碳氢燃料超燃研究与应用

碳氢燃料超燃研究与应用关键词：燃料发动冲压压发0前言近年来，超燃冲压发动机研制水平已提高到一个新的阶段。

目前，国外一些高马赫数（Ma3=6〜8）的地面试验设备已经建成，可以用来进行超燃冲压发动机连管试验和自由射流试验。

同时，在计算技术（CFD）、高超声速空气动力学、高温材料与结构、气动热力学与燃料、测量技术和飞行试验等领域也取得了很大的成就，从而为超燃冲压发动机的应用铺平了道路。

在今后10年左右的时间内，碳氢燃料（煤油）超燃冲压发动机将会得到大力发展，用来作为飞行马赫数7以下的低成本、远程高超声速巡航导弹的动力装置［1］。

同时，双燃料（碳氢燃料与氢）超燃冲压发动机也将得到大力发展，用来作为远程高超声速无人驾驶侦察机、试验飞行器和未来空天飞机的动力装置。

由表1可见，超燃冲压发动机所使用的燃料种类是决定发动机结构与应用领域的主要因素之一。

对导弹武器来说，燃料的体积、贮存性、安全性和使用方便性是受到严格控制的，宜用贮存性好的碳氢燃料，而不宜用双燃料（碳氢燃料和氢），更不宜用氢作燃料。

如果用煤油作燃料，对超燃冲压发动机而言，存在的主要问题是煤油的可燃性较差，点火延迟长。

例如，对于飞行高度h=30km飞行马赫数为6的高超声速飞行，燃烧室内流动的典型马赫数为2,燃烧室的典型长度在1.0〜1.5m之间，气流通过燃烧室的时间非常短，小于2ms在如此短的时间内要使煤油雾化、蒸发、点火与充分燃料是不可能的，因为煤油的点火延迟较长，在0.05〜0.1MPa下，600〜1000K范围内，点火延迟约10ms左右。

为解决普通碳氢燃料和吸热型碳氢燃料的点火延尺问题，需要采取特殊可行的措施［2］。

表1主要的超燃冲压发动机类型与特性Table 1 Main types of scramjet and characteristic1碳氢燃料的超燃特性与应用范围1.1普通碳氢燃料（煤油、大比重煤油等）点火与燃燃特性如上所述，为保证煤油能在超声速气流中雾化、混合、点火、稳定燃烧和在燃烧室中较短的停留时间（小于2ms）内能完全燃烧等要求，过去国外曾提出过多种解决办法，如在煤油中加入添加剂和引燃剂。

但这种办法不宜采用，也不解决问题，反而引起价格昂贵、后勤复杂，有毒等问题；也有采用等离子点火器与催化剂来帮助点燃煤油，但是由于油气在燃烧室停留时间极短，所以采用这种办法也不能解决煤油的稳定燃烧问题，反而需要附加能源系统而变复杂，更不能解决在较低飞行Ma（如4〜5）状态下的煤油超燃点火性能。

针对上述情况，别列格（Billig）等学者提出一种高温富油燃气超燃方案［3］,来解决煤油的超燃点火稳定燃烧的问题。

通常将这种方案称为双燃烧室方案。

先将煤油喷入“突扩型” 亚燃室内燃烧，变成高温富油燃气，然后再喷到超声速空气流中点燃与稳定燃烧，并具有较短的化学反应时间，而且，也能保证煤油冲压发动机在较低的接力飞行马赫数Ma=4燃烧室进口空气流静温为523K左右）状态下超燃工作。

事实上，上述方案是一种冲压管道补燃的方案［4］,先将煤油与空气（部分）在亚燃冲压发动机中预燃，形成高温富油燃气，再喷入到超声速管道燃烧室中补燃，从而解决了液态煤油超燃的困难。

图1显示一种高温富油燃气流与超声速空气流平行的流动状态。

高温富油燃气来自突扩型亚燃燃烧室，燃气流出口马赫数为 1.2，超声速空气流的马赫数为2.13。

这两股平行气流在剪切层内混合与燃烧［2］。

由于富油燃气温度超过1600K 左右，在剪切层内富油燃气着火与稳定燃烧是很容易实现的。

而超燃效率主要受富油燃气的混合过程控制。

由于两股气流的温度、密度及速度之间存在差异，剪切层内会出现大尺度涡，可以增强混合过程；另一方面两股平行气流之间存在一定厚度的台阶，气流将发生有限膨胀与压缩，除了膨胀波与压缩波外，还存在回流区。

两股气流间回流区的影响与波系相互作用和高温富油燃气补燃放热的结果，都会增加剪切层的扩张角，有利于强化燃烧。

图1高温富油燃气和煤油喷孔的示意图Schematic of in jectors of fuel-richgas and kerose ne在工程应用计算中，通常采用壁面静压沿流向分布规律和已知的面积 A (X) 变化值，来研究沿气流流向的热释放分布、 总的放热量、燃烧区内沿程的流动参 数变化和超燃室出口处气流参数。

图 2 [5, 6]表示二种不同模拟气流总温状态 下所测得的壁面压力沿程分布。

图 2中较低的压力点代表相对应的冷态(无化学 反应)试验的壁面压力。

由图2可见，冷态压力分布规律与燃烧试验的压力分布 规律相似，但压力值较低，流动状态的变化仅仅是由于通道面积变化和壁面摩擦 作用引起的。

根据动量守恒和质量守恒方程，可按试验结果求出理论计算值，确 定总压恢复系数、加热量和燃烧效率。

图3显示煤油超燃效率与燃料当量比(ER) 的关系。

由图3可见，燃烧效率大致在当量比 ER=0.33〜0.42范围内达到最大， 效率可达0.5〜0.68之间，而总压恢复系数也在 0.45〜0.55之间。

0厲-Uli ；out -'O'4 LI■ hL-U7 ■图2煤油-空气(DCR)壁面压力测量值与理论值比较，(a)模拟Ma=4总温，(b)模拟Ma=6总温Fig.2 Comp aris on of exp erime ntal and theoretical wall pressures,(a) Simulat ing, T t of Ma=4, (b) Simulati ng T t of Ma=6丄 .* _, ■I 1:1 I 04 I A .S Ofr FH 图3燃烧效率与燃料当量比关系(a)模拟Ma=4总温，(b)模拟Ma=6总温Fig.3 Equivale nee ratio vs. Combusti on efficie ncyfor supersonic combusti on(a) Simulat ing, T t of Ma=4, (b) Simulat ing Tt of Ma=6如果在图1所示的侧壁处，向超声速空气流中喷入一部分煤油 (约占总的油量0.3左右)，则对模拟Ma=6的总温状态的超燃试验来说，可以强化燃烧， 改善超燃性能，如图4所示。

I Of04tlj II N rLVOJ 0^" 盲 矗 LK0厂吐 00 =1ILJ『2 1-0 11 «(>；hl -. "耳'一-J 〜厂 ft?~~5T” 礎--费萨 ‘口[;i.'m图4壁面静压分布Fig.4 Measured wall static p ressure distributio ns1.2 吸热型碳氢燃料点火与燃烧特征理论上可使液态碳氢燃料对飞行器和发动机本体进行冷却， 在吸收大量热量 后，变成气体氢和小分子量的气态碳氢化合物混合燃料， 进入到超燃室后，与超 声速空气流混合，实现氢点燃小分子量的气态碳氢化合物， 达到液态碳氢燃料的 超燃目的，通常称这种燃料为吸热型碳氢燃料。

但是，吸热型碳氢燃料需在超过 燃料闪点足够高的蒸发温度，以高压催化裂解，才能分裂成氢和小分子量的碳氢 化合物。

根据GH4高压催化裂解的试验显示，GH4需在镀铂内表面的高压反应容 器内，用1200K 的热空气加热，才能将80%勺燃料转化为气态GH 和也与此同 时会在热量交换的流动壁面产生积碳，以致堵塞通道。

热交换反应器的多次试验出现了严重的“声振”现象，引起灾难性的失败。

吸热型碳氢燃料的再生冷却系统与燃烧室系统之间会出现系统不稳定性。

这种不 稳定性常常出现在碳氢燃料的热力学临界点附近。

吸热型碳氢燃料的点火是靠裂解后分离出来的气态氢 H.0这些气态氢的数量 不能低于点燃气态甲烷、乙烯所需要的最小氢气量。

根据试验结果表明，吸热型 碳氢燃料的点火，尚需要一个小的点火源，来帮助气态甲烷或乙烯点燃和稳定火 焰。

因此，目前，采用吸热型碳氢燃料尚存在着较大的技术风险［ 1.3 碳氢燃料超燃冲压发动机应用范围超燃冲压发动机的性能决定了超燃冲压发动机的应用范围。

发动机性能的理 论计算结果显示，氢超燃冲压发动机可以作为单级入轨的空天飞机的动力装置， 而煤油超燃冲压发动机较适宜于作为飞行马赫数 Ma=L7范围内高超声速飞行 器的发动机［8］（如图5〜6所示）。

时哄Be pqrbttnuHeCUtfnMFfrfi—---h ■少 - ---vi% 图5推力系数G 与来流Ma 和部件性能关系Fig.5 Thrust coefficie nt C Tas a fun ctio n of Ma andcomponent p erforma nee estimate }!(< 腐％ k7]o10tjr 0*2 =-一匚/1伸匕尸MiWi”一山酿UZ 呻 L图6有效（C T）eff与Ma关系（等动压头飞行轨迹）Fig.6 Effective thrust coefficie nt （C T）eff versus Mawith con sta nt q 0 trajectory由表1显示，弹用超燃冲压发动机主要是采用煤油作燃料。

由于液态煤油很难实现超燃过程，通常需采用小型亚燃室（预燃室），用来点燃与稳定火焰，保证发动机正常工作。

为了拓宽发动机的工作范围，煤油冲压发动机需要采用可调几何喉道的办法，实现亚燃和超燃工作过程，以保证冲压发动机在飞行Ma=2.5接力时，具有足够的推力，用来加速飞行器。

由于导弹是一次性使用的武器，因此弹用煤油冲压发动机可采用可抛式的几何喉道，（如图7所示），实现亚燃与超燃双工况。

也可直接采用单一的超燃工况，如将导弹助推到飞行Ma=4时，冲压发动机超燃工况开始接力与加速，直到巡航飞行Ma=6左右。

(bl图7二元双燃式超燃冲压发动机工作过程，a.亚燃工况；b.转级状态；C.超燃工况Fig.7 Work p rocess of dual-mode ramjet,(a)subso nic combustio n;(b)tra nsiti on; (c) supersonic combusti on2碳氢燃料超燃数值模拟在设计和分析中，数值模拟能够用来确定整体流场的性能，用来估计和预示系统的工作特性，作出对设计工况的评估，决定设计的优化程度和建立设计数据库[1]o对于非设计工况的流动状态而言，更需要进行性能计算和了解整体流场变化的动态特性。

应消除对数值模拟方法的某些误解。

摸拟不可能是真实的。

如果数值模拟所达到的计算结果在所求的精度范围之内，则这种模拟方法是可以接受的。

但是，很难估计模拟计算的误差。

由于CFD方法中计算与流体动力学本身的不可靠性，如湍流模型，化学反应动力学模型，化学反应对湍流的影响，化学反应与激波关系等，都会直接影响计算结果。