供气方式对脉冲爆轰火箭发动机工作频率影响的试验研究

彭振，翁春生，白桥栋，李宁，马丹花，蒋弢，王研艳，胡洪波

(南京理工大学 瞬态物理国家重点实验室，江苏 南京210094)

0 引言

脉冲爆轰发动机(PDE)是一种利用脉冲式爆轰波产生的高温、高压燃气来获得推力的新概念发动机，其主要特点在于爆轰燃烧过程非常迅速，能产生很大的能量密度。若PDE 自带氧化剂，以火箭发动机的模式工作，则称为脉冲爆轰火箭发动机(PDRE).

PDRE 与现有的液体火箭发动机相比，具有结构简单、质量轻、热循环效率高、推重比大等优点［1］，近些年越来越受到国内外众多研究机构和人员的关注。文献［2-4］的研究结果表明，在爆轰管内合理安置各种不同型式的障碍物(如孔板、扰流器、Shchelkin 螺旋等)来促进高速火焰和激波的相互作用，可以缩短燃烧转爆轰的距离;文献［5］研究了PDE 进气压力对爆轰过程的影响，发现当进口空气压力下降，点火起爆过程将变得困难，甚至不能形成爆轰波;文献［6-7］研究了不同的点火系统、点火能量、点火位置对爆轰形成过程的影响。文献［8-9］的研究结果表明，通过提高管内初始时刻的压力和燃油的喷射温度，可以缩短燃烧转爆轰的时间和距离。

本文在上述研究的基础上，针对PDRE 的工作特点，设计加工了几种不同型式的进气道结构，研究其对汽油/空气PDRE 爆轰过程和频率的影响。

1 试验系统

PDRE 的试验装置如图1所示，主要部件包括爆轰管、供气系统、供油系统、点火控制系统、强化燃烧装置、激波反射装置、压力传感器和测试系统等。

图1 PDRE 结构示意图Fig.1 Schematic diagram of PDRE

爆轰管内径80 mm，点火位置到出口长为1 200 mm.爆轰管的头部设置有进气孔。采用实心喷嘴—文氏管组合的燃油雾化装置，即经喷嘴喷射出的一次雾化燃油液滴在文氏管喉部高速气流作用下二次雾化，利于油气混合物在爆轰管内充分混合、均匀分布。试验中采用火花塞点火，单次点火能量约0.5 J，最高点火频率为70 Hz.对于多循环两相PDRE，爆轰管内气流速度极快且每个工作周期都需要点火，因此必须在点火位置附近安装改善点火装置，提高点火成功率。压力传感器采用PCB-M113A26 型高精度压力传感器。试验中测量压力时采用了冷却水套来保护压力传感器。冷却水套一头与管壁连接，另一头与压力传感器相连。压力传感器离爆轰管壁面有一段距离(约8 cm).压力传感器1 和2 位于爆轰管光滑段，分别距离出口端面180 mm 和60 mm 处。

2 PDRE 进气道的设计

进气道的设计主要基于以下两点考虑:1)进气方式。PDRE 的进气方式可以分为切向、径向和轴向进气。不同的进气方式对液体燃油的雾化、燃油/空气的混合以及空间分布有不同的影响［10-11］。2)气流速度。提高爆轰管内的气流速度的方法主要有两种:一种是增加进气孔的数量或面积;另一种是减小爆轰管内的流动阻力系数。本试验设计加工了单排切向进气、双排切向/轴向混合进气、切向/径向/轴向组合进气的进气道装置，分别对其进行研究。

单排3 孔切向进气:此结构为在靠近推力壁的爆轰管壁面环形均布3 个进气孔;进气孔分别与管壁相切。

双排切向/径向进气:此结构为在单排3 孔切向进气的基础上，在下游增设环形均布的3 个径向进气孔。两排孔中心之间轴向距离40 mm.

3 排进气切向/径向/轴向进气:此结构为在双排切向/径向进气孔的基础上，在推力壁上增设环形布置的3 个轴向进气孔。试验中孔径都为20 mm.

3 试验结果及讨论

3.1 单排3 孔切向进气

点火频率为10 Hz 和15 Hz，进行两种工作频率条件下的试验研究。由图2可见在0.5 s 时间内记录有5 条均匀分布的压力突跃曲线，压力上升非常陡峭(见图3)，压力峰值为1.25 MPa，爆轰波传播速度为960 m/s，表明在此试验条件下爆轰波已经产生，但是由于不同周期的压力峰值变化较大，说明发动机尚未能实现多循环的稳定工作。这是由于切向进气虽然有助于燃油和空气的充分掺混，但油气分布不均匀，管内壁面附近油气浓度高，而中心轴线附近油气不足，爆轰效果不好。图4为工作频率15 Hz时的压力—时间曲线图，图4的压力值和波速都有大幅下降，平均压力值约为0.5 MPa，波速为420 m/s，表明15 Hz 的试验还未形成爆轰波。这是因为频率提高后，进气时间缩短，3 孔切向进气的进气量不够，管内可爆混合物填充长度小于燃烧转爆轰所需距离，燃烧未能转为爆轰。

图2 3 孔进气和频率为10 Hz 时的压力—时间曲线Fig.2 Curve of pressure-time (three inlets，f=10 Hz)

图3 某一爆轰波压力曲线放大图(f=10 Hz)Fig.3 Magnified diagram of pressure wave(f=10 Hz)

3.2 双排6 孔切向/径向混合进气

图4 3 孔进气和频率为15 Hz 时的压力—时间曲线Fig.4 Curve of pressure-time (three inlets，f=15 Hz)

图5 6 孔进气和频率为15 Hz 时的压力—时间曲线Fig.5 Curve of pressure-time (six inlets，f=15 Hz)

为了改善管内混合物的分布，提高PDRE 的频率，在单排3 孔切向进气的基础上，在下游增设环形均布的3 个径向进气孔。点火频率为15 Hz 和20 Hz，进行两种工作频率条件下的试验研究。如图5所示，在0.4 s 内测得6 条均匀分布的压力突跃曲线，压力上升非常陡峭，压力峰值为1.26 MPa，爆轰波传播速度为1 200 m/s，表明在此试验条件下PDRE 实现了15 Hz 的稳定爆轰工作。同一频率下切向/径向混合进气方式(见图5)的试验结果好于切向进气方式(见图4)，这一方面是因为切向/径向混合进气方式改善了管内可爆混合物分布，既保证了空气与燃油的充分掺混，形成可爆混气，又使得混合物的分布在整个管子截面上更加均匀，从而利于燃烧向爆轰的转变;另一方面是由于增加了进气孔数量，提高了管内的气流速度，满足了提高PDRE 工作频率的基本条件。图6为频率15 Hz 时同一个周期内两个压力传感器测得压力曲线放大图。图7为频率20 Hz 时测得压力时间变化曲线，由图7可见，在传感器1 处已经形成稳定的爆轰波，但是传感器1 处测得的平均压力值(约0.9 MPa)明显大于传感器2 处测得的平均压力值(约0.6 MPa)，这是因为PDRE 的供油和供气是同步的，在上一循环结束后，燃油和空气同时进入爆轰管，中间没能形成隔离段气体。当频率提高后，填充时间缩短，如果气流速度不够，爆轰管处于未完全填充状态，传感器两处填充的新鲜可爆混合物将会受到上一周期燃烧废气的影响，减弱爆轰波的强度。因此，为了得到更高频率、稳定的爆轰波，需要进一步提高进气量。

图6 同一周期不同位置测得压力波形放大图(f=15 Hz)Fig.6 Magnified diagram of one cycle of pressure waves at different locations(f=15 Hz)

3.3 3 排9 孔切向/径向/轴向组合进气

图7 6 孔进气和频率为20 Hz 时的压力—时间曲线Fig.7 Curve of pressure-time (six inlets，f=20 Hz)

图8 9 孔进气和频率为20 Hz 时的压力—时间曲线Fig.8 Curve of pressure-time (nine inlets，f=20 Hz)

在前面6 孔进气的基础上，增加3 个轴向进气孔，进一步提高进气量。图8为频率20 Hz 时测得压力—时间曲线图。虽然9 孔进气提高了管内的气流速度，可爆混合物的空间分布也更均匀，但是结果反而不如6 孔进气(见图7)，测得压力值偏低(约0.4 MPa)，波速为480 m/s，没有形成爆轰波。这是由于虽然9 孔进气总体来说提高了管内的进气量，可爆混合物的空间分布也会更均匀，但是轴向进气孔会使得燃烧转爆轰时有部分高压燃气回流，带来热量损失，不利于爆轰的形成;其次，轴向进气孔的存在降低了推力壁的面积和密闭性，影响了火焰加速过程，不利于爆轰的形成;最后，轴向进气会与径向进气的气流垂直对撞，造成了很大的能量损失，影响了管内的气流速度。

4 结论

1)针对以汽油/空气为推进剂的PDRE 工作特点，设计了切向进气、切向/轴向混合进气和切向/径向/轴向组合进气的3 种进气道装置，研究其对爆轰过程和频率的影响。结果显示:增加进气孔数量与合理的设置进气方式，可以提高PDRE 工作频率和增强爆轰波的强度。

2)切向/径向混合进气方式既提高了管内气流速度，又有利于可爆混合物空间分布均匀，试验结果好于其余两种进气方式。

3)切向/径向/轴向组合进气方式虽然由于轴向进气孔部分高压燃气回流，对燃烧转爆轰过程造成不利影响，但是其在提高气流速度和可爆混合物空间分布均匀方面具有突出的优势。在今后的研究中将对其进行改善，力求克服缺点，发扬优点。

References)

［1］ Kailasanath K.Recent development in research on pulse detonation engine.AIAA 2002-0470［R］.US:AIAA，2002.

［2］ Gamezo，Vadim N.Deflagration-to-detonation transition in premixed H2-air in channels with obstacles，AIAA 2007-1172［R］.US:AIAA，2007.

［3］ B de Witt，Ciccarelli G.Shock reflection detonation initiation studies for pulse detonation engines，AIAA 2004-3747［R］.US:AIAA，2004.

［4］ 李建中，王家骅.煤油/空气脉冲爆震发动机激波反射起爆研究［J］.工程热物理学报，2007，28(2):347-350.LI Jian-zhong，WANG Jia-hua.Sock reflection detection initiation studies for kerosene/air pulse detonation engines［J］.Journal of Engineering Thermophysics，2007，28(2):347-350.(in Chinese)

［5］ 翁春生，王杰.脉冲爆轰发动机进气压力对爆轰影响的实验研究［J］.弹道学报，2008，20(3):1-4.WENG Chun-sheng，WANG Jie.Experimental study on effect of inlet pressure on detonation in pulse detonation engine［J］.Journal of Ballistics，2008，20(3):1-4.(in Chinese)

［6］ Jose O，Sinibaldi.Investigation of transient plasma ignition for pulse detonation，AIAA 2005-3774［R］.US:AIAA，2005.

［7］ Kenneth Busby.Effects of corona，spark and surface discharges on ignition delay and deflagration-to-detonation times in pulsed detonation engines，AIAA 2007-1028［R］.US:AIAA，2007.

［8］ Andrew Naples.Pressure scaling effects on ignition and detonation initiation in a pulse detonation engine，AIAA 2009-1062［R］.US:AIAA，2009.

［9］ Timothy M.Effect of supercritical fuel injection on the cycle performance of a pulsed detonation engine，AIAA 2006-5133［R］.US:AIAA，2006.

［10］ 王治武，郑龙席.脉冲爆震燃烧器混合室研究［J］.实验流体力学，2008，22(4):48-52.WANG Zhi-wu，ZHENG Long-xi.Experimental investigation on the mixing chamber in pulse detonation chamber［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2008，22(4):48- 52.(in Chinese)

［11］ 张义宁，王家骅.脉冲爆震火箭发动机关键技术和样机研究［J］.南京航空航天大学学报，2006，38(5):529-534.ZHANG Yi-ning，WANG Jia-hua.Key technology and prototype of pulse detonation rocket engine［J］.Journal of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，2006，38(5):529-534.(in Chinese)