關(guān)于超聲速燃燒與高超動力

2021-04-19 08:50:52姜宗林

力學(xué)進(jìn)展 2021年1期

姜宗林

中國科學(xué)院力學(xué)研究所高溫氣體動力學(xué)國家重點實驗室,北京100190

1 引言

1903 年,萊特兄弟制造的“飛行者” 一號升空,實現(xiàn)了首次有動力可控飛行,點亮了人們關(guān)于航空飛行技術(shù)研發(fā)方向的指示燈.一百多年過去,人們飛過了亞聲速時代,已經(jīng)成功實現(xiàn)了超聲速飛行.航空飛行技術(shù)大大地改變了人們的生活方式,推動了現(xiàn)代社會的發(fā)展(顧誦芬和史超禮1988).在航空領(lǐng)域,發(fā)動機(jī)一直是首位核心技術(shù),被稱為航空技術(shù)皇冠上的明珠.在馬赫數(shù)(Ma)為 0～3 飛行范圍內(nèi),現(xiàn)代渦扇噴氣發(fā)動機(jī)得到廣泛應(yīng)用 (劉大響和程榮輝 2002).當(dāng)飛行馬赫數(shù)進(jìn)一步增加到3～6 的范圍時,渦扇噴氣發(fā)動機(jī)性能急劇下降,沖壓發(fā)動機(jī)具有作為推進(jìn)技術(shù)的優(yōu)勢,并得到驗證和應(yīng)用.沖壓發(fā)動機(jī)的基本原理是通過進(jìn)氣道沖壓,把從大氣中吸入的空氣壓縮到一個適當(dāng)?shù)膲毫?然后在燃燒室內(nèi)完成燃燒組織和化學(xué)能釋放,最后像渦扇噴氣發(fā)動機(jī)一樣,把高溫燃?xì)馔ㄟ^尾噴管噴出產(chǎn)生推力.但是,當(dāng)飛行馬赫數(shù)超過5 時,沖壓過程借助的激波系不僅帶來過大的動能損失,同時也產(chǎn)生了過高的氣流靜溫,使得燃燒過程中產(chǎn)生的解離能明顯增加,降低了燃燒效率.為了解決上述兩個問題,超燃沖壓發(fā)動機(jī)應(yīng)運(yùn)而生,被認(rèn)為是高超聲速飛行最具發(fā)展?jié)摿Φ耐七M(jìn)技術(shù)(Heiser & Pratt 1994,Anderson 1989).

超燃沖壓發(fā)動機(jī)的基本概念依然是借助沖壓降低來流空氣的速度(相對飛行器坐標(biāo)系),提高其靜溫和靜壓.但是在燃燒室入口處依然保持進(jìn)氣的超聲速狀態(tài),然后通過燃料／空氣超聲速混合和火焰穩(wěn)定技術(shù),實現(xiàn)發(fā)動機(jī)內(nèi)部的燃燒組織和化學(xué)能釋放.顯而易見,這種發(fā)動機(jī)可以減少進(jìn)氣道中強(qiáng)激波壓縮引起的總壓損失,同時也能夠降低燃燒室入口處空氣靜溫,提高燃料效率.理論上講: 應(yīng)用碳?xì)淙剂?超燃沖壓發(fā)動機(jī)的運(yùn)行范圍大約在Ma為5～7 之間; 應(yīng)用氫燃料,其運(yùn)行范圍能夠拓展至Ma= 10.由于超燃沖壓發(fā)動機(jī)作為高超聲速推進(jìn)技術(shù)的潛在優(yōu)勢,世界上一些航天大國均投入較大的人力和物力開展了深入研究.特別是進(jìn)入21 世紀(jì)以來,NASA 完成了代號為X-43a 和X-51a 的高超聲速飛行器的飛行試驗,首次測試了采用氫氣和碳?xì)淙剂系某紱_壓發(fā)動機(jī),取得了里程碑式的進(jìn)展.兩次飛行試驗證明了超燃沖壓發(fā)動機(jī)可以提供正推力,基于乘波體概念的飛行器布局和發(fā)動機(jī)是可以集成和可控制的(Stillwell 1965,Peedles 2007).這些研究進(jìn)展的意義對于高超聲速飛行技術(shù)的開拓性不亞于“飛行者” 一號.

回顧航空領(lǐng)域發(fā)動機(jī)技術(shù)發(fā)展史,一種發(fā)動機(jī)型號的研發(fā)周期大約為10 年左右.關(guān)于超燃沖壓發(fā)動機(jī),國際范圍的探索研究已經(jīng)有70 年的歷史了,但是至今尚無配置超燃沖壓發(fā)動機(jī)的航空飛行器作商業(yè)運(yùn)行的報道.如此廣泛的人力資源應(yīng)用、如此巨量的研究經(jīng)費投入,可以說史無前例.但是,高超聲速推進(jìn)領(lǐng)域的研究進(jìn)展遠(yuǎn)遠(yuǎn)低于人們的預(yù)期.問題究竟何在? 研究何去何從? 現(xiàn)在應(yīng)該是認(rèn)真總結(jié)過去,深入考慮依然存在的理論與技術(shù)問題,討論探索下一步需要開展什么樣的工作的時候了(姜宗林2009).

本論文首先從關(guān)于“超聲速燃燒” 的質(zhì)疑議起,然后探討超燃沖壓發(fā)動機(jī)燃燒與運(yùn)行穩(wěn)定性問題,進(jìn)而論述高超聲速沖壓發(fā)動機(jī)的設(shè)計概念和控制參數(shù),最后展望吸氣式高超聲速推進(jìn)技術(shù)的發(fā)展趨勢.雖然自然規(guī)律是客觀存在的,但是人們對于自然現(xiàn)象的認(rèn)知都是相對的.然而,正是相對真理的不斷發(fā)展與完善,使得人們對于自然規(guī)律認(rèn)識不斷逼近其客觀存在.這篇論文作為視點論文,期望起到一個拋磚引玉的作用.屈原在《離騷》第97 句說: “路漫漫其修遠(yuǎn)兮,吾將上下而求索”.這是作者撰寫這篇論文的本意.

圖1

2 關(guān)于超聲速燃燒

火焰伴隨著人類文明,燃燒推動著社會發(fā)展.特別是在世界面臨嚴(yán)重能源和環(huán)境問題的今天,研究燃料化學(xué)能轉(zhuǎn)化方法和轉(zhuǎn)換效率是一個永恒的主題(Billig 1993).超燃沖壓發(fā)動機(jī)的英語表述為 “scramjet engine”,是 “supersonic combustion ramjet” 的簡稱.由此產(chǎn)生了 “supersonic combustion(超聲速燃燒)” 這樣一個概念,“超聲速燃燒” 的字面意思為以超聲速進(jìn)行的燃燒.考慮發(fā)生在超燃沖壓發(fā)動機(jī)內(nèi)部的燃燒,就自然而然地產(chǎn)生一個質(zhì)疑: 亞燃? 超燃? 而且大家普遍認(rèn)為超燃熱效率高,亞燃熱效率低.從而也就有了關(guān)于確認(rèn)“超聲速燃燒” 的度量: 即燃燒后的流動狀態(tài)為超聲速,可以觀察到斜激波的存在.從現(xiàn)象上看,空氣以超聲速進(jìn)入發(fā)動機(jī)參加并完成燃燒,燃燒就應(yīng)該是超聲速的.有許許多多關(guān)于超聲速燃燒和超燃沖壓發(fā)動機(jī)的研究論文,但是關(guān)于超燃沖壓發(fā)動機(jī)內(nèi)部燃燒的本質(zhì)似乎依然不清晰(Billig 1993,Yuan 1999).

關(guān)于超聲速燃燒,Wang 等(2006)完成了一個巧妙的實驗研究,測量了以超聲速流動的可燃?xì)怏w燃燒速度,對于理解超聲速燃燒具有啟發(fā)性意義.論文發(fā)表在2006 年的國際激波期刊上,但是沒有引起足夠的關(guān)注.實驗設(shè)計的概念如圖1 所示.試驗段主要由兩部分組成,中間隔開.試驗段上半部在入射激波過后產(chǎn)生了超聲速流動; 下半部的激波匯聚產(chǎn)生高溫射流,能夠點燃上半部實驗段里超聲速流動的可燃?xì)怏w.當(dāng)超聲速氣流的燃燒反應(yīng)發(fā)生后,火焰向可燃?xì)怏w內(nèi)部傳播.

圖2 給出了他們獲得的一組試驗照片.圖2(a)表示無燃燒發(fā)生的情況,流動馬赫數(shù)為1.88,可以觀察到弱的斜激波.圖2(b)表示有燃燒發(fā)生的情況,可以觀察到起爆點后有一段反應(yīng)誘導(dǎo)距離,然后燃燒面開始穩(wěn)定向上傳播,火焰橫向傳播速度大約每秒幾十米.實驗結(jié)果表明火焰依然屬于擴(kuò)散燃燒,還是基于分子擴(kuò)散的熱傳導(dǎo)機(jī)制.所謂的“超聲速燃燒” 實際上是超聲速流動氣體的燃燒,而不是可燃?xì)庖猿曀偃紵? 對于超燃沖壓發(fā)動機(jī)來講,在燃燒室長度內(nèi),只要燃燒面有足夠的時間傳播橫過燃燒室截面,即可完成超燃沖壓發(fā)動機(jī)的超聲速流動氣體燃燒.

基于預(yù)混可燃?xì)怏w在超聲速流動過程中發(fā)生燃燒的認(rèn)知,通過借助伽利略變換,氣體動力學(xué)基礎(chǔ)理論依然可用.如果把超燃沖壓發(fā)動機(jī)簡化為一維定常管流,應(yīng)用一維等直管道流加熱理論,Jiang 等(2019) 給出了最大加熱量與來流馬赫數(shù)的關(guān)系式

圖2

圖3

式中,qmax為最大加熱量,Ma為來流馬赫數(shù),γ為氣體的比熱比,Cp為定壓比熱,T01為參考溫度.由式(1) 獲得的預(yù)測結(jié)果如圖3 所示.氣體動力學(xué)理論告訴我們: 無論是亞聲速或者超聲速流動,加熱將驅(qū)動管道流動向聲速狀態(tài)過渡.但是在超聲速流動狀態(tài)下,發(fā)動機(jī)能接受的加熱量非常有限,遠(yuǎn)遠(yuǎn)低于亞聲速條件下的最大加熱量.所以,當(dāng)燃燒釋放的熱量超過給定馬赫數(shù)的最大加熱量時,超聲速流動就過渡到了聲速狀態(tài),產(chǎn)生了燃燒波.參考馬赫波原理,可知釋熱部位的上游受到來流壓縮產(chǎn)生激波和亞聲速流動,下游流動膨脹加速,依然保持超聲速流動狀態(tài).所以,僅僅觀察燃燒后的流動狀態(tài),根據(jù)是否存在斜激波,去判定燃燒狀態(tài)是亞聲速或者超聲速的方法是有局限性的.另外,由于超聲速流動最大加熱量很低,在確保當(dāng)量比燃燒的條件下,按照現(xiàn)在的超燃沖壓發(fā)動機(jī)設(shè)計標(biāo)準(zhǔn),大部分的燃燒過程都存在產(chǎn)生上游亞聲速區(qū)、激波上行進(jìn)入進(jìn)氣道的現(xiàn)象.

Jiang 等(2019)定義式(1)為超聲速流動氣體燃燒的第一臨界條件,用于判斷燃燒發(fā)生后當(dāng)?shù)亓鲃拥臒崃W(xué)狀態(tài).考慮流道壁面邊界層發(fā)展及其與激波相互作用的影響,這個最大加熱量還要低一些.所以,超燃沖壓發(fā)動機(jī)的設(shè)計理念是完美的,但是發(fā)動機(jī)內(nèi)部燃燒組織和發(fā)動機(jī)推力增加的現(xiàn)實是嚴(yán)酷的,面臨的理論和技術(shù)問題也是困難的.

3 超聲速流動中的上行激波

如果燃燒現(xiàn)象發(fā)生在自然環(huán)境中,學(xué)術(shù)上稱為開放空間,化學(xué)能的釋放會產(chǎn)生自發(fā)性的系列燃燒波向四面八方傳播,然后迅速衰減,消失不見.這里存在流動三維膨脹和波耗散主導(dǎo)的機(jī)制.當(dāng)燃燒發(fā)生在一個通道內(nèi),譬如說超燃沖壓發(fā)動機(jī)流道,由于壁面反射,燃燒波將很快演化成平面波,僅向兩個方向傳播,波的衰減速率則大大減緩.如果通道內(nèi)存在著氣體流動,類似馬赫錐產(chǎn)生的現(xiàn)象就會發(fā)生.向上游傳播的燃燒波被減速,來流被壓縮; 向下游傳播的燃燒波被加速,流動膨脹效應(yīng)被強(qiáng)化(Oppenheim 2006,Zucrow & Hoffman 1976).當(dāng)化學(xué)能釋放率提高的時候,上行燃燒波可以發(fā)展成為上行激波,而超燃沖壓發(fā)動機(jī)實驗中常常觀察到的進(jìn)氣道上行激波就起源于這種機(jī)制.

Jiang 等(2019)設(shè)計了一個物理算例: 取一個直流道,假定在一定流速的氣體中發(fā)生著持續(xù)的熱釋放,熱釋放率等于流過的空氣和氫氣完全反應(yīng)釋放的化學(xué)能.計算模擬研究發(fā)現(xiàn): 存在一個來流馬赫數(shù),當(dāng)來流速度與上行波的強(qiáng)度匹配時,使得上行激波可以駐定在熱釋放部位.如果來流馬赫數(shù)小于該馬赫數(shù),激波上行,反之下行.假定來流是預(yù)混可燃?xì)怏w,Jiang 等(2019)給出了一個臨界馬赫數(shù)計算公式.如果來流速度大于該臨界馬赫數(shù),上行激波不可能上行傳播,該馬赫數(shù)稱為臨界參數(shù),公式稱為第二臨界條件

式中,MCri為臨界馬赫數(shù),qmax為燃燒釋放的化學(xué)能,c為來流聲速,γ為氣體的比熱比,下標(biāo)0 和1 分別代表反應(yīng)前后的氣體比熱比常數(shù).式(2) 實際上是給定可燃?xì)怏w和熱力學(xué)狀態(tài)的CJ 馬赫數(shù),也是燃燒化學(xué)能釋放可能產(chǎn)生的最強(qiáng)激波馬赫數(shù).實際上,在自然界中既存在著常見的普通火焰,也存在著一種極端燃燒現(xiàn)象,即爆轟(detonation).爆轟具有高速、自持、自組織和增壓燃燒特征,屬于氣體動力學(xué)的前沿學(xué)科.在燃料化學(xué)能不同轉(zhuǎn)換過程的譜帶上,本生燈代表的普通火焰是一個端點,那么爆轟無疑代表了另外一個端點.在兩點之間存在著千變?nèi)f化的燃燒現(xiàn)象,是人類社會運(yùn)轉(zhuǎn)的動力之源.在這些諸多的燃燒進(jìn)程中,只有爆轟過程的反應(yīng)能,可以提供足夠高的能量支撐先導(dǎo)激波穩(wěn)定傳播,而先導(dǎo)激波通過提升可燃?xì)獾臒崃W(xué)狀態(tài),維持恰當(dāng)?shù)娜紵磻?yīng)進(jìn)程.所以,式(2)給出一個臨界條件,對于一定的可燃?xì)怏w,如果來流馬赫數(shù)大于臨界馬赫數(shù),那么上行激波進(jìn)入進(jìn)氣道的情況就不會發(fā)生,是爆轟驅(qū)動推進(jìn)系統(tǒng)的最小設(shè)計馬赫數(shù).至于其他的爆燃模式,燃燒產(chǎn)生的上行激波可能會弱一些,要求的臨界馬赫數(shù)可以低一些.從這種意義上講,式(2) 給出的臨界馬赫數(shù)是一個最大臨界馬赫數(shù),適用于所有的燃燒模式.對于斜爆轟沖壓發(fā)動機(jī),它又是斜爆轟可以駐定的最小馬赫數(shù).

從一些論文的風(fēng)洞試驗結(jié)果來看,超燃沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室內(nèi)存在著明顯的不穩(wěn)定性流動,這種不穩(wěn)定性主要由燃燒放熱的不均勻性和非定常特性引起(Choi et al.2005,Lin et al.2010),導(dǎo)致整個發(fā)動機(jī)內(nèi)部出現(xiàn)振蕩燃燒現(xiàn)象,類似于現(xiàn)代航空發(fā)動機(jī)的進(jìn)氣道喘振.應(yīng)用JF-12 復(fù)現(xiàn)風(fēng)洞,Jiang 等(2019)開展了超燃沖壓發(fā)動機(jī)運(yùn)行穩(wěn)定性研究,獲得了馬赫數(shù)為7 條件下的試驗結(jié)果.他們的研究進(jìn)展表明: 在特定的燃料當(dāng)量比情況下,超燃沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室內(nèi)的壓力保持平穩(wěn);當(dāng)增加燃料當(dāng)量比并超出一定極限時,發(fā)動機(jī)運(yùn)行出現(xiàn)周期性的壓力振蕩現(xiàn)象(200 Hz),表明燃燒室內(nèi)出現(xiàn)了強(qiáng)烈的不穩(wěn)定燃燒現(xiàn)象,從而導(dǎo)致了整個發(fā)動機(jī)運(yùn)行的周期性振蕩,類似于現(xiàn)代航空發(fā)動機(jī)的喘振現(xiàn)象.對于超燃沖壓發(fā)動機(jī),絕大部分的設(shè)計馬赫數(shù)都低于第二臨界條件,使得上行激波極易產(chǎn)生,震蕩燃燒常常出現(xiàn),成為發(fā)動機(jī)設(shè)計時需要高度重視的關(guān)鍵問題.

4 斜爆轟駐定和高超動力

如果沖壓發(fā)動機(jī)的設(shè)計馬赫數(shù)大于第二臨界條件,上行激波不能傳播進(jìn)入進(jìn)氣道,可能在燃燒室里與反應(yīng)面耦合,構(gòu)成一個穩(wěn)定的爆轟波.那么,另外一個問題就是當(dāng)來流速度大于第二臨界條件時,爆轟波在發(fā)動機(jī)燃燒室內(nèi)如何駐定? 姜宗林等 (2020) 借鑒 CJ 理論,忽略氣體黏性,不考慮化學(xué)反應(yīng)過程,把斜爆轟波簡化為含有瞬時能量添加的反應(yīng)斜激波,再進(jìn)一步忽略起爆區(qū)的影響,應(yīng)用質(zhì)量、動量和能量守恒關(guān)系,推導(dǎo)出了斜爆轟波的基本關(guān)系.對比斜激波基本關(guān)系式,圖4 給出兩者的極曲線.由于兩條曲線的來流馬赫數(shù)和比熱比是相同的,可以看到它們既有明顯的差別,又存在著一定的相似和關(guān)聯(lián).激波極線分為上下兩個分支,分別稱為弱解斜激波和強(qiáng)解斜激波; 而斜爆轟曲線分為3 個分支,除了相應(yīng)的強(qiáng)解斜爆轟波(上面分支) 和弱解斜爆轟波(下面分支) 外,左側(cè)還存在一個分支,通常認(rèn)為是非物理的.實際上強(qiáng)解斜爆轟波也很少出現(xiàn),而弱解斜爆轟具有實際意義,也稱為過驅(qū)斜爆轟.對比兩個曲線可以看到: 對于給定的楔面角度,如果同時存在附體的斜激波和斜爆轟波,后者的角度大于前者.理論分析結(jié)果告訴我們:燃燒反應(yīng)放熱會導(dǎo)致波后壓力和溫度增加,從而也導(dǎo)致聲速增加.為了匹配這種增加,滿足動量平衡,斜爆轟波需要更大的角度以對來流氣體實現(xiàn)壓縮程度的增加.

圖4 上另一個重要的熱力學(xué)狀態(tài)是弱解斜爆轟分支的最低點,也就是與第三分支的連接點.在弱解分支上,過驅(qū)斜爆轟波后的氣流是超聲速的,而且隨著楔面角度的減小,斜爆轟馬赫數(shù)也逐漸降低.達(dá)到這個最低點狀態(tài)后,波后氣流馬赫數(shù)降為1,對應(yīng)的波后氣流狀態(tài)是聲速,熱力學(xué)參數(shù)與CJ 爆轟波相同.該角度稱為CJ 斜爆轟角,相應(yīng)的楔面角度稱為斜爆轟起爆角,對應(yīng)的狀態(tài)稱為臨界起爆狀態(tài),也稱為第三臨界條件.該條件的物理意義為:當(dāng)來流速度大于第二臨界條件時,如果發(fā)動機(jī)燃燒室存在一個角度大于斜爆轟起爆角的楔面,斜爆轟是可以產(chǎn)生,并駐定的.

圖4

圖5

實際上斜爆轟的起爆和駐定過程要遠(yuǎn)遠(yuǎn)復(fù)雜得多,姜宗林等(2020)深入研究了駐定斜爆轟的演化過程,給出圖5 所示的計算結(jié)果,揭示了駐定斜爆轟發(fā)展的三階段演化規(guī)律.在臨界起爆條件下,楔面誘導(dǎo)的斜激波能產(chǎn)生可燃?xì)庾匀嫉臒崃W(xué)狀態(tài),從而啟動燃燒反應(yīng)進(jìn)程.在燃燒波/反應(yīng)帶耦合的正反饋機(jī)制作用下,當(dāng)反應(yīng)進(jìn)程達(dá)到臨界起爆狀態(tài)后,可燃?xì)馄鸨纬蛇^驅(qū)爆轟.該階段又稱為駐定斜爆轟的DDT 過程.過驅(qū)爆轟在壁面稀疏波的作用下,不斷弱化,產(chǎn)生第一次失穩(wěn).該階段以出現(xiàn)單向傳播的橫波為物理特征.在第三階段,斜爆轟發(fā)生第二次失穩(wěn),演化為胞格爆轟.第三階段的斜爆轟是穩(wěn)定的,可以自持的,類似自由傳播的爆轟波(Teng et al.2015,Teng &Jiang 2012,Yang et al.2018).

胞格爆轟具有穩(wěn)定傳播狀態(tài),可以由CJ 爆轟理論表述,并具有最高的熱效率和最小的熵增,也是斜爆轟演化的終極狀態(tài).斜爆轟是一種反應(yīng)激波,即激波誘導(dǎo)燃燒反應(yīng).該機(jī)制完全不同于傳統(tǒng)火焰和爆燃的分子擴(kuò)散機(jī)制,燃燒反應(yīng)速率是超聲速的,斜爆轟后的流動也是超聲速的.如果應(yīng)用“超聲速燃燒” 描述斜爆轟,可以說是“名至實歸”.超燃沖壓發(fā)動機(jī)領(lǐng)域廣泛關(guān)注的燃燒過程,作為“超聲速燃燒”,缺乏反應(yīng)機(jī)制的支持,應(yīng)該認(rèn)定是一種以超聲速流動的可燃?xì)怏w的復(fù)雜燃燒.

關(guān)于斜爆轟發(fā)展和駐定,過去的許多研究工作都聚焦在開放空間,并且觀察到了源自楔形尖端的斜爆轟.這些研究大部分都是通過計算模擬獲得的,實驗研究結(jié)果非常少.Viguier 給出的斜爆轟的實驗照片被廣泛應(yīng)用,是為數(shù)不多的幾個實驗結(jié)果之一.他們的實驗采用兩種氣體,通過一種氣體的爆炸產(chǎn)生楔面,再利用另外一種氣體產(chǎn)生爆轟(Viguier et al.1996).該實驗方法很具創(chuàng)新性,也表明了斜爆轟實驗對于實驗技術(shù)和實驗方法的挑戰(zhàn)性.主要的困難在于缺乏具有模擬高馬赫數(shù)高焓流動的試驗裝置,另外高超聲速預(yù)混可燃?xì)獾膶嶒炑芯课ｋU性極高.更大困難是斜爆轟在開放空間的存在是穩(wěn)定的,但如果把斜爆轟放在諸如超燃沖壓發(fā)動機(jī)的流動通道中,斜爆轟是否能夠駐定則成為一個大問題.這不僅因為通道壁面邊界層發(fā)展的影響,而且還存在激波/邊界相互作用、邊界層內(nèi)部可燃?xì)怏w的亞聲速狀態(tài)燃燒的干擾.這些現(xiàn)象都可能產(chǎn)生上行激波和燃燒波,從而導(dǎo)致斜爆轟的不駐定.

Jiang 等 (2021) 依據(jù)吸氣式高超聲速推進(jìn)的 3 個臨界條件,提出了駐定斜爆轟沖壓發(fā)動機(jī)(Standing oblique detonation ramjet engine,Sodramjet) 的設(shè)計方法,并采用多種流動控制技術(shù),完成了Sodramjet 概念驗證機(jī)設(shè)計.進(jìn)而應(yīng)用JF-12 復(fù)現(xiàn)風(fēng)洞,完成了馬赫數(shù)為9 的飛行條件下的實驗研究.JF-12 能夠復(fù)現(xiàn)馬赫數(shù)為5～9、高度為25～50 km 的高超聲速飛行條件,提供了斜爆轟實驗的必要手段(Jiang & Yu 2017,Jiang et al.2020).試驗測量結(jié)果表明: 在滿足高超聲速推進(jìn)第二和第三臨界條件的情況下,駐定斜爆轟沖壓發(fā)動機(jī)可以自點火,并穩(wěn)定運(yùn)行,而且是可控制的.圖6 的左圖是Sodramjet 發(fā)動機(jī)運(yùn)行期間燃燒室的火焰照片,給出了斜爆轟的駐定圖像,由圖可以清楚地看到斜爆轟的起爆過程和過驅(qū)爆轟的形成.圖6 的右圖是計算模擬得到的H2濃度分布,即燃料消耗分布圖.該圖表明: 斜激波后,氫氣基本全部燃燒,反應(yīng)面和激波密切耦合,而且實驗和計算結(jié)果具有一致的激波結(jié)構(gòu).他們的試驗結(jié)果不僅考核了Sodramjet 發(fā)動機(jī)的核心技術(shù),也驗證了駐定斜爆轟沖壓推進(jìn)理論.

自然界存在兩類燃燒現(xiàn)象,一類為增壓燃燒,燃燒后壓力升高; 一類為降壓燃燒,或者擴(kuò)散燃燒.而爆轟是唯一已知的增壓燃燒過程,理論上具有近等容循環(huán)的熱效率,能給出更高的機(jī)械能輸出.Sodramjet 發(fā)動機(jī)燃燒室非常短,熱負(fù)荷和熱耗散也非常低.駐定斜爆轟沖壓發(fā)動機(jī)理論運(yùn)行范圍為馬赫數(shù)6～16,可用于重復(fù)使用的跨大氣層飛行器,使得飛行器能夠從機(jī)場跑道起飛、加速、進(jìn)入太空執(zhí)行任務(wù),然后重新進(jìn)入大氣層,最終在機(jī)場降落.也適用于高超聲速客機(jī),從而實現(xiàn)在2 小時內(nèi)的全球抵達(dá).

5 結(jié)論和展望

本文論述了高超聲速科技領(lǐng)域廣泛關(guān)注的超聲速燃燒和高超聲速推進(jìn)技術(shù),獲得的重要結(jié)論如下:

(1) 傳統(tǒng)的“超聲速燃燒” 是一個俗語,缺乏嚴(yán)格的學(xué)術(shù)定義和內(nèi)涵描述.根據(jù)超燃沖壓發(fā)動機(jī)領(lǐng)域的研究內(nèi)容和探索發(fā)現(xiàn),相關(guān)燃燒實際上是作超聲速流動的可燃混合氣體的燃燒,本質(zhì)上依然是一種擴(kuò)散火焰,同樣基于分子擴(kuò)散的熱傳導(dǎo)機(jī)制.雖然湍流、漩渦、對流等現(xiàn)象可以加速燃燒進(jìn)程,但是它依賴的基本燃燒機(jī)制是不變的.

(2) 論文系統(tǒng)描述了吸氣式高超聲速推進(jìn)技術(shù)的3 個臨界條件.第一臨界條件闡述了超聲速氣體流動中燃燒局部的亞聲速或超聲速流動狀態(tài)的判定方法和上行激波產(chǎn)生機(jī)制;第二臨界條件給出了當(dāng)量比燃燒情況下高超聲速沖壓發(fā)動機(jī)的最小穩(wěn)定運(yùn)行馬赫數(shù).第三臨界條件定義了斜爆轟的臨界起爆狀態(tài),給出了對應(yīng)CJ 斜爆轟角的楔面角度,稱為斜爆轟起爆角.

(3)爆轟是一類極端燃燒現(xiàn)象,具有增壓燃燒特征.即,爆轟后的壓力相對燃燒前是增壓的.爆轟的前導(dǎo)波相當(dāng)于現(xiàn)代渦扇噴氣發(fā)動機(jī)的壓縮機(jī),能夠獲得大約15 倍左右的增壓比,還能夠借助激波后燃燒反應(yīng)能的反饋,實現(xiàn)自持傳播,并持續(xù)地維持可燃混合氣的自燃狀態(tài).所以,爆轟過程本身就實現(xiàn)了熱機(jī)能量轉(zhuǎn)換的基本過程.另外,爆轟反應(yīng)面寬度只有毫米量級,可以高超聲速傳播,應(yīng)該是名副其實的“超聲速燃燒”.

(4) 從科學(xué)技術(shù)發(fā)展觀來看,航空飛行器從亞聲速、超聲速到高超聲速的發(fā)展應(yīng)該是必然的.高超聲速飛行器的研發(fā)盡管步履艱難,獲得的進(jìn)展還是鼓舞人心的.但是,高超聲速飛行馬赫數(shù)的“量變”,帶來了氣體動力學(xué)核心物理現(xiàn)象的“質(zhì)變”,即反應(yīng)氣體流動.所以,高超聲速飛行技術(shù)是航空航天領(lǐng)域的一場革命,需要一批革命性學(xué)科發(fā)現(xiàn)和技術(shù)創(chuàng)造的支撐才能實現(xiàn).