脉冲爆震火箭发动机研究

1、脉冲爆震火箭发动机研究范玮,严传俊,李强,丁永强,胡承启(西北工业大学动力与能源学院,西安,710072摘要本文论述了脉冲爆震火箭发动机的研究现状和发展方向,介绍了西北工业大学脉冲爆震火箭发动机(PDRE研究组从2002年以来在863-702主题项目的资助下,对PDRE进行探索性研究所取得的主要成果,详细阐述了课题组在采用航空煤油/氧气为推进剂的脉冲爆震火箭发动机试验模型上攻克两相爆震起爆、稳定可控工作、PDRE加与不加尾喷管时性能测试等关键技术方面的研究进展。关键词:脉冲爆震火箭发动机;两相;起爆;性能实测;喷管增益。*1、引言脉冲爆震火箭发动机(Pulse Detonation Rocke

2、t Engine,简称PDRE是一种利用周期性爆震波发出的冲量产生推力的非稳态新型推进系统。PDRE是脉冲爆震发动机(Pulse Detonation Engine,简称PDE的一种,它自带燃料和氧化剂,由控制系统、燃料和氧化剂储存系统、点火和流动控制用附属能量系统、燃料/氧化剂喷射系统、爆震触发系统及推力壁等基本部件组成1。每个爆震循环包括推进剂填充、点火起爆、爆震形成和传播、已燃气排出和隔离气填充隔开废气几个过程。与常规液体火箭发动机连续输出推力不同,脉冲爆震火箭发动机的推力是间歇式的。随着爆震频率的增加,推力趋于稳态。与目前推进系统中常用的爆燃波不同,爆震波的特点是它能产生极快的火焰传播

3、速度(Ma4和极高的燃气压力(1.515.57MPa。火焰传播速度快意味着没有足够的时间达到压力平衡,从热力学的角度分析爆震循环更接近等容循环。显然,与以等压循环为基础的大多数推进系统相比,PDRE具有更高的热循环效率。由于爆震波能增压,对液体火箭发动机而言,可不用高压涡轮泵,从而大大降低了推进系统的重量、复杂性、成本及体积。据国外研究报道,PDRE可在025的宽广的飞行Mach数下工作1,2。由于脉冲爆震发动机具有上述独特的优点,它在军用和民用等方面具有广阔的应用前景,可能成为本世纪新型动力装置。目前美国、法国、加拿大、俄国、中国及其他国家,正在积极实施脉冲爆震发动机的研究计划。2003年5

4、月,美国GE公司在2003年度的“航空百年国际论坛(中国部分”报告资料中明确提出,下一代新型循环的航空发动机是基于PDE技术的。GE公司在PDE技术应用方面的研究方向主要有:(1以PDE代替涡喷发动机发展纯PDE发动机;(2以PDE 代替涡扇发动机的核心机发展先进大涵道比涡扇发动机;(3以PDE代替核心机和加力燃烧室发展先进战斗机用小涵道比涡扇发动机;(4以PDE吸气式加力涡轮发动机/脉*基金项目:国家自然科学基金项目(50106012,50336030冲爆震火箭发动机组合式发动机代替火箭发动机;(5以PDE代替核心机发展先进陆用先进燃气轮机。在大涵道比民用发动机方面,PDE技术的应用将使得发

5、动机售价降低25%、维护费用降低30%、发动机重量减少25%、单位耗油率降低20%。美国NASA把它列为三大全新概念(REVCON项目之一加以大力发展。98年NASA 计划以三年时间投资1亿美元研制适合于上面级和助推级的脉冲爆震火箭发动机技术,计划于2005年进行PDRE缩比试验,2009年研制出全尺寸PDRE。俄罗斯中央航空发动机研究院(CIAM打算把脉冲爆震发动机用作航空航天组合动力装置和脉冲引射器。莫斯科大学(LMSU和俄罗斯科学院高温研究所(IVTAN参加了美国的MURI计划。法国FALEMPIN公司的AEROSPATIALE MATRA 导弹部正在发展推力为50-100daN的以脉冲

6、爆震发动机为动力装置的战术导弹。由此可见,脉冲爆震发动机是本世纪非常有发展前途的动力装置,目前已成为航空航天推进领域研究的热点。由于脉冲爆震发动机有广阔的军事应用前景,西方对其关键技术严格保密,可借鉴的有用资料很少。为了掌握这项高新技术,必须积极开展脉冲爆震发动机研究工作,尽快研制出有我国自主知识产权的新型脉冲爆震发动机。本研究就是在以上的背景下进行的,其目的是探索脉冲爆震火箭发动机推进原理,突破100-1600N的脉冲爆震火箭发动机的关键技术,进行脉冲爆震火箭发动机原理性试验,为未来新型航天动力系统研制提供技术基础。考虑到燃料的实用性和安全性,课题要求采用液态燃料航空煤油和氧气作为推进剂,而

7、以往国外的研究多以气相爆震35为主。众所周知,两相爆震的起爆和控制要比单相爆震复杂困难很多,其中有大量涉及雾化、蒸发、脉冲起爆、精确控制等的关键技术需要解决。经过几年的研究探索,我们已掌握产生频率可控、充分发展的爆震波的起爆技术,PDRE试验模型工作稳定可靠。并以此为平台,进行了大量基础试验,为PDRE研制提供了技术储备。2、研究中须考虑的问题2.1 隔离气体一般存在两种爆震失败的可能7,8,一种是提前点火(或称早熟,另一种是爆燃向爆震转变(Deflagration-to-Detonation Transition,简称DDT失败(即爆燃不能转变为爆震。这两种情况均不能产生爆震波。为了防止反应

8、混合物的提前点火,避免连续燃烧,需要利用隔离气体将新鲜燃料-氧化剂混合物与高温燃烧产物隔离。在本研究最初的实验中9,没有使用隔离气体,就出现了煤油/氧气混合物提前点火的问题。在本研究的所有实验中,使用压缩氮气作为隔离气体。2.2 爆震激发在脉冲爆震火箭发动机中可靠可控地形成爆震是一个挑战。爆震形成有两个方法:直接激发爆震和利用爆燃火焰通过DDT过程形成爆震。直接激发形成爆震需要巨大的能量,这是不实用的。利用较低的能量通过DDT就可以形成爆震波。研究表明,只要在爆震管出口前能形成爆震,其比冲与直接激发爆震所得到的比冲相等10。DDT过程依赖于一些因素8,如填充过程产生的湍流,DDT增强装置以及壁

9、面传热等。常用的一个缩短DDT长度的方法是利用Shchelkin螺旋。在本实验研究中,采用液体煤油-氧气混合物作推进剂,利用低的点火能量(50mJ通过DDT过程形成爆震。2.3 供应控制以前我们的脉冲爆震实验器均采用气动阀或无阀,利用爆震室的压力升降即可实现对供应的自适应控制,整个系统简单、实用、稳定。而本研究要求采用氧气/煤油作推进剂,实验证明,由于氧气异常活泼,极易与供应管路发生化学反应,将氧气的供应管完全烧断,故必须在供应与爆震室之间采用阀门,间歇式地进油进气。本研究采用电磁阀,能精确地控制供应各种推进剂及点火的相位。2.4 头部结构以前我们的实验在头部采用切向进气模式,可以改善雾化混合

10、,提高湍流度,有利于爆震形成。但由于PDRE研究采用间歇式供应方式,阀门开启的有效时间非常短(毫秒级,若仍沿用切向进气方式,会导致推进剂没有前冲速度,在阀门开启时间内在头部打转,堆积在头部,当管壁温度升高后极易导致自燃;另一方面,含氧推进剂活泼的化学特性也会导致头部连续燃烧,所以改换头部方案,使氧气沿爆震管轴向喷射,力求使混合物喷射得最远。采用的一种PDRE头部的示意图如下所示。 图1 PDRE头部结构示意图3、脉冲爆震火箭发动机实验研究进展3.1 实验条件和系统简介基于上面的一些考虑,设计和建立了多循环脉冲爆震火箭发动机实验装置。实验装置如图2所示。供给系统包括氧气罐和氮气罐,以及挤压式煤油

11、供给系统。利用电磁阀控制氧气、燃料和氮气的间歇式供给。由控制和点火系统来控制电磁阀和火花塞工作。电磁阀开启和火花塞点火的时序如图3所示。通过流量计测量煤油和氧气的流量。爆震管由不锈钢加工而成,前后共设计和研究了两种实验模型,尺寸分别为:内径25mm,长度0.8m(实验模型和内径50mm,长度1.2m(实验模型。对于两个实验模型,点火位置都是距离推力壁150mm,都采用Shchelkin螺旋作为DDT增强装置来缩短DDT长度。 图2 实验设备简图1-氧供应系统; 2-隔离气供应系统;3- 燃料供应; 4-流量计; 5-电磁阀;6-火花塞; 7-爆震管; 8-推力传感器;9-压力传感器; 10-试

12、车台架; 11-点火和控制系统; 12-数据采集系统 图3 电磁阀和点火的时序图在实验模型中,安装了三个压力传感器。对于长度为0.8m的爆震管,三个传感器安装位置分别距离推力壁400mm,600mm和700mm。压力传感器除了用于测量压力波形外,还可以用来测量爆震波速。例如,对于速度为2000m/s的爆震波在150s内传播经过距离为300mm的两个传感器。压力传感器的响应时间为2s。因此,对传播时间测量的误差为2s,对于爆震波速的测量误差约为2%。利用力传感器(Kistler 力传感器 9331B来测量实验模型推力。数据采集系统包括一台PC机和四块数据采集卡。3.2 沿爆震管轴向压力分布和DD

13、T转变距离 图 4 不同爆震频率下的压力分布由上可见,DDT转变距离随爆震频率的增加而缩短,这主要是因为频率越高,充气速度也越高,湍流强度也越高,对液体燃料的雾化、蒸发均有好处,接近于气相反应物的爆震,DDT距离更短。对本研究的PDRE模型,采用富燃料的氧气/煤油混合物,形成充分发展爆震波的最近位置在距离推力壁0.6m附近,亦即距点火器0.45m附近。由实验得到的沿爆震管轴向的压力分布如图5所示。可见,由爆燃向爆震的转变发生在一段很短的距离内,呈现由量变到质变的特征,这与参考文献中指出的一致。 图5 沿PDRE爆震管轴向的压力分布3.3 PDRE可爆范围的实验研究PDRE的关键问题之一是必须确

14、保在发动机宽广的工作条件下在爆震室内形成可控的爆震波,这是这种发动机的根本。而一般认为爆震波的可爆范围比等压燃烧更窄,所以探索本间歇式阀门控制PDRE在不同供应条件下的可爆范围是非常重要和有意义的。目前国内外对PDRE的研究大多集中于数值模拟和进行概念验证、可行性验证试验上1-6,迄今为止,尚没有这方面的研究报道。这里将电磁阀的开启时间与整个循环的持续时间之比定义为阀门的占空比,占空比的变化实际上反映的是供应量的变化,亦即当量比的变化。本研究通过试验找出了不同煤油氧化剂供应阀门的占空比下的可爆范围,掌握了通过改变供应参数即相应地改变可爆混合物的当量比而达到对煤油/氧气两相爆震波的形成进行可靠控

15、制的规律。 图6 氧气表压为8atm时的以供应占空比表示的可爆范围 图7 产生的爆震波压力与供应占空比的三维网格图对实验模型,隔离气体氮气最小的占空比是0.2,再低就会连续燃烧,再高势必降低氧气/煤油的填充时间,影响管内爆震波的充分发展,因此固定氮气的占空比为0.2,氮气供应压力为 4 atm。设定煤油流量计的开度不变,煤油靠挤压式供应。通过调节氧气和煤油的供应表压来改变各自的流量。由于供应过程中存在沿程阻力等各种损失,故我们采用德国产Testo 445风速计直接测量爆震管出口氧气的流速,由此可计算得相应的氧气供应量,进而得到实验时相应的当量比。实验时PDRE的工作频率固定在6Hz,将氧气和煤

16、油的供应表压分别设定在8atm、3atm下。改变煤油和氧气供应电磁阀的占空比,通过采得的压力峰值判断,找到了能产生充分发展爆震波的煤油和氧气占空比范围,如图6所示,图中同时示出了产生的爆震压力(MPa和对应的当量比。将对应的爆震波压力一并表示出的三维网格图如图7。因此针对带电磁阀间歇式供应PDRE,两相爆震波的形成根本上还是与燃料/氧化剂的同步喷射和快速混合有关。3.4 未加喷管的PDRE推力和比冲测量脉冲爆震火箭发动机的推力和比冲是衡量发动机性能的一个重要指标。脉冲爆震火箭发动机其工作过程是间歇式的,周期性的,产生的推力是脉动的。脉冲爆震火箭发动机产生推力的方式和工作特点决定了测量脉冲爆震火

17、箭发动机推力的方法与一般稳态工作的涡轮喷气发动机推力测量的方法不同。本研究建立了脉冲爆震火箭发动机推力测试台架,利用力传感器直接测量发动机工作时动架的动态推力。在不带喷管的脉冲爆震火箭发动机实验模型上,进行了不同频率的脉冲爆震火箭发动机实验。在脉冲爆震火箭发动机实验模型稳定工作时,测量了燃料煤油的质量流量、氧气的体积流量和发动机推力,从而得到了在不同工作频率下,脉冲爆震火箭发动机的质量比冲。 图 8 爆震频率20Hz,实验模型推力壁压力波形目前,实验模型能够稳定工作在20Hz。爆震频率为20Hz时,其推力壁压力波形如图8所示。图9给出了在实验模型上实验测得的不同爆震频率的时均推力。图 10 给

18、出了实验模型上测得比冲。在每个爆震频率工作下,实验模型的平均推力都存在一些波动,这主要是由于爆震的随机性和测量误差引起的。实验测得的平均推力基本与爆震频率成正比。对于爆震频率10Hz和15Hz,其平均推力在58N和75N左右。对于爆震频率20Hz,实验模型的平均推力在108N左右。测得的比冲随频率有较小的变化。对于10Hz和20Hz的爆震频率,比冲均在130s左右,而15Hz时,比冲减小到115s左右,其原因有待进一步试验研究。 图 9 实验模型上实测的不同爆震频率的时均推力 图 10 实验模型上测得的比冲3.5 喷管的增推效果试验喷管实验的目的是研究不同结构形式的喷管对脉冲爆震火箭发动机性能

19、的影响。喷管能够影响爆震管的流动情况,导致循环过程的时间不同。在常规液体火箭发动机上喷管的运用研究很多。相对于在常规液体火箭发动机上运用的喷管,脉冲爆震火箭发动机的喷管以非稳态形式工作,其设计和优化需要考虑整个多循环脉冲爆震过程。爆震波到达爆震管口后,高温高压气体还具有相当大的膨胀潜力。在直爆震管后安装喷管就有可能提高循环冲量。文献12中回顾了脉冲爆震发动机喷管的研究,既有计算的也有实验研究的。为了研究喷管对发动机性能的影响,本研究进行了三种不同结构形式典型喷管(收敛喷管,收敛扩张喷管和扩张喷管,如图11的实验,测量了稳定工作在15Hz时的发动机推力。图12给出了加不同喷管时实验模型平均推力的

20、变化,图13给出了喷管对实验模型比冲的影响。对于无喷管的直爆震管,其平均推力在75N左右。对于三种不同喷管的实验模型,其平均推力分别在89N,83N和79N左右。比冲分别在115s左右(无喷管,136s 左右(收敛喷管,127s左右(收敛扩张喷管,122s左右(扩张喷管。实验表明,三种喷管均能在一定程度上增加发动机的推力和比冲。按照目前的实验结果,在三种喷管中,收敛喷管对发动机推力和质量比冲的增益最大,达到18左右。4、结 论1 成功进行了液体煤油-氧气脉冲爆震实验。两套实验模型尺寸分别为:内径25mm长度0.8m(实验模型和内径50mm长度1.2m(实验模型。脉冲爆震火箭发动机爆震频率从4H

21、z到20Hz。2 利用DDT增强装置Shchelkin螺旋,采用50mJ低点火能量,电磁阀控制煤油,氧气和隔离气体的间歇式喷注,能够有效可靠可控地实现多循环脉冲爆震实验。所测得爆震波压力接近充分发展的C-J爆震波。3 实验研究了DDT转变特点和转变距离随爆震频率的变化规律,加深了对DDT过程的理解。4 通过实验,找出了本阀门控制供应的PDRE随可调参数供应占空比的可爆范围,对相关研究有参考价值。5 通过实验研究了爆震频率对发动机实验模型推力的影响。实验结果表明,发动机推力与爆震频率基本成正比。内径50mm长度1.2m的实验模型(不带喷管在爆震频率20Hz时的平均推力达到108N。6 选取了三种

22、典型喷管,实验研究了喷管对脉冲爆震火箭发动机性能的影响。结果表明,选用的三种喷管都对发动机推力和比冲有一定的增益。在本研究的特定实验条件下,在三种喷管中,收敛喷管对推力和比冲的增益最大,达到18左右。中国航空学会第十三届燃烧与传热传质专业学术讨论会 CSAA2005-PC-002 图 11 三种不同结构形式典型喷管的具体尺寸 图 12 带不同喷管的实验模型平均推力的变化 17 中国航空学会第十三届燃烧与传热传质专业学术讨论会 CSAA2005-PC-002 图13 喷管对实验模型比冲的影响 参考文献 1 Bratkovich T E et al. An Introduction to Puls

23、e Detonation Rocket Engines (PDREs C. AIAA 97-2742, July 1997 2 Munipalli, R., et al. A Pulsed Detonation Based Multimode Engine Concept. AIAA 2001-1786. 3 Farinaccio R et al. Multi-Pulse Detonation Experiments with Propane-Oxygen C. AIAA 2002-4070, July 2002 4 Lu F K, Meyers J M, and Wilson D R. Ex

24、perimental Study of Propane-Fueled Pulsed Detonation Rocket C. AIAA 2003-6974, Dec. 2003 5 Kasahara J et al. Experimental Investigation of Momentum and Heat Transfer in Pulse Detonation Rockets C. AIAA 2004-0869, Jan. 2004 6 Aarnio M J, Hinkey J B, and Bussing T R A. Multiple Cycle Detonation Experiments during the Development of a Pulse Detonation Engine C. AIAA 96-3263, July 1996 7 Wintenberger E, Austin