2. 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;
3. 北京动力机械研究所，北京 100074
2. SKL of High-Temperature Gasdynamics, Institute of Mechanics, CAS, Beijing 100190, China;
3. Beijing Power Machinery Research Institute, Beijing 100074, China
近年来, 高Mach数超燃冲压发动机技术引起了越来越多的关注.国外有些把飞行Mach数Ma=5~10的超燃冲压发动机称为中等范围超燃冲压发动机, 而把飞行Mach数Ma≥10的超燃冲压发动机称为高Mach数超燃冲压发动机[1-3], 国内一般将飞行Mach数Ma≥7的发动机称为高Mach数发动机[4-7].考虑国内超燃冲压发动机技术的研究状况, 本文高Mach数冲压发动机专指飞行范围Ma≥7的超燃冲压发动机. 2004年11月, 美国X-43A高超声速飞行器在第3次飞行试验中达到最高飞行Mach数Ma=9.6, 创造了吸气式冲压发动机的最快飞行记录, 引起了世界范围内的广泛关注[8-9].
高Mach数(Ma≥7)超燃冲压发动机技术是下一代低成本可重复使用、天地往返飞行器的核心技术之一.高Mach数飞行情况下, 超燃冲压发动机燃烧室的流动速度要远高于常规中等范围超燃冲压发动机, 其燃烧室入口流动速度Vc=1 500~2 500 m/s.在如此高燃烧室流动速度下, 发动机的燃料混合和燃烧组织技术面临着更为艰巨的挑战.液体碳氢燃料等点火延迟时间较长的燃料在燃烧室高速流动中不能快速释热, 在高Mach数超燃冲压发动机的应用受到限制.氢燃料和小分子量的气相碳氢燃料可能是高Mach数超燃冲压发动机燃料的首选, 如澳大利亚Hyshot和Hycause项目均使用了氢作为超燃冲压发动机的燃料[10-13], 美国HIFiRE项目明确不使用裂解重碳氢燃料, 在试验中采用了64%乙烯+36%甲烷模拟部分气相裂解JP-7燃料[14-15].
中等Mach数(Ma≤7)下超燃冲压发动机通常采用壁面凹腔[16-17]、中心支板[18-20]、后掠斜坡或台阶涡发生器[21-23]等促进燃料与空气的混合, 并起到稳定和驻定火焰的作用, 燃料在这些结构的上游以垂直或斜向喷入燃烧室.通常情况下, 高Mach数情况下超燃冲压发动机燃烧室入口的设计Mach数Mac>3.5, 比常规的超燃冲压发动机要高, 常规的壁面凹腔、中心支板和后掠斜坡或台阶可能产生较为严重的气动阻力, 大大降低超燃冲压发动机的推力.探讨和探索适合于高Mach数飞行条件的超燃冲压发动机燃烧组织方式是当前值得研究的课题.
另一方面, 在超燃冲压发动机地面风洞实验中, 为使实验气流达到较高总温从而模拟高Mach数飞行工况, 需要对来流气流进行加热, 最为常见的方式是采用燃烧加热、电弧加热等.这些风洞的试验来流中含有较多的燃烧成分, 带来发动机性能差异和天地试验数据差异, 该效应称为污染气体效应[24], 污染气体效应是超燃冲压发动机的重要研究课题, 有诸多的研究工作报道[25-30].高Mach数(Ma≥7)情况下, 地面试验风洞的污染气体效应将更为严重或不能被接受.地面试验中能否在保证来流总温的条件下, 避免来流中污染气体成分的影响, 对高Mach数超燃冲压发动机试验结果的天地一致性问题也是一个挑战.
1 燃料点火延迟特性分析根据高Mach数超燃冲压发动机设计需求, 需要对氢气和甲烷的点火延迟时间进行计算和分析.文献[31-32]给出了氢气和甲烷在800~2 400 K, 压力在1~3 atm范围内的自点火延迟时间的经验关系式.氢气自点火延迟时间经验公式如下式所示
| $ \tau ({\rm{ \mathsf{ μ} s}}) = 1.54 \times {10^{ - 4}}{\left[ {{{\rm{H}}_2}} \right]^{0.14}}{\left[ {{{\rm{O}}_2}} \right]^{ - 0.56}}\exp \left( {\frac{{8643}}{T}} \right) $ |
甲烷自点火延迟时间经验公式如下式所示
| $ \tau ({\rm{ \mathsf{ μ} s}}) = 1.19 \times {10^{ - 12}}{\left[ {{\rm{C}}{{\rm{H}}_4}} \right]^{0.48}}{\left[ {{{\rm{O}}_2}} \right]^{ - 1.94}}\exp \left( {\frac{{23316}}{T}} \right) $ |
以上公式[X]表示组分的摩尔浓度, 单位为mol/cm3.由此可以计算出氢气和甲烷在1 atm、恰当比情况下的自点火延迟时间, 如图 1所示.可以看到甲烷的点火延迟时间比氢气长很多, 因此高Mach数情况下, 气相碳氢燃料单独作为高Mach数超燃冲压发动机的燃料对燃烧释热速率有较大限制, 氢气燃料或者氢气+小分子量气相碳氢混合燃料是该飞行范围超燃冲压发动机燃料的必选.本项实验工作中, 主要探索和尝试氢燃料超燃冲压发动机的实验可行性.
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| 图 1 1 atm下恰当比的氢气与甲烷点火延迟时间 Fig.1 Ignition delay of hydrogen and methane in air |
高Mach数情况下, 超燃冲压发动机入口气流Mach数较高, 任何向上游方向突起的结构将产生较强的激波损失, 导致发动机内流阻力激增.有别于常规超燃冲压发动机中广泛使用的壁面凹腔、中心支板和后掠斜坡混合和燃烧强化措施, 本文提出了一种燃料射流/双突扩燃烧组织方案, 如图 2所示.该方案中, 燃烧室采用双突扩结构, 在突扩台阶上游氢气燃料以射流方式注入, 形成了燃料射流和双突扩流动结构, 增强燃料与空气流的掺混作用, 并在燃烧室中形成驻定的稳定燃烧火焰.
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| 图 2 双突扩超燃冲压燃烧室 Fig.2 Scramjet chamber with dual-step flame stabilizer |
激波风洞利用激波压缩加热试验气体, 提高气流总温总压, 使得进一步提高地面试验Mach数成为可能, 同时能够保证试验气流为纯净空气.利用激波风洞高总温纯净空气开展超声速燃烧的机理和基础研究具有特殊的优点.但是激波风洞作为一种脉冲型风洞, 试验时间一般小于30 ms, 难以用于吸气式超燃冲压发动机的实验研究[31-34]. NASA曾利用HYPULSE爆轰驱动激波风洞对X-43A模型进行了试验, 认为由试验时长不够对发动机性能产生的影响没有有效的方法修正. JF12长试验时间激波风洞是力学研究所研制的一座爆轰驱动高超声速激波风洞, 试验时间超过100 ms[35-36], 为开展高Mach数(Ma≥7)纯净空气超燃冲压发动机试验提供了基本的风洞条件.
JF12长试验时间激波风洞采用爆轰驱动产生的强激波压缩试验空气, 获得高超声速实验所需的高总温和高总压驻室空气.风洞来流覆盖飞行Mach数范围Ma=5~9, 其中Φ1.5 m喷管对应实验来流条件Ma=5~7; Φ2.5 m喷管对应实验来流条件Ma=7~9.
在本项研究中, 通过调节风洞运行参数, 把风洞驻室气体的总温分别提升至Tt=2 200 K和Tt=3 670 K, 相当于飞行来流Mach数Ma=7和Ma=9.5.风洞喷管采用Ma=6喷管, 模拟经飞行器前体压缩后发动机进气道入口的来流参数.
4 试验模型和测量技术根据现有JF12风洞试验条件, 设计了全尺度超燃冲压发动机模型, 通过更换发动机侧板实现Ma=7和Ma=10两种超燃冲压发动机内通道构型, 分别如图 3和图 4所示.
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| 图 3 Ma=7超燃冲压发动机三元进气道 Fig.3 Three-dimensional inlet of Ma=7 scramjet |
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| 图 4 Ma=10超燃冲压发动机二元进气道 Fig.4 Two-dimensional inlet of Ma=10 scramjet |
Ma=7超燃冲压发动机进气道采用三维压缩方式, 燃烧室入口设计Mach数Mac=2.5, 燃烧室内流宽度100 mm; Ma=10超燃冲压发动机进气道采用二维压缩方式, 燃烧室入口设计Mach数Mac=3.5, 燃烧室内流宽度140 mm.
进气道入口捕获高度157.2 mm; 隔离段高度40 mm, 隔离段长度261 mm; 双突扩燃烧室长度200 mm, 采用双突扩结构来稳定火焰; 扩张段扩张角8°, 长度1 095 mm.第1级气相氢燃料在第1个突扩台阶上10 mm处横向喷入燃烧室, 第2级气相氢燃料在第2个突扩台阶上游10 mm横向喷入燃烧室.超燃冲压发动机下壁面压力测点分布如图 5所示，超燃冲压发动机模型实物照片如图 6所示.
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| 图 5 超燃冲压发动机下壁面压力测点分布 Fig.5 Distribution of pressure transducers on the lower wall of the test model |
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| 图 6 高Mach数超燃冲压发动机模型(Ma=7) Fig.6 High-Mach-number scramjet model(Ma=7) |
每个燃料块上有两排小孔, 燃料呈90°垂直喷入.前后两燃料块小孔数量相同, 孔径稍有不同.前燃料块为5×Φ1.5 mm和4×Φ2 mm, 后燃料块为5×Φ1.0 mm和4×Φ1.5 mm.燃料块实物照片如图 7所示, 两排燃料孔相距20 mm, 同一排小孔均匀分布, 间距同样为20 mm.
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| 图 7 发动机燃料模块实物照片 Fig.7 Photo of engine fuel module |
在试验中同时测量燃料模块喷孔上游的燃料压力, 结果如图 8所示.由图可见, 在风洞试验中, 燃料在约180 ms的燃料供应时间内保持压力平稳.
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| 图 8 燃料喷孔上游压力测量曲线 Fig.8 Curve of pressure measured at upstream of fuel injection nozzle |
在超燃冲压发动机内流流向, 设计了27个壁面静压测点, 均位于发动机的下壁面.压力传感器采用了国产东华NS-2压力传感器.在风洞观察窗外, 安装使用了SA-4高速相机获取发动机排气火焰, 高速相机曝光时间0.5 ms.
计算和模拟结果表明, 在Ma=7状态下, 燃烧室入口的空气流动速度约为Vc=1 500 m/s; 在Ma=10状态下, 燃烧室入口的空气流动速度约为Vc=2 300 m/s.由此可见, 在高Mach数超燃冲压发动机中, 燃烧室流动速度非常高, 对燃料混合、点火和稳定燃烧提出了更为苛刻的要求.
5 结果和讨论 5.1 Ma=7条件下超燃冲压发动机实验结果(Tt=2 200 K)在Ma=7工作条件下, 激波风洞驻室气体总温为2 200 K, 驻室气体总压2.1 MPa.燃料块入口总压约为1.0 MPa.通过解决风洞同步和燃料同步技术, 成功实现了发动机的点火和稳定燃烧.超燃冲压发动机出口高速摄影照片如图 9所示.压力测点沿流向布置在发动机下壁面中轴线上, 冷态和热态实验获得的壁面压力分布如图 10所示, 横坐标原点为发动机进气道前缘.
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| 图 9 Ma=7条件下超燃冲压发动机实验照片 Fig.9 Photo of scramjet engine test at Ma=7 |
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| 图 10 Ma=7条件下冷态和热态实验发动机壁面压力分布 Fig.10 Wall pressure distributions of engine in cold and hot tests at Ma=7 |
发动机排气高速摄影和发动机壁面压力分布结果表明, 在超燃冲压发动机燃烧室内, 形成了稳定的燃烧.相对于冷态实验, 氢燃料放热使热态实验的壁面压力得到了大幅的提升.
5.2 Ma=10条件下超燃冲压发动机实验结果(Tt=3 670 K)通过提升JF12风洞驱动能力, 使激波风洞的驻室气体总温提升至Tt=3 670 K, 对应的来流Mach数Ma=9.5, 驻室气体总压2.5 MPa.燃料供给参数保持不变.实验获得的发动机出口高速摄影照片如图 11所示.发动机下壁面压力分布如图 12所示, 压力测点分布不变.
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| 图 11 Ma=10条件下超燃冲压发动机实验照片 Fig.11 Photo of scramjet engine test at Ma=10 |
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| 图 12 Ma=10条件下冷态和热态实验发动机壁面压力分布 Fig.12 Wall pressure distributions of engine in cold and hot tests at Ma=10 |
发动机排气高速摄影和壁面压力分布结果表明, 激波风洞试验成功实现了超燃冲压发动机的点火和稳定燃烧.从实验结果来看, 由于燃烧室流动速度更高(Vc≈2 300 m/s), 燃烧室燃料放热受到一定的抑制, 燃烧室压力上升幅值小, 且燃烧放热更接近发动机燃烧室下游.因此, 在较高的飞行Mach数条件下, 由于燃烧室流动速度极高, 要提升超燃冲压发动机推力和发动机性能, 面临的技术挑战更大.
6 结论在力学研究所JF12长试验时间激波风洞中开展了高Mach数(Ma≥7)超燃冲压发动机实验研究, 成功实现了纯净空气来流下地面高Mach数超燃冲压发动机点火与测量.
研究结果表明, 在风洞有效试验时间100 ms内实现了Ma=7.0和Ma=9.5超燃冲压发动机的成功点火与稳定燃烧.在Ma=7.0情况下, 燃烧室入口的空气流动速度约为Vc=1 500 m/s, 壁面压力分布实验结果显示燃烧放热靠近燃烧室扩张段上游; 在Ma=9.5情况下, 燃烧室入口设计Mach数更高, 燃烧室入口的空气流动速度约为Vc=2 300 m/s, 燃烧放热靠近燃烧室扩张段下游.结合燃烧室压力上升幅值可以看出, 较高的飞行Mach数条件下, 由于燃烧室流动速度高, 燃烧室燃料放热受到一定的抑制, 要提升超燃冲压发动机性能将变得更为困难.
致谢 本文工作得到了中国科学院知识创新工程重要方向项目和国家自然科学基金项目(11532014)的支持, 在此表示诚挚的谢意.| [1] |
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