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1、推进技术连续旋转爆震波发动机研究进展刘世杰林志勇覃慧刘卫东摘要对连续旋转爆震波发动机的研制历程和现状进行了详细综述,主要对美国、俄罗斯、法国、波兰和日本的研究情况进行了论述,并对该发动机所用推进剂、发动机参数设计、数值模拟及试验情况进行深入分析,为以后的研究提供了参考。关键词连续爆震综述起爆性能分析引言爆震燃烧方式具有能量释放速率快、热力循环效率高等优点,在推进领域中一直都备受关注。在航空航天领域,采用爆震燃烧方式的发动机有:脉冲爆震发动机(PDE)、斜爆震波发动机(ODWE)和旋转爆震波发动机(RDWE)。通常旋
2、转爆震波发动机都采用环形燃烧室(如图1),推进剂从燃烧室的图1旋转爆震波发动机示意图封闭端喷入,燃烧产物从另一端排出,存在一个或定工作,可见旋转爆震波发动机的工作范围更宽。多个爆震波在燃烧室头部沿周向旋转传播。燃烧不稳定现象是液体火箭发动机至今仍未能与脉冲爆震发动机相比,旋转爆震波发动机只解决的难题,也是限制大尺寸、大推力火箭发动机需要一次起爆,推进剂就可以连续爆震燃烧,解决研制的瓶颈。许多专家认为,液体火箭发动机内的了高频率重复起爆的难题。另外与脉冲爆震发动机燃烧不稳定是由爆震燃烧引起的,并且在一些发动的频率相比
3、,旋转爆震波发动机内部的燃烧振荡频机试验中,在燃烧室头部也观测到了旋转爆震现率更高,达数万赫兹,推力更加稳定,作为动力系象。旋转爆震波发动机可以在火箭基模态下工作,统,可以为飞行器其它部件创造更好的工作环境。其结构和工作过程与液体火箭发动机都非常类似,试验研究表明,旋转爆震波发动机也可以在冲压模可以继承很多液体火箭发动机的研究成果。旋转爆态下工作。目前已得到了一些推进剂组合在冲压模震波发动机正是采用爆震燃烧方式,不存在燃烧不态下,旋转爆震波稳定存在的情况范围,即使在来稳定问题,并且还有推重比大、结构设计灵活和级流速
4、度较低的情况下,发动机也可以正常工作。而间结构质量小等优点。斜爆震波发动机必须在来流大于C-J速度时才能稳综上所述,与现有的航空航天动力装置相比,资助项目:国家自然科学基金(90816016)本文2009-11-09收到,作者分别系国防科学技术大学航天与材料工程学院博士、讲师、博士、教授#70#飞航导弹2010年第2期推进技术图2Voitsckhovskii试验装置示意图旋转爆震波发动机有其自身的特点和优势,值得进一步地深入研究。2研究进展及现状2.1早期研究概况20世纪60年代初,苏联拉夫连季耶夫流体力[1-2]
5、学学院(LIH)的Voitsckhovskii首先通过圆盘形试验装置实现了乙炔-氧气预混气的连续旋转爆震。在喷注面板上的72对对撞式喷嘴分别进入燃烧室。其试验装置如图2所示,预混气沿内径进入圆盘形试验成功地起爆并得到了旋转爆震波,但爆震波旋燃烧室,燃烧产物从外周排出,存在一个或者多个转一周后消失,不能够稳定传播。分析认为失败的爆震波在燃烧室内旋转传播。采用速度补偿观测方原因是:采用离散式喷嘴喷注方式,推进剂离开喷法对燃烧流场进行了拍摄,结果如图3所示,其中嘴后动量衰减厉害;推进剂质量流量不足;采用对1为预混气分布区
6、域,2为燃烧产物分布区域,AB撞式喷注方式推进剂的混合效果较好,第一道爆震是爆震波面。当燃烧室内存在多个爆震波面时,爆波引起了推进剂的连续燃烧。另外还对采用两相推[3]震波的旋转速度较低。Mikhailov和Topchiyan在进剂、在低温高压环境下起爆、燃烧室热防护等问类似的试验装置中进行了高频压力测量,发现在接题进行了理论和部分试验研究。在当时的条件下认触间断处存在大幅度的压力跳跃,进一步证实了旋为旋转爆震波发动机研制难度过大,停止了该研究转爆震波的存在。计划,但其研究成果给液体火箭发动机的燃烧不稳1961)1
7、964年间,美国爱德华空军基地委托密定问题研究带来了直接帮助。西根大学对旋转爆震波发动机的可行性进行了详细早期的试验研究都在起爆过程中遇到了困难。[4-5]的论证,试验装置如图4所示。试验喷注方式苏联采用火花塞起爆,美国则试验了火花塞和爆震与液体火箭发动机类似,采用了乙炔、乙烯和氢气管两种起爆方式。在环形燃烧室内,起爆器起爆等多种燃料,氧化剂为氧气,推进剂通过均匀布置后,会引起两个向相反方向传播的爆震波,经过一飞航导弹2010年第2期#71#推进技术火箭基模态冲压模态图5不同模态下的燃烧室构型段时间的传播,两个爆震
8、波将发生对撞。撞击后,扩张)和燃烧室出口环境压力等因素的影响进行了两个爆震波继续沿着原方向传播,而此时爆震波前系统的研究。试验采用了火花塞、电爆丝和爆震管都是另一个爆震波刚产生的燃烧产物,爆震波在缺等多种起爆方式。采用过的气体和液体燃料有:乙少预混气的环境下传播强度将逐渐减弱,最后导致炔、氢气、丙烷、甲烷、煤油、汽油、苯、酒精、丙起爆失败。如何在初始起爆时产
