岳連捷 張 旭 張啟帆 陳科挺 李進(jìn)平 陳 昊 姚 衛(wèi)仲峰泉 李 飛 王 春 陳 宏

* (中國(guó)科學(xué)院力學(xué)研究所高溫氣體動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,北京 100190)

? (中國(guó)科學(xué)院大學(xué)工程科學(xué)學(xué)院,北京 100049)

引言

高超聲速吸氣式飛行由于在空間運(yùn)輸、尤其在國(guó)家空天安全領(lǐng)域的政治和軍事價(jià)值,是航空航天大國(guó)臨近空間競(jìng)爭(zhēng)的焦點(diǎn)之一.作為其核心瓶頸的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)更是近幾十年研究熱點(diǎn)[1].經(jīng)過(guò)半個(gè)多世紀(jì)的努力,飛行馬赫數(shù) Maf4.0～ 7.0 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)已取得一系列重大突破,從原理探索/關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)階段轉(zhuǎn)入工程研制階段[2].更高馬赫數(shù)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)研究提上日程,它是臨近空間中段海拔30～ 50 km 高馬赫數(shù)吸氣式巡航飛行的技術(shù)基礎(chǔ),具有極高軍民應(yīng)用價(jià)值.飛行速度的提高可在現(xiàn)階段超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)基礎(chǔ)上提升高超聲速武器的突防能力,填補(bǔ)臨近空間中段制空權(quán)的空白;應(yīng)用于可重復(fù)使用空天運(yùn)輸器的一級(jí)載具,通過(guò)提升分離速度可以大幅提高有效載荷.

從熱力循環(huán)的角度,循環(huán)凈功取決于釋熱量和循環(huán)效率,轉(zhuǎn)化為氣流經(jīng)過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)能增量,體現(xiàn)為推力[3-4].假設(shè)循環(huán)凈功不變,則推導(dǎo)可知空氣比推力近似與飛行速度成反比,隨著飛行馬赫數(shù)提高,推力上限趨于降低.而高超飛行器的阻力近似與自由來(lái)流動(dòng)壓成正比,隨飛行馬赫數(shù)會(huì)大幅提高.阻力與推力上限的變化趨勢(shì)相反,高馬赫數(shù)巡航飛行器的推阻平衡會(huì)面臨更嚴(yán)峻挑戰(zhàn).為了實(shí)現(xiàn)推阻平衡,需要進(jìn)行更精細(xì)化的發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)以提升推力,也需要進(jìn)行有效的減阻.不同于再入飛行器僅短時(shí)經(jīng)過(guò)臨近空間中段,高馬赫數(shù)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在該空域長(zhǎng)時(shí)間工作,發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)超高速流動(dòng)、燃燒及表面現(xiàn)象會(huì)更加復(fù)雜.由于上述特點(diǎn),高馬赫數(shù)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)研究極具挑戰(zhàn),工作馬赫數(shù)上限尚未可知.

高馬赫數(shù)飛行的另一個(gè)挑戰(zhàn)來(lái)自于熱防護(hù),氣動(dòng)加熱近似正比于飛行速度的三次方[5],隨著飛行速度提高,需要更高飛行高度以降低 Maf8.0～ 10.0高馬赫數(shù)巡航飛行器的熱防護(hù)難度.同時(shí)自由來(lái)流的滯止溫度大于2500 K,燃燒溫度上限遠(yuǎn)超過(guò)3000 K,發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)熱負(fù)荷顯著增加.而更高飛行高度更低密度下發(fā)動(dòng)機(jī)流量減少,所需燃料流量大幅減少導(dǎo)致再生冷卻熱沉能力降低,會(huì)加劇熱防護(hù)設(shè)計(jì)閉合難度.此外,高空低壓流動(dòng)也會(huì)給發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒性能造成一定的障礙.

目前國(guó)際上僅美、澳、英、日等少數(shù)國(guó)家開(kāi)展了相關(guān)研究,技術(shù)成熟度仍較低.我國(guó)相關(guān)研究剛起步,應(yīng)立足現(xiàn)有 Maf4.0～ 7.0 發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)和相關(guān)研究方法基礎(chǔ),前瞻探索高馬赫數(shù)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的理論,發(fā)展試驗(yàn)和數(shù)值深度耦合的研究方法,開(kāi)展高馬赫數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)研究.

本文針對(duì)高馬赫數(shù)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī),首先分析了其關(guān)鍵科學(xué)與技術(shù)問(wèn)題,然后介紹了國(guó)內(nèi)外典型高馬赫數(shù)地面與飛行試驗(yàn)情況,并概述了高馬赫數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)的研究進(jìn)展.

1 高馬赫數(shù)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵問(wèn)題

1.1 高焓離解與熱化學(xué)非平衡效應(yīng)

隨著飛行馬赫數(shù) Maf和高度提高,來(lái)流總焓增加導(dǎo)致高溫氣體效應(yīng)逐漸凸顯,此外伴隨超高速更低壓氣流中的熱化學(xué)非平衡效應(yīng),這會(huì)改變高馬赫數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流動(dòng)與燃燒特性.

它首先表現(xiàn)為高馬赫數(shù)進(jìn)氣道內(nèi)空氣流動(dòng)離解現(xiàn)象.圖1 是海拔35 km 不同 Maf的自由來(lái)流總溫以及滯止氣流達(dá)到化學(xué)平衡時(shí)離解組分O 和N 摩爾濃度 XO和 XN.可見(jiàn),Maf4.0～ 7.0 條件下不到2000 K,氣流即使滯止也幾乎不離解.進(jìn)氣道流動(dòng)問(wèn)題屬于高超聲速空氣動(dòng)力學(xué)范疇.但在 Maf8.0～10.0 以上條件下,在2500 K～ 4000 K 以上,滯止氣流達(dá)到化學(xué)平衡時(shí),離解組分含量隨 Maf提高而逐漸增加.其中,O 組分在 Maf8 以上即出現(xiàn),Maf為10 時(shí)O 摩爾濃度達(dá)到3%.N 組分在 Maf11 以上才出現(xiàn),Maf為15 時(shí)N 和O 的摩爾濃度分別是3%和13%.據(jù)此可知高馬赫數(shù)進(jìn)氣道的邊界層等低速區(qū)內(nèi),空氣會(huì)部分離解,且離解度隨 Maf增加而提高,氣流物理化學(xué)性質(zhì)改變,涉及高溫氣體動(dòng)力學(xué)范疇問(wèn)題[6],帶來(lái)氣動(dòng)性能及熱特性的變化.

圖1 不同飛行馬赫數(shù) Maf 的自由來(lái)流總溫 及滯止?fàn)顟B(tài)下空氣中O 和N 組分摩爾分?jǐn)?shù) XN 和XOFig.1 Freestream stagnation temperature ,and O and N mole fractions XN and XO of stagnant air under different flight Mach numberMaf

高馬赫數(shù)飛行高氣流總焓條件下,離解效應(yīng)不僅體現(xiàn)在進(jìn)氣道內(nèi)流動(dòng),對(duì)燃燒釋熱的限制會(huì)更為嚴(yán)重.依據(jù)如下簡(jiǎn)化模型估算離解效應(yīng)對(duì)理論燃燒效率 ηb的影響:針對(duì)不同燃燒室入口馬赫數(shù) Main,以燃燒室入口溫度作為初始溫度,并假定等壓燃燒,基于最小吉布斯自由能法進(jìn)行化學(xué)平衡計(jì)算可得到釋熱量,燃燒效率 ηb為釋熱量與低位熱值之比,常用氫燃料的低位熱值是 1.2×108J/kg .圖2 是不同飛行馬赫數(shù) Maf、不同燃燒室入口馬赫數(shù) Main條件下當(dāng)量比1.0 氫燃料的理論燃燒效率 ηb.可見(jiàn)隨著Maf提高,離解效應(yīng)對(duì)釋熱的限制愈加顯著,需要在更高M(jìn)ain條件下組織燃燒以降低離解程度.例如,當(dāng)Maf=6時(shí),在 Main=1,2 或3 條件下 ηb介于78%～85%,此時(shí)離解效應(yīng)不太嚴(yán)重.具體而言,在 Maf4.0～7.0 發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi),工作在較低燃燒室入口馬赫數(shù)Main=1,2條件下大分離流動(dòng)的亞燃/超燃模態(tài)仍可以實(shí)現(xiàn)高效燃燒,不必?fù)?dān)心離解大幅降低燃燒效率.而當(dāng) Maf=10 時(shí),在M ain=1,2,3 或4 條件下,ηb分別是38%,55%,66%和72%,即此時(shí)必須考慮離解對(duì)釋熱的限制.高飛行馬赫數(shù)下需要減小進(jìn)氣道及隔離段的壓縮,更傾向于工作在較高 Main條件下無(wú)/小分離的超燃模態(tài)以免氣流靜溫過(guò)高加劇離解對(duì)釋熱的限制.與離解現(xiàn)象對(duì)應(yīng),下游噴管中復(fù)合放熱現(xiàn)象也將愈加顯著[7].區(qū)別于 Maf4.0～ 7.0 條件下的常規(guī)超聲速燃燒,本文將高馬赫數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)的燃燒現(xiàn)象稱為高超聲速燃燒.

圖2 不同飛行馬赫數(shù) Maf 典型燃燒室入口馬赫數(shù) Main 條件下理論燃燒效率ηbFig.2 Theoretical combustion efficiency ηb under typical combustor inflow Main of different flightMaf

除了高溫離解效應(yīng),高馬赫數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)超高速低壓氣流的熱力學(xué)特性也會(huì)不同.熱力學(xué)上,溫度是分子平均動(dòng)能的度量,常見(jiàn)多原子氣體的分子動(dòng)能包含了平動(dòng)能、轉(zhuǎn)動(dòng)能和振動(dòng)能,分別對(duì)應(yīng)平動(dòng)溫度 Tt、轉(zhuǎn)動(dòng)溫度 Tr和振動(dòng)溫度 Tv.由于發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流滿足連續(xù)介質(zhì)假設(shè),分子碰撞頻率足夠,一般認(rèn)為平動(dòng)能與轉(zhuǎn)動(dòng)能始終平衡,即認(rèn)為 Tt=Tr.而振動(dòng)能則需要高數(shù)個(gè)量級(jí)的分子碰撞才能與平動(dòng)能達(dá)到平衡[8-9].熱力學(xué)非平衡指的是當(dāng)?shù)貧饬鞯恼駝?dòng)溫度變化滯后于平動(dòng)溫度.由于溫度變化是其誘因,更容易發(fā)生在激波、膨脹波和火焰等溫度梯度大的區(qū)域.熱力學(xué)Damk?hler 數(shù) Ωt是其判據(jù)[10],Ωt=τres/τt,τres是駐留時(shí)間,τt是振動(dòng)能平衡的松弛時(shí)間.Ωt?1表示熱力學(xué)平衡,Ωt?1 表示振動(dòng)溫度凍結(jié),Ωt≈1表示熱力學(xué)非平衡.τt受溫度和壓力影響,氣流溫度或壓力越高,τt則越小,因此熱力學(xué)狀態(tài)受具體的流動(dòng)條件影響,很難一概而論.圖3 是發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)典型壓力50.66 kPa 和506.6 kPa 條件下O2,N2組分 τt隨溫度 T 的變化[6],可見(jiàn)氣流的溫度或壓力越高則 τt越小,溫度的影響更大,且N2的振動(dòng)松弛時(shí)間顯著高于O2的振動(dòng)松弛時(shí)間.首先看進(jìn)氣道內(nèi)流動(dòng)特性,以 Maf=7,10 典型進(jìn)氣道流場(chǎng)為例,出口氣流靜溫約為800 K 和1100 K,壓力近似認(rèn)為50.66 kPa.根據(jù)圖3可知在此溫度下分別約為90.5 ms.23.6 ms 和5.5 ms,1.2 ms.考慮3 m 長(zhǎng)進(jìn)氣道,由來(lái)流速度估算 Maf=7,10 條件下進(jìn)氣道氣流駐留時(shí)間τres-i分別為1.1 ms 和0.7 ms.對(duì)比可知,Maf4.0～7.0 進(jìn)氣道內(nèi) τt-i遠(yuǎn)大于 τres-i,接近熱力學(xué)凍結(jié)流,且振動(dòng)能激發(fā)程度較低,通常不需要考慮熱力學(xué)非平衡效應(yīng).隨著 Maf提高,進(jìn)氣道內(nèi)接近τres-i,需要考慮熱力學(xué)非平衡效應(yīng).燃燒室作為下游部件,Maf4.0～ 7.0 燃燒室的典型流態(tài)是大面積低速分離區(qū)及下游的高溫高壓反應(yīng)區(qū).以2 m 長(zhǎng)燃燒室為例,即使根據(jù)入口流速估算燃燒室駐留時(shí)間 τres-c也達(dá)1.0～ 2.2 ms,由于大分離流實(shí)際 τres-c更高.而2000 K,506.6 kPa 典型燃燒區(qū)狀態(tài)下分別約為0.27 ms 和0.01 ms,遠(yuǎn)低于 τres-c.因此,較高τres-c意味著 Maf4.0～ 7.0 燃燒室內(nèi)流動(dòng)可以很快接近熱力學(xué)平衡.Maf8.0～ 15.0 高馬赫數(shù)燃燒室的典型流態(tài)是無(wú)/小分離流動(dòng)及下游的高溫低壓反應(yīng)區(qū),根據(jù)入口流速估算 τres-c約0.4～ 0.9 ms.在2500 K,101.325 kPa 典型燃燒區(qū)狀態(tài)下分別為0.66 ms,0.02 ms,接近 τres-c,同時(shí)進(jìn)氣道熱力學(xué)非平衡流動(dòng)的影響延續(xù)到下游[11-12],因此高馬赫數(shù)燃燒需要考慮熱力學(xué)非平衡效應(yīng).熱力學(xué)非平衡的平動(dòng)溫度與振動(dòng)溫度共同影響物性和反應(yīng)速率,影響流動(dòng)、摻混與燃燒[11-13].

圖3 壓力50.66 kPa 和506.6 kPa 條件下O2 和N2 分子振動(dòng)能松弛時(shí)間 τt 隨溫度 T 的變化Fig.3 O2 and N2 vibration energy relaxation time vs.temperature T under pressures of 50.66 kPa and 506.6 kPa

類似于熱力學(xué)非平衡,化學(xué)非平衡的判定依據(jù)是Damk?hler 數(shù) Ωc.Ωc=τres/τm-k,τres是駐留時(shí)間,τm-k是摻混和化學(xué)反應(yīng)所需時(shí)間.Ωc?1 表示化學(xué)平衡流,Ωc?1 表示組分凍結(jié)流,Ωc≈1 表示化學(xué)非平衡流.由于發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)主流速度較高,燃燒室包含離解、燃燒等化學(xué)反應(yīng)的流動(dòng)一般處于化學(xué)非平衡.與 Maf4.0～ 7.0 發(fā)動(dòng)機(jī)不同,高馬赫數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)空氣和燃燒產(chǎn)物在高溫區(qū)的離解現(xiàn)象以及在噴管低溫區(qū)的重新復(fù)合現(xiàn)象較為顯著[14].

1.2 超高速氣流燃料增混與燃燒強(qiáng)化技術(shù)

在 Maf≥10 條件下,為了抑制離解,一般認(rèn)為燃燒室入口馬赫數(shù)控制在4.0 以上,當(dāng)?shù)貧饬黛o溫達(dá)到約1100 K 以上.在如此高溫氣流中組織燃燒,點(diǎn)火延遲時(shí)間非常低[15-17],燃燒進(jìn)度會(huì)與摻混進(jìn)度密切相關(guān).而除了離解效應(yīng)對(duì)釋熱的限制,氣流的超高速也會(huì)讓摻混更加困難,影響燃燒效率.

摻混效率的影響因素包含穿透深度和駐留時(shí)間.對(duì)于常見(jiàn)的氣態(tài)燃料聲速噴注,射流中心跡線的穿透深度 yp可以根據(jù)如下經(jīng)驗(yàn)公式估算[18]

式中 x 表示到噴孔的流向距離,d 表示噴孔直徑,J表示射流動(dòng)量比.根據(jù)式(1),假設(shè)燃料是理想氣體,可以推導(dǎo)如下關(guān)系式

式中ER 表示當(dāng)量比,uin表示燃燒室來(lái)流速度.典型的2 m 長(zhǎng)燃燒室內(nèi)燃料駐留時(shí)間 τres按下式估算

以典型飛行軌跡為例,圖4 繪制了不同飛行馬赫數(shù) Maf及典型燃燒室入口馬赫數(shù) Main條件下,yp和 τres隨 Maf的變化.假設(shè)當(dāng)量比和噴孔尺寸不變,且 yp以 Maf=4.0 條件下的值為參考進(jìn)行無(wú)量綱化.該圖與式(2)和式(3)表明隨著 Maf提高,由于 uin顯著增加,yp會(huì)顯著下降,同時(shí) τres顯著縮短,更淺的射流穿透和更短駐留時(shí)間均不利于燃料均勻摻混和高效燃燒.

圖4 不同飛行馬赫數(shù) Maf 典型燃燒室入口馬赫數(shù) Main 條件下射流穿透深度 yp 與駐留時(shí)間τresFig.4 Jet penetration depth yp and residual time τres vs.different Mafunder typicalMain

高馬赫數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi),離解效應(yīng)讓釋熱更為困難,超高速氣流中射流穿透深度更低不利于摻混,說(shuō)明在高速來(lái)流下燃料噴注設(shè)計(jì)需予以調(diào)整,且極短駐留時(shí)間與摻混-燃燒弛豫時(shí)間的矛盾更加突出,這些因素導(dǎo)致?lián)交旌腿紵M織難題僅憑以往 Maf4.0～7.0 發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)基礎(chǔ)難以解決.亟需發(fā)展適用于高馬赫數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)的燃料增混和燃燒強(qiáng)化技術(shù).在追求燃燒效率的同時(shí),也需要降低加熱、激波和摩擦等因素造成的流動(dòng)損失,以支撐解決推阻平衡難題.

1.3 高超聲速燃燒與進(jìn)氣壓縮的匹配及工作模態(tài)

由于1.1 節(jié)所述高溫離解及熱化學(xué)非平衡效應(yīng),發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒/流動(dòng)匹配特性會(huì)不同于飛行馬赫數(shù)為4.0～ 7.0 的發(fā)動(dòng)機(jī).以理想布雷頓熱力循環(huán)為例[19],對(duì)此予以簡(jiǎn)要分析.熱力循環(huán)效率 ηth表示循環(huán)凈功與燃燒釋熱量之比,滿足如下關(guān)系式

式中是進(jìn)氣道等熵壓縮的增壓比,k 是比熱比.式(4)表明更高壓燃燒對(duì)應(yīng)更高熱力循環(huán)效率.

循環(huán)凈功全部轉(zhuǎn)換成氣流的動(dòng)能增量并體現(xiàn)為推力,可推導(dǎo)以下關(guān)系式

式中 u1和 ue分別是自由來(lái)流和噴管出口流速.Fm是單位空氣推力,即推力除以空氣流量是比釋熱率,即總釋熱率除以燃料流量是燃燒效率,f 是油氣比,hPR是低位熱值.Isp是燃料比沖.根據(jù)式(5)～ 式(7),Fm和 Isp與 ηth·ηb正相關(guān).

如1.1 節(jié)所述,Maf4.0～ 7.0 發(fā)動(dòng)機(jī)可以實(shí)現(xiàn)具有強(qiáng)激波串的高效燃燒,伴隨較高燃燒區(qū)壓力,即可以同時(shí)得到較高 ηb與ηth.但在高馬赫數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi),高 ηth需要高燃燒區(qū)壓力,伴隨著高溫升,這會(huì)加劇離解從而降低 ηb.即由于離解效應(yīng),ηb與 ηth會(huì)有相反的變化趨勢(shì).為了最大化推力/比沖,ηb與 ηth需要折中權(quán)衡,在避免過(guò)度離解的前提下,讓燃燒區(qū)壓力盡量高.圖5 是基于簡(jiǎn)化模型獲得的 Maf10，海拔34 km，不同燃燒室入口馬赫數(shù) Main條件下的 ηb和Isp.計(jì)算假設(shè)氣流經(jīng)過(guò)進(jìn)氣道壓縮之后,等壓燃燒達(dá)到化學(xué)平衡,再膨脹到環(huán)境壓力.為了最大化 Isp,Main存在最佳值,盡管模型簡(jiǎn)單可能與實(shí)際工況有一定偏差,但反映了基本趨勢(shì),可見(jiàn)燃燒效率與熱力循環(huán)效率的折中優(yōu)化也決定了發(fā)動(dòng)機(jī)的工作模態(tài).

圖5 不同燃燒室入口馬赫數(shù) Main 條件下理論燃燒效率 ηb 和比沖IspFig.5 Theoretical combustion efficiency ηb and specific impulseIsp vs.combustor inflowMain

1.4 高焓低雷諾數(shù)邊界層流動(dòng)及控制方法

更高馬赫數(shù)飛行器飛行于更高空低密度大氣環(huán)境,圖6 是不同飛行馬赫數(shù) Maf和海拔高度 Hf條件下,自由來(lái)流動(dòng)壓 q 和單位長(zhǎng)度雷諾數(shù) ReL的等值線,可見(jiàn)相比于 Maf4.0～ 7.0 低空飛行,Maf8.0～ 10.0以上更高空飛行條件下,ReL低幾倍.例如在 Maf=6,海拔高度24 km 條件下 ReL=5.8×106,但在 Maf=10,35 km 條件下 ReL=1.8×106.氣流雷諾數(shù)大幅降低會(huì)顯著影響發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)邊界層流動(dòng)特性.

圖6 不同飛行馬赫數(shù) Maf 和高度 Hf 條件下自由來(lái)流動(dòng)壓 q 和單位雷諾數(shù) ReL 的等值線Fig.6 Free stream dynamic pressure q and Reynolds numberReL isolines under different Maf andHf

氣流雷諾數(shù)更低會(huì)導(dǎo)致邊界層自然轉(zhuǎn)捩所需長(zhǎng)度 LT增加.圖7 是不同飛行馬赫數(shù) Maf和高度 Hf條件下 LT的等值線,LT依據(jù)經(jīng)驗(yàn)公式得到[20].可見(jiàn)LT隨 Maf和 Hf增加而增加,其中 Hf的影響顯著.例如,在 Maf=6,32 km 左右條件下 LT=5 m,而在 Maf=12,43 km 左右條件下 LT=50 m .在更高馬赫數(shù)飛行條件下,LT甚至超過(guò)飛行器總長(zhǎng).這意味著內(nèi)流更多處于層流狀態(tài),而層流抗分離能力明顯低于湍流,對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能不利.因此,高馬赫數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)亟需發(fā)展主動(dòng)轉(zhuǎn)捩方法.

圖7 不同 Maf 和 Hf 條件下自由來(lái)流動(dòng)壓 q 和邊界層自然轉(zhuǎn)捩長(zhǎng)度LT的等值線Fig.7 Free stream dynamic pressure q and boundary layer natural transition length LT isolines under different Maf andHf

平板層流邊界層厚度 δ 滿足如下關(guān)系[6]

式中 x 是流向坐標(biāo),Ma∞是氣流馬赫數(shù),R ex是以x為參考長(zhǎng)度的來(lái)流雷諾數(shù).根據(jù)式(8)可見(jiàn),氣流更高馬赫數(shù)和更低雷諾數(shù)導(dǎo)致邊界層厚度更快增長(zhǎng).圖8 是等動(dòng)壓飛行條件下同一位置層流邊界層相對(duì)厚度隨 Maf的變化,以 Maf=7 條件下的值為參考無(wú)量綱化.可見(jiàn)隨 Maf提高,近似拋物線增加,邊界層急劇增厚意味著進(jìn)氣道激波/邊界層等流動(dòng)特性的顯著改變,以往進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法不能照搬用于高馬赫數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī).邊界層急劇增厚意味著內(nèi)通道低能流占比急劇增加,甚至在燃燒室入口達(dá)50%量級(jí),且入口流動(dòng)非對(duì)稱性極為顯著,需要對(duì)低能邊界層流動(dòng)進(jìn)行排移處理.

圖8 不同飛行馬赫數(shù) Maf 等動(dòng)壓 q 條件下同一位置的無(wú)量綱化層流邊界層厚度δLFig.8 Normalized laminar boundary layer thickness δL at the same location vs.Maf under a constant flight dynamic pressureq

總之,高馬赫數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi),低雷諾數(shù)意味著邊界層急劇增厚且轉(zhuǎn)捩長(zhǎng)度大幅增加,邊界層問(wèn)題變得異常尖銳,內(nèi)流邊界層發(fā)展、轉(zhuǎn)捩和激波/邊界層干擾等流動(dòng)現(xiàn)象與控制策略有別于 Maf4.0～ 7.0 發(fā)動(dòng)機(jī).進(jìn)氣道試驗(yàn)還發(fā)現(xiàn)當(dāng)單位雷諾數(shù)低于2.0 × 106m-1時(shí),存在邊界層厚度隨雷諾數(shù)急劇變化的“雷諾數(shù)敏感性現(xiàn)象”.理論表明這一現(xiàn)象會(huì)在高馬赫數(shù)飛行時(shí)尤為突出[21].

1.5 高焓低密度流動(dòng)/燃燒的熱防護(hù)技術(shù)

隨著飛行馬赫數(shù)提高,燃燒室內(nèi)氣流總溫、總壓和速度均不斷增加,導(dǎo)致燃燒室結(jié)構(gòu)承受極大的氣動(dòng)與燃燒熱載荷.同時(shí)更高空低密度來(lái)流條件下,發(fā)動(dòng)機(jī)空氣流量卻在不斷減小.對(duì)于采用機(jī)載燃料作為冷卻工質(zhì)的燃燒室而言,結(jié)構(gòu)防熱這一問(wèn)題在高馬赫數(shù)、高空低密度條件下更為突出.這是因?yàn)楦呖諚l件下機(jī)載燃料流量迅速減小,用于冷卻的燃料存在吸熱量不足、換熱效率低等技術(shù)難題.

根據(jù)理論公式,熱流密度正比于氣流速度或馬赫數(shù)的2.8 次方、氣流密度的0.8 次方[22].據(jù)此定量分析如下,當(dāng)飛行器從高度26 km，馬赫數(shù)6 加速飛行至高度33 km，馬赫數(shù)10 時(shí),熱載荷增加了75%.若采用閉環(huán)燃料冷卻,假設(shè)燃料當(dāng)量比不變,進(jìn)氣道入口尺寸與捕獲率也基本不變,因此能夠充當(dāng)冷卻介質(zhì)的燃料,其流量與氣流速度及密度的乘積呈正比.對(duì)于上述問(wèn)題,飛行馬赫數(shù)10 的狀態(tài)下,燃料流量?jī)H為馬赫數(shù)6 時(shí)的56%,也即能夠提供結(jié)構(gòu)冷卻吸熱的燃料總熱沉減小至馬赫數(shù)6 的56%.

以上計(jì)算表明,高馬赫數(shù)飛行時(shí)熱載荷明顯增大,即結(jié)構(gòu)防熱需要吸收的熱量顯著增加.而同時(shí)機(jī)載燃料流量卻顯著減小,燃料的吸熱能力也隨之減小.如何解決之一矛盾,需要從提高燃料自身物理與化學(xué)熱沉、發(fā)展主被動(dòng)復(fù)合熱防護(hù)技術(shù)以及優(yōu)化發(fā)動(dòng)機(jī)熱管理系統(tǒng)等多個(gè)方面入手.

1.6 高馬赫數(shù)地面試驗(yàn)風(fēng)洞技術(shù)

地面試驗(yàn)是發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)研究的重要手段.為了準(zhǔn)確反映真實(shí)飛行中發(fā)動(dòng)機(jī)流動(dòng)/燃燒等物理化學(xué)過(guò)程,風(fēng)洞來(lái)流與真實(shí)飛行條件需滿足相似性原理,即一系列無(wú)量綱數(shù)相同[23].對(duì)于低速無(wú)化學(xué)反應(yīng)流動(dòng),一般采用馬赫數(shù)和雷諾數(shù)相似條件.但對(duì)于高速或反應(yīng)流,溫度對(duì)物性和反應(yīng)速率起決定性作用,且壓力也對(duì)熱化學(xué)非平衡過(guò)程起重要作用,因此一般需要模擬來(lái)流的溫度和壓力(縮比模型需要更高來(lái)流壓力).表1 是典型馬赫數(shù) Maf和高度 Hf飛行條件下氣流的總溫和總壓,它們隨著飛行馬赫數(shù)增加而迅速增加,可見(jiàn)高馬赫數(shù)飛行對(duì)地面試驗(yàn)設(shè)備提出更高總溫和總壓的需求.

表1 不同飛行馬赫數(shù) Maf 和高度 Hf 條件下氣流的總溫 和總壓Table 1 Freestream and under different flight Maf andHf

表1 不同飛行馬赫數(shù) Maf 和高度 Hf 條件下氣流的總溫 和總壓Table 1 Freestream and under different flight Maf andHf

發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)的超聲速/高超聲速風(fēng)洞根據(jù)運(yùn)行時(shí)間分為連續(xù)式、暫沖式和脈沖式等[24-25],如表2所示.各類風(fēng)洞原理和特點(diǎn)不同,就總溫而言,連續(xù)式風(fēng)洞較低,一般不超過(guò)1000 K;暫沖式風(fēng)洞包括蓄熱式和燃燒補(bǔ)氧式風(fēng)洞,其中,燃燒補(bǔ)氧式風(fēng)洞在Maf4.0～ 7.0 發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)中有較多應(yīng)用,其原理相對(duì)簡(jiǎn)單,且試驗(yàn)時(shí)長(zhǎng)可達(dá)幾十分鐘級(jí).但其模擬最高溫度受限,在試驗(yàn)氣流水污染組分摩爾分?jǐn)?shù)不超過(guò)30%前提下,10 MPa 工作壓力下利用室溫空氣的燒氫補(bǔ)氧型加熱器最高平衡溫度不超過(guò)2240 K,即使空氣溫度加熱至1200 K,最高平衡溫度不超過(guò)2920 K.即使放開(kāi)污染組分限制,最高平衡溫度也分別不超過(guò)3550 K 和3810 K,僅勉強(qiáng)接近飛行馬赫數(shù)10 的工作溫度.

表2 超/高超聲速風(fēng)洞的主要類型和特性Table 2 Typical types and characteristics of supersonic/hypersonic test facilities

燃燒補(bǔ)氧式風(fēng)洞的另一個(gè)問(wèn)題是利用燃燒型加熱器產(chǎn)生高焓試驗(yàn)氣流,氣流含較多污染組分.以燒氫補(bǔ)氧型加熱器為例,圖9 是室溫供氣條件下不同加熱器總溫氣流中 H2O,OH 和 O2摩爾分?jǐn)?shù),由化學(xué)平衡計(jì)算得到.可見(jiàn)在 Maf4.0～ 7.0 發(fā)動(dòng)機(jī)低于2000 K 條件下,污染組分 H2O 濃度相對(duì)低,且OH等離解產(chǎn)物幾乎沒(méi)有,可準(zhǔn)確保證 O2濃度與純空氣一致為21%.但更高馬赫數(shù)飛行條件下,來(lái)流 H2O 濃度隨來(lái)流總溫增加而不斷提高,且 OH 等離解產(chǎn)物濃度增加,難以保證 O2濃度維持21%.

圖9 燒氫補(bǔ)氧風(fēng)洞不同總溫 試驗(yàn)氣流組分摩爾分?jǐn)?shù)Fig.9 Test inflow mole fractions provided by H2-O2-air combustion tunnel under different

為減少污染組分,純空氣可以先經(jīng)過(guò)蓄熱器到初始溫度 Tair,再經(jīng)過(guò)燃燒型加熱器產(chǎn)生總溫試驗(yàn)氣流[27].以蓄熱器結(jié)合燒氫補(bǔ)氧型加熱器為例,圖10 是10 MPa 總壓試驗(yàn)氣流中 H2O 濃度隨 Tair的變化.可見(jiàn)這兩種加熱方式結(jié)合使用可以有效減少污染組分.但=3000 K 條件下,即使 Tair=1200 K,試驗(yàn)氣流中污染組分仍達(dá)到32%.發(fā)動(dòng)機(jī)研究需要秒級(jí)地面試驗(yàn)設(shè)施的新思路、新方法.

圖10 燒氫補(bǔ)氧風(fēng)洞不同空氣初始溫度 Tair 下試驗(yàn)氣流中 H2O 摩爾分?jǐn)?shù)Fig.10 Test inflow H2O mole fractions of H2-O2-air combustion tunnel under different initial air temperatureTair

相比其他類型風(fēng)洞,脈沖風(fēng)洞雖然僅有毫秒級(jí)試驗(yàn)時(shí)間,但它能滿足高馬赫飛行條件下化學(xué)反應(yīng)流模擬最重要的總溫條件,可提供氣流總溫最高可達(dá)10 000 K.所以,目前國(guó)際上都利用高焓脈沖風(fēng)洞(例如激波風(fēng)洞、膨脹管風(fēng)洞和炮風(fēng)洞等)開(kāi)展Maf8～ 10+高馬赫數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)研究,它也是未來(lái)開(kāi)展技術(shù)論證的主要試驗(yàn)設(shè)施[28].它的缺陷就是僅有毫秒量級(jí)試驗(yàn)時(shí)間,對(duì)試驗(yàn)技術(shù)提出更高要求.

2 高馬赫數(shù)地面試驗(yàn)的風(fēng)洞技術(shù)

如1.6 節(jié)所述,目前高馬赫數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)的地面試驗(yàn)依托激波風(fēng)洞開(kāi)展.由于風(fēng)洞技術(shù)是發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)研究的基礎(chǔ),在此首先對(duì)該風(fēng)洞技術(shù)予以簡(jiǎn)要介紹.

2.1 激波風(fēng)洞原理

激波風(fēng)洞的典型結(jié)構(gòu)和運(yùn)行波系如圖11 所示,從左至右依次分為驅(qū)動(dòng)段、被驅(qū)動(dòng)段、噴管和試驗(yàn)段[23,29-30].在試驗(yàn)初始階段,驅(qū)動(dòng)段、被驅(qū)動(dòng)段和試驗(yàn)段由膜片隔開(kāi),驅(qū)動(dòng)段和被驅(qū)動(dòng)段分別充入高壓驅(qū)動(dòng)氣體和低壓試驗(yàn)氣體,試驗(yàn)段抽真空模擬高空大氣環(huán)境.風(fēng)洞運(yùn)行時(shí),驅(qū)動(dòng)段和被驅(qū)動(dòng)段之間的膜片由于高壓瞬時(shí)破裂,產(chǎn)生向上游驅(qū)動(dòng)段傳播的稀疏波,同時(shí)高壓驅(qū)動(dòng)氣體通過(guò)稀疏波膨脹加速進(jìn)入被驅(qū)動(dòng)段,壓縮低壓試驗(yàn)氣體,并在其中形成一道入射激波.當(dāng)入射激波傳播到被驅(qū)動(dòng)段末端時(shí),擊破膜片并發(fā)生反射,形成向上游傳播的反射激波,使試驗(yàn)氣體進(jìn)一步增壓增焓且滯止.最后,高焓高壓試驗(yàn)氣體通過(guò)噴管加速,形成高速試驗(yàn)氣流.

圖11 激波風(fēng)洞結(jié)構(gòu)及運(yùn)行原理Fig.11 Structure and operating principle of shock tunnel

入射激波馬赫數(shù) Mas決定來(lái)流總焓,是激波風(fēng)洞運(yùn)行的最重要參數(shù).理想條件下 Mas由下式確定

其中 p,a 和k 分別是靜壓、聲速和比熱比,下標(biāo)1 和4 分別表示試驗(yàn)氣體和驅(qū)動(dòng)氣體.除了要確定Mas,還需保證激波風(fēng)洞運(yùn)行處于縫合狀態(tài),即反射激波通過(guò)驅(qū)動(dòng)氣體和被驅(qū)動(dòng)氣體的接觸面時(shí),不產(chǎn)生干擾試驗(yàn)氣體狀態(tài)的反射波.需滿足如下關(guān)系

式(10)表明 Mas確定后,驅(qū)動(dòng)氣體與試驗(yàn)氣體的聲速比 a4/a1隨之確定.而試驗(yàn)氣體的初始狀態(tài)通常是常溫空氣,即 a1確定.再根據(jù)式(8)可以得到驅(qū)動(dòng)氣體聲速 a4.至此,試驗(yàn)所需驅(qū)動(dòng)/被驅(qū)動(dòng)氣體參數(shù)即可全部確定.

Mas決定了試驗(yàn)氣體的增壓與增焓比.對(duì)上述公式進(jìn)一步分析可知 Mas取決于壓比 p4/p1和聲速比 a4/a1,隨 p4/p1和 a4/a1的增大而增大.Mas一定時(shí)通過(guò)增加驅(qū)動(dòng)段與被驅(qū)動(dòng)段的聲速比可以減小所需壓比,降低風(fēng)洞建設(shè)難度,這需要驅(qū)動(dòng)氣體具備高聲速特性.例如在293 K,101.325 kPa 標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)下空氣作為被驅(qū)動(dòng)氣體,氫氣驅(qū)動(dòng)時(shí) Mas=6.02,而氦氣驅(qū)動(dòng)時(shí) Mas=3.42,因此從聲速特性考慮,氫氣是更合適的驅(qū)動(dòng)氣體.

2.2 驅(qū)動(dòng)方式及設(shè)備簡(jiǎn)介

高焓激波風(fēng)洞依據(jù)驅(qū)動(dòng)方式可以分為3 類:加熱輕氣體驅(qū)動(dòng)[31]、自由活塞驅(qū)動(dòng)[32]和爆轟驅(qū)動(dòng)[33].這3 類激波風(fēng)洞是目前國(guó)際高焓燃燒流動(dòng)研究應(yīng)用的主力試驗(yàn)手段,已經(jīng)獲得了大量數(shù)據(jù).

加熱輕氣體驅(qū)動(dòng)方式采用了高聲速特性的輕氣體作為驅(qū)動(dòng)氣體,再通過(guò)加熱進(jìn)一步提升其聲速.代表性的是美國(guó)的LENS 系列激波風(fēng)洞[31].LENS 1 采用電加熱氫氣或氦氣作為驅(qū)動(dòng)氣體;LENS 2 直接采用氦氣/氮?dú)庾鳛轵?qū)動(dòng)氣體.但這類風(fēng)洞每次試驗(yàn)需要消耗大量輕氣體,運(yùn)行成本相對(duì)較高.而且大量輕氣體的儲(chǔ)存、運(yùn)輸、加熱和排放存在諸多不安全因素.另外,驅(qū)動(dòng)氣體通過(guò)機(jī)械壓縮達(dá)到高壓,其結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和壓縮功率限制了風(fēng)洞輸出功率.這些因素使得應(yīng)用加熱輕氣體驅(qū)動(dòng)模式,難以進(jìn)一步增大風(fēng)洞尺寸、提升風(fēng)洞輸出功率.

自由活塞驅(qū)動(dòng)是利用高速運(yùn)動(dòng)的自由活塞,壓縮產(chǎn)生高壓驅(qū)動(dòng)氣體的一種運(yùn)行模式.它把重活塞加速到較高速度,依靠其慣性動(dòng)能壓縮產(chǎn)生高壓驅(qū)動(dòng)氣體.已經(jīng)建造應(yīng)用的自由活塞驅(qū)動(dòng)激波風(fēng)洞有澳大利亞國(guó)立大學(xué)的T3、昆士蘭大學(xué)的T4,美國(guó)加州理工學(xué)院的T5,德國(guó)DLR 的HEG,日本國(guó)家航天實(shí)驗(yàn)中心的KEK 和HIEST,以及航天十一院FD21[32,34-36].這種驅(qū)動(dòng)技術(shù)的缺點(diǎn)是高焓試驗(yàn)氣流品質(zhì)不高,試驗(yàn)時(shí)間太短.其根本原因是對(duì)于自由活塞運(yùn)動(dòng)缺乏有效的控制機(jī)制,活塞運(yùn)動(dòng)不存在定常壓縮過(guò)程,造成駐室壓力波動(dòng)嚴(yán)重.例如HIEST 總長(zhǎng)接近100 m,但試驗(yàn)時(shí)長(zhǎng)僅2～ 3 ms,且這段時(shí)間內(nèi)駐室壓力還持續(xù)降低.另外,自由活塞驅(qū)動(dòng)技術(shù)相對(duì)復(fù)雜,重活塞制動(dòng)困難,攜帶的慣性能量有限,在一定程度上限制了自由活塞驅(qū)動(dòng)技術(shù)的應(yīng)用與擴(kuò)展.

爆轟是一種能量釋放率極高的特殊燃燒現(xiàn)象,可達(dá)普通燃燒的億倍以上.爆轟驅(qū)動(dòng)是利用爆轟后高溫、高壓氣體作為風(fēng)洞驅(qū)動(dòng)氣源的一種驅(qū)動(dòng)方式[33],具有方便高效、輸出功率大、驅(qū)動(dòng)能力可預(yù)測(cè)、可控的優(yōu)勢(shì).典型爆轟驅(qū)動(dòng)風(fēng)洞包括中科院力學(xué)所的JF10,JF12 和JF24 等.

表3 是典型高焓激波風(fēng)洞的主要參數(shù).可見(jiàn),風(fēng)洞運(yùn)行時(shí)長(zhǎng)均為毫秒量級(jí),總壓上限僅LENS I 風(fēng)洞接近80 MPa,其余風(fēng)洞大都不超過(guò)30 MPa,不能滿足自由射流式研究.因此,增加試驗(yàn)時(shí)間、提高氣流總壓是發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)激波風(fēng)洞技術(shù)的重要發(fā)展方向.

表3 典型高焓激波風(fēng)洞Table 3 Typical high-enthalpy shock tunnels

2.3 爆轟驅(qū)動(dòng)激波風(fēng)洞

如前所述,試驗(yàn)氣流總溫越高,縫合運(yùn)行條件要求驅(qū)動(dòng)氣體聲速越高,因此爆轟驅(qū)動(dòng)風(fēng)洞擅長(zhǎng)模擬高總溫、高總壓試驗(yàn)氣流.JF10 激波風(fēng)洞利用了這一優(yōu)勢(shì),可模擬5 km/s 以上超高速飛行條件.為了模擬較低總溫試驗(yàn)氣流,需要降低驅(qū)動(dòng)氣體聲速,即增加驅(qū)動(dòng)氣體中惰性氣體(N2,Ar 等)含量,這會(huì)導(dǎo)致起始爆轟困難.為了低總溫運(yùn)行,JF12 采用小驅(qū)大模式,可模擬 Maf6～ 9 發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)條件,但使得進(jìn)一步提升總壓存在困難.陸星宇等[38]提出一種封閉式點(diǎn)火管設(shè)計(jì),沒(méi)有沿用點(diǎn)火管與驅(qū)動(dòng)段連通的傳統(tǒng)結(jié)構(gòu),而是以膜片將點(diǎn)火管隔離為獨(dú)立腔體.點(diǎn)火管的封閉性帶來(lái)提升起爆能力的新途徑,即提高點(diǎn)火管初始?jí)毫吞畛洚?dāng)量比可燃?xì)怏w.系列研究表明利用封閉式點(diǎn)火管相關(guān)技術(shù),無(wú)需變截面驅(qū)動(dòng)即可滿足寬范圍總溫模擬需求,避免了變截面驅(qū)動(dòng)導(dǎo)致總壓損失等問(wèn)題.

以爆轟驅(qū)動(dòng)技術(shù)為基礎(chǔ),解決高稀釋比驅(qū)動(dòng)氣體直接起始爆轟和高總溫條件下縫合運(yùn)行等技術(shù)難題,中科院力學(xué)所高溫氣體動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室研制出JF24 激波風(fēng)洞,如圖12 所示,主體分為激波管和真空艙兩部分.激波管總長(zhǎng)23 m,由卸爆段、驅(qū)動(dòng)段和被驅(qū)動(dòng)段組成,長(zhǎng)度分別為2.5 m,13 m 和7.5 m,卸爆段內(nèi)徑260 mm,驅(qū)動(dòng)段和被驅(qū)動(dòng)段內(nèi)徑皆為130 mm.真空艙內(nèi)徑1.4 m,長(zhǎng)5.5 m.JF24 風(fēng)洞可提供氣流總溫3000 K～ 6000 K,總壓最高20 MPa,典型總壓變化曲線如圖13 所示,不同來(lái)流條件下試驗(yàn)時(shí)間略有不同,約5～10 ms,可采用直連或半自由射流方式開(kāi)展 Maf9～ 12 發(fā)動(dòng)機(jī)研究.

圖12 JF24 激波風(fēng)洞示意圖Fig.12 Schematic of JF24 shock tunnel

圖13 JF24 激波風(fēng)洞典型的來(lái)流總壓-時(shí)間曲線Fig.13 Typical stagnation pressure time histories of the test inflow by JF24 shock tunnel

近兩年在國(guó)家自然科學(xué)基金重大科研儀器項(xiàng)目支持下,力學(xué)所正在研制爆轟驅(qū)動(dòng)超高速高焓激波風(fēng)洞JF22.它能夠模擬30～ 70 km 高度、Maf=10～25的飛行條件,氣流總溫最高可達(dá)8500 K,且試驗(yàn)時(shí)間長(zhǎng)增至40 ms.該風(fēng)洞預(yù)計(jì)2022 年底建成并完成驗(yàn)收,將為 Maf10+高溫氣體動(dòng)力學(xué)前沿問(wèn)題提供實(shí)驗(yàn)設(shè)備基礎(chǔ),也可以支持高馬赫數(shù)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的基礎(chǔ)和應(yīng)用研究.

3 高馬赫數(shù)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)地面和飛行試驗(yàn)

由于激波風(fēng)洞僅有毫秒級(jí)試驗(yàn)時(shí)長(zhǎng),與燃燒流動(dòng)的特征時(shí)間相當(dāng),而且發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)離解與熱化學(xué)非平衡效應(yīng)與時(shí)間歷程密切相關(guān),毫秒級(jí)試驗(yàn)難以獲取多維度長(zhǎng)時(shí)間測(cè)試數(shù)據(jù).因此有必要開(kāi)展低成本飛行試驗(yàn),以彌補(bǔ)現(xiàn)有地面試驗(yàn)技術(shù)的不足,地面試驗(yàn)與飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)相結(jié)合推進(jìn)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的認(rèn)識(shí)與理解.

美國(guó)NASA 于1997 年啟動(dòng)Hyper-X 計(jì)劃,研發(fā)用于高超聲速飛機(jī)的氫燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī),并驗(yàn)證機(jī)身/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)方法、試驗(yàn)技術(shù)和計(jì)算方法,及發(fā)動(dòng)機(jī)/熱防護(hù)/飛控等分系統(tǒng)集成技術(shù).2004 年7 月,該計(jì)劃X-43 A 飛行器開(kāi)展了高馬赫數(shù)自由飛行試驗(yàn)[39].圖14 是飛行示意圖,X-43 A 由B-52 B 運(yùn)輸機(jī)和飛馬座號(hào)運(yùn)載火箭送至預(yù)定軌道.超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作期間,X-43 A 獲得了推阻平衡,以馬赫數(shù)9.6 巡航飛行約10 s.此次飛行證明了氫燃料高馬赫數(shù)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)可行.

圖14 X-43 A 馬赫數(shù)9.6 飛行試驗(yàn)示意圖[38]Fig.14 X-43 A Mach 9.6 flight mission profile[38]

X-43 A 飛行試驗(yàn)前,Rogers 等[40]在HyPulse 激波風(fēng)洞開(kāi)展了全高度-部分寬度發(fā)動(dòng)機(jī)模型試驗(yàn).圖15是地面與飛行試驗(yàn)典型的發(fā)動(dòng)機(jī)沿程壁面壓力對(duì)比,可見(jiàn)二者符合程度較高.這表明雖然HyPulse風(fēng)洞的試驗(yàn)時(shí)間僅有2～ 3 ms,但可以為飛行試驗(yàn)提供有效數(shù)據(jù)支持.

圖15 X-43 A 馬赫數(shù)9.6 飛行(F3)與地面發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)壁面壓力分布對(duì)比[40]Fig.15 Comparison of X-43 A engine ground test and Mach 9.6 flight(F3) pressure distribution[40]

澳大利亞在高馬赫數(shù)地面與飛行試驗(yàn)研究方面非?；钴S.自1997 年,先后和英國(guó)、日本等國(guó)合作逐步開(kāi)展了HyShot 系列4 次飛行試驗(yàn)[41].首要目標(biāo)是驗(yàn)證基于激波風(fēng)洞的研究成果適用于飛行,并探索運(yùn)用探空火箭開(kāi)展低成本飛行試驗(yàn)[42].除了第一次飛行因故障未能將試驗(yàn)件送到預(yù)定軌道,后3 次飛行均成功實(shí)現(xiàn)馬赫數(shù)7.7 左右?guī)эw,但公開(kāi)報(bào)道較少[43],典型地面與飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)符合較好[44].

2006 年,澳大利亞國(guó)防科技機(jī)構(gòu)(DSTO)和美國(guó)空軍實(shí)驗(yàn)室(AFRL)牽頭啟動(dòng)多國(guó)合作的HiFire項(xiàng)目[45-46].發(fā)展高效低成本飛行試驗(yàn)技術(shù),以彌補(bǔ)地面試驗(yàn)設(shè)備不足,獲取發(fā)動(dòng)機(jī)和飛行器的長(zhǎng)時(shí)間試驗(yàn)數(shù)據(jù),并對(duì)氣動(dòng)布局、推進(jìn)和控制等基礎(chǔ)問(wèn)題開(kāi)展研究.該項(xiàng)目采用探空火箭將試驗(yàn)件送至預(yù)定軌道,打開(kāi)保護(hù)罩開(kāi)展試驗(yàn)件帶飛試驗(yàn)[47],或釋放試驗(yàn)件開(kāi)展自由飛行試驗(yàn)[48].目前已開(kāi)展多次飛行且仍在進(jìn)行,其中涉及推進(jìn)系統(tǒng)的包括HiFire-2,HiFire-3 和HiFire-7 3 次試驗(yàn).前兩者于2012 年成功開(kāi)展最大飛行馬赫數(shù)8 左右?guī)эw試驗(yàn)[45,46].HiFire-2 在約13 s 有效試驗(yàn)時(shí)間內(nèi)飛行馬赫數(shù)從6 增加到8.4,研究了碳?xì)淙剂暇匦伟l(fā)動(dòng)機(jī)在加速過(guò)程中亞燃轉(zhuǎn)超燃的模態(tài)轉(zhuǎn)換現(xiàn)象,并初步探索上限飛行馬赫數(shù)[47].HiFire-3 采用氫燃料軸對(duì)稱發(fā)動(dòng)機(jī),著重研究進(jìn)氣道提前噴注技術(shù)以提升馬赫數(shù)上限,并在T4 激波風(fēng)洞開(kāi)展了試驗(yàn)研究[48].進(jìn)氣道噴注技術(shù)會(huì)在第6.1 節(jié)詳細(xì)介紹.HiFire-7 同樣采用進(jìn)氣道噴注,在2018 年開(kāi)展了馬赫數(shù)8 自由飛行試驗(yàn),計(jì)劃獲取推力與地面數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比,由于GPS 遙測(cè)系統(tǒng)故障未能實(shí)現(xiàn)[49].但它首次通過(guò)飛行試驗(yàn)證明了方轉(zhuǎn)橢圓內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道在高空低雷諾數(shù)來(lái)流條件下的自起動(dòng)能力.此外,基于T4 風(fēng)洞的地面試驗(yàn)表明在馬赫數(shù)8.1 來(lái)流條件下發(fā)動(dòng)機(jī)可以實(shí)現(xiàn)高效燃燒,典型沿程壓力分布如圖16 所示[50].

圖16 HiFire-7 全尺寸發(fā)動(dòng)機(jī)模型T4 激波風(fēng)洞試驗(yàn)典型的沿程壓力[50]Fig.16 Typical wall-pressure distributions of HiFire-7 full-scale engine tests in T4 shock tunnel[50]

2003 年美國(guó)國(guó)防預(yù)先研究計(jì)劃局(DARPA)和空軍實(shí)驗(yàn)室啟動(dòng)Falcon 計(jì)劃,研發(fā)可重復(fù)使用、水平起降且馬赫數(shù)10 巡航高超聲速飛機(jī)[51-52].作為Falcon 計(jì)劃一部分,2004 年起DARPA 資助澳大利亞和美國(guó)合作開(kāi)展HyCAUSE 項(xiàng)目[53-54],研究氫燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在馬赫數(shù)10 飛行條件下的推進(jìn)和操控性能,對(duì)比地面和飛行數(shù)據(jù),并推動(dòng)低成本飛行試驗(yàn)技術(shù)進(jìn)步.該項(xiàng)目在T4 風(fēng)洞開(kāi)展試驗(yàn)著重研究了進(jìn)氣道噴注方案對(duì)點(diǎn)火和燃燒的促進(jìn)作用,并在LENS I 激波風(fēng)洞研究基于內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的軸對(duì)稱發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì),公開(kāi)報(bào)道較少.2007 年,開(kāi)展了飛行馬赫數(shù)9.5 左右探空火箭帶飛試驗(yàn),火箭失穩(wěn)導(dǎo)致試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)未能成功點(diǎn)火[53].但內(nèi)收縮比遠(yuǎn)大于Kantrowitz 極限的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道數(shù)次再起動(dòng),證明了這類進(jìn)氣道出色的高空再起動(dòng)性能.

澳大利亞制定了20 年規(guī)劃[55],研發(fā)基于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的天地運(yùn)載器(SCRAMSPACE).第一階段,在澳空間研究計(jì)劃(ASRP)資助下,2011 年啟動(dòng)由昆士蘭大學(xué)主導(dǎo)的SCRAMSPACE I 國(guó)際合作飛行試驗(yàn)項(xiàng)目[56-57],回答軸對(duì)稱內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道噴注-radical farm 發(fā)動(dòng)機(jī)在馬赫數(shù)8 飛行條件下的推進(jìn)性能,并驗(yàn)證現(xiàn)有激波風(fēng)洞試驗(yàn)方法和數(shù)值方法.圖17是典型沿程壓力分布對(duì)比,可見(jiàn)HEG 激波風(fēng)洞數(shù)據(jù)與CFD 符合尚可[58].2013 年進(jìn)行了飛行試驗(yàn),但火箭故障導(dǎo)致試驗(yàn)件未能進(jìn)入預(yù)定軌道[59].除上述試驗(yàn),澳大利亞基于T4 風(fēng)洞發(fā)展了一系列高馬赫數(shù)燃燒強(qiáng)化方法,將在第6 節(jié)詳細(xì)介紹.

圖17 SCRAMSPACE I HEG 風(fēng)洞試驗(yàn)與CFD 沿程壓力分布對(duì)比[58]Fig.17 Typical wall-pressure distributions of SCRAMSPACE I by HEG tunnel test and CFD data[58]

為了讓超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在更寬飛行馬赫數(shù)范圍內(nèi)高效工作,日本學(xué)者首次提出超混合型支板設(shè)計(jì),即在常規(guī)支板后緣設(shè)置交錯(cuò)斜楔以產(chǎn)生流向渦增進(jìn)摻混并強(qiáng)化燃燒[60].較低飛行馬赫數(shù)的試驗(yàn)表明超混合型支板性能優(yōu)于常規(guī)支板[60-62].為進(jìn)一步驗(yàn)證在更高飛行馬赫數(shù)條件下無(wú)分離超燃模態(tài)的超混合型支板性能,并對(duì)比地面/飛行試驗(yàn)和CFD 數(shù)據(jù),日本設(shè)計(jì)了采用此支板的HyShot-IV 發(fā)動(dòng)機(jī),并與澳大利亞合作成功開(kāi)展了飛行馬赫數(shù)7.7 帶飛試驗(yàn)[41].飛行試驗(yàn)公開(kāi)報(bào)道較少,但HIEST 激波風(fēng)洞的試驗(yàn)結(jié)果顯示在無(wú)分離超燃模態(tài),超混合型支板(CNR5-R17)性能優(yōu)于壁面直噴(normal injector)和后臺(tái)階噴注(backstep injector)[63].典型沿程壓力分布對(duì)比如圖18 所示.基于超混合型支板的高馬赫數(shù)燃燒強(qiáng)化方法研究將在第6.3 節(jié)詳細(xì)介紹.

圖18 HIEST 激波風(fēng)洞試驗(yàn)典型的沿程壓力分布[63]Fig.18 Typical wall-pressure distributions based on tests in HIEST shock tunnel[63]

國(guó)內(nèi)高馬赫數(shù)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)研究起步較晚,但多家單位已建成地面試驗(yàn)設(shè)施包括F D 2 1,FD14 A,JF12 和JF24 激波風(fēng)洞,并開(kāi)展了初步試驗(yàn)研究[36,64-66].姚軒宇等[64]在JF12 風(fēng)洞實(shí)現(xiàn)了飛行馬赫數(shù)9.5 氫燃料發(fā)動(dòng)機(jī)的百毫秒級(jí)點(diǎn)火與燃燒過(guò)程.盧洪波等[36]在FD21 風(fēng)洞開(kāi)展了飛行馬赫數(shù)8 氫燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的自由射流試驗(yàn),與氮?dú)鈦?lái)流試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比證明了空氣來(lái)流條件下,發(fā)動(dòng)機(jī)在1 ms 試驗(yàn)時(shí)間內(nèi)實(shí)現(xiàn)點(diǎn)火與燃燒.吳里銀等[65]在FD14 A 風(fēng)洞實(shí)現(xiàn)了飛行馬赫數(shù)10 氫燃料發(fā)動(dòng)機(jī)的點(diǎn)火與燃燒.張旭等[37]在JF24 風(fēng)洞首先實(shí)現(xiàn)了碳?xì)淙剂显隈R赫數(shù)10 飛行條件下的穩(wěn)定燃燒,并探索了小支板耦合雙排噴注的高馬赫數(shù)強(qiáng)化燃燒方法.Zhou 等[66]基于同一試驗(yàn)?zāi)Ｐ?利用高速相機(jī)和內(nèi)窺光纖實(shí)現(xiàn)了圓截面燃燒室內(nèi)氫火焰結(jié)構(gòu)的拍攝,典型火焰圖像如圖19 所示.可見(jiàn)凹腔處火焰一直較強(qiáng).這表明雖然高馬赫數(shù)飛行條件下高焓氣流中氫燃料著火延遲時(shí)間較低,常規(guī)凹腔穩(wěn)焰裝置仍然起到穩(wěn)焰作用.綜上,國(guó)內(nèi)已具備高馬赫數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)的地面試驗(yàn)?zāi)芰?可以支撐關(guān)鍵技術(shù)研究.

圖19 高馬赫數(shù)燃燒室激波風(fēng)洞試驗(yàn)典型火焰圖[66]Fig.19 Typical flame image in high Mach number circular combustor by shock tunnel test[66]

4 高馬赫數(shù)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)總體評(píng)估

超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的上限飛行馬赫數(shù)由推進(jìn)性能和熱防護(hù)能力共同決定,推力應(yīng)該能克服高馬赫數(shù)加速及巡航飛行的氣動(dòng)阻力,結(jié)構(gòu)應(yīng)能夠抗住長(zhǎng)時(shí)間飛行的熱載荷.基于耦合傳熱模型的熱力循環(huán)或準(zhǔn)一維的總體分析方法,對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力和熱防護(hù)能力進(jìn)行快速的總體評(píng)估,可以為高馬赫數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)的后續(xù)研究提供方向性或規(guī)律性的參考建議.

4.1 推進(jìn)性能的總體評(píng)估

Waltrup[67]對(duì)推阻平衡的總體評(píng)估表明碳?xì)淙剂铣紱_壓發(fā)動(dòng)機(jī)飛行馬赫數(shù)上限 (Ma0)max約10.0.Wang 等[68]進(jìn)一步耦合傳熱評(píng)估認(rèn)為 (Ma0)max約8.0～ 10.0,前提是計(jì)算飛行器阻力的參考面積與來(lái)流捕獲面積之比kAR滿足約束.圖20 是不同 kAR條件下的 (Ma0)max,圖中 ηb是燃燒效率.可見(jiàn) kAR越大,則 (Ma0)max越小.這是因?yàn)樽枇⒖济娣e和阻力系數(shù)一定時(shí),kAR越大則來(lái)流捕獲面積越小,導(dǎo)致更小捕獲流量和推力.為了推阻平衡,(Ma0)max降低.

圖20 不同 kAR 條件下最大飛行馬赫數(shù) (Ma0)max [68]Fig.20 (Ma0)max at different kAR [68]

Waltrup[67]發(fā)現(xiàn)噴管出口與來(lái)流捕獲面積之比、燃燒室面積擴(kuò)張比對(duì) (Ma0)max影響較大,而進(jìn)氣道面積收縮比影響較小.Smart[69]發(fā)現(xiàn)在馬赫數(shù)6～ 12 飛行條件下,為了最大化熱力循環(huán)效率和比沖,進(jìn)氣道增壓比最佳值均介于50～ 100.Zhang等[70]進(jìn)一步發(fā)現(xiàn)進(jìn)氣道非等熵壓縮效率以及最高燃燒溫度均對(duì)推力和比沖性能上限有顯著影響.基于等面積燃燒模型,Cao 等[71]認(rèn)為高馬赫數(shù)燃燒應(yīng)工作在超燃模態(tài),可以獲得最優(yōu)推力上限.Roux 等[72]結(jié)合等壓和等馬赫數(shù)燃燒模型也認(rèn)為高馬赫數(shù)燃燒應(yīng)工作在超燃模態(tài),且最佳燃燒室入口馬赫數(shù)與飛行馬赫數(shù)正相關(guān).上述研究?jī)H考慮最優(yōu)化推力上限.為避免燃燒過(guò)程出現(xiàn)過(guò)度離解,Ji 等[73]在給定燃燒室入口溫度的上限約束條件下進(jìn)行評(píng)估研究,他們認(rèn)為為了同時(shí)最優(yōu)化推力和比沖上限,燃燒室入口溫度應(yīng)接近此上限約束.Yang 等[74]還對(duì)比了熱力循環(huán)不同加熱過(guò)程的影響,圖21 是傳統(tǒng)等壓加熱過(guò)程以及等壓-等溫混合加熱過(guò)程在不同巡航馬赫數(shù)條件下的推力,Yang 認(rèn)為不同巡航馬赫數(shù)條件下等壓-等溫混合加熱過(guò)程均可以顯著提升推力.

圖21 采用傳統(tǒng)等壓加熱和等壓-等溫混合加熱循環(huán)的發(fā)動(dòng)機(jī)最大推力[74]Fig.21 Thrust vs.cruise Mach number using traditional and compound thermodynamic cycles,respectively[74]

上述總體評(píng)估證明了超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)能夠滿足高馬赫數(shù)飛行的動(dòng)力需求,但總體分析方法普遍沒(méi)考慮到高溫離解效應(yīng).針對(duì)此不足,徐雪睿和仲峰泉[75]提出解離效率的概念,建立解離效率與來(lái)流空氣溫度、壓力以及燃料當(dāng)量比的關(guān)系.并借此分析了高馬赫數(shù)燃燒室一維流動(dòng)與傳熱性能,定量評(píng)估了解離對(duì)燃燒室性能的影響.

4.2 熱防護(hù)的總體評(píng)估

在較高馬赫數(shù)飛行條件下高焓反應(yīng)流中結(jié)構(gòu)熱負(fù)荷顯著增加,更需主被動(dòng)結(jié)合的熱防護(hù)設(shè)計(jì),包括再生冷卻、沖擊射流冷卻、膜冷卻、發(fā)汗冷卻、噴霧冷卻等先進(jìn)冷卻方法及其組合形式[76-78].其中,以燃料作為再生冷卻劑是最具代表性的主動(dòng)冷卻方法,還能回收熱量以提高熱力循環(huán)效率.圖22 是結(jié)合了再生冷卻與隔熱涂層的典型主被動(dòng)結(jié)合熱防護(hù)設(shè)計(jì).它包含燃燒室主體結(jié)構(gòu)、內(nèi)側(cè)隔熱涂層和外側(cè)再生冷卻通道.主體結(jié)構(gòu)常用耐高溫合金,C/SiC等復(fù)合材料具有耐溫2200 K 以上且熱導(dǎo)率低的優(yōu)點(diǎn),可以作為隔熱涂層.

圖22 隔熱涂層與再生冷卻組合熱防護(hù)示意圖[79]Fig.22 Schematic diagram of combined active and passive thermal protection systems[79]

如4.1 節(jié)所述,氫和碳?xì)淙剂隙伎梢詽M足高馬赫數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力性能需求,而液氫冷卻性能更佳.羅世彬等[80]對(duì)氫燃料發(fā)動(dòng)機(jī)再生冷卻與飛行器氣動(dòng)加熱的總體分析表明合理配置噴注方案并提高冷卻通道出口溫度,能夠滿足 Maf6～ 12 冷卻需求.Zhang 等[79]對(duì)所示冷卻結(jié)構(gòu)的氫燃料燃燒室進(jìn)行了一維流耦合傳熱分析,圖23 是不同當(dāng)量比 Φ 條件下燃燒室主體結(jié)構(gòu)最大壁溫 Twa,圖中水平點(diǎn)劃線表示耐溫極限是1275 K,“active”表示僅采用再生冷卻,“combined”表示隔熱涂層耦合再生冷卻.該結(jié)果證明了相比于僅采用再生冷卻,添加隔熱涂層可以進(jìn)一步提升熱防護(hù)能力.此外,在低于耐溫極限前提下,耦合冷卻方式的當(dāng)量比范圍更廣,有利于控制設(shè)計(jì).

圖23 不同當(dāng)量比 Φ 燃燒室主體的最大壁溫 Twa [79]Fig.23 Maximum temperature of combustor main structure Twa at different Φ [79]

相比氫燃料,煤油等碳?xì)淙剂想m然冷卻性能較低,但通過(guò)裂解可以增加其總有效熱沉,且存儲(chǔ)和使用更加方便[81-82].針對(duì)碳?xì)淙剂显偕鋮s的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī),Wang 等[68]進(jìn)行了基于典型等動(dòng)壓彈道的流動(dòng)耦合傳熱總體分析,獲得了推阻平衡與熱防護(hù)共同限制下的飛行馬赫數(shù)上限 (Ma0)max.圖24 是不同燃燒室長(zhǎng)徑比 L/D 條件下的 (Ma0)max,Tfmax和Twmax分別是冷卻通道內(nèi)燃料最大溫度以及最大壁溫約束.可見(jiàn),L/D 對(duì) (Ma0)max有顯著影響,L/D 越小,(Ma0)max越大.這是由于隨著飛行馬赫數(shù)提高,最高燃?xì)鉁囟群捅诿鏌崃髟黾?要求 L/D 更小以降低總熱負(fù)荷.

圖24 不同燃燒室長(zhǎng)徑比 L/D 條件下 (Ma0)max [68]Fig.24 Maximum (Ma0)max at different L/D [68]

上述再生冷卻的耦合傳熱總體分析中未考慮燃料供給方式的影響.針對(duì)此不足,Qin 等[83]假設(shè)燃料由渦輪泵裝置供給,設(shè)計(jì)了圖25 所示二次冷卻系統(tǒng):燃料泵入冷卻通道,經(jīng)過(guò)一段距離吸收來(lái)自發(fā)動(dòng)機(jī)的熱量,稱之為一次冷卻;然后高溫燃料流入渦輪并對(duì)泵做功;流出渦輪的燃料溫度更低,重新作為冷卻劑流入冷卻通道,稱之為二次冷卻;此后,燃料噴入燃燒室.圖26 是總體分析得到的典型燃燒室沿程壁溫.recooling cycle 表示二次冷卻循環(huán)分析,regenerative cooling 表示再生冷卻循環(huán)分析.該結(jié)果表明針對(duì)燃料二次冷卻方式,基于再生冷卻的總體分析高估壁溫,即低估熱防護(hù)能力.

圖25 耦合渦輪泵燃料供給系統(tǒng)的二次冷卻循環(huán)[83]Fig.25 Schematic of recooling cycle with turbine pump fuel supply system[83]

圖26 再生冷卻與二次冷卻典型燃燒室沿程壁溫[83]Fig.26 Comparison of gas-side wall temperature distributions in recooling cycle and regenerative cooling cycle,respectively[83]

5 熱化學(xué)非平衡效應(yīng)

如1.1 節(jié)所述,高馬赫數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)高焓流動(dòng)燃燒過(guò)程離解、復(fù)合與熱化學(xué)非平衡現(xiàn)象愈加顯著,會(huì)極大影響流動(dòng)燃燒、傳熱特性及發(fā)動(dòng)機(jī)性能.此外,激波壓縮產(chǎn)生的試驗(yàn)氣流處于熱化學(xué)非平衡,其馬赫數(shù)、溫度和組分等參數(shù)與實(shí)際飛行的熱力學(xué)平衡來(lái)流存在一定偏差,也會(huì)造成高馬赫數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)和燃燒試驗(yàn)數(shù)據(jù)的天地差異.學(xué)者們針對(duì)性地采用數(shù)值方法研究了離解、復(fù)合與熱化學(xué)非平衡效應(yīng).

5.1 超高速空氣流動(dòng)的真實(shí)氣體效應(yīng)

空氣流動(dòng)的真實(shí)氣體效應(yīng)指的是考慮高溫空氣的物性隨溫度變化,且包含離解/復(fù)合化學(xué)反應(yīng)或熱化學(xué)非平衡效應(yīng).Maf4.0～ 7.0 進(jìn)氣道研究中通常不考慮空氣化學(xué)反應(yīng),采用量熱完全氣體模型CPG 或者熱完全氣體模型TPG,而高馬赫數(shù)下總溫達(dá)到2500 K 以上需要探索真實(shí)氣體效應(yīng)影響.針對(duì)具有代表性的二元高超聲速進(jìn)氣道[84],張啟帆等[85]研究了真實(shí)氣體效應(yīng)對(duì)設(shè)計(jì)點(diǎn) Maf=10 二元進(jìn)氣道的影響,對(duì)比了量熱完全氣體模型CPG、熱完全氣體模型TPG、化學(xué)非平衡氣體模型CNEG 和化學(xué)平衡氣體模型CEG 的計(jì)算結(jié)果.結(jié)果表明壁面附近邊界層/分離區(qū)存在真實(shí)氣體效應(yīng),而且邊界層內(nèi)極少量離解反應(yīng)遠(yuǎn)未達(dá)到化學(xué)平衡,主流溫度較低不足以發(fā)生離解.Maf=10 條件下,除了壁面附近溫度和熱流差異,化學(xué)非平衡CNEG 計(jì)算結(jié)果與熱完全氣體模型TPG 接近.圖27 對(duì)比了TPG 和CNEG 模型在機(jī)身一側(cè)壁溫分布,可知邊界層內(nèi)離解吸熱能降低進(jìn)氣道的整體壁溫和熱流.此外,離解反應(yīng)通過(guò)對(duì)不起動(dòng)狀態(tài)分離包的抑制將進(jìn)氣道再起動(dòng)馬赫數(shù)從9.8 降到9.4.內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道具有長(zhǎng)度更短且便于和前體一體化設(shè)計(jì)的優(yōu)點(diǎn)[86].代春良等[87]研究了設(shè)計(jì)點(diǎn) Maf=10 內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的真實(shí)氣體效應(yīng)影響.除上述4 種模型,計(jì)算考察了熱化學(xué)非平衡氣體模型TNEG.同樣發(fā)現(xiàn)邊界層和分離區(qū)內(nèi)離解和化學(xué)非平衡現(xiàn)象,并且TNEG 計(jì)算結(jié)果的離解程度高于CNEG.結(jié)合相關(guān)研究[10,12],這很可能是因?yàn)門(mén)NEG 計(jì)算結(jié)果在激波前后邊界層內(nèi),熱力學(xué)非平衡導(dǎo)致明顯更高的平動(dòng)溫升和略低的振動(dòng)溫升,也即有效溫度更高,這意味著空氣的離解反應(yīng)更加迅速.

圖27 不同氣體模型二元進(jìn)氣道典型沿程壁溫[85]Fig.27 Typical wall-temperature distributions of 2-D inlet using different gas models[85]

隔離段位于進(jìn)氣道和燃燒室之間,能容納釋熱區(qū)高壓引起的激波串,防止高壓前傳導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)不起動(dòng)[88].Fiévet 等[13]在靜壓27.36 kPa、靜溫1040 K、馬赫數(shù)2.0 入口來(lái)流且反壓一致為90.18 kPa條件下,研究了隔離段內(nèi)激波串的熱力學(xué)非平衡現(xiàn)象.圖28 和圖29 分別是熱力學(xué)平衡和非平衡隔離段流動(dòng)的馬赫數(shù)和靜壓云圖.絕對(duì)坐標(biāo) x 除以入口高度 h 以無(wú)量綱,xs1是首道激波起始位置.圖28 顯示熱力學(xué)非平衡使得激波串更靠近上游,即更長(zhǎng)的激波串.這是由于激波前后氧氣可以迅速達(dá)到熱力學(xué)平衡,但是氮?dú)獾恼駝?dòng)溫度直到出口仍接近凍結(jié),導(dǎo)致沿程更高的平動(dòng)溫升,體現(xiàn)為更緩慢壓升和更長(zhǎng)的偽激波串.但同時(shí)如圖29 所示,在熱力學(xué)非平衡流動(dòng)中激波反射結(jié)構(gòu)更為緊湊,激波節(jié)更短,其影響機(jī)理還需探索.

圖28 熱力學(xué)平衡和非平衡假設(shè)下典型的隔離段馬赫數(shù)云圖[13]Fig.28 Typical Mach number contours assuming thermal equilibrium and nonequilibrium,respectively[13]

圖29 熱力學(xué)平衡和非平衡隔離段典型靜壓云圖[13]Fig.29 Typical pressure contours assuming thermal equilibrium and nonequilibrium,respectively[13]

Gehre 等[10]在馬赫數(shù)6.0、總溫3305 K 來(lái)流條件下,研究了熱力學(xué)非平衡對(duì)進(jìn)氣道噴注的點(diǎn)火、燃燒特性及天地?cái)?shù)據(jù)差異的影響.分別計(jì)算3 個(gè)工況,EQ-EQ 工況是參照,處于熱力學(xué)平衡,EQ-NE 工況模擬飛行,即熱力學(xué)平衡來(lái)流條件下的非平衡流動(dòng),NE-NE 模擬激波風(fēng)洞試驗(yàn),來(lái)流條件和流動(dòng)均為熱力學(xué)非平衡.圖30 是進(jìn)氣道第一個(gè)分離區(qū)內(nèi)橫截面有效溫度T 云圖.T 根據(jù)平動(dòng)溫度 Tt和振動(dòng)溫度Tv的加權(quán)計(jì)算得到,3 個(gè)工況的有效溫度最大值Tmax分別是1631 K,1499 K 和1574 K.結(jié)果顯示雖然 Tmax差別不大,但會(huì)造成氧氣離解反應(yīng)速率的顯著差別[10],且T 越高離解反應(yīng)越迅速.EQ-EQ 工況的 Tmax最大,離解最迅速,高溫區(qū)內(nèi)離解組分O 含量最高.換言之,在進(jìn)氣道噴注燃料的情況下,由于O 能促進(jìn)點(diǎn)火和燃燒,若不考慮熱力學(xué)非平衡,則燃燒仿真中點(diǎn)火會(huì)提前發(fā)生,且高估燃燒強(qiáng)度.另外兩個(gè)工況的對(duì)比顯示NE-NE 工況 Tmax高于EQ-NE.可以作類似地推測(cè),進(jìn)氣道噴注燃料的激波風(fēng)洞試驗(yàn)中燃燒會(huì)強(qiáng)于飛行試驗(yàn).

圖30 進(jìn)氣道內(nèi)首個(gè)高溫分離區(qū)橫截面的有效溫度分布[10]Fig.30 Typical cross-sectional effective temperature distributions of the first hot pocket in the inlet[10]

激波壓縮產(chǎn)生的高焓試驗(yàn)氣流處于熱力學(xué)非平衡且含少量離解組分,經(jīng)過(guò)激波風(fēng)洞噴管之后仍處于熱化學(xué)非平衡.噴管出口處超高速氣流的參數(shù)如振動(dòng)溫度、組分濃度和馬赫數(shù)等難以直接測(cè)量,需結(jié)合計(jì)算得到.針對(duì)T4 激波風(fēng)洞提供的總溫3400 K、總壓44.2 MPa、馬赫數(shù)8 左右試驗(yàn)氣流,不同于Lorrain[89]采用TECN 模型進(jìn)行計(jì)算,忽略熱力學(xué)非平衡僅考慮化學(xué)非平衡,Han 等[90]采用了TNCN 模型,同時(shí)考慮熱力學(xué)和化學(xué)非平衡.表4 是兩種模型計(jì)算得到的風(fēng)洞噴管出口處試驗(yàn)氣流參數(shù),包括馬赫數(shù) Ma、靜壓 p、平動(dòng)溫度 Tt、振動(dòng)溫度 Tv,及NO 和 O 質(zhì)量分?jǐn)?shù) YNO和 YO.可見(jiàn),兩種模型的計(jì)算結(jié)果有明顯差別.例如,TECN 模型得到靜溫T=315.4 K,而TNCN 模型得到 Tt和Tv分別是260.6 K 和640.3 K,這是由于風(fēng)洞噴管內(nèi)超高速試驗(yàn)氣流的熱力學(xué)非平衡現(xiàn)象,振動(dòng)溫度的變化滯后于平動(dòng)溫度.該結(jié)果表明在計(jì)算激波風(fēng)洞試驗(yàn)氣流參數(shù)時(shí),不僅需要考慮化學(xué)非平衡,熱力學(xué)非平衡現(xiàn)象也很顯著,也應(yīng)予以考慮.

Han 等[90]進(jìn)一步研究了熱力學(xué)非平衡對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)無(wú)燃料流動(dòng)的影響.兩個(gè)計(jì)算工況分別采用表4中TECN 和TNCN 來(lái)流條件,并分別假設(shè)流動(dòng)處于熱力學(xué)平衡和非平衡,但都考慮化學(xué)非平衡.計(jì)算結(jié)果顯示不僅局限于激波風(fēng)洞試驗(yàn)氣流,熱力學(xué)非平衡的影響貫穿整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流道,圖31 是發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)稱面的數(shù)值紋影,可見(jiàn)兩個(gè)工況在波系結(jié)構(gòu)的細(xì)節(jié)上有所不同.差異性也體現(xiàn)在發(fā)動(dòng)機(jī)的一維平均參數(shù)分布上,譬如馬赫數(shù)和靜溫,延續(xù)了來(lái)流參數(shù)的差異.但另一方面,若以來(lái)流靜壓對(duì)沿程壁面壓力進(jìn)行無(wú)量綱化,則兩個(gè)工況與試驗(yàn)數(shù)據(jù)的符合程度相當(dāng).以上結(jié)果表明即使無(wú)燃料噴注,也應(yīng)考慮到熱力學(xué)非平衡對(duì)高馬赫數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流動(dòng)的影響.

表4 T4 激波風(fēng)洞試驗(yàn)來(lái)流參數(shù)[90]Table 4 T4 shock tunnel test inflow parameters[90]

圖31 高馬赫數(shù)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)典型的無(wú)燃料流場(chǎng)數(shù)值紋影[90]Fig.31 Typical numerical schlieren images of scramjet engine without fuel[90]

5.2 高超聲速燃燒的熱化學(xué)非平衡效應(yīng)

隨著飛行馬赫數(shù)提高,高超聲速燃燒現(xiàn)象中離解與熱力學(xué)非平衡效應(yīng)的影響會(huì)愈加顯著.針對(duì)氫燃料軸向噴注圓截面燃燒室,在平動(dòng)溫度1500 K、振動(dòng)溫度1030 K、靜壓57.76 kPa、馬赫數(shù)2.32 熱力學(xué)非平衡來(lái)流條件下,Koo 等[11]采用多步簡(jiǎn)化機(jī)理計(jì)算了熱力學(xué)非平衡燃燒場(chǎng),作為對(duì)比,在來(lái)流溫度1500 K 條件下計(jì)算了熱力學(xué)平衡燃燒場(chǎng).圖32是典型穩(wěn)定燃燒場(chǎng)的OH 組分質(zhì)量分?jǐn)?shù)云圖,表征燃燒區(qū)分布[91-92],可見(jiàn)火焰主要位于射流與主流之間的剪切層,在熱力學(xué)非平衡的影響下,火焰前鋒更靠近下游且燃燒更弱.該現(xiàn)象源于溫度對(duì)反應(yīng)速率的影響.圖33是熱力學(xué)非平衡燃燒場(chǎng)的平動(dòng)溫度Tt和振動(dòng)溫度 Tv云圖,沿主流方向,剪切層外側(cè) Tt不斷降低 Tv不斷升高,但都始終低于平衡流1500 K 靜溫.而 Tt和 Tv共同決定氫氣的離解反應(yīng)與鏈分支反應(yīng)速率,特別是 Tv略低會(huì)導(dǎo)致反應(yīng)速率顯著下降,導(dǎo)致火焰前鋒位于更下游,燃燒更弱.

圖32 典型OH 組分質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布[11]Fig.32 Typical OH mass fraction distribution[11]

圖33 熱力學(xué)非平衡燃燒場(chǎng)典型 Tt 和 Tv 分布[11]Fig.33 Typical Tt and Tv contours of thermal-nonequilibrium combustion flow[11]

上述軸向噴注在實(shí)際發(fā)動(dòng)機(jī)中并不常見(jiàn),而更實(shí)用的橫向噴注方式產(chǎn)生弓形激波會(huì)導(dǎo)致射流附近更強(qiáng)的熱力學(xué)非平衡效應(yīng).Fiévet 等[12]針對(duì)氫燃料橫向噴注燃燒室,首先依據(jù)馬赫數(shù)8,30 km 飛行條件下進(jìn)氣道的RANS 計(jì)算分別得到熱力學(xué)非平衡和平衡的燃燒室來(lái)流馬赫數(shù)為4.2 時(shí)的參數(shù)條件,進(jìn)一步考察了熱力學(xué)非平衡的影響.由于燃燒室入口上游氣流總焓守恒,燃燒室非平衡來(lái)流的平動(dòng)溫度Tt-in高于平衡來(lái)流靜溫 Tin,振動(dòng)溫度 Tv-in低于 Tin.分別以此非平衡和平衡來(lái)流條件開(kāi)展燃燒室非平衡和平衡燃燒場(chǎng)計(jì)算,圖34 是典型穩(wěn)定燃燒場(chǎng)的OH 組分質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布,然而與圖32 現(xiàn)象不同,熱力學(xué)非平衡燃燒場(chǎng)中火焰前鋒處于更上游位置并且燃燒更強(qiáng).該差異的原因就是橫向噴注射流附近的熱力學(xué)非平衡,圖35 是熱力學(xué)非平衡燃燒場(chǎng)在噴孔附近的平動(dòng)溫度 Tt分布,經(jīng)過(guò)弓形激波Tt上升到約2800 K,這顯著高于熱力學(xué)平衡流波后1800 K 的靜溫.同時(shí),波后振動(dòng)溫度 Tv約1500 K,僅略低于1800 K.因此,Tt和 Tv加權(quán)得到的波后有效溫度較高,反應(yīng)更迅速,生成更多O 和H 等自由基,有利于點(diǎn)火和燃燒.

圖34 穩(wěn)定燃燒典型的OH 組分質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布[12]Fig.34 Typical OH mass fraction distributions of stabilized combustion[12]

圖35 熱力學(xué)非平衡燃燒場(chǎng)噴孔附近 Tt 分布[12]Fig.35 Typical Tt contour of thermal-nonequilibrium combustion flow[12]

噴管作為燃燒室下游部件,其化學(xué)反應(yīng)特性繼承自燃燒室.燃燒室出口離解組分在噴管加速降溫流動(dòng)中會(huì)部分復(fù)合,若燃燒室沒(méi)有充分燃燒,剩余燃料可以在噴管補(bǔ)燃.Stalker 等[93]試驗(yàn)和仿真均發(fā)現(xiàn)噴管補(bǔ)燃可以得到與燃燒室充分燃燒相當(dāng)?shù)陌l(fā)動(dòng)機(jī)推力.由于飛行馬赫數(shù)提高一般意味著更短駐留時(shí)間,噴管補(bǔ)燃有利于拓寬發(fā)動(dòng)機(jī)長(zhǎng)度限制下的飛行馬赫數(shù)上限.類似地,Huang 等[94]對(duì)化學(xué)非平衡噴管流的數(shù)值模擬表明相比凍結(jié)流,在較高總焓來(lái)流條件下,噴管補(bǔ)燃和復(fù)合放熱均對(duì)推力有提升作用.張曉源等[7]在燃料完全燃燒的來(lái)流條件下,發(fā)現(xiàn)隨Maf增加噴管復(fù)合反應(yīng)愈加顯著.Maf=6 條件下復(fù)合反應(yīng)可忽略,而 Maf=8 條件下復(fù)合放熱讓噴管推力比凍結(jié)流高出約1.6%.圖36是 Maf=8 條件下最終產(chǎn)物水在噴管內(nèi)質(zhì)量分?jǐn)?shù)與入口值之比云圖,隨著氣流加速降溫,離解組分逐漸復(fù)合生成水,這會(huì)放熱進(jìn)而提升推力.此外,在燃料已充分燃燒、馬赫數(shù)2.0 來(lái)流條件下,他們研究了來(lái)流靜溫和靜壓對(duì)噴管復(fù)合反應(yīng)及推力的影響[95],結(jié)果表明來(lái)流靜溫提高導(dǎo)致復(fù)合放熱更明顯,并顯著影響推力,而來(lái)流靜壓的影響很小.來(lái)流靜溫從2000 K 提高到3000 K 之后,相比凍結(jié)流,復(fù)合放熱導(dǎo)致的推力提升幅度從0.03% 增加到5%.但來(lái)流靜壓從75 kPa 增加到175 kPa,推力提升幅度無(wú)明顯變化.更高來(lái)流溫度導(dǎo)致復(fù)合反應(yīng)更迅速,且來(lái)流離解程度更高意味著潛在可復(fù)合放熱量更多.而來(lái)流靜壓提高雖然讓反應(yīng)更快,但來(lái)流離解程度更低即潛在可復(fù)合放熱量較少.

圖36 噴管內(nèi)水組分質(zhì)量分?jǐn)?shù)與入口值之比云圖[7]Fig.36 H2O mass fraction contour of the nozzle normalized by the inlet value[7]

發(fā)動(dòng)機(jī)各部件工作過(guò)程密切關(guān)聯(lián),有必要認(rèn)識(shí)離解效應(yīng)作用下整機(jī)的燃燒流動(dòng)現(xiàn)象.Landsberg 等[14]針對(duì)進(jìn)氣道和燃燒室同時(shí)噴注氫燃料的發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型開(kāi)展化學(xué)非平衡數(shù)值模擬,對(duì)比了地面激波風(fēng)洞試驗(yàn)和自由飛行兩種工況整機(jī)燃燒流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的差異.飛行來(lái)流為純空氣,風(fēng)洞來(lái)流含少量NO 和O 組分.同時(shí),由于長(zhǎng)時(shí)間飛行采用再生冷卻,燃料噴注溫度和發(fā)動(dòng)機(jī)壁溫高于地面.圖37 是進(jìn)氣道內(nèi)燃料離解產(chǎn)物OH 的質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布,可見(jiàn)飛行工況OH 在更上游出現(xiàn)且進(jìn)氣道內(nèi)OH 濃度更高.長(zhǎng)時(shí)間工作后更高壁溫意味著更厚邊界層與離解,且更高噴注溫度提升了穿透深度.這些因素有利于進(jìn)氣道內(nèi)點(diǎn)火更早發(fā)生且燃燒更強(qiáng).

圖37 進(jìn)氣道OH 質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布[14]Fig.37 OH mass fraction contour in the inlet[14]

圖38 是燃燒室和噴管溫度云圖,可見(jiàn)飛行工況燃燒室和噴管內(nèi)氣流溫度更高.與地面工況相比,更高壁溫減少約27.7%散熱損失,但更嚴(yán)重的離解效應(yīng)導(dǎo)致總釋熱減少16.8%.以上結(jié)果表明高馬赫數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火、燃燒和傳熱特性存在天地差異,且受到離解的顯著影響,基于激波風(fēng)洞的發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)與評(píng)估需要適當(dāng)修正才能用于飛行試驗(yàn).

圖38 燃燒室和噴管溫度分布[14]Fig.38 T contour of combustor and nozzle[14]

從上述研究可知在高馬赫數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi),隨著飛行馬赫數(shù)提高,離解、復(fù)合與熱化學(xué)非平衡現(xiàn)象對(duì)流動(dòng)燃燒和性能的影響愈加顯著.但目前地面性能試驗(yàn)僅毫秒級(jí)有效時(shí)間且測(cè)量手段匱乏,而飛行試驗(yàn)高成本和低效率,使得高馬赫數(shù)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的豐富度遠(yuǎn)低于 Maf4.0～ 7.0 發(fā)動(dòng)機(jī),因此,數(shù)值計(jì)算對(duì)高馬赫數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)研究具有更重要的支撐作用.由于準(zhǔn)確模擬離解/復(fù)合復(fù)雜反應(yīng)需要更多步簡(jiǎn)化反應(yīng)機(jī)理,且要考慮熱力學(xué)非平衡模型,高馬赫數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)的數(shù)值計(jì)算在兼顧保真度和計(jì)算成本上面臨更大挑戰(zhàn).針對(duì)該挑戰(zhàn),姚衛(wèi)[96-97]發(fā)展了動(dòng)態(tài)分區(qū)火焰面模型DZFM,很好地兼顧了保真度和計(jì)算效率,為高馬赫數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)離解、復(fù)合與熱化學(xué)非平衡效應(yīng)研究奠定了良好的基礎(chǔ).圖39是基于DZFM 模型進(jìn)行IDDES 計(jì)算得到的典型高馬赫數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒場(chǎng)分布.

圖39 基于DZFM 模型的典型高馬赫數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)流場(chǎng)OH質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布[96]Fig.39 Typical OH mass fraction distribution of high Mach number scramjet based on DZFM model[96]

6 燃料增混和燃燒強(qiáng)化技術(shù)

超高速氣流中射流穿透深度大幅降低不利于摻混,極短駐留時(shí)間與摻混燃燒弛豫時(shí)間矛盾更為突出,高馬赫數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)的摻混和燃燒組織面臨更大挑戰(zhàn).此外,低雷諾數(shù)氣流的邊界層急劇增厚,導(dǎo)致燃燒室入口低能流占比大幅提高且非對(duì)稱性極為顯著,對(duì)下游燃燒特性產(chǎn)生影響.同時(shí),更高焓氣流中點(diǎn)火延遲時(shí)間顯著降低,即燃燒過(guò)程更傾向于由摻混控制.鑒于高馬赫數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)上述特點(diǎn),學(xué)者們針對(duì)性研究了超高速高焓氣流中的燃料增混和燃燒強(qiáng)化技術(shù).

6.1 基于進(jìn)氣道噴注的激波強(qiáng)化燃燒技術(shù)

高馬赫數(shù)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流速非常高,如果仍如同 Maf4.0～ 7.0 發(fā)動(dòng)機(jī)僅在燃燒室噴注燃料,極短駐留時(shí)間內(nèi)很難實(shí)現(xiàn)充分摻混.并且考慮到高馬赫數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)壁面摩阻相對(duì)于推力的比例較大,發(fā)動(dòng)機(jī)長(zhǎng)度存在最佳值,繼續(xù)通過(guò)增加長(zhǎng)度改善摻混反而會(huì)因?yàn)槟ψ柽^(guò)大導(dǎo)致推力下降[98].為了增加有效摻混距離,Turner 和Smart[99]開(kāi)展了進(jìn)氣道噴注氫燃料發(fā)動(dòng)機(jī)的半自由射流試驗(yàn),試驗(yàn)氣流模擬接近進(jìn)氣道設(shè)計(jì)點(diǎn)的 Maf8.1、高度32 km 飛行條件.結(jié)果顯示不同當(dāng)量比的燃燒效率均約60%,當(dāng)量比0.5 以上即得到正推力,且直到0.92 以上才發(fā)生不起動(dòng),證明了進(jìn)氣道噴注可以用于高馬赫數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī).

進(jìn)氣道噴注的優(yōu)點(diǎn)不僅在于增加摻混距離,還可以利用激波強(qiáng)化燃燒.Barth 等[100]對(duì) Maf12.0 氫燃料噴注進(jìn)氣道開(kāi)展了燃燒場(chǎng)數(shù)值計(jì)算,圖40 是典型的OH 質(zhì)量分?jǐn)?shù)云圖.可見(jiàn)燃料在外壓段高溫邊界層內(nèi)逐漸離解,生成少量OH 自由基.進(jìn)入內(nèi)通道之后,外罩激波與邊界層的相互作用產(chǎn)生更高溫分離區(qū),會(huì)導(dǎo)致激波誘導(dǎo)點(diǎn)火并強(qiáng)化燃燒現(xiàn)象的發(fā)生.圖41 是這一現(xiàn)象的示意圖[101-102],激波/激波、激波/邊界層交互作用導(dǎo)致的高溫低速區(qū)域有利于當(dāng)?shù)氐狞c(diǎn)火和燃燒,從而在區(qū)域內(nèi)產(chǎn)生包含自由基的部分預(yù)混高溫可燃?xì)怏w,這又能夠促進(jìn)下游燃燒.這一個(gè)個(gè)小區(qū)域被形象地稱之為“radical farm”.

圖40 進(jìn)氣道噴注典型OH 組分質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布[100]Fig.40 Typical OH mass fraction contour by inlet injection[100]

圖41 激波誘導(dǎo)燃燒示意圖[101]Fig.41 Schematic of shock-induced combustion[101]

研究人員進(jìn)一步深入探索了進(jìn)氣道噴注與燃燒室噴注的組合應(yīng)用.Suraweera 和Smart[103]對(duì)氫燃料發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)展半自由射流試驗(yàn)對(duì)比了進(jìn)氣道噴注、燃燒室噴注和組合噴注3 種方式,試驗(yàn)氣流模擬Maf8.7 飛行條件.圖42 是不同當(dāng)量比 φ的推力系數(shù) CT.可見(jiàn)以推力性能為目標(biāo),進(jìn)氣道噴注在低當(dāng)量比時(shí)較優(yōu),但當(dāng)量比0.61 以上即發(fā)生不起動(dòng).燃燒室噴注在中等當(dāng)量比時(shí)較優(yōu),但當(dāng)量比繼續(xù)增加之后推力趨于平穩(wěn),這很可能是由于摻混受限.在高當(dāng)量比條件下,組合噴注較優(yōu)且當(dāng)量比越高優(yōu)勢(shì)越明顯.Doherty等[104]在模擬 Maf10.4 條件下開(kāi)展了設(shè)計(jì)點(diǎn)馬赫數(shù)12.0 發(fā)動(dòng)機(jī)的自由射流試驗(yàn),結(jié)果類似,組合噴注在總當(dāng)量比1.17 實(shí)現(xiàn)了高效燃燒.Landsberg 等[105]對(duì)設(shè)計(jì)點(diǎn)馬赫數(shù)12.0 發(fā)動(dòng)機(jī)在設(shè)計(jì)來(lái)流條件下的數(shù)值計(jì)算結(jié)果則證實(shí)進(jìn)氣道與燃燒室噴注當(dāng)量比3 :7 的組合噴注方式下,發(fā)動(dòng)機(jī)長(zhǎng)度即使縮短一半,總當(dāng)量比1.24 的燃燒效率仍然較高,僅從86.7%下降到81.3%.進(jìn)一步的試驗(yàn)也再次表明組合噴注相比于單獨(dú)噴注的優(yōu)勢(shì).

圖42 進(jìn)氣道噴注、燃燒室噴注和組合噴注3 種方式在不同當(dāng)量比φ條件下的推力系數(shù) CT [103]Fig.42 Thrust coefficient CT vs.ER φ by inlet/combustor/combined injection schemes[103]

進(jìn)氣道外壓段噴注會(huì)導(dǎo)致進(jìn)氣道出口燃料與氧化劑濃度匹配的非對(duì)稱分布[100,106],不利于燃料的橫向擴(kuò)散.以氫燃料進(jìn)氣道噴注為例,圖43 是典型進(jìn)氣道出口 O2和O H 組分質(zhì)量分?jǐn)?shù)云圖.可見(jiàn)機(jī)身body 一側(cè)附近,由于燃料部分地離解與燃燒富含OH但缺乏 O2,但外罩cowl 一側(cè)由于射流穿透深度有限,燃料不足以擴(kuò)散到該區(qū)域,富含 O2且?guī)缀鯖](méi)有 OH .

圖43 進(jìn)氣道噴注典型進(jìn)氣道出口組分分布[106]Fig.43 Typical inlet outlet species mass fraction contour of inlet injection[106]

為了充分利用進(jìn)氣道下游外罩一側(cè)富余 O2進(jìn)行摻混,Barth 等[106]針對(duì)性地定制圖44 所示非對(duì)稱的燃燒室噴孔排布,在外罩一側(cè)安排5 個(gè)噴孔,而機(jī)身一側(cè)沒(méi)有噴孔,在設(shè)計(jì)點(diǎn) Maf12.0 飛行條件下對(duì)進(jìn)氣道耦合燃燒室噴注的發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒場(chǎng)開(kāi)展仿真計(jì)算[106],燃燒室分別采用定制噴孔與可以減小摩阻的均勻分布膜冷卻噴孔[107-108].結(jié)果顯示,定制噴孔在更短距離內(nèi)實(shí)現(xiàn)了更好的摻混與燃燒,并且兩種噴孔方案的摩阻差不多.考慮到高馬赫數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)摩阻相對(duì)于推力的比例較大,且摩阻大小隨發(fā)動(dòng)機(jī)長(zhǎng)度增加近乎成比例增加[98],定制噴孔有利于在保證推力的前提下減小發(fā)動(dòng)機(jī)長(zhǎng)度.

圖44 定制的非對(duì)稱噴孔排布[106]Fig.44 Tailored asymmetric fuel injection holes[106]

6.2 多孔介質(zhì)噴注與補(bǔ)氧噴注方法

多孔離散分布是燃料噴注的常見(jiàn)形式,每個(gè)噴孔處燃料射流與主流之間的剪切層以及附近反向旋轉(zhuǎn)的流向渦對(duì)能夠促進(jìn)摻混,且射流引起的弓形激波與附近的低速區(qū)有利于點(diǎn)火和穩(wěn)焰[18,109].但噴孔離散分布并不利于燃料在展向的擴(kuò)散與摻混.就適用于高馬赫數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣道噴注而言,在高馬赫數(shù)來(lái)流條件下,離散噴孔導(dǎo)致較強(qiáng)的弓形激波和明顯的分離流動(dòng),會(huì)強(qiáng)化進(jìn)氣道外壓段的燃燒,但容易引起不起動(dòng)現(xiàn)象.因此,從發(fā)動(dòng)機(jī)性能的角度,更希望利用進(jìn)氣道噴注可以增加摻混距離的優(yōu)勢(shì),同時(shí)減弱或避免進(jìn)氣道外壓段的燃燒.

陶瓷復(fù)合材料可制備具有隨機(jī)網(wǎng)狀結(jié)構(gòu)的多孔介質(zhì).相比于離散噴孔,具有一定孔隙率的特點(diǎn)使得相同流量的情況下,多孔介質(zhì)噴孔有明顯更大且連續(xù)的噴注面積,這有利于燃料的展向擴(kuò)散摻混.Capra 等[101]模擬 Maf9.67,高度30 km 飛行條件對(duì)進(jìn)氣道分別采用常規(guī)離散噴孔和新型多孔介質(zhì)噴孔開(kāi)展了對(duì)比仿真研究,證明了多孔介質(zhì)噴孔可以實(shí)現(xiàn)更好的摻混和燃燒.圖45 是兩種噴孔典型進(jìn)氣道摻混場(chǎng)的靜壓和溫度云圖,可見(jiàn)相比于離散噴孔射流導(dǎo)致的分離-弓形-再附復(fù)雜激波結(jié)構(gòu)并伴隨明顯分離流動(dòng),多孔介質(zhì)噴孔射流形成更規(guī)則且集中的附體斜激波,其下游沒(méi)有明顯流動(dòng)分離,可以弱化外壓段的燃燒,有利于發(fā)動(dòng)機(jī)保持起動(dòng)狀態(tài).同時(shí),更集中的附體斜激波配合外罩激波可以在內(nèi)壓段形成更強(qiáng)的激波反射結(jié)構(gòu)和更多高溫低速分離區(qū),可以強(qiáng)化內(nèi)壓段的燃燒.并且,圖中下游特別是內(nèi)壓段邊界層更高的溫度證明了更大噴注面積的多孔介質(zhì)噴孔有利于展向擴(kuò)散摻混.總之,多孔介質(zhì)噴注在更有利于發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)的前提下,射流附近附體斜激波和由此引起內(nèi)壓段更強(qiáng)的激波-膨脹波反射結(jié)構(gòu)對(duì)摻混和燃燒具有重要促進(jìn)作用.

圖45 多孔介質(zhì)噴孔和離散噴孔的進(jìn)氣道化學(xué)凍結(jié)流靜溫T和靜壓 p 云圖[101]Fig.45 T and p contours of chemically frozen flow with porous and porthole inlet injections,respectively[101]

由于極短駐留時(shí)間內(nèi)難以摻混,且高空低密度來(lái)流捕獲流量的減小限制高馬赫數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力上限,Razzaqi 和Smart[110]針對(duì)性研究了補(bǔ)氧噴注方案,即燃料與少量氧氣預(yù)混再?gòu)倪M(jìn)氣道噴注.試驗(yàn)結(jié)果證明該方案可以改善摻混并提升推力性能上限.僅恰當(dāng)比所需氧氣量約10%比例的補(bǔ)氧量即可提升相當(dāng)比例的燃燒效率,并得到更高沿程壓升即推力提升.Petty 等[98]數(shù)值模擬發(fā)現(xiàn)補(bǔ)氧噴注對(duì)燃燒效率和推力的提升幅度甚至高于補(bǔ)氧比例,并歸因于發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)混合層物性的改變促進(jìn)了湍流生成,進(jìn)而改善摻混.Capra[111]數(shù)值研究了圖46 所示非預(yù)混和預(yù)混兩種補(bǔ)氧方式,結(jié)果顯示二者摻混相似,但預(yù)混補(bǔ)氧的點(diǎn)火和燃燒更好,甚至燃燒過(guò)強(qiáng)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)不起動(dòng),而非預(yù)混則可能點(diǎn)火失敗.進(jìn)一步試驗(yàn)[112]證明結(jié)合多孔介質(zhì)噴注,僅約10%補(bǔ)氧即可提升壁面壓力超過(guò)40%,并得到更好的推力和比沖.

圖46 非預(yù)混和預(yù)混補(bǔ)氧噴注示意圖[111]Fig.46 Schematic of nonpremixed and premixed oxygen enrichment[111]

6.3 基于支板的激波-渦干擾控制燃燒技術(shù)

作為發(fā)動(dòng)機(jī)主流道壁面噴注的補(bǔ)充,支板噴注的優(yōu)勢(shì)是保證大尺寸燃燒室中燃料的充分摻混,常用于 Maf4.0～ 7.0 發(fā)動(dòng)機(jī)[113-116].小支板具有流動(dòng)損失更低的優(yōu)點(diǎn),張旭[37]通過(guò) Maf10 級(jí)風(fēng)洞試驗(yàn)論證了小支板噴注器耦合雙排近距噴注能夠有效地強(qiáng)化摻混與高馬赫數(shù)燃燒,且小支板與燃燒室壁面同時(shí)噴注可以實(shí)現(xiàn)更好的燃料混合.為減小超高速氣流中前緣激波、支板摩阻等造成的流動(dòng)損失,研究人員提出改進(jìn)的超混合型支板,圖47 是兩種典型設(shè)計(jì),分別是交錯(cuò)斜楔型[60-62]和抗分離型[117-118],前者包含前緣面和平行側(cè)壁,后者只保留前緣面.基本改進(jìn)思路一致,在傳統(tǒng)支板后緣設(shè)計(jì)交錯(cuò)布置的斜坡/楔.如圖48 所示,氣流經(jīng)過(guò)交錯(cuò)斜坡/楔,分別產(chǎn)生激波和膨脹波,波后展向壓力梯度會(huì)誘導(dǎo)產(chǎn)生流向渦,提升支板增混能力[119].Hiejima[120]通過(guò)數(shù)值研究認(rèn)為這類支板入射激波與下游流向渦相互作用導(dǎo)致的渦破碎有利于火焰?zhèn)鞑?是其強(qiáng)化燃燒的原因.

圖47 超混合型支板的典型構(gòu)型[61,118]Fig.47 Typical hypermixer strut configurations[61,118]

圖48 超混合型支板后緣產(chǎn)生流向渦示意圖[119]Fig.48 Schematic diagram of streamwise vortex generation by hypermixer strut[119]

在高馬赫數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)中,Hiejima 等[118]通過(guò)不同的交錯(cuò)楔型支板長(zhǎng)度改變?nèi)肷浼げê椭О逑掠瘟飨驕u的相互作用位置,數(shù)值結(jié)果表明該位置顯著地影響燃燒區(qū)域和燃燒強(qiáng)度.入射激波作用于支板后緣噴孔附近時(shí),會(huì)在后緣處誘導(dǎo)分離并發(fā)生強(qiáng)燃燒,這不利于熱防護(hù)設(shè)計(jì).如果作用于支板側(cè)壁,則由于入射激波無(wú)法直接作用于下游流向渦,燃燒較弱.所以,應(yīng)當(dāng)合理設(shè)計(jì)支板長(zhǎng)度,讓入射激波作用在支板下游一定距離處,既可以強(qiáng)化燃燒,又避免支板后緣附近釋熱過(guò)強(qiáng)的熱防護(hù)困難.

交錯(cuò)楔型支板在入射激波作用下后緣附近容易分離,是附近釋熱過(guò)強(qiáng)的原因.針對(duì)該不足,Hiejima等[118]研究了圖47 (b)所示抗分離型支板.其長(zhǎng)度更短以降低摩擦損失,且更小的前緣夾角誘導(dǎo)的入射激波更弱,變相提高了支板后緣處抗分離能力.同時(shí),去掉了平行側(cè)壁,在后緣類似坡度情況下實(shí)現(xiàn)更大氣流偏折角,斜坡之間展向壓力梯度更大,能誘導(dǎo)下游更強(qiáng)的流向渦,有利于強(qiáng)化燃燒.圖49是典型數(shù)值紋影和燃燒產(chǎn)物 H2O 濃度分布,可見(jiàn)抗分離型支板能實(shí)現(xiàn)高馬赫數(shù)條件下的強(qiáng)燃燒,且支板后緣無(wú)分離,燃燒區(qū)遠(yuǎn)離支板有利于熱防護(hù).

圖49 抗分離型支板燃燒室的典型質(zhì)量分?jǐn)?shù)云圖[118]Fig.49 Typical contours of (a) schlieren and (b) H2O mass fraction using the separation-resistant strut[118]

根據(jù)上述研究可知,超混合型支板通過(guò)引入額外的流向渦增強(qiáng)摻混,進(jìn)而強(qiáng)化燃燒,并且可以通過(guò)入射激波與渦相互作用的設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)燃燒區(qū)域和強(qiáng)度的控制,能夠拓展支板的上限工作馬赫數(shù),適用于高馬赫數(shù)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī).

7 總結(jié)與展望

高馬赫數(shù)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)研究剛起步,其推阻平衡、熱防護(hù)特性以及針對(duì)不同燃料的飛行馬赫數(shù)上限仍沒(méi)有確切的回答.本文分析了高馬赫數(shù)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵科學(xué)技術(shù)問(wèn)題,并對(duì)其研究進(jìn)展等進(jìn)行了綜述和分析,期望能為后續(xù)研究提供一些支持.

(1) 分析了高馬赫數(shù)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)相比Maf4.0～ 7.0 發(fā)動(dòng)機(jī)所面臨的科學(xué)與技術(shù)問(wèn)題,包括高焓離解與熱化學(xué)非平衡效應(yīng)及對(duì)性能的影響規(guī)律、超高速氣流燃料增混與燃燒強(qiáng)化技術(shù)、高超聲速燃燒與進(jìn)氣壓縮的匹配及工作模態(tài)、高焓低雷諾數(shù)邊界層流動(dòng)及控制方法、高焓流動(dòng)/燃燒的熱防護(hù)、高馬赫數(shù)地面試驗(yàn)風(fēng)洞技術(shù)等,需針對(duì)性開(kāi)展相關(guān)研究以支撐發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)突破.

(2)介紹了現(xiàn)階段應(yīng)用于高馬赫數(shù)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的脈沖風(fēng)洞技術(shù)及相關(guān)國(guó)內(nèi)外的風(fēng)洞設(shè)施,其中力學(xué)所發(fā)展的爆轟驅(qū)動(dòng)技術(shù)具有試驗(yàn)時(shí)間長(zhǎng)、運(yùn)行成本低等優(yōu)點(diǎn),有利于發(fā)展更長(zhǎng)時(shí)間試驗(yàn)風(fēng)洞.

(3)國(guó)際上發(fā)展了高效低成本飛行試驗(yàn)技術(shù),并通過(guò)地面和飛行試驗(yàn)研究獲得了高馬赫數(shù)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的基礎(chǔ)數(shù)據(jù),論證了高馬赫數(shù)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在馬赫數(shù)10 附近的可行性.

(4)綜述了國(guó)內(nèi)外在高馬赫數(shù)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)方面的進(jìn)展,包括發(fā)動(dòng)機(jī)性能及熱管理的建模分析、發(fā)動(dòng)機(jī)流動(dòng)/燃燒的熱化學(xué)非平衡效應(yīng)及影響、燃料增混和燃燒強(qiáng)化技術(shù).總體而言,相關(guān)研究已經(jīng)取得了階段性成果.

為了更好地突破高馬赫數(shù)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù),回答發(fā)動(dòng)機(jī)工作上限問(wèn)題,給出幾點(diǎn)建議如下.

(1)高馬赫數(shù)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒室設(shè)計(jì)原理是否與馬赫數(shù)4～ 7 發(fā)動(dòng)機(jī)相同是一個(gè)未定的問(wèn)題和挑戰(zhàn),目前對(duì)高馬赫數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)的流動(dòng)及燃燒的認(rèn)識(shí)仍很粗淺,需要圍繞發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能,深入摸清其機(jī)理,并呼喚新設(shè)計(jì)原理及思路,以增強(qiáng)燃料摻混和燃燒,同時(shí)降低流動(dòng)損失.

(2)燃燒的高焓離解與流動(dòng)的熱化學(xué)非平衡效應(yīng)對(duì)燃燒及發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響仍需要更全面準(zhǔn)確的回答,這關(guān)系高超聲速燃燒與氣流壓縮的匹配及發(fā)動(dòng)機(jī)工作模態(tài)的優(yōu)化.回答這一問(wèn)題需要開(kāi)發(fā)風(fēng)洞匹配的光學(xué)診斷技術(shù),也需要發(fā)展高效的理論及計(jì)算工具,比如需要建立熱力學(xué)非平衡的高精度理論模型,需要探索熱化學(xué)非平衡流復(fù)雜化學(xué)反應(yīng)流的高保真高效數(shù)值方法.

(3)高馬赫數(shù)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)熱防護(hù)涉及燃料特性、主被動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)、熱結(jié)構(gòu)及材料科學(xué),目前對(duì)這一問(wèn)題還沒(méi)有清晰的回答.總體熱管理性能的建模分析取得了一定進(jìn)展,但模型的完備性和精度仍需提高以支撐發(fā)動(dòng)機(jī)研究.

(4)針對(duì)飛行馬赫數(shù)10 條件發(fā)動(dòng)機(jī)性能研究,需要發(fā)展更長(zhǎng)時(shí)間激波風(fēng)洞技術(shù)和電弧風(fēng)洞的高壓運(yùn)行技術(shù),同步發(fā)展秒級(jí)新型風(fēng)洞技術(shù)以及低成本高效飛行試驗(yàn)技術(shù),配套發(fā)展毫秒級(jí)的力熱及光學(xué)測(cè)試技術(shù).