[中学教育]高超声速吸气发动机燃气模拟装置

[中学教育]高超声速吸气发动机燃气模拟装置 高超声速吸气发动机燃气模拟装置 陈宏～李进平～单希壮～董志成～吴松～俞鸿儒 (中国科学院力学研究所，北京市北四环西路15号 100190) 摘要: 本文阐述了用于提高冲压发动机在高马赫数飞行条件下的推力，而发展的简单可靠的催化复合效应实验研究所需要高温燃气的产生;进行了理论与数值计算;成功研制了一座能产生高温空气与气态燃料燃烧产物的高温燃气激波风洞实验装置，并得到了压力为20大气压，温度为3200K，定常实验时间约为17ms且状态参数稳定的实验结果。 关键词: 爆轰驱动;激波管;冲压发动机;催化复合 学反应释放出的热能的相当部分转化为燃气的0( 引 言 离解能。这些离解能在长度受限的尾喷管中难以 [3]。 复合形成推力依据燃烧室中气流流速是亚声速和超声速， 超燃冲压发动机将高超声速气流降为较低冲压发动机分为两种类型:亚燃和超燃冲压发动 马赫数的超声速流，因而气流升温小得多。上述机。两者的原始概念都是法国人Rene’Lorin于 [1]亚燃冲压发动机推力特性的缺陷便被缓解，具有1913年同时提出的。亚燃冲压发动机进展顺 成为高超声速推进发动机的前景。从上世纪五十利，1949年出现了性事件，首次实现了以 年代开始，世界上各发达国家都很重视并开展这这种发动机为动力的飞行。当飞行器爬升到 [2]项研究工作。1960年前后中科院力学所钱学森7.9km时，飞行马赫数达到0.84。 所长曾安排吴仲华先生开展这项研究。虽然因当 时条件限制而未能坚持下去，但可看出我国也很但是亚燃冲压发动机的推力，当飞行马赫数中国科学院交叉学科项目和国家自然科学基金资助项目(90605006，10621202) 重视这项工作。迄今已过去半个世纪，虽然已投超过4以后便随着马赫数增加而急剧下降。因此 入巨额经费，开展了大量工作，但是难度大大超难以满足高超声速飞行器推进需求。这种推力特 出人们当时的预料。到目前为止，无论国外还是性是由于高马赫数气流减速为亚声速时，气流温 国内，超燃冲压发动机离实用要求仍有一定距度升得很高，致使喷入的燃料与高温空气发生化 离，还需要刻苦攻关。 [4]俞鸿儒首次提出采用新的途径去克服亚为满足判断催化复合提高发动机推力的设燃冲压发动机在高马赫数飞行条件下推力急剧想是否正确，初步确定催化剂有效性，观察增大下降的缺陷。即推力的潜力等要求，需要通过实验进行验证。基在不改变亚燃冲压发动机燃烧室 本思路如下:在不改变其燃烧室内流动状态和燃内气流流动状态下，对燃气中的离解生成物进行 催化，促使其在尾喷管中快速复合对外做功。从烧方式条件下，增加催化，使燃气中离解生而增大亚燃冲压发动机在高马赫数范围的推力，成物在喷管流动过程中温度逐步下降时迅速复使其具有满足高超声速飞行器推进要求的能力。合，增大发动机推力。本文探讨并建成一座简易对于超燃冲压发动机，在更高马赫数飞行条件实验设备，采用力学所独创的双爆轰驱动段技术 [5-6]下，也会出现同样的现象。本项研究如获得成功，，直接产生了热力学参数和组分满足要求的对超燃冲压发动机性能改善也有作用。实验燃气。 目的研究;2) 激波管加热空气可以产生很1( 实验原理与数值分析 高温度的洁净空气，但实验时间极短很难再与燃 料均匀混合并充分燃烧，需要新建一座大型的专1.1 实验方案与原理 用风洞来延长实验时间，建这种风洞不仅耗资太 为了实验研究吸气式冲压发动机尾喷管的多，而且还存在一些关键难点有待突破;3) 爆推力，需要在尾喷管的入口产生热力学参数和组轰驱动方案:将常温空气和燃料按照实际比例预分及实验时间符合要求的高温燃气。通常可采用先充分混合，然后用爆轰的方式充分燃烧产生热如下几种方案(如图1所示):1) 空气加氢补氧力学参数和组分满足要求的实验燃气。燃烧方案，优点是实验时间比较长，但产生的燃 组分不符合催化实验要求，因此不适用于本项气 膨胀加速高速气流燃料喷入燃烧0 实际情况Ma T ? ?尾喷管均匀混合 空气+氢气膨胀加速燃料喷入燃烧1 燃烧方案尾喷管补氧气均匀混合 高温空气膨胀加速燃料喷入燃烧2 激波管加热尾喷管(激波加热)均匀混合 预混气体膨胀加速强爆轰3 双爆轰驱动(选用)尾喷管常温、组分适当 图1 几种高温燃气产生方案 t 5中心稀疏波试验时间8 3TR24接触面7爆轰波爆轰波Taylor波14i延迟时间x点火管卸爆膜尾喷管主膜副膜 卸爆段爆轰驱动段爆轰被驱动段 图2 双爆轰驱动产生高温燃气实验原理 为了使该燃气具有很高的温度(大于较激波管特征尺度小得多，本文主要讨论爆轰波3000K)和较长的定常时间，需要在激波管内采前后的气体动力学特性，所以在数值模拟中采用用双爆轰驱动方式，其工作原理见图2所示。在二维轴对称控制方程，并应用简化的二阶段反应驱动段主膜片附近点火后产生一个较强的爆轰模型来近似爆轰波的化学反应过程，控制方程如波向上游传播，驱动段中的气体经过爆轰波和紧 下: ,,,UFUGU()()随的Taylor稀疏波产生足够高的温度和压力， (1)，，，,SSc,,,txr使被驱动段中的混合气体直接起始爆轰，并产生 没有Taylor稀疏波的CJ爆轰波或过爆轰波并在 T端末形成符合缝合条件的反射激波，从而在P5其中变量，对流通Uuve,(,,,,,),,,,,,,区形成所要求高温燃气。通过调节驱动段中的混量 合气体组分和驱动段与被驱动段初始压力之比，2TFuupuvepuuu,，，(,,,(),,),,,,,,,来改变P5区燃气温度和压力，并保持缝合条件 以尽可可能的延长实验时间。卸爆段是用来缓解T，，S,(0,0,0,0,,),,，化学反应源项。在以,,c驱动段爆轰波产生的超强压力及反射波对实验 ,p上各式中、、、、分别为混合气体的uve气体的不利影响。 密度、压力、径向和轴向的速度、单位体积混合为了慎重起见，在确定实验方案之前我们首 先进行了理论分析与数值计算。气体的总能。,、分别为诱导反应进行度和, ，，,,放热反应进行度;、分别为诱导和放热,,1.2 控制方程与数值计算方法 反应速率。 [7]气相爆轰实验观察结果表明:沿爆轰波阵面本文采用M Sichel等人提出的考虑多个组传播的一系列横向波相互作用，形成的爆轰波结分的两阶段化学反应模型。这种改进的反应模型构非常复杂，然而由于爆轰周期性的非定常结构与早期两阶段反应模型的主要区别是它考虑了 1.3 数值分析结果化学反应前后组分变化对爆轰的影响，并以气体 组分的变化来描述化学反应的进行，而不是用活尾喷管前驻室的实验气体选用空气加氢气化能。在本文中，对于氢氧混合气体的化学反应充分燃烧且氢气与空气中的氧气初始当量比为考虑8个组分的变化，它们分别为H、O、O、22化学恰当比，驻室温度和压力条件之一为:H、OH、HO、HO、HO。2222T=3000K、P=1.8MPa。根据驻室条件和延长实55 验时间所需的激波管缝合运行条件，通过大量的混合气体单位体积总能: 计算给出了利用双爆轰驱动激波管运行的最佳 ,22 (2)初始状态参数(见表1)。其中驱动段选用加氢e,h,p，(u，v),2气和加乙炔两种混合气体，均可达到同样的驱动 效果。图3为在上述初始条件下计算得出的激波混合气体比焓: 管密度等值线x-t图，该图给出了气体密度随空N间位置和时间的变化规律。爆轰波在膜片处起 (3)h,Yh,ii,1i始，驱动段内爆轰波向上游传播，其后伴随着 Taylor稀疏波;被驱动段内爆轰波向下游传播， 由于驱动气体起到了类似活塞的作用，其后的上式中为各组分质量分数，N为组分数，组YiTaylor稀疏波被完全消除，2区参数均匀;被驱 动段中的反射激波与接触面相互作用后，接触面，分i的焓值由多项式拟和的方法给出。、h,i, 位置保持不变，这说明满足了缝合条件，可用实，的具体形式参看文献[7]。计算格式采用姜宗,,验时间约为17ms。 [8]林于1995年提出的频散可控耗散格式 (DCD)。 表1 爆轰驱动激波管初始条件 爆轰驱动段 爆轰被驱动段 CH:N:O=1:0.7:2.2 2222初始组分 :Air=1:2.38 H2或H:N:O=2:1.2:1 222 P=0.16MPa (for CH) 4i22初始压力 P=0.05MPa 1P=0.23MPa (for H) 4i2 初始温度 T=295K T=295K 4i1 图3 爆轰驱动激波管的密度等值线x-t图 2( 实验装置与调试结果 2.1 实验装置的高温燃气激波风洞运行模式，如图4所示。喷 管采用M=6、出口直径300mm的型面喷管。为了根据催化复合实验的要求和数值计算的结 考察和研究该激波管运行状态，以便获得最佳的果，我们将JF8激波风洞进行了改造，将原Φ 驻室高温燃气参数，在爆轰驱动段和被驱动段内150mm驱动段改为卸爆段，原Φ150mm的被驱动 壁延长度方向分别安装了9只压力传感器。图5段改为辅爆轰段(也称为爆轰驱动段)，增加了 是压力测点分布图。 一个Φ100mm长10m的主爆轰驱动段(也称为爆 轰被驱动段)。形成了一个双爆轰大驱小的新颖 真空泵组1卸爆段爆轰驱动段被驱动段喷管试验段真空段真空泵组2点火管 图4 爆轰驱动高温燃气激波风洞结构图 11.1m12.4m10m1.7m ???????? 喷管 (3.05m)(2m)(4m)(3m)(3m)被驱动段1.06m卸爆段爆轰驱动段0.235m(Φ100)(Φ150)(Φ155) 测点1测点2测点3测点4测点5测点6测点7,8 图5 压力传感器测点分布图。 2.2 实验调试结果 作为典型飞行状态，在高度为30公里，飞体。具体组分和初始条件见表1;爆轰被驱动段行马赫数为6时，冲压发动机入口空气总温为的参数始终是氢气/空气=1/2.38，初始压力为1860K,总压为1.85Mpa，根据初步计算该高温空0.05MPa。图6和图7分别是驱动段加氢气和加气与常温氢气等压燃烧后的总温可达3000K。再乙炔混合气体爆轰驱动的典型激波管运行状态根据双爆轰驱动原理的计算结果，分别在爆轰驱各测量点压力随时间变化的测量结果。动段用加氢气和加乙炔的混合气体作为驱动气 图6 激波管运行状态各测点压力随时间变化曲线 (驱动段H:N:O=2:1.2:1，P=0.23MPa;被驱动段H:Air=1:2.381，P=0.05MPa，T=T=303K) 2224i214i1 图6中?,?依次是爆轰驱动段中从起爆点开始沿爆轰波传播方向的压力随时间变化的测量结果;?,?依次是爆轰被驱动段中从破膜开始沿爆轰波传播方向的压力随时间变化的测量结果，?点为最末端(5区)压力曲线，可以看出5区获得了16.5ms的定常值，平台压力值为1.8MPa。温度可通过测量被驱动段爆轰波的传播速度，并结合爆轰波和激波关系式换算得到约3200K。 No.07083 图7 激波风洞运行状态各测点压力随时间变化曲线 (驱动段CH:N:O=1:0.7:2.2，P=0.16MPa;被驱动段H:Air=1:2.38，P=0.05MPa,T=T=303K) 22224i214i1 图7 给出了爆轰驱动段用乙炔作为燃料的[5] CHEN Hong, FENG Heng, YU Hongru, Double detonation 驱动结果。从压力测点?的结果可以看出P5区drivers for a shock tube/tunnel, Science in China Ser. G Physics, 压力定常值长达约17.6ms。说明用乙炔作为驱Mechanics & Astronomy, 2004,47(4):502-512动燃料比用氢气可获得更长的实验时间。这是因 为与氢气相比乙炔混合气体爆轰之后压力高但 [6] 李进平，姜宗林，陈宏等，激波管双爆轰驱动段性能的数值温度低，因此驱动段中爆轰波从卸爆膜片处的反 计算模拟研究，力学学报，2007，Vol.39(3): 343-349射波在温度较低的气体中传播速度低，从而达到 P5区的时间晚，因而使P5区气体参数有更长的 [7] Sichel M et al. A two-step kinetics model for numerical 定常时间。 simulation of explosions and detonations in H2-O2 mixtures, 3( 结论 Proc. R. Soc. London A, 2002, 458: 49-82 [8] Jiang Zonglin. On dispersion-control principles for 实验结果和计算结果均表明:通过采用双爆non-oscillatory shock-capturing schemes and its applications. Computational Fluid Dynamics Journal, 1995, 4(2): 137-150. 轰驱动段技术，即通过一个强爆轰驱动另一个爆 轰，成功地研制出能产生空气与气态燃料燃烧产 物的高温燃气激波风洞实验装置，获得了压力为 20大气压，温度为3200K，定常实验时间约为 17ms且状态参数稳定的实验结果;实验结果还 表明，与氢气相比用乙炔作为驱动气体可获得更 长的试验时间。该实验条件的建立为下一步增大 冲压发动机推力的催化复合实验研究提供了基 本实验条件。 参 考 文 献: [1] Dugger GL, Ramjets, AIAA Selected Reprint Series, Vol. ?,New York, June 1969 [2] Leduc R. Eerly Work and Latest Realizations with Ramjet Engines, Jet Propulsion, Vol27, No1, Jan 1957 [3] Heiser WH & Pratt DT, Hypersonic Airbreathing Propulsion, AIAA Education Series(p23),Published by AIAA Inc, 1994 [4] 俞鸿儒，李斌，陈宏，克服“高超声障”的途径，力学进展， 2007，Vol.37(3): 472-476