激波聚焦起爆脉冲爆震发动机性能分析*

陈　鑫,朱晓彬,何立明,王育虔

(1　空军工程大学航空航天工程学院,西安　710038;2　先进航空发动机协同创新中心,北京　100191)

激波聚焦起爆脉冲爆震发动机性能分析*

陈鑫1,2,朱晓彬1,何立明1,王育虔1

(1空军工程大学航空航天工程学院,西安710038;2先进航空发动机协同创新中心,北京100191)

摘要:为研究激波起爆脉冲爆震发动机的性能,建立了其性能计算的简化模型和计算方法,计算分析了共振腔直径为90 mm时,推力、耗油率等主要性能参数随共振腔进口气流参数条件及飞行条件的变化。计算结果表明,随着共振腔进口气流总压的升高,发动机推力增大,耗油率降低,而随着进口气流总温的升高,发动机推力减小,耗油率降低;随着飞行马赫数的增大,发动机的推力和耗油率增大,而随着飞行高度的升高,发动机的推力和耗油率减小。

关键词:脉冲爆震发动机;激波聚焦;爆震波;飞行性能

0引言

脉冲爆震发动机(pulse detonation engine, PDE)作为动力装置用于航空航天推进系统具有广阔的发展前景,而爆震波的起爆技术是决定脉冲爆震发动机发展的关键核心技术。爆震波的起爆技术通常有直接起爆和间接起爆两种方法。由于直接起爆需要较高的能量,所以在PDE的研究中,广泛采用的是基于爆燃波向爆震波转变(deflagration to detonation transition, DDT)的弱火花点火间接起爆方式。然而较长的DDT距离限制了PDE的尺寸及工作频率。虽然国内外研究者尝试采用设置shchelkin螺旋、挡板、圆管或孔板等方法来加速DDT过程,但这些障碍物同时也会带来巨大的冲量损失,截至目前这些难题尚未突破。

1989年俄罗斯莫斯科大学机械学院的Levin[1]教授提出了采用激波聚焦起爆爆震波方式的脉冲爆震发动机概念(以下简称激波聚焦脉冲爆震发动机,shockwave focus pulse detonation engine, SFPDE),可以实现极高的工作频率(大于3 kHz),提供接近连续的推力。

2004年,邱华[2]等人研究了当飞行状态改变时,理想自吸气式单循环脉冲爆震发动机的性能变化趋势。2007年,金涛[3]等人对自吸气式脉冲爆震发动机的性能随飞行高度和马赫数的变化趋势进行了研究。2012年,张强[4]等人建立和分析了SFPDE的理想热力循环,主要研究了第一级放热比和尾喷管对SFPDE工作性能的影响。文中建立了SFPDE性能计算的简化数学模型,在不同的共振腔进口气流参数和飞行条件下,对其性能参数进行了计算。

1工作原理及结构简化

SFPDE工作原理如图1所示[1]。油气混合气由环形喷口沿半径方向以超声速喷射到一个凹形半封闭共振腔中,在中心轴线处碰撞产生轴向激波向共振腔底部传播,轴向激波经共振腔壁面反射聚焦产生高温高压区(焦点),直接起爆爆震波。排气过程结束后腔内压力降低,进入下一工作循环的吸气过程。可以看出SFPDE正常工作的前提是在环形喷口后产生超声速向心射流以形成激波,这就要求在环形喷口前后气流的压力比要大于临界压力比。

图1　SFPDE工作原理图

2性能计算模型的建立

根据文献[5],SFPDE的性能可由以下步骤计算。

如图2所示,SFPDE中带爆震燃烧的循环由绝热压缩过程1~2、爆震燃烧过程2~3、绝热膨胀过程3~4和定压放热过程4~1组成。

图2　爆震燃烧的热力循环

有效循环功为:le=q1-q2

(2)式中:T1为进口气流的温度;M2为爆震波波前马赫数,可由下式求得:

(3)

循环热效率为:

(4)

不可逆过程的熵增[5]为:

(5)

SFPDE的单位推力和耗油率可由式(1)确定:

(6)

(7)

SFPDE的推力可以由下式求得:

(8)

其中空气流量由环形喷口最小截面参数决定,即:

(9)

3不同共振腔进口条件下SFPDE性能分析

应用上面建立的SFPDE的性能参数关系式,可以计算出当共振腔进口气流总温、总压变化时,SFPDE的单位推力、耗油率、比冲、推力、循环热效率和熵增的变化规律。计算条件为地面标准大气条件,飞行速度为0,其中共振腔直径D=90mm,环形喷口开度d=5.625mm。

图3给出了不同进口总温条件下,单位推力随进口总压的变化规律。可以看出,发动机的单位推力随进口总压的增大而增大,且随着进口总压的提高,其对单位推力的影响逐渐减小;单位推力随进口总温升高而增大,且随着进口总温的升高,其对单位推力增大的影响逐渐减小。

图3　单位推力随进口总温、总压的变化规律

图4给出了不同进口总温条件下耗油率随进口总压的变化规律。可以看出,当进口总压增大时,发动机的耗油率减小,而且在相同的总压条件下,当总温升高时耗油率是降低的。与单位推力类似,进口总温越高,提高进口总温对耗油率降低的贡献越小。提高进口总压亦然。

图5给出了不同进口总温条件下,推力随着进口总压的变化。可以看出,发动机的推力随着进口总压的增大而增大,但随进口总温的增大而减小。这是由于通过发动机的空气流量随着进口总压的增大而增大,进口总温的增大而减小。

图4　单位耗油率随进口总温、总压的变化规律

图5　推力随进口总温、总压的变化规律

图6给出了SFPDE的循环热效率和不可逆过程的熵增随着进口总压和进口总温的变化。可以看出,随着发动机进口总压、总温的提高,发动机的熵增损失减小,所以能量的转化效率提高,发动机的热效率增大。

图6　循环热效率和熵增随进口总温、总压的变化规律

4飞行性能分析

利用上面建立的SFPDE计算方法,可以计算出SFPDE的飞行性能。

图7~图8给出了在不同的飞行高度(0~11 km)下,SFPDE的单位推力和耗油率随着飞行马赫数的变化规律。可以看出,随着飞行马赫数的增大,发动机的单位推力减小,耗油率升高。随着飞行高度的升高,发动机的单位推力增大,耗油率降低。当飞行高度为3 km、飞行马赫数Ma为3时,其单位推力为467.1 N·s/kg,耗油率为0.524 3 kg/N·h。

图7　单位推力随飞行马赫数和飞行高度的变化规律

图8　单位耗油率随飞行马赫数和飞行高度的变化规律

图9给出了在不同的飞行高度下,SFPDE的推力随着飞行马赫数的变化。可以看出,随飞行马赫数的变化,推力增大,这是由于气流受冲压作用的影响,使发动机流量增大,因此尽管单位推力下降,但发动机推力依然是增大的。并且可以看出,当飞行马赫数Ma<3时,随着飞行马赫数的增大,发动机的推力变化不大;当飞行马赫数Ma>3时,发动机推力增加较快,这正是因为随着飞行马赫数的增加,在冲压作用下,空气流量迅速增加。随着飞行高度的升高,发动机的推力减小,这是因为高度升高,空气密度减小引起空气流量减小。

图9　推力随飞行马赫数和高度的变化规律

5结论

应用建立的SFPDE简化数学模型和计算方法,计算了不同共振腔进口条件下发动机的性能及其飞行特性,得到如下结论:

1)发动机的单位推力随着共振腔进口气流总压、总温的增大而增大,单位耗油率随进口总压、总温的增大而减小。这是由于随着进口总温、总压的增大,热力循环中不可逆过程的损失相应减小,熵减小,使得循环热效率随之增大。

2)当飞行马赫数一定时,随着飞行高度的升高,发动机的单位推力增大,耗油率降低,而推力则由于空气流量的减小而减小;当飞行高度一定时,随着飞行马赫数的增大,发动机的单位推力降低,耗油率增大,而推力则由于空气流量的增大而增大。

参考文献:

[1]Levin V A, Nechaev J N, Tarasov A I. A new approach to organizing operation cycles in pulse detonation engines [C]∥High-Speed Deflagration and Detonation: Fundamentals and Control, 2001: 223-238.

[2]邱华, 严传俊, 范玮, 等. 飞行状态下脉冲爆震发动机性能估计分析 [J]. 航空动力学报, 2004, 19(5): 656-659.

[3]金涛, 何立明. 脉冲爆震发动机的飞行性能计算与分析 [J]. 推进技术, 2007, 28(2): 190-192.

[4]张强, 何立明, 陈鑫, 等. 两级脉冲爆震发动机的理想热力循环及性能分析 [J]. 推进技术, 2012, 33(4): 499-504.

[5]陈鑫, 于锦禄, 何立明, 等. 脉冲爆震发动机热力循环性能分析 [J]. 空军工程大学学报: 自然科学版, 2011, 12(2): 2-5.

收稿日期:2014-05-21

基金项目:国家自然科学基金:青年科学基金(51106178)资助

作者简介:陈鑫(1976-),男,河南三门峡人,副教授,研究方向:航空燃气涡轮发动机和脉冲爆震发动机的原理及实验技术。

中图分类号:V231.22

文献标志码:A

Performance Analysis of Shockwave Focus Pulse Detonation Engine

CHEN Xin1,2,ZHU Xiaobin1,HE Liming1,WANG Yuqian1

(1Aeronautics and Astronautics Engineering College, Air Force Engineering University, Xi’an 710038, China;

2Collaborative Innovation Center of Advanced Aero-Engine, Beijing 100191, China)

Abstract:Simplified model and performance calculation method were established to investigate performance of shockwave focus pulse detonation engine. Some main parameters were calculated to discuss their variation along with the inlet parameters and flight condition for an engine with a 90mm-diameter resonant cavity. The results indicate that thrust increases, and specific fuel consumption decreases with inlet total pressure increasing. With the increasing inlet total temperature, thrust and specific fuel consumption decrease. The increase in flight Mach number leads to increase in thrust and specific fuel consumption. The thrust and specific fuel consumption decrease with increasing flight altitude.

Keywords:pulse detonation engine; shockwave focus; detonation wave; flight performance