碳氢燃料超燃研究与应用
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,。
化学论文——氢氧燃料电池及其在汽车领域的应用
琳琅满目的化学电源——氢氧燃料电池hydrogen oxygen fuel cell氢氧电池是一种以氢、氧作为燃料的，将氢氧反应的化学能转化为电能的燃料电池，它可以在较低的工作温度下把氢氧反应在电池中释放的化学能直接且连续的变为电能。
氢氧电池的燃料氢是燃料电池的最佳燃料。
同时氢氧电池是技术上比较成熟并得到多方面应用的燃料电池。
氢氧燃料电池的理论比能量达3600瓦·时/公斤。
单体电池的工作电压一般为0.8～0.97伏,为了满足负载所需的工作电压，往往由几十个单体电池串联成电池组。
一、工作原理氢氧燃料电池工作时，向阳极和阴极分别输入氢气和氧气（或空气），氢气和氧气在电极与电解质间的界面上发生电极反应，同时向外电路输出电流。
二、电极反应若电解质溶液是碱、盐溶液则负极反应式为：2H2 + 4OHˉ-4eˉ== 4H20正极为：O2 + 2H2O + 4eˉ== 4OHˉ若电解质溶液是酸溶液则负极反应式为：2H2-4eˉ=4H+（阳离子）正极为：O2+4eˉ+4H+=2H2O三、优缺点1、优点（1）发电效率高传统的大型火力发电效率为35%~40%。
氢氧燃料电池的能量转换效率可高达60～80%，为内燃机的2～3倍；此外，火力发电必须达到一定规模后才具有较高的发电效率，而燃料电池的发电效率却与规模无关。
（2）发电环境友好发电时不会排放尘埃，二氧化硫，氮氧化物和烃类等火力发电时会排放的污染物。
并且氢氧电池按电化学原理工作，运动部件很少。
因此工作时安静，噪音很低。
（3）动态响应性好、供电稳定燃料电池发电系统对负载变动的影响速度快，无论处于额定功率以上的过载运行或低于额定功率的低载运行，它都能承受，并且发电效率波动不大，供电稳定性高。
（4）自动运行氢氧燃料电池发电系统是全自动运行，机械运动部件很少，维护简单，费用低，适合做偏远地区、环境恶劣以及特殊场合（如空间站和航天飞机）的电源。
（5）积木化氢氧燃料电池电站采用模块结构，由工厂生产各种模块，在电站的现场集成，安装，施工简单，可靠性高，并且模块容易更换，维修方便。
燃气轮机NOx生成机理及降低措施
燃气轮机NOx生成机理及降低措施一燃烧过程中NOx生成机理1.热力型NOx生成机理（泽尔道维奇机理）热力型NOx是指空气中的N2在高温条件下氧化生成的氮氧化物，其主要成分是NO。
按照这一机理，空气中的N2在高温下氧化，是通过如下一组不分支的链式反应进行的，生成速率如下式所示：生成NO所需的活化能很大，通常氧原子与燃料中可燃成分之间的活化能较小，反应较快，因此，NO通常不在火焰面上生成，主要生成区域位于火焰下游高温区。
温度对热力型NOx的影响是非常明显的，当温度低于1800K时，热力型NOx生成量很少，当温度高于1800K时，反应逐渐明显，而且随着温度的升高，NOx生成量急剧升高。
从图中可以大致看出，温度在1800K左右时，温度每升高l00K，反应速度将增大6一7倍。
由于在实际燃烧过程中，燃烧室内温度分布通常是不均匀的，如果有局部的高温区域，则在这个区域会生成较多的NOx，它可能会对整个燃烧室内的NOx生成起到关键的作用。
因此，在实际的燃烧器设计过程中应尽量避免局部高温区的形成。
过量空气系数对热力型NOx的影响也是非常明显的，热力型NOx生成量与氧浓度的平方根成正比，即氧浓度增大，在较高的温度下会使氧分子分解的氧原子浓度增加，从而使热力型NOx的生成量增加。
但在实际燃烧过程中情况会更复杂一些，因为过量空气系数的增加一方面增加了氧浓度，另一方面也降低了火焰温度，从总体趋势上来看，随着过量空气系数的增加，NOx生成量先增加，到达一个极值后下降。
气体在高温区域的停留时间对热力型NOx生成也有影响，主要是因为Nox生成反应速度较慢，没有达到化学平衡所致。
在其它条件不变的情况下，气体在高温区停留时间越长，NOx生成量就越大，直到达到化学平衡浓度。
2.快速型NOx生成机理有关快速型NOx的生成机理到目前为止尚有争议，其基本现象是碳氢燃料在过量空气系数小于1的情况下，在火焰面内急剧生成大量的NOx，而CO, H2等非碳氢燃料在空气中燃烧却没有发生这种现象。
JP-10燃料燃爆特性及无约束爆炸状态场参数试验研究
ｄｏｉ:１０.３９６９/ｊ.ｉｓｓｎ.１００１￣８３５２.２０２０.０３.００９ＪＰ￣１０燃料燃爆特性及无约束爆炸状态场参数试验研究❋尤祖明①㊀王永旭①㊀张㊀莹②㊀贾晓亮②㊀解立峰①㊀李㊀斌①①南京理工大学化工学院(江苏南京ꎬ２１００９４)②辽宁锦华机电有限公司(辽宁兴城ꎬ１２５１２５)[摘㊀要]㊀以云爆武器的液态燃料组分筛选为应用背景ꎬ基于ＪＰ￣１０燃料密度高㊁综合性能佳以及成本低等特点ꎬ开展了爆轰管内ＪＰ￣１０燃料的燃爆特性试验研究以及外场无约束空间下ＪＰ￣１０燃料的分散效果及爆炸状态场研究ꎮ研究发现:在强起爆作用下ꎬＪＰ￣１０燃料爆轰管内的爆炸超压约为０.６ＭＰａꎻ在无约束条件下ꎬＪＰ￣１０燃料抛撒爆炸过程中ꎬ其云雾区内超压峰值要高于同体积的乙醚燃料ꎬ且爆炸温度峰值达到１３６６.９ħꎬ１０００ħ以上高温持续时间是乙醚燃料的２倍ꎬ说明ＪＰ￣１０燃料的高热值特性有利于提高云爆武器的热毁伤效果ꎮ[关键词]㊀ＪＰ￣１０燃料ꎻ爆轰管ꎻ无约束ꎻ爆炸状态场[分类号]㊀ＴＱ５６０.７ꎻＴＪ０１４ＥｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌＳｔｕｄｙｏｎＥｘｐｌｏｓｉｏｎＣｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓａｎｄＵｎｃｏｎｆｉｎｅｄＢｌａｓｔＰａｒａｍｅｔｅｒｓｏｆＪＰ￣１０ＦｕｅｌＹＯＵＺｕｍｉｎｇ①ꎬＷＡＮＧＹｏｎｇｘｕ①ꎬＺＨＡＮＧＹｉｎｇ②ꎬＪＩＡＸｉａｏｌｉａｎｇ②ꎬＸＩＥＬｉｆｅｎｇ①ꎬＬＩＢｉｎ①①ＳｃｈｏｏｌｏｆＣｈｅｍｉｃａｌＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇꎬＮａｎｊｉｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ(ＪｉａｎｇｓｕＮａｎｊｉｎｇꎬ２１００９４)②ＬｉａｏｎｉｎｇＪｉｎｈｕａＭｅｃｈａｎｉｃａｌａｎｄＥｌｅｃｔｒｉｃａｌＣｏ.ꎬＬｔｄ.(ＬｉａｏｎｉｎｇＸｉｎｇｃｈｅｎｇꎬ１２５１２５)[ＡＢＳＴＲＡＣＴ]㊀ＪＰ￣１０ｈａｓｆｅａｔｕｒｅｓｏｆｈｉｇｈｆｕｅｌｄｅｎｓｉｔｙꎬｇｏｏｄｃｏｍｐｒｅｈｅｎｓｉｖｅｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅａｎｄｌｏｗｃｏｓｔ.ＢａｓｅｄｏｎｔｈｅｂａｃｋｇｒｏｕｎｄｏｆＦＡＥｗｅａｐｏｎｓꎬｅｓｐｅｃｉａｌｌｙｏｎｔｈｅｓｃｒｅｅｎｉｎｇｏｆｌｉｑｕｉｄｆｕｅｌｓꎬｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓｗｅｒｅｃａｒｒｉｅｄｏｕｔｔｏｓｔｕｄｙｔｈｅｅｘｐｌｏｓｉｏｎｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆＪＰ￣１０ｆｕｅｌｉｎｓｅｌｆ￣ｄｅｓｉｇｎｅｄｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｔｕｂｅꎬａｓｗｅｌｌａｓｔｈｅｂｌａｓｔｐａｒａｍｅｔｅｒｓｉｎｕｎｃｏｎｆｉｎｅｄｓｐａｃｅ.Ｅｘｐｅｒｉ￣ｍｅｎｔａｌｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｔｈｅｐｅａｋｖａｌｕｅｏｆｂｌａｓｔｏｖｅｒｐｒｅｓｓｕｒｅｆｏｒＪＰ￣１０ｆｕｅｌｉｎｓｈｏｃｋｔｕｂｅｉｓ０.６ＭＰａ.ＩｎｕｎｃｏｎｆｉｎｅｄｓｐａｃｅꎬｔｈｅｂｌａｓｔｏｖｅｒｐｒｅｓｓｕｒｅｉｎｃｌｏｕｄｚｏｎｅｆｏｒＪＰ￣１０ｆｕｅｌｉｓｈｉｇｈｅｒｔｈａｎｄｉｅｔｈｙｌｅｔｈｅｒꎬｍｅａｎｗｈｉｌｅｔｈｅｈｉｇｈｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｄｕｒａｔｉｏｎ(ｏｖｅｒ１０００ħ)ｉｓｔｗｉｃｅｏｆｄｉｅｔｈｙｌｅｔｈｅｒｗｉｔｈａｐｅａｋｖａｌｕｅｏｆ１３６６.９ħ.ＴｈｅｄａｔａｏｂｔａｉｎｅｄｉｎｄｉｃａｔｅｓｔｈａｔＪＰ￣１０ｆｕｅｌꎬｗｉｔｈｉｔｓｈｉｇｈｃｏｌｏｒｉｆｉｃｖａｌｕｅꎬｗｉｌｌｅｎｈａｎｃｅｔｈｅｔｈｅｒｍａｌｄａｍａｇｅｅｆｆｅｃｔｏｆＦＡＥｗｅａｐｏｎｓ.[ＫＥＹＷＯＲＤＳ]㊀ＪＰ￣１０ｆｕｅｌꎻｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｔｕｂｅꎻｕｎｃｏｎｆｉｎｅｄꎻｂｌａｓｔｆｉｅｌｄ引言低沸点㊁高热值的液态燃料常和高能金属粉末一起构成了固液复合云爆燃料的主体成分ꎮ作为一类常见且成本低廉的液态燃料ꎬ碳氢燃料倍受推崇ꎬ用于国内外多种云爆武器的燃料配方中[１￣４]ꎮ目前ꎬ在云爆燃料配方设计过程中ꎬ低沸点㊁易挥发燃料是液态燃料组分的首选[５]ꎬ常见的如环氧乙烷㊁环氧丙烷㊁乙醚等碳氢化合物ꎮ但由于碳氢燃料的热值相对较低ꎬ常采用一些热值高的液态燃料作为组分添加剂ꎬ以提高云爆燃料的威力ꎮ硝基甲烷㊁硝酸异丙酯等硝基化合物常用于云爆燃料配方[６]ꎮ㊀㊀油料(如柴油㊁汽油㊁航空煤油等)作为一类常用燃料都具有高热值的特点ꎬ是一类潜在的可用于云爆药剂配方设计中的组分ꎮＪＰ￣１０燃料是航空煤油或航空燃料的一种ꎬ目前广泛用于各种导弹(特别是巡航导弹)中ꎬ为最成功的高密度烃燃料之一[７￣１０]ꎮ由于其高密度㊁高能量㊁高安定性的特点ꎬ将ＪＰ￣１０燃料添加到现有云爆药剂的液相体系中可第４９卷㊀第３期㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀爆㊀破㊀器㊀材㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀Ｖｏｌ.４９㊀Ｎｏ.３㊀２０２０年６月㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀ＥｘｐｌｏｓｉｖｅＭａｔｅｒｉａｌｓ㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀Ｊｕｎ.２０２０❋收稿日期:２０１９￣１０￣０９第一作者:尤祖明(１９８５－)ꎬ男ꎬ博士ꎬ主要从事云爆武器方向的研究ꎮＥ￣ｍａｉｌ:３１６９８６８２１＠ｑｑ.ｃｏｍ通信作者:李斌(１９８４－)ꎬ男ꎬ博士ꎬ副研究员ꎬ主要从事安全技术和多相爆轰方向的研究ꎮＥ￣ｍａｉｌ:ｌｉｂｉｎ＠ｎｊｕｓｔ.ｅｄｕ.ｃｎ能会起到提高现有云爆药剂爆轰威力的功效ꎮ㊀㊀本文中ꎬ以ＪＰ￣１０燃料为研究对象ꎬ利用自行设计的立式爆轰管进行炸药直接起爆条件下ＪＰ￣１０燃料的燃爆特性参数研究ꎻ同时通过外场试验的方式获得其无约束爆炸状态场参数ꎮ所得结果能够为云爆燃料液相组分配方设计提供参考ꎮ１㊀试验部分１.１㊀试验样品ＪＰ￣１０燃料和乙醚(某类云爆药剂配方中常用的液相组分)的基本物理性质参数见表１ꎮ表１㊀试验样品的物理性质参数Ｔａｂ.１㊀Ｐｈｙｓｉｃａｌｐａｒａｍｅｔｅｒｓｏｆｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｓａｍｐｌｅｓ燃料密度(２０ħ)/(ｇ ｃｍ－３)沸点/ħ闪点/ħ净热值/(ｍＪ ｋｇ－１)ＪＰ￣１００.９１１８５.０５６４２.１乙醚０.７１３４.６－４５３７.２１.２㊀试验方法和装置针对ＪＰ￣１０燃料燃爆性能的研究主要分为两个方面:首先ꎬ在实验室内通过自制的立式爆轰管研究ＪＰ￣１０燃料的燃爆特性ꎻ以此为基础ꎬ在外场试验中对无约束条件下ＪＰ￣１０燃料的爆炸状态场进行测试ꎬ综合评估其用于云爆药剂配方设计中的可能性ꎮ１.２.１㊀立式爆轰管试验利用南京理工大学汤山科研试验中心的立式爆轰管系统[１１](图１)开展ＪＰ￣１０燃料燃爆性能试验研究ꎮ此系统主要由立式爆轰管主体㊁燃料雾化系统㊁㊀㊀㊀㊀(ａ)结构图㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀(ｂ)实物图１－激波管ꎻ２－真空泵ꎻ３－测量孔ꎻ４－预混气进气口ꎻ５－真空表ꎻ６－高压储气罐ꎻ７－防爆电磁阀ꎻ８－ Ｕ 形管ꎻ９－空气压缩机ꎮ图１㊀立式爆轰管Ｆｉｇ.１㊀Ｖｅｒｔｉｃａｌｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｔｕｂｅ点火系统和测试系统组成ꎮ其中ꎬ爆轰管的长度为５４００ｍｍ㊁内径为２００ｍｍꎬ沿长度轴线方向每隔３５０ｍｍ对称布置两套燃料雾化装置ꎬ共计２８套ꎬ形成一整套燃料雾化系统ꎮ１.２.２㊀外场无约束燃料抛撒点爆试验为模拟云爆药剂抛撒及云雾爆轰时的真实效果ꎬ在外场条件下开展无约束条件下燃料抛撒点爆试验ꎬ试验布置如图２所示ꎮ将云爆弹弹体放置在架子上ꎬ中心离地面１.２５ｍꎬ架子固定在地面上ꎮ以壳体中心位置为爆心ꎬ炸高为１.２５ｍꎬ二次起爆药柱距离爆心１.５０ｍꎬ二次起爆药柱为１６０ｇＴＮＴ药柱ꎮ在爆心沿直线位置布置压力传感器ꎬ距爆心２０.００ｍ处布置高速录像机和红外热成像仪ꎬ分别记录燃料抛撒爆轰全过程以及燃料爆炸温度场ꎮ㊀㊀(ａ)外场场地布置㊀㊀㊀㊀(ｂ)云爆弹装药结构１－燃料ꎻ２－中心分散装药ꎻ３－雷管和传爆药柱ꎻ４－云爆弹壳体ꎮ图２㊀外场试验Ｆｉｇ.２㊀Ｆｉｅｌｄｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ２㊀结果与讨论２.１㊀立式爆轰管试验利用立式爆轰管开展ＪＰ￣１０燃料的燃爆性能试验研究ꎮ起爆能量固定为１个雷管加５ｇＣ４塑性炸药ꎮ在这个起爆能量的条件下ꎬ轻质碳氢燃料(Ｃ５㊁Ｃ６以下)都能直接达到爆轰状态ꎻ但对于传统油料(柴油㊁煤油等)来说ꎬ根据之前的研究结果ꎬ由于油料组分中重组分相对较多ꎬ其燃爆压力和燃爆速度趋于稳定后与轻质碳氢燃料相比仍有较大差距ꎬ说明传统油料很难直接达到爆轰状态ꎮ试验在不同当量比的ＪＰ￣１０燃料与空气混合物的条件下进行ꎬ当量比φ分别为０.７㊁０.９㊁１.０㊁１.１和１.３ꎮ燃爆性能通过燃爆压力和燃爆速度两个参数进行表征ꎮ不同当量比条件下的燃爆压力和燃爆速度随爆轰管上测点距离的变化趋势如图３所示ꎮ由图３可以看出ꎬ在ＪＰ￣１０燃料与空气的当量比处于１.０~１.１区间时ꎬＪＰ￣１０燃料的燃爆压力和燃爆速 ０５ ㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀爆㊀破㊀器㊀材㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀第４９卷第３期㊀㊀(ａ)燃爆压力㊀㊀(ｂ)燃爆速度图３㊀燃爆压力和速度随测试距离的变化Ｆｉｇ.３㊀Ｅｘｐｌｏｓｉｏｎｐｒｅｓｓｕｒｅａｎｄｖｅｌｏｃｉｔｙｃｈａｎｇｉｎｇｗｉｔｈｔｅｓｔｄｉｓｔａｎｃｅ度要比当量比小于１.０或者大于１.１时明显提高ꎬ最大超压约０.６ＭＰａꎬ最大增量能超过最低值的５０％ꎮ说明与其他液相燃料试验结果一致ꎬ当量比对燃料的燃爆压力和燃爆速度影响明显ꎮ随着测试点距离(即测试点与爆源的间距)的增加ꎬ在不同当量比的工况下ꎬＪＰ￣１０燃料与空气混合体系的燃爆压力和燃爆速度变化都不明显ꎬ相比之下更趋于稳态ꎮ这说明在强起爆条件下ꎬＪＰ￣１０燃料与空气混合体系已达到最佳的燃爆效果ꎬ虽然燃料仍能自持发生反应ꎬ但燃爆参数已变化不明显ꎬ尚未达到爆轰的状态ꎮ这也印证了试验前对试验结果的预测ꎮ２.２㊀无约束燃料抛撒点爆试验为模拟实际装弹条件下ＪＰ￣１０燃料的无约束爆轰特性ꎬ在外场试验条件下对ＪＰ￣１０燃料与乙醚在等容条件下的抛撒及点爆过程进行了研究ꎮ通过对燃料云雾参数的测试㊁燃料云雾爆轰超压场测试和温度场测试对两种燃料的爆轰特性进行研究ꎮ采用内容积为１Ｌ的弹体ꎬ试验时ＪＰ￣１０燃料的平均装填量为９１０.５ｇꎬ乙醚的平均装填量为７０８.６ｇꎬ装填密度分别为０.９１ｇ/ｃｍ３和０.７１ｇ/ｃｍ３ꎮ按照步骤对两者的无约束爆轰性能进行测试ꎬ燃料成雾效果如图４所示ꎮ㊀㊀㊀㊀(ａ)乙醚燃料㊀㊀㊀㊀㊀㊀(ｂ)ＪＰ￣１０燃料图４㊀起爆时刻前两种燃料的成雾效果Ｆｉｇ.４㊀ＡｔｏｍｉｚａｔｉｏｎｅｆｆｅｃｔｓｏｆｄｉｅｔｈｙｌｅｔｈｅｒａｎｄＪＰ￣１０ｆｕｅｌｂｅｆｏｒｅｉｎｉｔｉａｔｉｏｎ㊀㊀由图４可以看出ꎬ在爆炸力驱动下ꎬ乙醚燃料云雾直径约为４.１ｍꎬ厚度约为２.２ｍꎻＪＰ￣１０燃料云雾直径约为３.１ｍꎬ厚度约为０.８ｍꎻ二者的体积差异较为明显ꎮ乙醚作为一种低沸点燃料ꎬ在爆炸过程中部分发生相变ꎬ但主体形态仍保持完整ꎬ形成的液相云雾效果较好ꎻ而ＪＰ￣１０燃料虽然沸点比乙醚高ꎬ但作为一种吸热型燃料ꎬ在爆炸力作用下能够大幅吸收炸药爆炸的能量ꎬ使其迅速相变成为气态ꎬ致使其形成的云雾相比乙醚效果较差ꎮ２.２.１㊀超压测试针对每种样品做了３次平行试验ꎬ超压测试结果见表２ꎮ表２㊀超压峰值测试结果Ｔａｂ.２㊀Ｔｅｓｔｒｅｓｕｌｔｓｏｆｐｅａｋｏｖｅｒｐｒｅｓｓｕｒｅ燃料超压峰值/ｋＰａ２ｍ３ｍ４ｍ５ｍ６ｍＪＰ￣１０１０３.６５０.６６３７.００２３.７０１８.０９乙醚９５.１０５８.１３４７.８７２４.０２２１.１０㊀㊀由超压测试结果可以看出ꎬ在两种燃料云雾区(３ｍ)之外ꎬ一直到对人员有轻伤的毁伤范围(６ｍ)之内ꎬＪＰ￣１０燃料燃爆的超压峰值都要小于乙醚燃爆的超压峰值ꎮ这主要是由于在爆炸分散形成云雾的过程中ꎬ部分乙醚燃料发生相变ꎬ变成气态ꎬ乙醚云雾为气液混合体系ꎬ气相乙醚组分的存在提高了云雾体系的爆轰敏感性ꎬ而液相乙醚组分的存在又保持了整个体系足够的爆轰能量ꎻ而ＪＰ￣１０燃料作为一种典型的吸热型高密度烃燃料ꎬ在爆炸驱动力雾化过程中相变明显ꎬ致使其液相组分较少ꎬ威力降低ꎬ不易于达到完全爆轰的状态ꎬ这同样证明了爆轰管里试验的结论ꎮ２.２.２㊀温度场测试㊀㊀对两种燃料的爆炸温度场进行了测试ꎬ以对比两种燃料的热释放效果ꎮ温度场测试结果见图５和表３ꎮ由图５和表３可以看出ꎬ在无约束条件下ꎬＪＰ￣１０１５２０２０年６月㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀ＪＰ－１０燃料燃爆特性及无约束爆炸状态场参数试验研究㊀尤祖明ꎬ等㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀(ａ)乙醚燃料㊀㊀㊀㊀㊀㊀(ｂ)ＪＰ￣１０燃料图５㊀两种燃料的爆炸温度场Ｆｉｇ.５㊀Ｂｌａｓｔｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｆｉｅｌｄｏｆｔｈｅｔｗｏｋｉｎｄｓｏｆｆｕｅｌｓ表３㊀无约束条件下燃料爆炸温度场参数Ｔａｂ.３㊀Ｂｌａｓｔｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｆｉｅｌｄｐａｒａｍｅｔｅｒｓｏｆｆｕｅｌｓｉｎｕｎｃｏｎｆｉｎｅｄｃｏｎｄｉｔｉｏｎ燃料火球最大直径/ｃｍ火球最高温度/ħ高温(大于１０００ħ)持续时间/ｍｓＪＰ￣１０８２８.５１３６６.９２４０乙醚８１２.７１１１１.３１２０燃料/空气云雾和乙醚/空气云雾的爆炸火球直径相近ꎮ表明虽然ＪＰ￣１０燃料的相变明显ꎬ但气相组分的存在同样保证了ＪＰ￣１０燃料具有足够的爆炸毁伤范围ꎬ这点可以从表２的超压测试结果中二者超压数据相差不大得到验证ꎮ但是ꎬＪＰ￣１０燃料的爆炸最高温度比乙醚提高２３％ꎬ且１０００ħ以上的高温持续时间要提高１倍ꎬ说明在外场无约束条件下ＪＰ￣１０燃料能够比乙醚释放出更多的热能ꎬ有利于提高云爆药剂的热毁伤能力ꎮ３ 结论以改进云爆武器配方为背景ꎬ分别在实验室和外场条件下对ＪＰ￣１０燃料和乙醚进行了对比试验ꎬ获得结论如下:１)在爆轰管试验中ꎬ针对不同当量比的ＪＰ￣１０燃料与空气混合物进行系统研究ꎬ试验结果表明ꎬ在强起爆条件下ꎬＪＰ￣１０燃料很难达到爆轰状态ꎬ最大爆炸压力在０.６ＭＰａ左右ꎬ说明其较难单独作为云爆药剂的配方组分ꎮ２)在外场无约束条件下的点爆试验中ꎬ在云雾区范围内ꎬＪＰ￣１０燃料的爆炸超压要高于乙醚ꎻ但在云雾区外ꎬ乙醚的爆炸超压都要高于ＪＰ￣１０燃料ꎻ这是由于ＪＰ￣１０燃料是吸热型燃料ꎬ在爆炸力驱动下更易吸能发生相变ꎬ致使其爆轰威力降低所致ꎮ３)在温度场测试结果中ꎬＪＰ￣１０燃料的爆炸最高温度和高温持续时间要明显好于乙醚ꎬ说明其可以增加云爆药剂的热毁伤威力ꎮ参考文献[１]㊀刘庆明ꎬ白春华ꎬ李建平.多相燃料空气炸药爆炸压力场研究[Ｊ].实验力学ꎬ２００８ꎬ２３(４):３６０￣３７０.ＬＩＵＱＭꎬＢＡＩＣＨꎬＬＩＪＰ.Ｓｔｕｄｙｏｎｂｌａｓｔｆｉｅｌｄｃｈａｒａｃ￣ｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆｍｕｌｔｉｐｈａｓｅｆｕｅｌａｉｒｅｘｐｌｏｓｉｖｅ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＥｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌＭｅｃｈａｎｉｃｓꎬ２００８ꎬ２３(４):３６０￣３７０.[２]㊀ＬＩＵＧꎬＨＯＵＦꎬＣＡＯＢꎬｅｔａｌ.Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｓｔｕｄｙｏｆｆｕｅｌ￣ａｉｒｅｘｐｌｏｓｉｖｅ[Ｊ].ＣｏｍｂｕｓｔｉｏｎꎬＥｘｐｌｏｓｉｏｎꎬａｎｄＳｈｏｃｋＷａｖｅｓꎬ２００８ꎬ４４(２):２１３￣２１７.[３]㊀ＬＩＹＨꎬＳＯＮＧＺＤꎬＬＩＹＺꎬｅｔａｌ.Ｔｈｅｏｒｅｔｉｃａｌａｎａｌｙｓｉｓａｎｄｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｆｏｒｔｈｅｓｐｉｌｌｐｒｏｃｅｄｕｒｅｏｆｌｉｑｕｉｄｆｕｅｌｏｆｆｕｅｌａｉｒｅｘｐｌｏｓｉｖｅｗｉｔｈｓｈｅｌｌ[Ｊ].ＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌＪｏｕｒｎａｌｏｆＮｏｎ￣ＬｉｎｅａｒＭｅｃｈａｎｉｃｓꎬ２０１０ꎬ４５(７):６９９￣７０３.[４]㊀史远通ꎬ张奇.爆炸驱动燃料抛散的非理想化特征[Ｊ].含能材料ꎬ２０１５ꎬ２３(４):３３０￣３３５.ＳＨＩＹＴꎬＺＨＡＮＧＱ.Ｎｏｎ￣ｉｄｅａｌｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆｆｕｅｌｄｉｓｐｅｒｓａｌｄｒｉｖｅｎｂｙｅｘｐｌｏｓｉｖｅ[Ｊ].ＣｈｉｎｅｓｅＪｏｕｒｎａｌｏｆＥｎｅｒｇｅｔｉｃＭａｔｅｒｉａｌｓꎬ２０１５ꎬ２３(４):３３０￣３３５.[５]㊀白春华ꎬ粱慧敏ꎬ李建平ꎬ等.云雾爆轰[Ｍ].北京:科学出版社ꎬ２０１２.[６]㊀ＹＡＮＧＭꎬＣＨＥＮＸＦꎬＷＡＮＧＹＪꎬｅｔａｌ.Ｃｏｍｐａｒａｔｉｖｅｅｖａｌｕａｔｉｏｎｏｆｔｈｅｒｍａｌｄｅｃｏｍｐｏｓｉｔｉｏｎｂｅｈａｖｉｏｒａｎｄｔｈｅｒｍａｌｓｔａｂｉｌｉｔｙｏｆｐｏｗｄｅｒｅｄａｍｍｏｎｉｕｍｎｉｔｒａｔｅｕｎｄｅｒｄｉｆｆｅｒｅｎｔａｔｍｏｓｐｈｅｒｅｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＨａｚａｒｄｏｕｓＭａｔｅ￣ｒｉａｌｓꎬ２０１７ꎬ３３７:１０￣１９.[７]㊀ＧＯＨＨꎬＧＥＩＰＥＬＰꎬＨＡＭＰＰＦꎬｅｔａｌ.ＲｅｇｉｍｅｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｆｒｏｍｐｒｅｍｉｘｅｄｔｏｆｌａｍｅｌｅｓｓｏｘｉｄａｔｉｏｎｉｎｔｕｒｂｕｌｅｎｔＪＰ￣１０ｆｌａｍｅｓ[Ｊ].ＰｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓｏｆｔｈｅＣｏｍｂｕｓｔｉｏｎＩｎｓｔｉｔｕｔｅꎬ２０１３ꎬ３４(２):３３１１￣３３１８.[８]㊀ＰＥＥＬＡＮＲꎬＫＵＮＺＲＵＤ.ＴｈｅｒｍａｌｃｒａｃｋｉｎｇｏｆＪＰ￣１０:ｋｉｎｅｔｉｃｓａｎｄｐｒｏｄｕｃｔｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＡｎａｌｙｔｉ￣ｃａｌａｎｄＡｐｐｌｉｅｄＰｙｒｏｌｙｓｉｓꎬ２００６ꎬ７６(１/２):１５４￣１６０.[９]㊀ＢＵＲＤＥＴＴＥＧＷꎬＬＡＮＤＥＲＨＲꎬＭＣＣＯＹＪＲ.Ｈｉｇｈ￣ｅｎｅｒｇｙｆｕｅｌｓｆｏｒｃｒｕｉｓｅｍｉｓｓｉｌｅｓ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＥｎｅｒｇｙꎬ１９７８ꎬ２(５):２８９￣２９２.[１０]㊀ＨＵＤＺＩＫＪＭꎬＡＳＡＴＲＹＡＮＲꎬＢＯＺＺＥＬＬＩＪＷ.Ｔｈｅｒ￣ｍｏｃｈｅｍｉｃａｌｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓｏｆｅｘｏ￣ｔｒｉｃｙｃｌｏ[５.２.１.０(２ꎬ６)]ｄｅｃａｎｅ(ＪＰ￣１０ｊｅｔｆｕｅｌ)ａｎｄｄｅｒｉｖｅｄｔｒｉｃｙｃｌｏｄｅｃｙｌｒａｄｉｃａｌｓ[Ｊ].ＴｈｅＪｏｕｒｎａｌｏｆＰｈｙｓｉｃａｌＣｈｅｍｉｓｔｒｙＡꎬ２０１０ꎬ１１４(３５):９５４５￣９５５３.[１１]㊀尤祖明ꎬ祝逢春ꎬ王永旭ꎬ等.模拟高原环境条件下Ｃ５￣Ｃ６燃料的爆轰特性研究[Ｊ].爆炸与冲击ꎬ２０１８ꎬ３８(６):１３０３￣１３０９.ＹＯＵＺＭꎬＺＨＵＦＣꎬＷＡＮＧＹＸꎬｅｔａｌ.ＤｅｔｏｎａｔｉｏｎｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆＣ５￣Ｃ６ｆｕｅｌｓｕｎｄｅｒｓｉｍｕｌａｔｅｄｐｌａｔｅａｕ￣ｃｏｎｄｉｔｉｏｎ[Ｊ].ＥｘｐｌｏｓｉｏｎａｎｄＳｈｏｃｋＷａｖｅｓꎬ２０１８ꎬ３８(６):１３０３￣１３０９.２５ ㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀爆㊀破㊀器㊀材㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀第４９卷第３期。
超强科普：漫谈高超音速武器及其防御
超强科普：漫谈高超音速武器及其防御高超音速飞行器是近一段时间军坛上的热点话题。
8月7日网传我国“Wu-14高超音速滑翔式导弹"(网传不做证实)试验失败;8月25日美国陆军高超音速武器(AHW)进行试射，导弹升空后4秒因故障被迫引爆。
至此中美成为了这领域全球的焦点，高超音速武器的研发拉开了21世纪空天进攻和防御对抗的大幕，势必成为未来几十年最耀眼的军事科技项目之一。
一、什么是高超音速?我们知道几十年来传统的飞机和导弹发动机在3至4倍音速时就会遇到速度瓶颈。
为了打破速度极限，人类开始研发高超音速的飞行器。
那么高超音速飞行器要有多快呢?我们说要起码达到每小时6 000千米的飞行速度，也就是5倍音速以上才算是高超音速，因为以5马赫为界的飞行气流性质不同，飞行器的设计也势必不同。
高超音速飞行器要达到5倍以上的因素，就必须使用重新设计的专用发动机，在3-4倍音速上的超音速导弹系统使用的冲压发动机，是不能直接用于高超音速飞行器的，所以研发所谓的超燃冲压发动机就是整个高超音速飞行器设计的重中之重，这类发动机如果能成熟应用到未来的高超音速飞行器中将是一场新的动力革命。
另外高超音速飞行器在跨越超音速和高超音速的时候，飞行器的控制能力要求是不同的，对飞行器的外形要求非常苛刻，因此如何设计兼容不同速度的飞行器外形和控制操作系统，让飞行器稳定的进行飞行是另一个巨大的设计难点。
二、什么是高超音速武器?最有威胁的高超音速武器一般在临近空间高度飞行。
所以我们先讲一下临近空间，临近空间是指高于一般航空器飞行高度，而又低于航天器轨道高度的空间区域。
目前，国际上对临近空间区域具体高度范围尚无统一的定义，大多数观点认为其高度下限为20 km——30 km，上限为100 km ——150 km。
这个高度区间大气层大致包括: 大部分大气平流层、全部中间层和部分热层区域。
飞行在该空间区域，既可以避免绝大多数的地面防空武器和大部分战斗机防御攻击，又可以提高军事侦察和对地攻击的精度。
轴对称结构RBCC燃烧室超燃模态燃烧性能研究
第３ ２ 卷第 １ 期
轴 对 称 结构 Ｒ Ｂ Ｃ Ｃ燃 烧 室超 燃 模 态 燃 烧 性 能研 究
汤祥 ， 何 国强 ， 秦 飞
（ 西北工业大学 燃烧 、 热结构与 内流场重点实验室 ， 陕西 西安 ７ １ ０ ０ ７ ２ ）
摘
要： 针对 以支板 火箭作 为点 火和 火焰稳 定 源 ， 燃料 支板 喷射 燃料 的轴对 称 结构 Ｒ Ｂ Ｃ Ｃ燃烧 室， 采
与冲压发动机两者 的高推重比、 高 比冲的优点 ， 具有 大空域范 围飞行 、 多模态 一体化 的特点 。Ｒ Ｂ Ｃ Ｃ超 燃模态 的稳定工作可实现大气层 内马赫数 ５以上的 巡航飞行及天地往返运输任务 ， 在军事上具有一定 的战 略意 义 ¨ 。 国内外对 Ｒ Ｂ Ｃ Ｃ超燃模态 的研究 已有多年 ， 但
油代用分子式 ， 煤油燃烧模 型采用三步简化动力学 模型＿ ９ Ｊ 。为节省计算量 ， 取燃烧室 １ ／ ４区域进行对 称计算 ， 并对支板火箭 出口、 燃料支板、 壁面区域进
行 局部 加密 ， 计算 网格 总数 为 ８ ５万 。图 ２给 出了超
燃 烧 室采 用 轴对 称结 构 的很 少提 及 。而 在高 超声 速
１ 燃 烧 室构 型
试验用燃烧室构型如图 １ 所示 ， 由设备喷管 、 隔
离段 、 支板 火箭 、 燃烧 室 和扩张 段组 成 。燃烧 室 由两 段组 成 ， 第 一 段为 等 直结 构 ， 第 二 段 扩 张 半 角 为 １ ． ６ 。 。在第 一段 燃 烧室 出 口与第二 段燃 烧 室入 口处 有 一个 环 向 的后 向台 阶 ， 径 向深 ５ ｍｍ。在距 第一 段 燃 烧 室入 口 ６ ０ ｍｍ 处 沿周 向均 布 ４个 后 掠 型 燃 料
高超声速飞机2小时打遍全球
高超声速飞机2小时打遍全球作者：暂无来源：《华声·观察》 2013年第12期郑江安IC能够从常规跑道起飞，可重复使用，可携带5400公斤载荷在2个小时之内对1 6650公里外的目标实施打击……美军的真正目标是拥有类似HCV这样的高超声速飞机，并伺机向技术难度更大的空天飞机往返系统进军。
最近，美国空军的X-51A“乘波者”试验飞行器完成了4次试飞计划中的最后一次，实现了以吸气式超燃冲压发动机为动力的5马赫持续高超声速飞行的目标。
这标志着美国在高超声速飞行器研发领域又向前迈了一步。
但人们更为关心的是未来美国的军用高超声速飞机能否在2小时内飞抵全球任何地区，执行实时侦察、远程快速部署和精确打击任务。
方案：从飞机到导弹高超声速技术是以吸气式发动机或组合发动机为动力、在大气层内实现速度大于5马赫的持续飞行的技术。
由于其所带来的军事价值与经济价值巨大，美国、俄罗斯等国家一直在矢志不移地研究，并制定了许多高超声速技术发展计划。
特别是美国，从1985年起，一些研究机构便根据国防部预研局( DARPA)的提议，开始实施“国家空天飞机计划”( NASP)。
该计划的目的是开发一种可完全重复使用、单级、以超燃冲压发动机推进、水平起降的空天飞机。
其最重要的工作内容是开发一种可提供高超声速飞行状态的超燃冲压发动机E22A，并研制X-30验证机。
然而，由于该计划提出的目标过于庞大，耗资过于巨大，技术过于复杂，使其一开始就留下了阴影。
1995年，耗资数百亿美元、历时10年之久的NASP计划宣告停止。
后来，美国在总结NASP计划正反两方面经验的基础上，对于发展和应用高超声速技术采取了更为稳妥、循序渐进的策略，并制定了近期、中期和远期目标：近期目标是发展高超声速巡航导弹；中期目标是发展高超声速飞机；远期目标是发展跨大气层飞行器和空天飞机。
1996年，国防部高级研究计划局( DAPPA)制定了“快速反应导弹演示”( ARRMD)计划，目的是研制一种采用碳氢燃料的超燃冲压发动机、速度6~8马赫、最大射程800～1200公里的高超声速导弹武器。
燃料电池技术及应用PPT课件
• 燃料适用范围广
燃料电池的优点
• 积木化强 规模及安装地点灵活，燃料电池电 站占地面积小，建设周期短，电站功率可根据 需要由电池堆组装，十分方便。燃料电池无论 作为集中电站还是分布式电，或是作为小区、 工厂、大型建筑的独立电站都非常合适
再生氢氧电池（AFC）
再生氢氧燃料电池 将水电解技术(电能 +2H2O→2H2+O2)与氢 氧燃料电池技术 (2H2+O2→H20+电能)相 结合 ,氢氧燃料电池的燃 料 H2、氧化剂O2可通 过水电解过程得以“再 生”, 起到蓄能作用。可 以用作空间站电源。
熔融碳酸燃料电池（MCFC）
熔融碳酸盐燃料电池是由 多孔陶瓷阴极、多孔陶瓷电解 质隔膜、多孔金属阳极、金属 极板构成的燃料电池。其电解 质是熔融态碳酸盐。 反应原理示意图如下：
这种燃料电池以甲醇为能量来源。
这种燃料电池以甲醇为能量来源，手机， 笔记本电脑将不再用充电。
固体氧化物燃料电池
• 固体氧化物燃料电池采用固体氧 化物作为电解质，除了高效，环 境友好的特点外，它无材料腐蚀 和电解液腐蚀等问题；在高的工 作温度下电池排出的高质量余热 可以充分利用，使其综合效率可 由50%提高到70%以上； 它的燃 料适用范围广，不仅能用H2，还 可直接用CO、天然气（甲烷）、 煤汽化气，碳氢化合物、NH3、 H2S等作燃料。这类电池最适合 于分散和集中发电。 其工作原理如图所示：
净输出功率100kw最大稳定输出功率120kw峰值输出功率150kw电压300480v可以根据用户要求调整电流0400a能量转化效率4552燃料存储方式高压铝内胆碳纤维缠绕环氧树脂浸渍的储氢罐燃料类型气态氢操作环境温度050相对湿度095工作温度6080工作压力常压物理特性长宽高1040mm680mm690mm2重量560kg不包括驱动电机噪声76db120kw第三代燃料电池大巴发动机30燃料电池的出现与发展将会给便携式电子设备带来一场深刻的革命并且还会波及到汽车业住宅以及社会各方面的集中供电系统
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碳氢燃料超燃研究与应用 关键词：燃料发动冲压压发
0 前言 近年来，超燃冲压发动机研制水平已提高到一个新的阶段。目前，国外一些高马赫数(Ma0=6～8)的地面试验设备已经建成，可以用来进行超燃冲压发动机连管试验和自由射流试验。同时，在计算技术(CFD)、高超声速空气动力学、高温材料与结构、气动热力学与燃料、测量技术和飞行试验等领域也取得了很大的成就，从而为超燃冲压发动机的应用铺平了道路。在今后10年左右的时间内，碳氢燃料(煤油)超燃冲压发动机将会得到大力发展，用来作为飞行马赫数7以下的低成本、远程高超声速巡航导弹的动力装置［1］。同时，双燃料(碳氢燃料与氢)超燃冲压发动机也将得到大力发展，用来作为远程高超声速无人驾驶侦察机、试验飞行器和未来空天飞机的动力装置。由表1可见，超燃冲压发动机所使用的燃料种类是决定发动机结构与应用领域的主要因素之一。对导弹武器来说，燃料的体积、贮存性、安全性和使用方便性是受到严格控制的，宜用贮存性好的碳氢燃料，而不宜用双燃料(碳氢燃料和氢)，更不宜用氢作燃料。如果用煤油作燃料，对超燃冲压发动机而言，存在的主要问题是煤油的可燃性较差，点火延迟长。例如，对于飞行高度h=30km，飞行马赫数为6的高超声速飞行，燃烧室内流动的典型马赫数为2，燃烧室的典型长度在1.0～1.5m之间，气流通过燃烧室的时间非常短，小于2ms。在如此短的时间内要使煤油雾化、蒸发、点火与充分燃料是不可能的，因为煤油的点火延迟较长，在0.05～0.1MPa下，600～1000K范围内，点火延迟约10ms左右。为解决普通碳氢燃料和吸热型碳氢燃料的点火延尺问题，需要采取特殊可行的措施［2］。 表1 主要的超燃冲压发动机类型与特性 Table 1 Main types of scramjet and characteristic 发动机类型 双燃式冲压发动机 双模态冲压发动机
燃 料 碳氢燃料(煤油) 或吸热型碳氢燃料 双燃料(煤油和氢) 氢(H2) 飞行Ma数范围 2.5～6.5 2.5～14(～16) 2.5～14(～16)
用 途 导弹或军用飞行 高超声速飞机或 空天飞机 高超声速飞行器或 空天飞机
燃烧状态 亚燃工况(Ma=2.5～5.0) 超燃工况(Ma＞5.0) 亚燃工况 (Ma=2.5～5.0， 采用煤油)； 超燃工况 (Ma=5.0～6.5， 采用煤油，Ma＞6.5， 采用氢) 亚燃模态 (Ma=2.5～6.5) 超燃模态(Ma＞6.5)
点火型式 预燃室/高温富油燃气 氢点燃煤油 氢可自燃 转级方式 可调几何喉道 热力喉道 应用可能大 不大 性 备 注 *导弹也采用单一超燃工况 的超燃冲压发动机(DCR)， 其飞行Ma数范围在4～6左右。 *导弹可采用可抛几何喉道。 *属称双模冲压发动机 (Dual Mode Ramjet)。 *具有双燃料、双燃工况和 可调几何喉道的特点。 *属称双模态超燃冲压发动机 (Dual Mode Scramjet)。 *有热力喉道的特点。
1 碳氢燃料的超燃特性与应用范围
1.1 普通碳氢燃料(煤油、大比重煤油等)点火与燃燃特性 如上所述，为保证煤油能在超声速气流中雾化、混合、点火、稳定燃烧和在燃烧室中较短的停留时间(小于2ms)内能完全燃烧等要求，过去国外曾提出过多种解决办法，如在煤油中加入添加剂和引燃剂。但这种办法不宜采用，也不解决问题，反而引起价格昂贵、后勤复杂，有毒等问题；也有采用等离子点火器与催化剂来帮助点燃煤油，但是由于油气在燃烧室停留时间极短，所以采用这种办法也不能解决煤油的稳定燃烧问题，反而需要附加能源系统而变复杂，更不能解决在较低飞行Ma(如4～5)状态下的煤油超燃点火性能。针对上述情况，别列格(Billig)等学者提出一种高温富油燃气超燃方案［3］，来解决煤油的超燃点火稳定燃烧的问题。通常将这种方案称为双燃烧室方案。先将煤油喷入“突扩型”亚燃室内燃烧，变成高温富油燃气，然后再喷到超声速空气流中点燃与稳定燃烧，并具有较短的化学反应时间，而且，也能保证煤油冲压发动机在较低的接力飞行马赫数Ma=4(燃烧室进口空气流静温为523K左右)状态下超燃工作。事实上，上述方案是一种冲压管道补燃的方案［4］，先将煤油与空气(部分)在亚燃冲压发动机中预燃，形成高温富油燃气，再喷入到超声速管道燃烧室中补燃，从而解决了液态煤油超燃的困难。 图1显示一种高温富油燃气流与超声速空气流平行的流动状态。高温富油燃气来自突扩型亚燃燃烧室，燃气流出口马赫数为1.2，超声速空气流的马赫数为2.13。这两股平行气流在剪切层内混合与燃烧［2］。由于富油燃气温度超过1600K左右，在剪切层内富油燃气着火与稳定燃烧是很容易实现的。而超燃效率主要受富油燃气的混合过程控制。由于两股气流的温度、密度及速度之间存在差异，剪切层内会出现大尺度涡，可以增强混合过程；另一方面两股平行气流之间存在一定厚度的台阶，气流将发生有限膨胀与压缩，除了膨胀波与压缩波外，还存在回流区。两股气流间回流区的影响与波系相互作用和高温富油燃气补燃放热的结果，都会增加剪切层的扩张角，有利于强化燃烧。 图1 高温富油燃气和煤油喷孔的示意图 Schematic of injectors of fuel-rich gas and kerosene 在工程应用计算中，通常采用壁面静压沿流向分布规律和已知的面积A（x)变化值，来研究沿气流流向的热释放分布、总的放热量、燃烧区内沿程的流动参数变化和超燃室出口处气流参数。图2［5，6］表示二种不同模拟气流总温状态下所测得的壁面压力沿程分布。图2中较低的压力点代表相对应的冷态(无化学反应)试验的壁面压力。由图2可见，冷态压力分布规律与燃烧试验的压力分布规律相似，但压力值较低，流动状态的变化仅仅是由于通道面积变化和壁面摩擦作用引起的。根据动量守恒和质量守恒方程，可按试验结果求出理论计算值，确定总压恢复系数、加热量和燃烧效率。图3显示煤油超燃效率与燃料当量比(ER)的关系。由图3可见，燃烧效率大致在当量比ER=0.33～0.42范围内达到最大，效率可达0.5～0.68之间，而总压恢复系数也在0.45～0.55之间。
图2 煤油-空气(DCR)壁面压力测量值与理论值比 较，(a)模拟Ma=4总温，(b)模拟Ma=6总温 Fig.2 Comparison of experimental and theoretical wall pressures, (a) Simulating, Tt of Ma=4, (b) Simulating Tt of Ma=6
图3 燃烧效率与燃料当量比关系 (a)模拟Ma=4总温，(b)模拟Ma=6总温 Fig.3 Equivalence ratio vs. Combustion efficiency for supersonic combustion (a) Simulating, Tt of Ma=4, (b) Simulating Tt of Ma=6 如果在图1所示的侧壁处，向超声速空气流中喷入一部分煤油(约占总的油量0.3左右)，则对模拟Ma=6的总温状态的超燃试验来说，可以强化燃烧，改善超燃性能，如图4所示。 图4 壁面静压分布 Fig.4 Measured wall static pressure distributions 1.2 吸热型碳氢燃料点火与燃烧特征 理论上可使液态碳氢燃料对飞行器和发动机本体进行冷却，在吸收大量热量后，变成气体氢和小分子量的气态碳氢化合物混合燃料，进入到超燃室后，与超声速空气流混合，实现氢点燃小分子量的气态碳氢化合物，达到液态碳氢燃料的超燃目的，通常称这种燃料为吸热型碳氢燃料。但是，吸热型碳氢燃料需在超过燃料闪点足够高的蒸发温度，以高压催化裂解，才能分裂成氢和小分子量的碳氢化合物。根据C7H14高压催化裂解的试验显示，C7H14需在镀铂内表面的高压反应容器内，用1200K的热空气加热，才能将80%的燃料转化为气态C2H4和H2，与此同时会在热量交换的流动壁面产生积碳，以致堵塞通道。 热交换反应器的多次试验出现了严重的“声振”现象，引起灾难性的失败。吸热型碳氢燃料的再生冷却系统与燃烧室系统之间会出现系统不稳定性。这种不稳定性常常出现在碳氢燃料的热力学临界点附近。 吸热型碳氢燃料的点火是靠裂解后分离出来的气态氢H2。这些气态氢的数量不能低于点燃气态甲烷、乙烯所需要的最小氢气量。根据试验结果表明，吸热型碳氢燃料的点火，尚需要一个小的点火源，来帮助气态甲烷或乙烯点燃和稳定火焰。 因此，目前，采用吸热型碳氢燃料尚存在着较大的技术风险［7］。 1.3 碳氢燃料超燃冲压发动机应用范围 超燃冲压发动机的性能决定了超燃冲压发动机的应用范围。发动机性能的理论计算结果显示，氢超燃冲压发动机可以作为单级入轨的空天飞机的动力装置，而煤油超燃冲压发动机较适宜于作为飞行马赫数Ma=6～7范围内高超声速飞行器的发动机［8］(如图5～6所示)。
图5 推力系数CT与来流Ma和部件性能关系 Fig.5 Thrust coefficient CT as a function of Ma and component performance estimate 图6 有效(CT)eff与Ma关系(等动压头飞行轨迹) Fig.6 Effective thrust coefficient (CT)eff versus Ma with constant q0 trajectory 由表1显示，弹用超燃冲压发动机主要是采用煤油作燃料。由于液态煤油很难实现超燃过程，通常需采用小型亚燃室(预燃室)，用来点燃与稳定火焰，保证发动机正常工作。 为了拓宽发动机的工作范围，煤油冲压发动机需要采用可调几何喉道的办法，实现亚燃和超燃工作过程，以保证冲压发动机在飞行Ma0=2.5接力时，具有足够的推力，用来加速飞行器。由于导弹是一次性使用的武器，因此弹用煤油冲压发动机可采用可抛式的几何喉道，(如图7所示)，实现亚燃与超燃双工况。也可直接采用单一的超燃工况，如将导弹助推到飞行Ma0=4时，冲压发动机超燃工况开始接力与加速，直到巡航飞行Ma0=6左右。
图7 二元双燃式超燃冲压发动机工作过程， a.亚燃工况；b.转级状态；c.超燃工况 Fig.7 Work process of dual-mode ramjet,(a)subsonic combustion; (b)transition; (c) supersonic combustion
2 碳氢燃料超燃数值模拟 在设计和分析中，数值模拟能够用来确定整体流场的性能，用来估计和预示系统的工作特性，作出对设计工况的评估，决定设计的优化程度和建立设计数据库［1］。对于非设计工况的流动状态而言，更需要进行性能计算和了解整体流场变化的动态特性。 应消除对数值模拟方法的某些误解。摸拟不可能是真实的。如果数值模拟所达到的计算结果在所求的精度范围之内，则这种模拟方法是可以接受的。但是，很难估计模拟计算的误差。由于CFD方法中计算与流体动力学本身的不可靠性，如湍流模型，化学反应动力学模型，化学反应对湍流的影响，化学反应与激波关系等，都会直接影响计算结果。因此模拟计算的应用范围和精度是有限的。当然，根据可靠的试验结果，需要不断地完善和发展与流体力学和化学反应动力学的模型，增加模拟计算方法的可靠性。 早期的超燃数值模拟计算主要是计算氢气射流在超声速气流中的化学反应过程。80年代有关文献发表了喷嘴沿超声速主流横向排列，垂直喷射氢气的流场数值计算，以及台阶后喷射氢气的流场数值计算，先用简单的氢氧几步化学反应模型，后来的研究包括了把氢氧完全反应的化学模型，多达几十个有关的化学反应式和十几种化学组分。