漫步力学所 您当前所在位置:首页 > 漫步力学所
碳氢燃料超声速燃烧研究进展(上)
    时间:2017-10-17     点击率:169

编者按:力学研究所的超声速燃烧研究是由俞刚研究员在1994年开启的,多年来得到了国家863计划、基金委和科学院的支持,研究队伍不断壮大,研究成果不断涌现。他们围绕超声速燃烧基础问题和超燃冲压发动机关键技术的需求,建成了直联式超声速燃烧实验装置和自由射流超燃冲压发动机实验装置,发展了非侵入性激光诊断技术,进行了氢/空气和煤油/空气超声速混合与混合增强、自点火极限规律、维持稳定燃烧、燃烧室构型与性能的关系、碳氢燃料超声速燃烧特性等的试验与理论研究,相关成果受到了国际、国内同行的关注。这里,着重介绍近年来范学军研究团队在航空煤油/空气超声速燃烧研究方面的进展。

碳氢燃料超声速燃烧研究进展(上)

开展超声速燃烧研究的背景是超声速燃烧冲压发动机(简称为“超燃冲压发动机”),目标是为飞行马赫数大于5的新一代高超声速飞行器提供动力。在空气动力学中,“马赫数”是一个无量纲参数,其定义为M=u/a(其中u为飞行速度,a为声速),而流动马赫数大于1的气流(换言之,流动速度大于声速的气流)则称为“超声速气流”超声速燃烧是一种燃料在超声速气流中进行的混合与燃烧物理化学反应过程,超声速燃烧的机制和规律是超燃冲压发动机的理论基础。

超燃冲压发动机是高超声速吸气式发动机的一种形式。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、燃烧室和尾喷管三大部件组成,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,来流随之与喷入的燃料在燃烧室里混合、燃烧、释热,然后转变成高温高压气体并通过尾喷管膨胀排放到环境大气中,从而产生推力。超声速燃烧冲压发动机只需要携带燃料,作为氧化剂的氧气可以从大气中吸取,这样无需像涡轮喷气发动机那样整备涡轮等笨重的器件,也不必像火箭发动机那样自身携带大量的氧化剂。由于具备这样的性能优点,它可望成为飞得更高、更快的高超声速飞行器的推进系统,未来还有可能运用于更加便捷、安全和低成本的天地往返运输系统,从而提高人类进入空间和利用空间的能力。

作为一种高超声速吸气式推进系统,超燃冲压发动机的最主要挑战是来自高超声速飞行带来的阻力和热防护问题。由于阻力与速度并非是线性关系,在高超声速飞行下发动机的推力要克服巨大的阻力才能产生纯推力,这绝非是一件易事。此外,巨大的热负荷也不是一般的被动冷却方法所能解决的。充分利用吸热碳氢燃料的热物性是一条解决上述两大挑战的主要途径。

对于高超声速吸气式推进所提出的挑战性课题,世界各国的科技人员为此奋战了半个多世纪,至今仍在努力追求之中。范学军研究员领导的超声速燃烧课题组,围绕在重大研究计划“近空间飞行器的关键基础科学问题”中所承担的任务,在航空煤油的热物性、裂解、传热以及超声速燃烧和主动冷却技术等方面,全面开展了系统、深入的实验和数值的模拟研究,大力发展了新型、先进的地面试验与测试技术,并取得了一系列进展。本文将对此做一个概要的介绍。

一、           碳氢燃料的物性研究

    力学所早期的超燃研究是针对气氢燃料开展的,考虑到超燃冲压发动机研究的实用化需求,2000年开始转向了吸热碳氢燃料的研究。范学军研究团队利用国产航空煤油 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。

在较低的高超声速飞行状态下M<8),像航空煤油这类的液体碳氢燃料是超燃冲压发动机的首选燃料,原因是它们相对于氢气来说具有能量密度高、操作简便等方面的显著优点。而且,具有良好吸热特性的液态煤油可以直接用来作为冷却介质,对飞行器机体和超燃冲压发动机壁面进行再生主动冷却,这样要比外加冷却剂进行循环冷却更加经济实用。更重要的是,液体燃料经过冷却系统吸收机体散发的热量后,获得了更高的温度,物态也发生相应的变化,有可能以气态或者超临界态甚至裂解态进入燃烧室,十分有利于增强混合、帮助点火和提高燃烧效率。

但是,燃料在加热后状态如何变化?变化后的热力学与输运特性等如何确定?对这些关键问题,工程界并没有一个明确的图像。为此,研究团队以大庆RP-3航空煤油为研究对象,来分析、探讨上述问题。他们采用“替代煤油概念”和“广义对应状态法则”,选择三种典型煤油成份所组成的混合物(所谓的“三组分模型”)去模拟实际煤油的物理化学特性,通过数值计算和实验相结合的研究方法,给出了替代煤油的比热曲线、声速曲线、比热比曲线以及粘性系数和热传导系数随压力、温度的变化,给出了相应的物态相图。从图1可以看到,航空煤油 RP-3的临界点在630 K/25 atm左右。该相图能很好地区分出液态区、气/液两相区、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,此时RP-3注入燃烧室后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,在高温下,煤油可能发生裂解反应,这样产生的小分子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(参见图2)。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。

1  RP-3航空煤油温度密度物态变化

2  液态、超临界态和裂解态煤油燃烧静压比较

二、主动冷却技术研究

前面提及了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,如何进行发动机主动冷却系统分析、设计与性能优化?同样是一个十分复杂的问题。因为发动机正常运行时,冷却系统的温度处于650~1000 K 之间,超过了燃料的临界点。在大多数情况下,进入燃烧室的燃料是一种包括亚临界态、超临界态、部分裂解或裂解态的真实流体, 热物理和输运性质有很大的变化。这种物性和物态不断变化的燃料,既要满足混合和燃烧对燃料喷注和当量比的要求,又要满足冷却对燃料流量的要求。两者之间必须达到动态的平衡,燃料过多是一种浪费少,但燃料偏少又会影响推力或冷却效果。不仅如此,燃料喷射孔的大小和分布、穿透深度、混合燃烧的性能须满足发动机在加速和巡航两个不同飞行模式期间对推力变化的要求,或者说,在整个飞行包线中燃料系统须按燃烧性能的要求对裂解等物态变化过程进行精确的动态控制。总而言之,这个供油系统问题,涉及了燃料从初始液态经吸热裂解超临界态喷注燃烧再吸热直至平衡的循环耦合过程。其中,燃料吸热裂解与流动存在复杂的关系,如裂解成分达到可燃条件的时间历程与浓度和自由基团成正比,与压力的平方成比例,与温度成指数关系。

此外,燃烧与释热的不均匀性,会引起不同冷却通道或冷却面板之间流量分配失去平衡。局部热流大的地方,燃料温度增高,一旦发生壅塞,单位面积冷却通道能够通过的流量就下降,流量的下降会反过来导致冷却燃料温度的进一步提高,形成正反馈机制,最终导致整个冷却系统的失败。这一问题在临界区与裂解区尤其严重,原因是这些区域中燃料物性的急剧变化可能使系统来不及反应。这一问题的解决需要从两方面入手,首先是通过燃料喷注位置的合理配置,尽可能均匀化燃烧释热分布;其次,需要在深入了解燃气结构燃料耦合传热过程的基础上,针对性地设计快速响应的负反馈系统,对各路冷却流量进行动态补偿,以保证冷却系统能够长时间稳定运行。

针对主动冷却系统这种耦合传热特性,范学军研究团队发展并优化了一套多次迭代的高温燃气-结构-燃料耦合设计方法,并成功应用于发动机主动冷却系统分析、设计与性能优化。他们利用这一耦合传热分析方法对主动冷却燃烧室的热平衡工况进行了计算分析,并完成了实验验证。预测结果与实验测量比较,燃料出口温度、燃烧室外壁面平均温度误差小于5%(参见图3,4)。同时,范学军团队首次揭示了燃料流量失配的原因,并提出了一种新型的主动冷却策略和燃料调节方法,研制了相应的闭环反馈控制系统。该控制系统能够实时跟踪冷却系统工作状态变化,随时调节燃料流量分配,彻底解决了燃料流量失配难题。利用该控制系统,他们成功进行了单模块主动冷却发动机300s燃料切换与闭环燃烧试验,燃料温度达到650℃,燃料流量控制精度达到1-2%以内

 

3 燃料温度的实验值与计算值对比

 

4 壁面温度的实验值与计算值对比

三、超声速燃烧稳定性研究

在超燃冲压发动机的燃烧室中,燃料的点火与燃烧,就像在台风中点燃火柴并保持火焰不灭那样,十分困难。通过超燃冲压发动机领域里各国学者的大量研究以及力学所早期的工作,已经证明了燃烧室壁面凹腔是一种有效和实用的稳焰结构。基于凹腔的、包括了燃料喷射器和火焰稳定器的一体化燃烧室构型,显示出了在火焰稳定方面的巨大潜力。与在气流中心喷射相比,壁面喷射的实际应用大大地简化了燃烧室和冷却系统的设计。5示出两个长高比不同的模型燃烧室的凹腔火焰稳定器实物照片。有关超声速燃烧稳定性(或简称为“稳焰”)的研究,就是要确保燃料在燃烧室的超声速气流中点燃后稳定燃烧不熄灭。

5 燃烧室壁面凹腔稳焰结构——凹腔火焰稳定器

但是,超燃冲压发动机的凹腔火焰稳定器中,流场非常复杂。在没有燃料喷注时,它就包含着膨胀波系(在前后台阶的上端点处)、大尺度分离流/回流区(前台阶后方)、旋涡流动、剪切层(凹腔上方)和弓形激波/后驻点区(后台阶底部)等结构(参见图6);如果有燃料喷注进来时,不仅引入了射流与掺混,还会导致更多波系的产生(参见图7)。图7是凹腔火焰稳定器中流场的纹影图像,相应于来流马赫数M=2.5情况,其中的燃料喷注温度分别为290K480K510K550K,而后驻点温度为570K。作为对比,图8给出没有来流情况下,燃料喷注射流的图像,其中的燃料喷注温度同样分别为290K480K510K550K。此外,实际运行时,凹腔火焰稳定器的流场中,还发生着燃烧化学反应以及超声速气流的压力传播和燃烧的火焰传播之间的相互作用等多种相互耦合现象。到现在为止,蕴含其中的许多机理性问题尚未完全认知。

6 凹腔火焰稳定器中流动结构示意

7 有燃料喷注时凹腔火焰稳定器中流场的纹影图像

8 没有空气来流时燃料喷注射流图像

目前,有实际应用背景的凹腔火焰稳定器的稳焰范围数据依然缺乏,特别是对于超临界态、裂解态煤油的情况。针对这一情况,范学军研究团队开展了大量的实验研究,确定了凹腔火焰稳定构型的稳焰范围,包括超临界态煤油和乙烯在不同来流和燃料喷注条件下的超声速燃烧熄火极限数据,以及在来流总温-当量比参数空间中的乙烯燃烧稳焰模式分布。图9给出了典型条件下超临界态煤油在凹腔上游喷注时的稳定燃烧参数范围,这里“stable”表示稳焰区域,而“blowout”火焰熄灭区域(其中下方为“贫氧”熄灭,上方为“富养”熄灭)。图10则是上述实验结果与已有模型计算结果的比较,可以看出,由低速条件下获得的预混燃料燃烧模型(图中红色曲线)和适用于凹腔内前部喷注小分子燃料的扩散模型(图中绿色曲线)均无法解释本实验的结果,表明了超声速燃烧的火焰熄灭极限远比预混火焰的复杂,因此尚需要建立适合台阶上游燃料喷注物理过程的力学模型。

9  空气来流马赫数2.5时,凹腔台阶上游喷注超临界煤油的稳焰熄火极限

10  实验结果与已有模型计算结果的对比

11,12则是乙烯稳焰熄火极限以及燃烧稳焰模式分布的实验结果。比较图911所示的结果表明,乙烯和超临界态煤油两种燃料的熄火极限具有类似的性态,当然极限的具体取值不尽相同。图12显示了乙烯的稳焰模式,可以看到:随着当量比的增加,从“弱燃烧”(weak combustion)开始依次转换为“超燃冲压”(scramjet)、“过渡区”(transition)、“冲压”(ramjet)、“熄灭”(blowout)以致“不启动”(unstart)。这些结果为超燃冲压发动机的工况设计提供了科学依据。

11  空气来流马赫数2.5时,凹腔台阶上游喷注乙烯的稳焰熄火极限

12 空气来流马赫数2.5时,凹腔台阶上游喷注乙烯的稳焰模式分布规律

 

(王柏懿依据王晶、张泰昌提供的材料编写)