是提高发动机推力和性能的关键举措,燃料吸热后物性改变对燃烧性能的附加贡献对超燃冲压发动机的净推力至关重要.当前,实验模拟技术和测量技术相对地落后,无法对环境、尺寸和试验时间做到完全的模拟.计算流体动力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)逐渐成为除实验以外唯一可用的工具,然而,超声速燃烧的数值模拟遇到湍流和化学反应动力学的双重困难.影响对发动机的性能作正确可靠的评估.提出双模态超燃冲压发动机模态转换、吸热碳氢燃料主动冷却燃料催化裂解与超声速燃烧耦合、燃烧稳定性、实验模拟技术与装置、内流场特性和发动机性能测量、数值模拟中的湍流模型、煤油替代燃料及简化机理等研究前沿课题,和未来5～10年重点发展方向的建议.%After the long and strenuous efforts covering more than 50 years and the tortuous experiences,feasibility of the scramjet concept has finally been proven.In this paper,the main factors influencing the technical maturity of the scramjet engine are briefly analysed.A matter of utmost concern for this new type of air-breathing engine is the net thrust.The production of engine thrust using supersonic combustion encountered a number of practical requirements which were often foundto contradict each other.Several flight tests showed that the net engine thrust was still not as good as expected.The acceleration capability and mode transition of scramjet with liquid hydrocarbon fuels (kerosene) operating at flight Mach numbers about 5 has become the bottleneck preventing scramjet engine from continuing development.Research showed that the use of endothermic hydrocarbon fuels is not only necessary for engine cooling but also a critical measure for improving engine thrust and performance.Changes of thermo-physical-chemical characteristics of endothermic fuels during heat absorption make additional contributions to the combustion performance which is essential to the scramjet net thrust.Currently,the technology of experimental simulation and measurement is still lagging behind the needs.The complete duplication or true similarity of atmospheric flight environment,engine size and test duration remainsimpossible.Therefore,computational fluid dynamics (CFD) has become an important tool besides experiment.However,nunerical simulation of supersonic combustion encountered challenges which come from both turbulence and chemical kinetics as well as their interaction.It will inevitably affect the proper assessment of the engine perfornance.Several frontiers of research in this developing field are pointed out:mode transition in the dual-mode scramjet,active cooling by endothermic hydrocarbon fuel with catalytic cracking coupled with supersonic combustion,combustion stability,experimental simulation and development of test facilities,measurements of the inner flow-fieldcharacteristics and engine performance,turbulence modeling,kerosene surrogate fuels and reduced chemical kinetic mechanisms,and soon.Also,directions for future research efforts are proposed and suggestions for the next 5-10 years are given.【期刊名称】《力学进展》【年(卷),期】2013(043)005【总页数】23页(P449-471)【关键词】超声速燃烧;高超声速推进;超燃冲压发动机;吸热碳氢燃料;燃烧稳定性;模态转换【作者】俞刚;范学军【作者单位】中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室,北京100190;中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室,北京100190【正文语种】中文【中图分类】V231.11.1 超声速燃烧与高超声速推进超音速燃烧是一种燃料在超声速气流中混合与燃烧的物理化学过程,这种概念源自超声速燃烧冲压发动机(简称超燃冲压发动机),由美籍意大利空气动力学家安东尼奥·费里在1950年代提出 (Ferri et al.1962,Weber et al. 1958).这种发动机的特点是几何形状简单,没有任何转动部件,由进气道、燃烧室和尾喷管3大部件组成,其中进气道通过收缩壁面将高超声速空气来流压缩到适合燃烧的温度与压力,然后气流与燃料在燃烧室混合燃烧释热、转变成高温高压气体后通过尾喷管膨胀产生推力.燃料与空气来流燃烧可以是亚声速,也可以是超声速,取决于飞行速度.当飞行速度超过5倍声速时,进气道壁面的压缩不再能把高超声速的空气来流转变为适合燃烧的温度与压力,而且空气开始离解,如果进入燃烧室的气流速度为超声速,这些弊端就能得以化解,超声速燃烧于是应运而生(Murthy and Curran 1991,Curran 2000).通常,当飞行速度超过5倍声速或马赫数5.0以上时、气流的动能将占气流总能量的80%以上,会对流动起控制作用.此外,5倍声速亦是不需要考虑空气离解的最高飞行马赫数,钱学森在20世纪40年代将这种流动定名为高超声速(Hypersonic)(Heiser and Pratt 1994).由于超燃冲压发动机是吸气式高超声速推进唯一的候选者,因此,基本上它也是高超声速推进的同义语.超声速燃烧冲压发动机只需要携带燃料,氧气可从大气中吸取,具有涡轮喷气发动机和火箭发动机不具备的性能优点,有可能开发成为飞得更高、更快的高超声速飞行器.未来还有可能发展成为更加便捷、安全和低成本的天地往返运输系统,提高我们进入空间和利用空间的能力.1.2 解决超声速燃烧遇到的实际问题有巨大的挑战性超燃冲压发动机由3个部件组成,但是仅有燃烧室是主动部件,推力靠燃料燃烧释热产生,被认为是发动机的心脏.因此,发动机的性能很大程度上取决于燃烧室的性能.然而,决定燃烧室性能的超声速燃烧过程十分复杂,燃烧流场中充满激波、混合、湍流、边界层,以及它们与化学反应动力学的相互作用,是气体动力学领域最后尚未解决的几个难题之一,也是气体动力学与物理学、化学交叉学科的新生长点.由于现象过于复杂,对它的认知和现状仍可借用 Enrico Ferm i精辟的话语概括“We are still confused,but at a higher level”(Heiser and Pratt 1994).超声速燃烧的理论问题虽然极为复杂,但是利用超声速燃烧获得推力遇到的实际问题更具挑战性.因为高超声速飞行的空气阻力巨大,发动机的推力克服阻力后是否还有足够的净推力一直存在疑虑和争议.法国人将它归结为推力与阻力之间的较量(Aero-Propulsion Balance),据他们估计,当飞行马赫数为 2时，获得 1份纯推力时喷管仅需要产生 2份推力克服1份阻力,而当飞行马赫数为8时获得1份纯推力则需要喷管产生 7份推力克服 6份阻力(Francos and Laurent 2002).所以,高超声速飞行巨大的阻力导致可用的纯推力可能非常临界.作为发动机正能量的唯一来源的超声速燃烧必须充分利用好.至少,捕获的超声速空气流与注入燃料混合后必需形成均匀的燃料空气混合物进行有效的燃烧.此外,全部过程须在一个合理的长度(时间)内完成,并且在发动机中不引起和少引起激波以便减少阻力损失.总之,对一切可能影响推力的正反因素都需要做到锱铢必究.然而,棘手的是上述各种因素的要求往往相互牵制导致顾此失彼.1.3 6分钟巡航230英里飞行试验经过50多年的曲折经历和最近10多年的努力,超声速燃烧和超燃冲压发动机的研究在美国进入飞行试验的阶段.2004年NASA氢燃料超燃冲压发动机的飞行试验机X-43A,在第2次马赫数7的飞行试验中测到了加速度,表明有了净推力.据报道获得的发动机性能数据与CFD的计算结果保持了很好的一致性,称其误差落在标准偏差之内(Curtis Peebles 2008,Cur-tis Peebles 2011).空军代号为X-51A的吸热碳氢燃料超燃冲压发动机的飞行试验,2011年以来不断地失利,终于在2013年5月1日的第4次飞行试验中实现了从马赫数4.8加速到马赫数5.1、实现了6分钟巡航230英里的创举(Guy Norris 2013).氢燃料和碳氢燃料超燃冲压发动机飞行试验的成功演示,表明技术的成熟程度,同时也证明了超燃冲压发动机产生的推力能够克服高超声速飞行巨大的空气阻力获得净推力.因此,有理由相信超燃冲压发动机概念的可行性,其挑战性的科学技术问题已经找到解决的方法,包括燃烧室中的燃料混合、点火、稳定燃烧,以及实验和测量技术.相信吸热碳氢燃料的应用和贡献起了“临门一脚”的关键性作用(Norries 2001).1.4 面临挑战依然严峻,双模态超燃冲压发动机成为发展的瓶颈盘点50多年来的主要成就,氢燃料超燃冲压发动机马赫数7的飞行虽然只进行了11s但测得有加速度,然而马赫数9.8的飞行试验则未能测得明显的加速度 (Curtis Peebles 2008),说明马赫数越高净推力越难获得.X-51获得成功的第1次飞行试验虽然运行时间达200 s,但是没有达到从马赫数4.75自主动力飞行加速到马赫数大于5的预计目标.X-51的第2和第3次都以失败告终,最近2013年5月1日的第4次飞行虽然获得成功,但是试验前非常低调,取消了计划飞行马赫数6的目标,最终只加速到5.1,为历时数年的X-51飞行试验计划打上句号.结果亦说明,碳氢燃料超燃冲压发动机比氢燃料超燃冲压发动机更难以获得净推力.时至今日,美国的超燃冲压发动机研究已进入飞行试验阶段,研究计划必然有所调整和侧重,通过每年国际大会的报告可以看出端倪.广泛的基础性研究和关键技术研究的活动明显减少.在超声速燃烧研究方面比较关注的主要是双模态超燃冲压发动机的模态转换和吸热碳氢燃料的超声速燃烧等问题.当然,这种状况仅限美国而已.双模态超燃冲压发动机,顾名思义是把亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机合二为一,这不仅合理也是未来高超声速吸气式推进和组合式发动机技术发展通向实际应用必经之途.但是,亚燃冲压和超燃冲压两种模态的几何通道迥然不同,要想在运行过程中改变发动机几何通道想法,按目前的科技水平尚无具体可行的技术途径.唯一可行的是如何利用发动机的固定几何通道做文章,其中受到比较一致认可的是“热壅塞喉道＋预燃激波串”的概念(Heiser and Pratt 1994),虽然这种利用气动原理实现模态转换的理论早已提出,但是进展不大(Sullins 1993,Jensen and Braend lein 1996,M orrison 1997),至今仍停留在理论分析和实验室规模的研究阶段.注意到X-43飞行试验是越过模态转换过程直接飞马赫数7和10,没有加速过程.X-51A第4次飞行试验虽然从马赫数4.8开始获得0.3个马赫数的加速,显然并没有完成从亚声速燃烧到全超声速燃烧的转换,模态转换仅走了一小步.当然,前进一小步得来亦不易.所以,面临的挑战还是十分严峻,剩下的模态转换和加速任务应该更艰巨,成为制约高超声速吸气式推进通向实际应用的瓶颈.关于吸热碳氢燃料在超燃冲压发动机中的应用问题,由于碳氢燃料的燃烧特性远逊于氢燃料,其性能是否能满足发动机的要求一直存有疑虑,直到2001年美国的性能发动机(Performance Test Engine,PTE)利用经过裂解的吸热碳氢燃料首次获得净推力才得以消除 (Norries 2001).表明应用吸热碳氢燃料对发动机获得净推力的重要性.然而,后续的研究很少发表.1.5 影响超燃冲压发动机技术成熟的因素高超声速推进技术几十年的发展和技术成熟程度显然远不能与火箭技术相比.究其原因,人为的因素是计划制定者对困难估计不足,如《Road to Mach 10》一书的作者所述“把潜在的可能 (potentiality)当成现实(reality)”(Curtis 2008).具体表现为研发计划的大起大落和左右摇摆.当然,归根到底还是技术上的原因,吸气式发动机与火箭不同的特点是吸气,这正所谓是“成也萧何败也萧何”,正因为吸的是高超声速空气,高超声速的高焓高压特性导致地面试验、CFD数值模拟和飞行试验3方面存在巨大的困难.由于高超声速飞行的气动热物理条件,现在还没有一种地面试验装置能同时对所有参数,包括环境、尺寸和试验时间做到完全的重复,也即在一个试验装置上不可能满足对所有参数都模拟的要求(Tishkoff et al.1997),所以实验结果不等于真实结果.此外,CFD数值模拟理应作为补充对实际复杂过程的规律提供深入的理解,但是许多起控制作用的因素,包括激波、边界层、湍流、化学动力学及与湍流的相互作用等知之不多或未知,从而限制了利用CFD模拟这些现象的能力.而且,试验结果的不确定性,也影响对CFD结果的确认.飞行试验的必要性是由于地面试验和CFD计算中存在这些不可克服的不确定性,导致发动机是否真正具有克服空气阻力的净推力需要通过自由飞行试验才能证明.然而,飞行试验要受技术和经费的双重限制,任何微小失误都会导致前功尽弃,纵观这些年X-43A和X-51的几次飞行试验,真正成功的几率很低,不过20%～30%.凡此种种,必然会限制超燃冲压发动机技术的发展和成熟.2.1 燃料选择与应用燃料对发动机的运行能力起重要作用.根据燃料的反应速率、热值和热沉(冷却能力)等3个方面性能的综合考虑,一般认为美国JP型的碳氢燃料能用到马赫数4～8的发动机,但是马赫数6以上将有重要的技术挑战,需要利用有催化反应的吸热碳氢燃料,典型的如为美空军SR-71高空侦察机研制的JP-7.液体甲烷有可能用于马赫数大于8,但马赫数10以上需要利用氢燃料(Tishkoff et al.1997).由于发动机实际尺寸重量的严格限制,气流在燃烧室中的驻留时间仅允许1m s左右.要求选择的燃料能尽可能快地燃烧释热.氢燃料反应速度快、热值高,双原子分子,有关的物理化学性质研究也比较透彻成熟,因而成为首选.氢燃料超声速燃烧的研究从1950年代经过1980年代美国空天飞机计划NASP,到2004年美国X-43A的飞行试验达到顶点.与氢燃料超声速燃烧的研究平行,JP型航空煤油超声速燃烧的研究在美国也一直是间歇性地在进行.美国空天飞机计划NASP终止以后,美国空军转向主攻吸热碳氢燃料超声速燃烧的研究.碳氢燃料(液体)与氢燃料相比具有容易储存、携带,便于实际应用的优点,但重要的缺点是化学反应速度慢(比氢慢了3～5个数量级)、热值低(单位质量的热值只有氢的1/3)和有限的热沉(单位质量的热沉只有氢的1/6),特别是液体碳氢燃料与空气混合成可燃气体之前,还需要经过雾化和气化过程.X-51A的飞行试验证明这些缺点在一定程度上是可以克服的.这应该归功于吸热碳氢燃料的热物理特性和在超燃冲压发动机上的成功应用 (Ianovsky et al.1993,Huang etal.2003,M aurice et al. 2001,Kay 1992,Yu et al.2005,Yu et al.2006).因为氢燃料在马赫数4～8没有优势,所以丧失它在近期军事应用中的地位,但是在未来需要更高马赫数的跨大气层飞行研究中有重要的地位.2.2 利用吸热碳氢燃料不仅是冷却的需要也是提高燃烧性能的关键超燃冲压发动机燃烧室气流温度有可能高达3000 K,其热负荷已超过了现有材料结构的允许极限.所以碳氢燃料超声速燃烧的问题必须和发动机的热管理协同考虑.换言之,燃料除了为发动机提供热源之外,还须用作冷却剂,利用燃料的吸热量对燃烧室进行主动冷却应该是最合理的选择.按估算飞行马赫数6时燃烧室中的热流可达2.0～2.5MW/m2,而当飞行马赫数7时燃烧室中的热流更高达3.0～3.5MW/m2(Lander and Nixon 1971).航空煤油所能提供的显热远小于氢气,从常温吸热到 1000 K的吸热量大约是2300 kJ/kg,基本上只能满足马赫数 6以下飞行器的冷却要求,但对于更高的马赫数,额外的吸热量必须通过吸热裂解反应的化学吸热量提供.研究表明,裂解反应可以把1000 K煤油的吸热量提高50%,约3500 kJ/kg,达到马赫数8飞行的冷却要求 (Lander and Nixon 1971,Kay et al.1992,W iese 1992,Edwards 1996,Edwards 2003).如图1所示.美国的联合技术研究公司(UTRC)于1990年代就已从事吸热碳氢燃料 JP-7的研究,大量有关 JP-7的基础研究包括物态、吸热量、裂解等热物性及相应的超声速燃烧特性研究在这个时期完成,促成了美国空军的性能发动机(PTE)在前期研究成果的基础上,于2001年利用裂解的 JP-7燃料获得正 (净)推力 (Norries 2001).中国科学院力学研究所从2000年开始,利用国产航空煤油RP-3对加热煤油的物理化学性质以及超声速燃烧特性方面做了大量的基础研究 (Yu et al.2000,Yu et al.2001,Yu et al. 2002,Yu et al.2003,Fan et al.2004,Yu et al. 2005,Fan et al.2005,Fan et al.2006a,Fan et al.2006b).图 2是国产航空煤油 RP-3的 TD物态变化图,RP-3的化学成分类似于美国的航空煤油JetA,它的临界点在630 K,25 atm 左右.该图能很好地区分液态区,气/液两相区,临界点,气态区和超临界态区.在超临界态下煤油的密度类似于液体,扩散性能类似于气体.所以RP-3裂解后注入燃烧室立即变成气态与空气混合,免除了燃料(液体)的雾化和气化过程.此外,裂解反应产生的小分子的碳氢燃料化学反应速度快,比煤油分子更适合超声速燃烧对燃料反应速度的要求,相对于液体煤油裂解态煤油的超声速燃烧性能可能有10%～15%的提高(Yu et al.2005,Yu et al.2006,Fan et al. 2007a,Fan et al.2007b,Fan etal.2008,Zhong et al.2008,Fan et al.2009,Zhong et al.2009a, Zhong etal.2009b,Zhong et al.2010),参见图3.所以,利用吸热碳氢燃料应该可以一举解决发动机燃烧室的冷却和性能问题,它不仅是冷却的需要也是提高燃烧性能的关键. 必须指出,被动冷却方法即利用耐高温复合材料也许可以解决发动机的热防护问题,但是,无法获得燃料吸热后热物理性质改变对燃烧性能的附加贡献,这些附加贡献对于超燃冲压发动机临界状态的净推力至关重要.2.3 燃烧室壁孔注射 (Flashwallinjection)获得实际应用燃料空气混合是超声速燃烧首先必须解决的问题.早在1980年代,由于美国空天飞机计划NASP吸气式跨大气层飞行的任务,提出飞行马赫数8以上的氢燃料超燃冲压发动机的需求,燃烧室进口气流马赫数有可能达到高超声速,于是燃料与空气的混合成为当时主要的困难.为了利用一切有利于增加推力的因素,甚至连燃料射流的动量都要加以利用,因此燃料射流必须平行地注入空气流,而平行射流主要依靠扩散混合,由于超声速气流中的压缩性对混合层的稳定性影响比较强(在同样的密度比条件下其混合扩展率仅有不可压混合层的 1/3),所以混合效率很低,达不到快速混合的目的,必须在平行混合的条件下考虑混合增强的方法.导致包括斜坡混合(ram p injector)在内的各种混合增强的手段的提出.这些方法依靠产生旋涡,将空气卷入燃料核心,增大燃料与空气的接触面积,从而提高扩散混合的效果.随着 1990年代NASP计划的终止,这些研究成果也被搁置(Seiner andKenzakowski2001,Cutmark et al. 1989,D rummond 1992,Riggins 1991,Billig 1998).另一方面,燃料横向混合与空气发生动量交换,主要依靠对流作用所以混合效率高.当燃烧室中的气流马赫数相对低时,利用燃料射流动量的必要性不大,所以燃料通过燃烧室壁孔横向注射 (flash wall injection)(Donbar et al. 2001),通常能提供良好的燃料射流穿透深度和相对快的近场混合.许多实验表明如果用燃料射流穿透深度除以喷咀出口直径,则无量纲穿透深度与燃料射流动量与气流动量之比成正比.但燃料射流与横向超声速气流相互作用产生弓形激波和局部三维流将会增加气流的总压损失.为了增强混合的效果又提出了伸入气流中间的支板混合 (strutsinjector)(Brandstetter et al.2002).支板混合综合了所有有利于混合的因素,而且支板基座下游的回流区还能起稳定火焰的作用.但是后来的研究发现,混合的优化、高的混合和燃烧效率可能还不是对推力起主导作用的因素.内部摩擦力能使发动机推力遭受很大的损失.因此一方面应避免燃烧室内部湿面积过大,要特别小心侵入式燃料喷嘴支板的应用,因为除了难以处理的冷却要求之外,支板波阻造成的气流总压损失也很可观.所以实际上,从整个系统的性能协调优化考虑.为了使发动机的纯推力最大,往往需要放弃最完全的混合作为代价.乍看这似乎对混合的论述有些自相矛盾,然而这恰恰是超声速燃烧复杂诡谲之处.混合效果的完全程度与气流总压损失是一对矛盾,例如燃料平行混合和垂直混合是两个极端情形.处理时往往顾此失彼,要做到顾此而不失彼.研究人员注意到壁面喷注孔的形状还可以改进.即利用非圆形孔,包括椭圆形和楔形孔,它们能减弱弓形激波和减少分离,而且喷咀出口还可以设法产生旋涡增强混合.这些努力试图在减少总压损失的同时能够保持混合效果不减.此外,同样是燃料通过壁面小孔横向喷注混合,仿照物理斜坡提出气动斜坡混合(aeroram p in jector)概念(Raym ond et al.1998),气动斜坡对混合增强的效果也许不及物理斜坡,但它没有棘手的冷却问题,而且重要的是,可以降低物理斜坡诱导的波阻损失.总之,尽管混合和混合增强问题受到过不止一代超声速燃烧研究人员的重视,但是事实情况是,美国空军所开发的发动机,包括性能试验发动机PTE、飞行重量发动机GDE、直到飞行试验X-51A的发动机,燃料喷注的方式虽然没有明确地说明,但根据空军所属单位发表的有关研究报告及各种讯息推测,燃料应该是通过壁面小孔横向注入.说明他们实际上是接受了这种简单有效但并非完美无缺的燃料混合方法.当然,燃料射流喷注孔的形状和分布以及方向会有讲究(Gallimore et al.2001).此外,对于轴对称特别是圆截面的燃烧室不存在壁角边界层而且热负荷均匀,缺点是尺寸较大的圆形截面燃料从壁面注入难以达到芯流部分,因此伸入气流的吊板式(pylon)和支板式(strut)燃料喷注手段仍得到注意(Hirano et al.2007).2.4 超声速点火与稳定燃烧是发动机正常运行的必要条件碳氢燃料的点火延迟时间比较长,在超燃燃烧室气流条件下能有效地点火燃烧一般需要外加点火器,最常见的如火花塞、等离子火炬等.而火花塞这种点火方式大都是分布在壁面,所以点火源基本上分布在附面层内的亚音速区域,这种依靠从亚音速区域热扩散和组分扩散的方式向超音速区域点火的方式效率不高,对于结构尺寸较大的发动机超音速主流区有可能难以完全着火.当注意到点火延迟时间随温度增加呈指数下降的关系时,不难想到只要适当提高当地气流的温度就能有助于缩短点火延迟时间实现自动点火,相对的点火延迟时间顺序从大到小为:甲烷,JP10,庚烷重整的吸热碳氢燃料,乙烯,氢 (M eredith and Spadaccini 2001),此外,等离子火炬的动量有助于将高温火焰引入超声速区,特别是氢和乙烯化学反应快,适当加以利用可以提高点火的能力 (Sung et al. 1999,M elissa et al.2003,Li et al.1997),而且它们与空气混合能产生大量促进点火的OH自由基,是不错的引导火焰 (Yu et al.2004).对于涉及点火机理等深层次的基础问题,如碳氢燃料点火所需的能量、热源持续的时间、有无火焰传播速度或如何定义由哪些因素决定?火焰传播速度和空气主流速度之间的关系又是怎样?这些研究还是需要的,以便为发动机设计提供基本的指导原则.超声速气流中燃烧稳定与否涉及发动机能否正常运行,由于燃烧室中气流驻留时间很短,能完成混合的时间很有限.火焰在其发展初期就可能被大量的低温混合物冲淡,。
复合固体推进剂药条燃速的水下声发射测定方法
复合固体推进剂药条燃速的水下声发射测定方法全文共四篇示例，供读者参考第一篇示例：随着现代科技的发展，火箭发动机在航天领域的应用越来越广泛，而推进剂是火箭发动机的重要组成部分。
在火箭发动机中，固体推进剂是一种常用的推进剂，其具有稳定性好、操控性强等优点，因此备受青睐。
复合固体推进剂药条是固体火箭发动机中的一种关键部件，其燃速是衡量推进剂性能的重要指标之一。
燃速的快慢直接影响到火箭的飞行性能，因此对复合固体推进剂药条燃速进行准确的测定十分关键。
传统的燃速测定方法主要是通过实验室条件下的爆炸试验，但这种方法存在着安全隐患和操作复杂的问题。
近年来，水下声发射测定方法逐渐被应用到复合固体推进剂药条燃速测定中。
水下声发射技术是通过测定复合固体推进剂药条燃烧过程中释放的声波信号来计算燃速的一种非接触式测定方法。
与传统方法相比，水下声发射测定方法具有安全性高、操作简便等优点，因此备受关注。
水下声发射测定方法的具体步骤如下：1. 确定试验条件：在实验前需要明确试验条件，包括水下环境温度、水下压力等参数，保证试验的可靠性和准确性。
2. 准备试验装置：准备好水下声发射测定装置，包括声学传感器、数据采集设备等。
3. 进行实验：将复合固体推进剂药条置于水下适当位置，点燃药条后开始记录声波信号，并由数据采集设备对声波信号进行采集和分析。
4. 数据处理与结果分析：利用采集到的声波信号数据，通过计算和分析得出复合固体推进剂药条的燃速数据，对燃速进行准确测定。
通过水下声发射测定方法，可以实现对复合固体推进剂药条燃速的精准测定，为火箭发动机的设计和性能优化提供了重要的数据支持。
该方法具有操作简便、安全性高等优点，逐渐成为推进剂燃速测定的重要手段之一。
第二篇示例：复合固体推进剂是一种由氧化剂、燃料和增塑剂等组成的混合物，它具有燃烧效率高、推进性能优越等优点，被广泛应用于火箭发动机、导弹发动机等领域。
而复合固体推进剂药条的燃速是评价其性能优劣的一个重要指标，其水下声发射测定方法则是一项关键技术，对于研究复合固体推进剂的性能具有重要意义。
电控固体推进剂技术发展现状及趋势
电控固体推进剂技术发展现状及趋势本文由国防科技要闻（ID:CDSTIC）授权转载，作者：郭洋常规推进剂主要包含液体推进剂和固体推进剂两大类，其作为一种含能材料广泛应用于航空航天领域，可为导弹、太空飞行器等装置提供动力。
液体推进剂发动机可以实现多次启动及推力调节，但需配备大量的管路、阀门及相关装置，结构复杂，制造成本高，且只能在发射前临时加注推进剂，不方便储存和转运，发射准备时间较长。
与液体推进剂发动机相比，固体推进剂发动机结构简单，能量密度高，存储周期长，运输方便，发射准备时间短，更适合需要快速响应的导弹武器动力装置。
然而，固体推进剂发动机的最大缺陷在于：一方面，固体推进剂熄火后，再次点火困难，无法实现多次启动；另一方面，固体推进剂的燃烧过程不受控（无法像液体推进剂发动机一样利用阀门等装置控制液体推进剂流量等参数，进而控制推进剂燃烧），难以实现推力调节。
上述两方面的原因极大地限制了固体推进剂发动机的推广应用。
为了充分结合固体推进剂发动机和液体推进剂发动机两者的优点，研究人员尝试从两个方面对固体推进剂发动机进行改进：一是优化固体推进剂发动机设计，例如设置发动机喷喉可调节装置，通过增大或减小喷喉截面积调节发动机推力；二是采取改变固体推进剂药柱形状等措施，例如圆筒形、星形等特殊形状，试图控制固体推进剂的燃烧过程。
但上述两种方式都属于被动适应固体推进剂的燃烧特性，效果有限，依然无法实现多次启动和灵活的推力调节。
为了从根本上突破固体推进剂发动机在应用上的瓶颈，研究人员提出了电控固体推进剂（ESP）概念，这种新型固体推进剂药柱中设置有电极，通电后药柱即被点燃，断电后药柱即熄火，还可通过调节电压来控制固体推进剂的燃速，实现了对固体推进剂燃烧过程的主动控制，从而使固体推进剂发动机具备多次启动和推力可调功能，同时保留了固体推进剂发动机的固有优势。
▲同轴型微型电控固体推进剂发动机结构示意图电控固体推进剂技术是固体推进剂领域的重大技术革新，由于其独特的电压控制燃烧状态的特性，颠覆了传统的固体推进剂发动机的工作模式，其研究进展及相关动态值得高度关注。
PIV技术在超及高超声速流场测量中的研究进展
PIV技术在超及高超声速流场测量中的研究进展徐惊雷【摘要】The special requirement for the measurement of the supersonic fiowfield is analysized, and the major difficult and the corresponding solution about using the art PIV technique in the measurement of the super/hypersonic flowfield is concluded. The analysis is mainly focused on the major requirement on the trace particle, the characteristics of the particle and the different method to put it in the flowfield. Finally the recent development of the PIV measurement of the super/hypersonic flowfield is introduced and summarized, mainly focused on the PIV measurement of the hypersonic shock wave/boundary layer interactions in the hypersonic flow and the PIV measurement of the internal flowfield of the key components of the scramjet propulsion system. The result provided the useful information for the relative researchers.%本文分析了超声速流场对测量技术的特殊要求，归纳了目前将粒子影像测速仪（particleimageve．locimetry，PIV）技术应用于超声速流场的测量时所面临的主要技术难点以及主要的解决方法，分析了超声速流场中所用PIV粒子的主要要求、粒子特性、投放方法等，介绍了PIV技术在超声速、高超声速流场测量中最新的国内外进展，特别是给出了国内外关于高超声速流场中激波／附面层的相互干扰，以及高超声速飞行器超燃冲压发动机主要部件内流场的PIV试验研究的最新进展．【期刊名称】《力学进展》【年(卷),期】2012(042)001【总页数】10页(P81-90)【关键词】PIV;超声速;高超声速;示踪粒子;激波／附面层干扰【作者】徐惊雷【作者单位】南京航空航天大学能源与动力学院,南京210016【正文语种】中文【中图分类】V411.41 引言粒子影像测速仪 (particle image velocimetry,PIV)技术是在流场显示技术的基础上,利用先进的图像处理技术发展起来的一种最新的流动测量技术.它综合了单点测量和流动显示技术的优点,既具有高精度和高分辨率,又能够获得平面流场显示的整体结构和瞬态以及平均图像.PIV技术最先在 20世纪 80年代中期用作固体材料的应力测量,但由于它能够在不干扰流场的情况下,获得整个瞬时以及时均的速度场,并且可以进一步得到涡量场等参数,很快便在流场测量中获得了应用.随着照相技术和计算机技术的不断发展,现在已经成为流场测量的主要手段之一.目前常规PIV测试系统的空间分辨率已经达到毫米级以下,若通过提高图像采集和处理的精度,其空间分辨率还可以更高(如果采用Micro-PIV系统,则空间分辨率还要高,通常情况下可以达到10µm量级).下面仅就常规PIV系统在一般实际超声速流动测量当中的应用,进行介绍与分析.2 超声速流场对测量技术的特殊要求由于 PIV测量清晰度高,测速范围宽 (如目前国内典型的PIV系统,其理论上的测速范围在0.01∼1200 m/s),足以满足绝大多数流场研究的需要,特别是它能够在基本不干扰流场的情况下,获得整个瞬时以及时均的定量结果,这一特性在超声速、高超声速等流动中具有很大的吸引力.以超声速燃烧冲压发动机进、排气系统为例,其流动本质是高度非均匀、非定常的复杂的三维流动问题,流场中存在流动参数变化梯度很大的激波、滑流面、分离剪切层,涉及了大量关于激波/激波、激波/膨胀波、激波/附面层相互作用,以及由此造成的附面层分离、大尺度分离涡和回流区等复杂现象,如图1∼图4所示[1-4].面对这样复杂的流场,传统的流场测量方法就有了一些局限性:壁面压力测量只能得到壁面附近离散点上的压力值,不能获得整个流动区域内的速度分布,而且受实验费用和复杂性的限制,实际测点分布不可能太密,壁面上压力测量的空间分辨率不高；采用Pitot管测流场,探头的引入势必会影响原有流场,而且由于事先无法确定气流方向,造成Pitot管不能对准气流.这对一个高度非均匀、非定常、复杂三维流场而言,显然无法满足要求.如果采用总压耙,虽然可以多点同时测量,但不同Pitot管之间有相互影响,总压耙对流场的干扰也将进一步加大,每个位置上测量点个数也不能太多,而且无法对准气流的问题依然存在；纹影照片虽然可以给我们提供一个完整、清晰的全流场印象,但它主要提供定性结果,不能定量描述速度场,特别是在带回流涡和分离区的气流密度变化梯度不大的区域内,纹影测量的效果会进一步下降等等. 因此,超声速流场中特有的激波等现象对于测量技术而言是一个很大的挑战:气流经过激波时在很短的距离内速度急剧减小,同时由于气流的压缩性和高空低雷诺数的影响,附面层和剪切层也会比较厚,导致激波/附面层的干扰问题更加突出,流场结构复杂.高速气流的可压缩性还会导致PIV测量过程中的另外两个难题:示踪粒子的浓度在测量区域内变化很大,即在高压低速区粒子密集,而在低压高速区粒子分布相对稀少,使得流场测量、试验数据处理与分析的难度大大增加；而且流场中的光的折射率是各向异性的,从而导致光学测量中光线传播的失真[5].因此在超声速流场中进行PIV测量,是目前国际上热点的研究内容之一.关于PIV的测量原理、系统组成、早期的应用情况,该技术的权威Adrian已经做了详细的综述[6].在20世纪90年代中期,PIV开始用于可压缩流场的测量.下面只针对PIV在高速可压缩流中的应用进行讨论.图1 进气道+隔离段子午面马赫数等值线[1]图2 进气道+隔离段水平面上压力等值线[2]图3 NASA Ames研究中心非对称喷管纹影图[3]图4 高超声速进气道纹影图[4]3 超声速流场中PIV测量的技术难点及相关进展高速可压流场的速度测量是一个流场测量技术上的极大挑战,因为“相比亚声速流动而言,它有范围更宽的流动时间尺度和长度尺度——通常要宽一个数量级”[7].与流体可压缩性相关的激波等现象,决定了流场当中的最小长度尺度接近分子平均自由程.而PIV这类通过添加粒子来测速的技术,因为流速高、粒子在测量流场当中的驻留时间很短,因此常常还要受到有限测量时间的制约.研究表明:当粒子跨过激波时,由于惯性作用,它随波后气流速度下降的速度是时间的指数函数[8],不可能做到完全跟随,而粒子的滑移速度也会在激波后达到最大值,如果不采用特殊的处理手段,这时候测出的激波会弥散,测量误差也会达到最大.此外,跨激波不仅有很大的速度梯度,而且还有可压缩性造成的很大的粒子浓度差,这时粒子的影像记录与图像处理就很困难,测量精度也会大受影响.因此,“在可压流中,粒子对紊流等高频脉动量有迟滞响应,在大的速度梯度后跟随性有迟滞,这成为PIV在高速可压流测量中的主要误差来源”[9-10].另外,尽管目前所使用的Nd:Yag激光脉冲时间很短(一般情况下小于10 ns),理论上讲可将粒子瞬时影像记录下来,但在实际测量当中,激光的脉冲时间间隔更主要地是受影像采集和数据传输的最短时间的限制(以前大约只有1µs[7],现在有所改善,如可以到0.3µs),再加上高速气流流过有限通流长度的时间限制,如典型的超声速燃烧冲压发动机燃烧室内气流驻留的时间大约在 1 ms,因此这个问题会更难处理.而且,目前主流的PIV技术是基于跨帧记录两幅粒子影像,再做互相关处理的方法,因此影像中必须有足够多的粒子,一般要求每个查问区内的粒子个数不少于15个[6],这样就使空间分辨率受到限制.因此如何提高跨激波的空间分辨率,是PIV成功应用于超声速流、高超声速流的关键技术之一,对此文献 [11-13]已做了有益的探索.其中文献[13]提出的基于“非各向同性查问窗”的自适应分辨率查问技术,在高速可压流场测量中尤其具有吸引力,因为跨激波和黏性剪切层时,速度脉动变化是强烈的各向异性,此时粒子的影像位移在激光的脉冲时间间隔内,在不同的方向上差异是很大的. 2003年,文献[7]利用这种技术成功测量了来流M∞=6(V∞=1740 m/s)的高超声速气流绕圆球的流场(图5)和楔—板组合体在来流M∞=2的可压缩流场(图6).其中前者是当时所测流速和马赫数最高的PIV测量结果.实验的高压气罐为10 m3,驱动气压50 MPa,被驱动气压0.5 MPa,产生历时1∼2 ms的M∞=6的气流.示踪粒子采用直径300 nm的铝粉,用流化床给粉器将粒子加入.采用双Nd:Yag脉冲激光器,脉冲功率140 mJ,片光宽300 mm,采用1024×1280像素的CCD,查问区为32×32,所得结果见 (图 7).楔—板组合体PIV测量在M∞=2的下吹式风洞中进行,主要研究了具有大梯度的可压缩分离剪切层.粒子采用氧化钛粉,用10 MPa的旋风分离器产生,并用二维的粒子添加耙投放,含粒子的流动区域截面积为60 mm×30 mm,粒子平均浓度为10/mm3,实测的分离剪切层的厚度为2 mm左右,所得结果见(图8).该文所做的工作,很有借鉴意义.图5 M6气流绕圆球的PIV影像图6 M2气流绕楔–板组合体的纹影图7 M6气流绕圆球的PIV测量结果图8 M2气流绕楔–板组合体的PIV速度示踪粒子的特性及其投放问题是所有PIV实验研究中的关键问题,文献[14]对示踪粒子做了全面、深入、细致的研究.一般对PIV中所用粒子的主要要求是:粒子要有高的光散射性(信噪比)和好的气动跟随性,然而这两个要求常常是互相矛盾的,实际使用时常常要折衷处理.由于PIV是整场测量,因此即使采用高性能激光器,经过激光片分散后,单个粒子上得到的激光能量密度也会降低,通常低于一般的激光多普勒测速仪 (LDV),因此对高信噪比的要求是不利的.而且,为了获得流场中足够多的细节,PIV要求的粒子浓度也比LDV高,这使得在超声速、高超声速流场中一些诸如激波、强剪切层、大尺度涡区等典型的流动结构中应用PIV得到好的测量结果是比较困难的,因为如何在这些复杂的流动结构中有效地进行示踪粒子的投放本身就是一个很棘手、很关键的问题.此外,希望PIV粒子的大小合适、分布均匀,以消除大粒子过强的信号和小粒子产生的背景噪声等对最终测量结果的不利影响.一般情况下,不可压流的 PIV测量中,示踪粒子的尺寸为1∼10µm,它满足“要小于最小的湍流涡尺寸”的基本要求,所需激光功率也相对较小,但在可压流当中,由于气流以及粒子的运动速度更高、惯性越大,从而对粒子跟随性的要求更高,因此粒子直径还要再小,从而要求使用更高的激光脉冲能量(一般要求≥100 mJ).另外,虽然铝粉、钛粉等直径较小,折射率较高,但它们在气流中的分散性不好,特别是在粒子浓度较高、较干燥时,容易由于静电作用而积聚(研究表明该积聚效应与小粒子的浓度的平方有关[14]),从而造成不均匀、不稳定的粒子流,并且影响最终的实验结果.此外,文献 [14]中介绍了用于产生 100∼1 000 nm铝粉粒子的发生器,讨论了球形粒子阻力的计算方法,给出了不同大小、不同种类粒子在紊流中的频率响应特性,介绍了已经在流体中使用过的粒子及其特性,并且对比了液体、固体示踪粒子的优缺点,讨论了采用凝结法、雾化法生成液体粒子和直接从固体粉末产生固体粒子的技术途径和优缺点,因此是PIV粒子讨论的经典文献.对于超声速气流的PIV测量而言,最关键的技术还是粒子的撒播与控制技术,其主要的问题在于示踪粒子在高速气流中形成各向异性的非均匀分布,一般而言,其产生的原因在于以下几点:(1)在测试段上游,粒子本身的撒播是非均匀的,特别是对那些在线投放的、混合很差的粒子而言影响更大,而超声速流场中大多数采用在线投放的方法;(2)激波、膨胀波等造成气体的密度发生剧烈的变化,以及常常伴随产生的黏性剪切层也会对示踪粒子的分布带来很大的不利影响;(3)对于那些常见的旋流区域,如涡、分离区、附面层等,粒子往往会被高速甩出,从而造成分布的不均匀.文献 [9]专门研究了球形粒子在超声气流中的运动,回顾了各种估算球形粒子所受流动阻力的理论,并将其中的 Cunningham方法加以推广,提出了一种可以综合考虑稀薄气体效应、气体可压缩性、流动Re数(以粒子直径和粒子与气体之间速度差为特征长度和特征速度的Re数)的影响的、估算球形粒子阻力系数CD的统一关系式,该式可在所有努森斯数(Kn)范围、Re≤200的范围内适用,并与斜激波的实验结果做了对比,符合很好.关于PIV技术在超声速燃烧冲压发动机流场中的应用,目前也有一些很有价值的研究结果.代表性的如:文献[15]用PIV测量了相当于飞行马赫数Ma=5的双模态超声速燃烧冲压发动机中燃烧室内的氢气/空气的超声速流场,进口Ma=2,进口总温1200 K,所用粒子为铝粉,直径300 nm.测量得到了燃料喷注楔面下游的掺混尾迹流和燃烧尾迹流的速度场,讨论了粒子投放、图像提取、数据处理、实验数据可信度等问题,并将结果与CFD做了对比. 测量所用的片光宽 12 mm,厚0.8 mm,脉冲时间10 ns,脉冲间隔100 ns,激光功率100 mJ,并对所得的图像进行了特殊的过滤处理以获得更好的实验结果.通过估算速度测量的不确定度、空间精度、非均匀粒子等各种因素的影响,最后得到的总实验误差大约为6%.此外,文献[16]用PIV测量了下吹式风洞中高超声速尖劈绕流流场,来流M∞=6,速度V∞=930 m/s,总温519 K,总压6.9 MPa,尖劈为15°楔角,粒子采用铝粉,通过流化床给粉器添加.文献[17]用PIV测量激波风洞,最大M∞=4.5,最大V∞=1500 m/s,总温1300 K,总压25 MPa,风洞工作时间1∼2 ms,粒子采用氧化钛粉,直径320 nm,脉冲间隔1.5µs,粒子迟滞时间2.1µs,通过流化床添加粒子,并用旋风分离器减少粒子积团现象,保证平均每个查问区有10∼20个粒子.测量视场200 mm×200 mm,测量结果的标准偏差约为1%.以上研究充分表明:PIV测量技术完全可以应用于高速可压缩流动中.需要注意的是,PIV的最终测量精度不仅与粒子的光散射性、跟随性、粒子在空间的分布浓度与均匀程度、激光器和光学系统的性能等有关,还与这些粒子影像的处理方式有关.文献[18]对前人采用迭代法来组合使用互相关法和三点Gauss峰值装配法的图像处理方法进行了分析,指出虽然这类方法可将测量精度提高到 0.04像素量级,但它要求至少采用32×32像素以上的大查问区,导致了在取得高精度时并不能保证高的空间分辨率的问题.然后提出了一种新的基于梯度法的技术,用梯度法取代三点Gauss峰值装配法来计算亚像素(sub-pixel)中的位移,从而使得在13×13或更小的查问区内得到了0.01像素的精度,达到了高精度与高分辨率的统一.文献[19]用PIV测量了超声速燃烧冲压发动机模型的燃烧室内两种氢气喷嘴产生的不同流场,空气马赫数为2,气流速度最高1112 m/s,粒子为氧化钛、氧化铝、硅胶等.其中硅胶的光散射性好,性能稳定,“粒子在空气和氢气的Stokes数分别为0.011和0.068,远远小于0.25的保证跟随性的最低要求”[19].文献[19]中还给出了相应的粒子投放系统,如图9所示.图9 典型的PIV粒子投放系统[19]为了应对宽流场范围中 PIV测量的需求和困难,文献 [20]用 PIV测量了M∞ =2,最大V∞=500 m/s的下吹式风洞中上游脉冲射流对于圆柱绕流所形成的激波—附面层相互作用的影响,测量中并列使用了3个3M像素的CCD,因此总的测量区域扩大到68.4 mm×22.8 mm,采用Nd:Yag激光器,功率30 mJ,粒子采用氧化钛粉,用二级流化床和旋风分离器提供粒子,并在储气罐上游通道中由压缩氮气带入,3个脉冲延迟发生器用以控制同步器和各部件.由测量结果知:连续的射流注入使附面层分离激波的平均位置推迟了1/3圆柱直径,使间歇区尺寸减小20%,脉冲射流的效果与此类似,而且射流取消后,整个流场并不恢复到先前无脉冲射流的情况.但是,当粒子非常小时,还需要注意布朗运动对其最终测量结果的影响.文献 [21]恰恰就是利用布朗运动—分子热运动—气体温度三者之间的内在关系,用PIV测量了流体的温度.所用胶体粒子直径0.7µm,当温度变化范围达到25°时,测量精度达到3°.此外,文献[22]用PIV进行了湍流场测量,用模型谱函数(model spectrum function)给出了从物理分析中得到的必须满足的空间分辨率,并与热线风速仪的测量结果做了对比.文献[23]用 PIV测量流动加速度,这对获取更多流动信息、精确求解壁面上的压力载荷都是有益的探索.文献 [24]用2D自由涡流模型模拟了重粒子的轨迹,表明即使粒子直径较小,也会因离心力而不能很好地跟随,例如,1µm的粒子在1 s时间内才会从涡心消失,当然粒子越小该影响也就越小.作为最新的进展,文献[25]采用PIV研究了湍流附面层与激波的相互作用,而文献[26-27]则进一步研究了高超声速情况下的湍流附面层与激波的相互作用,特别是文献[27],通过在壁面附近采用分辨率自适应的查问窗技术,使得壁面法向的空间分辨率增大,获得了湍流附面层与激波相互作用流场清晰的结果,如图10所示.图10 湍流附面层与激波的相互作用的PIV结果文献[28]研究了来流马赫数7的二维双楔组合体产生的复杂流场,其应用背景包括高超声速进气道、从轨道返回大气层的飞行器等,具有典型的激波/激波、激波/附面层相互作用的现象,而这些会在壁面附近导致很高的局部热流和压力,从而影响控制面上的气动性能和飞行器的结构完整性.与纹影照片的对比分析表明:二者均可捕捉到激波的结构,不过囿于单个PIV曝光中的动态范围的限制,PIV对较弱的激波分辨不清,但是经过再附点和准正激波的速度场的变化却只有PIV能捕捉到[28].PIV 和CFD计算结果的对比分析表明:尽管在激波结构和激波后的速度分布方面二者符合得很好,但是在分离区的大小及其与外流之间的相互作用方面,二者还存在着一定的差异,如图11所示.不久前又有两篇相关的重要文献发表.其中,文献[29]针对超声速燃烧冲压发动机中燃烧室热态流场的PIV测量问题,专门设计了两套独特的流化床粒子添加装置,用来给燃料和空气加入示踪粒子,并且用试验进行了验证.利用电子显微镜扫描所采集的粒子样品,对示踪粒子进行了定量的测量,证实了空气中的示踪粒子比燃油中的粒子有更好的示踪效果.文献[30]在马赫数5来流条件下,针对进气道/隔离段的模型在高背压条件下不起动的动态过程进行了PIV测量,再现了在不起动过程中,不起动激波系在试验通道中逐渐向上游传播并且引起附面层分离的过程,给出了一个“强烈依赖于黏性效应的复杂的三维结构”.典型结果如图12所示.这些都表明:PIV作为超声速流场测量的有力武器,正在得到越来越广泛和深入的研究.图11 Ma=7的二维双楔组合体流场的PIV、纹影照片与CFD结果对比图12 在不起动过程5 ms时的流场4 国内应用PIV技术的研究进展国内近年来,主要对于不可压缩、跨声速、低超声速流场进行了PIV测量技术的研究,特别是在亚声速流动中,取得了一系列的成果.文献[31]主要对超音速冲击射流做了较为细致的 PIV实验、计算研究和噪声场的测量,获得了在不同的冲击工况下,呈轴对称和螺旋结构的冲击射流流场结构.文献 [32]运用 PIV研究了非定常自由来流下三角翼前缘涡瞬时结构的变化,得出了前缘集中涡的破裂点位置的移动规律.文献[33]利用高分辨率、高帧率PIV系统对平板湍流边界层中相干结构的多种空间尺度和边界层内 SL标度律在不同尺度下的具体表达形式进行了实验研究.文献[34]对旋流煤粉火焰在两种分级进风的情况下用PIV测量了燃烧室内的速度分布,研究了湍流拟序结构对旋流火焰的燃烧特性及一氧化氮排放的影响.文献[35]对出口马赫数1.6的自由喷流及喷流中放置尖劈的两种超音速流动进行了测量.文献[36]分析低速大尺寸压气机试验台转子近叶尖区域的立体PIV测量结果,发现在设计状态流场中的损失主要源于叶尖泄漏涡,而在近失速状态则主要源于叶尖泄漏涡和角区旋涡.申功炘和魏润杰等[37]用PIV成功进行了多种流体力学实验,如:1.5马赫超音速喷流,三角翼前缘涡破裂复杂流场测量,大型工程水洞流场校准,绕摆动圆柱卡门涡测量,锥阀管道模型和漩涡分离器内流场测量等.文献[38]在马赫数为3.8超声速风洞中,采用PIV技术测量了超声速光学头罩流场的速度分布.实验结果表明,示踪粒子在超声速流场中有很好的跟随性,采用的高精度速度场算法能够很好地反映超声速光学头罩流场的速度分布.文献[39]采用PIV测量了方腔通道内气体液雾两相交叉横向流的掺混,比较了3种喷嘴布置角度在不同气流速度下的掺混效果.文献[40]从图像前处理、区域离散、匹配原则、搜索方法和变形预测等方面总结了当时国内外互相关算法的发展过程.文献[41]通过摇滚/PIV/压力同步测量实验,对翼身组合体前体涡诱导的双极限环摇滚过程中流动特性及演化规律进行了系统的研究,并分析了前体涡诱导翼—身组合体双极限环摇滚的流动机理.作者所在课题组从2003∼2006年,针对超声速冲击射流进行了详细的实验研究,获得了喷管出口中心线M∞=1.754(V∞=473 m/s)、M∞=1.831(V∞=500 m/s)和M∞=3(V∞=621.3 m/s)的过膨胀冲击射流复杂流场的完整的流动图谱和精细的流场结构[42],并研究了不同冲击高度、不同的射流出口马赫数等因素对整个射流场的影响,如图12∼图15所示.2007∼2008年,针对高超声速推进系统中的非对称大膨胀比喷管(SERN)在过膨胀状态下的出口流场进行了初步的PIV实验研究[43],获得了这种流动中特有的内羽流激波、附面层的分离激波、附面层分离区、激波相交与干涉等现象,如图16所示.2009年6月,针对带模型进气道的、超声速燃烧冲压发动机等直隔离段内的流场进行了PIV实验研究[44],不仅获得了隔离段内激波串在流动方向上的大尺度的前后非定常脉动现象的PIV实验数据,而且发现了在几个较高的背压条件下,随机的、大幅度的“激波切换”现象,实验与相应的非定常计算数值模拟结果吻合.典型结果如图17所示.图13 Ma=1.83高度1.5D时滞止泡内回流涡结构图14 Ma=1.83高度2D时射流轴线及两侧速度分布图15 Ma=1.831高度为5D时的激波结构图16 Ma=3高度为4D时的平均流场图17图18 反压0.7大气压(5.14倍反压)流场速度矢量图综上所述,PIV作为一种新型的流场测量技术,在超声速、高超声速流动问题中具有广阔的应用前景,经过十余年的研究和摸索,积累了丰富的研究经验,测量方法、仪器设备、数据处理与分析等各方面都有了长足的进步.相信这一利器将在未来的科研和工作中发挥更大的作用.参考文献1 徐惊雷,张堃元.唇口对侧压式高超声速进气道及等直隔离段影响的数值分析.航空动力学报,2004,19(6):806-8102 徐惊雷,张堃元.马赫数对侧压式高超音速进气道及等直隔离段三维内流场的影响的数值分析.航空动力学报,2004,17(4):489-4943 Deere K A.An experimental and computational investigation of a translating throat single expansion ramp nozzle.AIAA-96-25404 张堃元.国家XXX计划XXXX进气道技术2002～2003年度研究报告.2003.176-185。
超声速燃烧流的双时间步计算方法研究
超声速燃烧流的双时间步计算方法研究
汪洪波;孙明波;吴海燕;王振国
【期刊名称】《国防科技大学学报》
【年(卷),期】2010(032)003
【摘要】发展了模拟非定常超声速燃烧流场的隐式双时间步方法.采用时间分裂法对流动和反应进行解耦处理,流动方程组由双时间步方法求解,内迭代过程采用LU-SGS方法;反应源项方程组通过隐式二阶梯形公式求解.分析了时间分裂格式和时间步长对计算结果的影响,结果显示:一阶时间精度的分裂格式会略微高估化学效率,应该采用二阶时间精度的分裂格式;时间步长的选取对计算结果影响显著,为了保证解耦算法的计算精度,时间步长应足够小以能够较准确捕捉到主导各种输运过程的大尺度涡团的非定常行为.
【总页数】6页(P1-6)
【作者】汪洪波;孙明波;吴海燕;王振国
【作者单位】国防科技大学,航天与材料工程学院,湖南,长沙,410073;国防科技大学,航天与材料工程学院,湖南,长沙,410073;国防科技大学,航天与材料工程学院,湖南,长沙,410073;国防科技大学,航天与材料工程学院,湖南,长沙,410073
【正文语种】中文
【中图分类】V435.12
【相关文献】
1.双燃烧室固体燃料超声速燃烧研究 [J], 孙海刚;贺永杰
2.双燃烧室冲压发动机富油燃气超声速燃烧数值模拟 [J], 于江飞;晏至辉;刘卫东
3.甲烷/空气预混超声速燃烧的18步简化机理 [J], 刘合;陈方;刘洪;郑忠华;杨顺华
4.在超声速高超声速流中横向喷流的分析计算 [J], 夏南;袁生学
5.碳氢燃料超声速燃烧的化学动力学研究(Ⅰ)甲烷超声速燃烧的简化化学动力学模型 [J], 唐亚林;张德良;王琳琳;袁生学;王发民
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冲压火箭发动机技术简介
FH
A4 pdA
A1
Ae A4
pdA
XT
其中 A4 pdA——作用在壳体外表面上压力的合力； A1
Ae pdA ——尾部压力的合力； A4
X T ——外部气流对壳体外表面的摩擦力；
dA ds cos—— 壳体迎风表面积 ds在垂直于飞行方
3.1 按燃料分类
液体燃料冲压发动机
它需要燃料输送系统、供应系统、喷注装置 和燃烧稳定器等。一般用于靶机和飞航导弹的推 进系统。
固体燃料冲压发动机
燃料为固体药柱，它由燃烧剂和少量的氧化 剂根据需要制成各种形状，可为端面燃烧、内孔 燃烧、内外侧表面燃烧等。以调节发动机燃料的 进气量，控制发动机达到所要求的推力大小及其 变化规律。
考虑推进装置的外阻力。
有效推力：用来对飞行器做有效功的那部分推力。 即用来克服迎面阻力和克服飞行器本身惯性的那部 分推力。
（1）有效推力
有效推力是作用在推进装置外表面上的压力和摩擦力的合力。 有效推力 Fef 可以表示为： Fef FB FH
其中 FB ——作用在发动机内表面上的压力和摩擦力的合力；
.
.
Fef (me Ve mH VH ) ( pe Ae pH AH )
Ae AH
pdA
XT
在利用下列恒等式将绝对压力换成剩余 压力：
Ae AH
pHdA
pH ( Ae
AH )
0
代入上式以后，得：
.
.
F (me Ve mH VH ) Ae ( pe pH )
A4 AH
激波串的长度和位置会随着燃烧室反压的变化而 变化，能保证燃烧室的压力波动不会影响进气道.
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研究得出如下结论 : 在扩散火焰 为气流提供足够热量的前提下 , 固体燃料在超声速流场中的燃烧 是可行的 。
Adela B en2Yakar[ 10 ] 通 过 实 验研究了固体燃料在超燃冲压发 动机构型的超声速条件下的燃 烧 。他指出 , 研究固体超燃冲压 发动机 , 除了将遇到传统 SFRJ 中所遇到的问题之外 , 还有以下 特有的问题 :
在他们的实验中 , 所用的固 体燃料由黑聚甲基丙烯酸甲酯或 者 PMMA 中添加镁之类的活泼 金属制成 , 并且把这种固体燃料
·60·
制成燃烧室或者喷管的一部分 , 燃料在燃烧室壁上发生热分解 , 与流入的超声速空气混合并发生 燃烧 , 从而有效地消除了燃料渗 透和蒸发引起的阻塞现象 , 加热 和壁面摩擦成为主要的能量损失 机理 。这种燃烧装置有潜力成为 M a = 8的战术导弹的推进剂装 置 , 文献 [ 4 ]还介绍了该实验装 置的简图 , 见图 1。但是该实验 没有确定从燃烧室壁喷射的燃气 能否同空气充分混合以获得高的 燃烧效率 。
1 固体燃料的超声速燃烧研究 进展
超燃冲压发动机在高超声速
飞行中 , 为了避免产生过高的滞 止温度和滞止压强 , 在其内部 , 气流以超声速经过燃烧室 , 并与 燃料气体混合发生燃烧 。这种燃 料在超声速气流中进行的燃烧叫 作超声速燃烧 。燃气在燃烧室里 典型的驻留时间小于 1 m s, 要求 燃料在极短的时间内完成二次点 火 、与超声速气流混合 、二次燃 烧等过程 , 对燃料的二次点火和 二次燃烧性能要求很高 。目前 , 国外固体超燃冲压发动机研究所 用的燃料以固体碳氢燃料为主 。
1)超声速流体的性质不利 于处于中心区域的空气和处于边 界层的燃料气体的高效混合 ;
2)气化的碳氢燃料燃烧速 度相对于其在超声速燃烧室中的 驻留时间来说太慢 (典型的驻留 时间通常小于 1 m s) ;
3)在高速气流中火焰维持 较为困难 ;
4)内部的出口尺寸需要精 确设计以避免热节流 , 并要在发 动机运转过程中不因为几何上的 改变而影响超声速气流的维持 。
在实验中 , 超声速燃烧室的 入口条件为 : 滞止温度 1 600 K, 滞止压强 16 kPa。通过实验 , 演 示了 PMMA 固体燃料在热气流 中的自主点火 , 确定了实际的火 焰稳定极限 。对超声速气流的参 数进行了定性和定量的分析 。从 时间上和空间上对燃料退移速度 和燃烧室通道的变化进行了表 征 。实验证明了 PMMA 的稳定燃 烧能够在超声速气流 ( M a ≥ 2 ) 中得以 维 持 。在 整 个 燃 烧 时 间 内 , 燃料的流速 、燃料 /空气比 以及发动机推力基本保持恒定 。
在一个静态的试验装置中验 证了 PMMA 燃料在没有外来帮 助 (例如活性气体注入或者引导 火焰 )条件下的自主点火和持续
燃烧 。超声速燃烧室的壁用 PM 2 MA 制成并兼作超声速燃烧的燃 料 。在其分级的燃烧室里包括一 个前后火焰稳定区 , 其火焰稳定 极限由实验测定 。通过沿着药柱 方向的压强测量和音像记录研究 了流动和燃烧现象 , 利用燃料的 透明特性可以对燃料内部的流动 和燃烧现象进行视频记录和研 究 。实验结果和数学模拟均表明 了在燃烧室中超声速气流的存 在 。图像分析系统通过对音像图 片的分析提供了时间上和空间上 的燃料退移速率数据 。
Abraham Cohen2Zur[ 11 ] 对 超 燃冲压发动机内的固体燃料超声 速燃烧室进行了实验参数研究 。 通过测量沿药柱轴线各点的压力 和对所记录影像的数学分析来研 究流体和燃烧现象 , 其点火和火 焰稳定性质与前期工作的研究结 果一致 。燃烧室内流体和燃烧的 性质随着入口条件的改变而改 变 , 表现为初始的阻塞或者非阻 塞气流类型 。在参数研究中 , 对 输入气流状态参数做出明确 (压
点 , 是未来高科技战争的重要武 器。
超燃冲压发动机是实现高超 声速飞行的关键技术 , 它结构简 单 , 维护方便 , 高超声速飞行性 能好 , 特别适宜在大气层或跨大 气层中进行长时间高超声速续航 飞行 , 它不但可以用于高超声速 巡航导弹 , 而且可以用于高超声 速飞机 、空间打击武器 、空天飞 机等飞行器 。
飞航导弹 2009年第 10期
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推进技术
烧在气相中的扩展和延续都在流 体长驻留区 (隔离区 ) ; 点火后火 焰不能自我维持 , 如果移走高温 进气 , 火焰就会熄灭 , 其点火性 能和热值远高于 HTPB 燃料 。由 于已有多人的实验和理论模拟成 功地验证了 HTPB 燃料的超声速 燃烧性能 , 故 PCU 二聚体有可 能成为超燃固体燃料中的高能添 加剂 , 但其火焰自我维持能力不 佳 , 需要改进 。
为了充分利用固体燃料推进 系统的简单性 , 在高超声速推进 装置中使用固体燃料和双模态冲 压发动机 (DMRJ )的动力方案备 受 关 注 。Vaught C, W itt M 等 人 [6]对设计工作条件为飞行速 度 M a = 6、高度 24. 4 km 的高超 声速飞行器采用固体燃料双模态 冲压发动机 (DMRJ )的可行性进 行了研究 。分析表明 , 燃料空气 比在理论当量点附近 , 忽略超声 速燃烧室内的热损失和壁面摩擦 损失 , 当 超 声 速 燃 烧 效 率 达 到 90%时 , DMRJ 的比冲能够超过
推进技术
过实验研究了固体燃料超燃冲压 发动机的性能 。他们使用的药柱 是一个用 PMMA 制成的圆柱体 , 下端带有一个轴对称的圆形钻 孔 。少量的氢气被注入到初始循 环区以便维持燃烧 。燃烧室入口 条件 为 压 强 1. 034 MPa, 温 度 1 523 K, 气 流 速 度 M a = 1. 5, 出口条件为气流速度 M a = 1. 4, 由于混合条件不好 , 该装置的燃 烧效率只有 57%。实验表明 : 氢 气等活性气体的存在有助于超声 速燃烧的发生和维持 , 燃气与超 声速空气气流的混合条件对超声 速燃烧效率有显著影响 。
文献 [ 8 ]报道了 Sagal C 等 人对固体燃料五环十一烷烯烃 ( PCU )二聚体在高剪切流下的点 火性能研究结果 , 得出了以下结 论 : PCU 二聚体燃料在相同的几 何形状和热力学条件下 , 点火速 度比 HTPB 高一个数量级 ; PCU 二聚体在燃烧过程中释放的热比 HTPB高两倍多 ; 点 火和 后续 燃
固 体 燃 料 冲 压 发 动 机 ( SFRJ ) 20% ; 并且只有当燃烧效率大于 70% , 在 设 计 工 作 条 件 附 近 , DMRJ 的 比 冲 才 能 超 过 传 统 的 SFRJ。
化学动力学分析表明 , 由于 在亚声速燃烧室内完成初始的缓 慢的反应之后 , 高反应活性的亚 声速燃烧产物进入了超声速燃烧 室 , 所以双模态的超燃冲压发动 机结构使用固体碳氢燃料更能够 提高效率 。他们通过初步的实验 验证了 DMRJ 发动 机的 工 作 过 程 , 包括在超声速燃烧室里建立 持续的 燃 烧 , 所 使 用 的 燃 料 是 HTPB 固 体 燃 料 , 其 密 度 为 0. 92 g / cm3 , 文献 [ 7 ]介绍了 其 实验装置的结构 , 如图 2所示 。
Rachel B en2A rosh 等 人 [ 9 ] 对 固体燃料在超声速条件下的燃烧 进行了理论研究 , 他们用数学方 法建立了六种二维轴对称的湍流 反应流模型 , 在飞行条件为飞行 高度 15 km、飞行速 度 M a = 5 和燃烧室设计进 口 速度 为 M a = 1. 5 的假定条件下 , 研究 了超燃冲压发动机工作的滞止条 件 。对飞行马赫数 、燃烧室尺寸 、 药柱的长度和台阶尺寸对燃烧室 性能的影响进行了研究 。对流体 类型 、退移速率 、火焰温度和位 置的影响也进行了评估 。在能量 转化效率为 70% ～80%的典型 工作条件下 , 计算了固体燃料超 燃冲压发动机的燃烧效率 。通过
国外超燃冲压发动机技术研 究曾多集中于液体燃料超燃冲压 发动机 , 但目前固体燃料超燃冲 压发动机的研究也已经 悄然 兴 起 , 以色列和美国在这一领域做 了大量的工作 。固体燃料超燃冲 压发动机与液体超燃冲压发动机 相比 , 具有结构简单 、成本低 、安 全性好 、作战时反应时间短等特 点 。固体燃料的超声速燃烧是研 究固体超燃冲压发动机的核心技 术 , 本文综述了国外在固体燃料 的超声速燃烧方面的研究情况 。
关键词 固体燃料 高超声
速飞行 超声速燃烧 固体超燃 冲压发动机
引 言 巡航导弹由于射程远 、精度
高 , 曾 在 海 湾 战 争 、伊 拉 克 战 争 、科索沃战争中显示了巨大的 打击威 力 , 然 而 其 飞 行 速 度 较 慢 , 随着反导弹防御技术的发 展 , 巡航导弹的突防概率明显下 降 , 为了提高突防能力 , 国外开 展了高超声速飞行技术的研究 。 高超声速飞行被定义为在大气层 内 M a ≥ 5 的飞行 [ 1 ] 。高超声速 飞行的巡航导弹速度快 、突防能 力强 , 同时保留了原有的巡航导 弹的射 程 远 、打 击 精 度 高 的 特
Angus, W illiam J 等人 [ 5 ] 成 功地验证了固体燃料超燃冲压发 动机的燃烧 , 在他们所用的超燃 冲压发动机中 , 把固体燃料制成 燃烧室 或 者 喷 管 壁 , 热 空 气 以 M a = 1. 5 的速度进入 燃烧 室 , 把少量的氢气喷射到燃烧室前端 的超声速 /亚声速混合的火焰稳 定区 , 用以维持燃烧 , 燃烧室的 形状由一个等截面积段和一个扩 散段组成 。燃烧室出口的气流马 赫数通常为 M a = 1. 1 ～ 1. 4, 其 燃烧效率可达到 87% , 相应的燃 料空气当量比为 0. 49～0. 65。对 喷管出口温度的测量表明 , 在热 壅塞的固定直径区附近制造出粗 糙表面使气体能够充分混合 , 导 致燃烧室中心线附近温度较高 , 但是由于加热及壁面摩擦引起的 损失使燃烧室滞止压强损失达到 50% ～70%。