第五届爆震与新型推进编号：35
学术会议论文
王宇辉1，*，王超2，乐嘉陵2，黄思源 2
2. 中国空气动力研究与
发展中心吸气式高超声速技术研究中心，四川绵阳621000 摘要：在旋转爆轰发动机里，非正规的纵向脉冲爆轰波比较常见。本文对旋转爆轰波和纵向脉冲爆轰波开展进一步实验研究。燃烧室爆轰环腔外径100 mm，宽10 mm，长117 mm。空气通过60个直径2 mm 圆柱孔轴向、氢气通过2 mm宽环缝径向流入环腔。结果表明，瞬态的纵向脉冲爆轰波可以转为稳定的旋转爆轰波，纵向脉冲爆轰波一个循环里存在爆轰熄火现象。
关键词：纵向脉冲爆轰波旋转爆轰波高速摄影氢气
1.前言
旋转爆轰发动机（Rotating Detonation Engine, CDE），又名连续爆轰发动机（Continuous Detonation Engine, RDE）或连续旋转爆轰发动机（Continuously Rotating Detonation Engine, CRDE）也是一种基于爆轰燃烧的发动机，由于流量连续，结构紧凑，理论热效率和比冲较高，近年来成为很多公司和科研机构的研究热点。该发动机里，旋转爆轰波（Rotating Detonation Wave, RDW）数量可能超过一个。
Aerojet Rocketdyn公司[1-2]自从2010年起，进行了650次多种喷嘴、多种喷管、多种推进物（氢气，甲烷，乙烷，JP-8, JP-10）以及有无等离子体增强的RDE测试，当量比范围0.4-1.2，直径21 cm。评估表明在相同的流动条件下，爆轰波行为依赖于发动机构造，使用等离子体增强系统可以增大爆轰波速度，减少对强化空气的需求。RDE代替常规燃气轮机后，同样释热条件下燃油消耗减少14%，每年每台在服役涡轮发动机可减少500万美元燃油消耗。在美国能源部第二阶段RDE项目资助下，Aerojet Rocketdyne投入7,570,127美元发展吸气式涡轮旋转爆轰发动机，旨在达到65%的联合循环效率；项目时间为2014年10月到2019年3月，燃料为天然气[3]。美国空军研究实验室和创新科学方案公司使用空军研究实验室的爆轰发动机研究设施的推力台架实验研究了具有不同结构喷管的旋转爆轰发动机（图1，直径6英寸），目的为测量推力和比冲等推进性能[4]。他们特别比较了不同的内部喷管结构，包括钝体、塞式喷管、堵塞塞式喷管等构造。他们采用毛细管平均压力技术进行的轴向静压测量表明在环腔里存在混合区域、爆轰循环区域和稳定排气区域；通过质量流量函数测试了喷管拥塞所要求的滞止状态条件。实验数据表明，喷管拥塞或部分拥塞需要在燃烧室内产生滞止压力增加量。增压效应是当量比函数，
最大滞止压力增加量可达到3-7%，具体取决于发动机流量。出口拥塞的滞止情况可以反映比推力，并可以与测量的推力比较；结果发现计算出的比推力明显大于测量值，这是由穿过尾气的激波造成总压损失引起的。对发动机爆轰现象之后的激波/膨胀波环境的理解将有助于减小总压损失，提高推进性能。他们还改变燃烧室环腔宽度，对旋转爆轰发动机进行了推力测试，研究了尺度参数对性能的影响[5]。这些参数包括空气喷射面积膨胀比、爆轰腔的质量流密度和喷管喉部的收缩面积。该工作研究的焦点在于确认流动变量之间的关系，该关系可以帮助确认几何结构对试验中的比冲和比推力的影响。该RDE中心柱直径为138.6 mm，外壳长度为114.3 mm，爆轰环腔宽度分别为7.62 mm (0.3 inch)，16.25 mm (0.64 inch)，22.86 mm (0.9 inch)；气动塞式喷管与燃烧室集成，起到了散热作用。燃料使用氢气和乙烯，流量范围为0.61-1.82 kg/s，当量比范围为0.6-1.35；气体质量流量通过上游歧管的声速喷嘴测量。研究发现，通过改变发动机结构，
国家自然科学基金资助项目（NSFC11602207和91641103）
燃料效率可以和有效总压交换；改变喷管收缩面积可以比较明显地看出此效应。他们对乙烯/空气推进剂和氢气/空气推进剂的性能进行了对比，发现所得结果和脉冲爆轰发动机的实验数据和理论预测符合的很好。乙烯/空气推进剂的性能达到了期望结果，鼓舞人心，尽管依然存在很多技术挑战，比如重型碳氢燃料的应用。随着流量增加，比冲和比推力增加，这是因为流量增加了燃烧室内爆轰波前反应物的压力以及爆轰燃烧增加了背压。在轻度富燃料区域，比推力达到最大值，这和爆轰增压的最大值所处的混合物
状况是一致的。日本名古屋大学等单位将在2018年开展基于旋转爆轰发动机的探空火箭飞行实验，推力500 N，比冲300 s[6]。
图1 各种实验中的喷管结构示意图[4]
北京大学在旋转爆轰发动机方面开展了大量的实验和数值模拟研究。他们[7-9]发现在空心燃烧室里爆轰波也能连续旋转下去，且推进性能不会因为无内柱而损失，这有利于简化发动机结构；高的燃料喷射面积比会增加波数，而拉瓦尔喷管可以显著提高空心RDE推进性能。他们还研究了环形和空心燃烧室的粒子轨迹和热力学性能[10-11]，解释了燃烧室头部的激波反射现象[12]。国防科技大学开展了煤油两相旋
转爆轰发动机研究，氧气或富氧空气作氧化剂，结果表明在当量比为0.805-0.908的富氧工况下，随着氧化剂中氧气含量的增加，爆轰波速度逐渐加快，最高可达2440 m/s；旋转爆轰波在纯氧条件下具有较强不稳定性[13]。南京理工大学实验研究了当量比对汽油/富氧空气混合物旋转爆轰发动机的影响，该发动机上旋转爆轰波始终为同向传播模态，存在单波头、双波头和多波头同时存在的混合传播模态，并测量了双波对撞模态下的推力[14-15]。南京理工大学还设计了离心压气机或涡轮导向叶片和旋转爆轰燃烧室的组合结构，研究了氢气旋转爆轰有关性质[16-17]。在乐嘉陵院士支持下，西南科技大学燃烧空气动力学研究中心和中国空气动力研究与发展中心进行了旋转爆轰发动机的合作研究。他们采用不同湍流模型数值模拟了直角梯形截面的燃烧室，发现反应物容易侵入爆轰波的弱波面部分，但这个反应物间断很快会被爆轰波的增强所吞没；同时发现爆轰波可以绕过直角、钝角和锐角，由此推断任意凸多边形截面的RDE燃烧室是可行的[18]。实验发现[19]，当量比大于2时，燃烧发生在燃烧室以外，为爆燃；当量比接近于1时，燃烧室内存在多个反向旋转爆轰波，爆轰波平均速度较低，不超过1000 m/s；当量比小于0.58时，仅有一个爆轰波准稳态旋转。在当量比为1时，进行了17秒无热防护的旋转爆轰发动机实验，未发现燃烧室有明显烧蚀。此外，他们还研究了旋转爆轰波的不稳定性、爆轰与爆燃的共存机制、激波对旋转爆轰波的影响、入口障碍物对旋转爆轰波的影响、热边界对旋转爆轰波的影响等内容[20-24]，并对国内外旋转爆轰发动机研究进展做了综述[25]。总体看来，
国内旋转爆轰发动机处于基础研究阶段，美国已达到技术开发阶段，技术水平差距较大。
旋转爆轰发动机正常燃烧方式为旋转爆轰波，但一些情况下出现了纵向脉冲爆轰波（Longitudinal pulsed detonation, LPD）[26-27]。辛辛那提大学通过实验研究，推断喷管喉部是形成纵向脉冲爆轰波的必要条件，而本文中发现在没有喉部的条件下，也可以产生纵向脉冲爆轰波。本文通过实验研究，进一步研究纵向脉冲爆轰波现象以及其与旋转爆轰波的联系。
2.实验设备和方法
实验设备和系统示意图如图2所示。实验系统主要由推进剂供给系统、数据采集系统、控制系统、点火系统和燃烧室等部分组成。推进剂供给系统包括六瓶氢气、一瓶氧气和一个大型压缩空气罐。氢气瓶供给最大总压为12 MPa，空气罐最大供给总压为10.5 MPa，主流反应物为氢气和空气，直接进入燃烧室，被旋转爆轰波燃烧；预爆轰管内的支流反应物为近化学计量比的氢气和氧气，主要用来点火，点火完毕后，立即切断支流。
采集系统主要由硬件和软件两部分构成。其中硬件包括PCI同步采集板卡、PCI采集卡和高可靠性工业计算机及传感器等。系统软件中可对所有通道的采样频率、采样深度、数据存储目录等设置，系统软件还可对存储的历史数据载入进行波形显示、分析。测量仪器包括有4个低频压力传感器和3个高频压力传感器PCB113B24，一台高速摄像机，一台普通速度摄像机，流量通过收敛扩张喷嘴拥塞状态计算。高频压力传感器P1和P2处于同一轴向位置，夹角180度；P1和P3位于同一方位角，轴向距离20 mm，P3在上
游，P1在下游。P1、P2、P3采集到的压力曲线分别以p1、p2、p3表示。控制系统通过继电器CT817C446k 控制电磁阀动作，动作时间小于6微秒。点火系统由预爆轰管和高能火花塞等组成，火花塞点火频率为28 Hz，预爆轰管内径10 mm、长度为200 mm；火花塞与预爆轰管螺纹连接，预爆轰管切向焊接在燃烧室上，预爆轰管轴线到燃烧室出口距离为50 mm。火花塞点火端面和氢氧入射孔轴线重合，确保点火可靠性，燃烧室由中心柱、壳体和端盖等组成，材料为45钢，经发蓝处理，减慢生锈速率。中心柱和壳体之间为爆轰环腔，燃料氧化剂掺混、旋转爆轰、排气等过程均发生在该环腔。壳体和端盖之间为氢气流道。爆轰环腔外径为100 mm，内径为80 mm，轴向长度为117 mm。空气通过端盖上60个直径2 mm圆柱孔轴向、氢气通过2 mm宽环缝径向流入环腔；两股气流为正交掺混。
在实验中，各流路动作时序为：0时刻开通主流和支流，50 ms时刻点火且在100 ms时结束点火，160 ms时刻切断支流，t时刻（0.7-20 s）切断主流氢气，(t+2) s时刻切断空气。空气最后切断，可以保证残余产物被吹扫干净，并对燃烧室和传感器起到冷却作用。由于实验时间较短，通常小于20秒，未设计冷却系统。为了保护压力传感器免遭高温破坏，当安装有PCB压力传感器实验时，旋转爆轰时间被控制在0.7 s左右；而进行十几秒较长时间实验时，燃烧室内不进行接触式测量。
图2实验设备及示意图，压力触感器P1和P3同方位角，轴向距离20 mm，P1在下游，P1和P2同轴向位置，夹角180度3.实验结果和讨论
3.1基于氢气-空气的工况
旋转爆轰波会使方位角不同的压力传感器采集到的压力曲线呈现对应的时差；对于夹角180度的压力传感器P1和P2，压力曲线时差应该为半个周期左右。纵向脉冲爆轰波沿燃烧室轴向运动，由于P1和P2同轴向位置，压力曲线p1和p2基本无时差。从表1可看出，在空气549 g/s 、当量比0.70-0.93时，燃烧室里发生了纵向脉冲爆轰（LPD）。当量比为0.62时，燃烧室里的燃烧极不稳定，在纵向脉冲爆轰和旋转爆轰之间不断变化。这说明，当量比较低时，由于燃料稳压室出口未达到拥塞状态，爆轰环腔里的爆轰波和燃料稳压室产生了声学耦合，造成燃料流量极不稳定，进而导致燃烧方式不断变化。图3爆轰压力曲线p1和p2在时间上基本重合，说明该压力波为纵向脉冲爆轰波。图3a-b压力曲线平均周期分别为0.536和0.529 ms，对应频率为1866和1890 Hz，基本在图3d频域峰值范围内；变化的周期表明纵向爆轰波在不稳定传播。图4表明，在空气549 g/s，当量比0.62条件下，发生了纵向脉冲爆轰和旋转爆轰交叉进行的现象。图4b中压力曲线p1和p2峰值交替出现，且时差大约为半个周期，表明旋转爆轰波在进行。图4c前半段为旋转爆轰波，后半段为纵向脉冲爆轰波，压力曲线p1和p2在时间上基本重合。旋转爆轰波传播周期距离为一个圆周长，而纵向脉冲爆轰波循环对应传播距离约等于2个爆轰环腔长度，故这两种爆轰波具有不同的周期。图4d的傅里叶变换有两个峰值频率，分别为1961和2594 Hz，分别对应纵向脉冲爆轰波和旋转爆轰波。根据爆轰环腔外径计算得到的旋转爆轰波速度为815 m/s。由于混合不理想且当量比只有0.62，使得爆轰波速度仅为815 m/s，远小于CJ值1738 m/s。另外从图3压力曲线可以看出，该压力波一直在维持，且为增压，所以只能是爆轰波，而非激波。
如图5-6所示，在空气677 g/s，当量比0.61时，发生了比较稳定的旋转爆轰波；从燃烧室尾部观察，爆轰波逆时针运动，方向未受预爆轰管控制。沿逆时针方向，白弧形区域末端基本代表旋转爆轰波位置。时域分析旋转爆轰波周期为0.260 ms，对应周期为3846 Hz，恰好在图6d爆轰波频带内。图5爆轰波旋转周期对应5帧时间，即0.250 ms；由于高速摄影时空精度较差，可以认为高速摄影周期基本符合压力曲线周期。图6c表明平齐装配的压力传感器P2在高温下失效，无法继续采集旋转爆轰波压力信号；而压力传感器P1依然正常工作，因为P1采用凹坑装配，有效避免了严重零漂，延长了传感器工作时间。图6a、b、d表明点火后，燃烧室内先形成了纵向脉冲爆轰波，随后再产生稳定的旋转爆轰波。
如图7-8所示，在空气677 g/s，当量比0.62时，发生了纵向脉冲爆轰波和旋转爆轰波的交替现象。图8a可以看到旋转爆轰波比纵向脉冲爆轰波周期短，压力高，这是因为旋转爆轰波发展较为充分，纵向脉冲爆轰波发展不充分，且纵向脉冲爆轰一个循环里包含有爆轰波的发展和熄灭过程。图8b两个频段的特征频率2364、3240 Hz分别对应了纵向脉冲爆轰波和旋转爆轰波。图7每组连续的黑照片（看不到任何亮光）为5-6帧，说明循环具有较稳定的周期，且可以看到该周期对应9帧照片左右，即0.450 ms，大致符合压力曲线的纵向脉冲爆轰波周期。纯黑照片和带亮照片交替出现，说明燃烧室内在试验期间没有熄火。当黑照片出现时，只有缓燃，即爆轰波熄灭状态，燃烧室内气体温度较低；缓燃温度明显低于爆轰波温度。当带亮照片出现时，燃烧已经从缓燃转为爆轰波。图7照片白弧线的连续变化表明了纵向脉冲爆轰波是从横截面上某一点开始起爆，发散到四周；而不是从整个断面上起爆。在燃烧室内，
高温产物在下游，低温反应物在上游，因此爆轰波必然是从下游起爆，通过缓燃转爆轰过程发展起来，往上游传播，这个推断与文献[27]截然相反（该文献认为纵向脉冲爆轰波从上游往下游传播）。由于连续的白弧线变化照片仅有2-4帧，没有达到一个旋转爆轰波周期，可以认为图7照片里不存在旋转爆轰波。表1表明，同样当量比下，高空气流量有利于旋转爆轰波的产生，而低空气流量下基本只能产生纵向脉冲爆轰波。空气流量较高，有利于保证空气喷嘴的拥塞状态，即爆轰波所导致的压力波不易反馈给稳压室，避免了稳压室和爆轰环腔的声学耦合，可以提高空气流动的稳定性。空气流动不稳定，可能导致旋转爆轰波瞬间氧化剂不足而熄火，退化为缓燃，被吹向下游。在下游由于混合状况变好，空气流动趋于稳定，由于缓燃转爆轰过程，旋转爆轰波重新建立起来。由于旋转爆轰波与空气稳压室的相互作用，当空气流量又发生变化时，旋转爆轰波重新退化。这样，旋转爆轰波和纵向脉冲爆轰波就交替产生了。另外从表1可知，同样当量比下，当空气流量较高时，旋转爆轰波速度较高，比低流量下可高出200 m/s左右。可见，保证空气流动稳定性，有利于产生旋转爆轰波；且较稳定的旋转爆轰波才可能具有较高的传播速度。最后，从表1可看出，旋转爆轰波更容易在低当量比下出现。高当量比时，燃料喷射会给空气喷嘴出口形成较高反压，易导致空气喷嘴无法拥塞和空气流动不稳定，从而产生纵向脉冲爆轰波。
本研究基于缝-孔式燃料和氧化剂喷嘴，对于双环缝喷嘴，也可能产生纵向脉冲爆轰波。空气喷嘴过宽，导致空气流量不稳和上下游的声学耦合，是产生纵向脉冲爆轰波的必要条件。传统观点认为，液体火箭
发动机里存在的的高频纵向不稳定性主要由声波或激波造成。纵向脉冲爆轰波可以为解释液体火箭发动机里存在的高频纵向不稳定性提供一种新的观点。
表1旋转爆轰发动机的一些工况
Air, g/s H2,g/s Equivalence ratio Combustion Frequency, Hz RDW speed, m/s
549 14.8 0.93 LPD 1947 NA
549 13.3 0.84 LPD 1970 NA
549 11.2 0.70 LPD 1981 NA
发动机构造549 9.8 0.62 LPD, RDW 1961, 2594 814
549 8.8 0.55 Deflagration NA NA
677 11.9 0.61 RDW 3846 1208
677 12.1 0.62 LPD, RDW 2364, 3240 1017
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