等離子體強化超聲速燃燒研究進展

楊銀軍，竇志國，段立偉

（裝備學院激光推進及其應用國家重點實驗室，北京 101416）

等離子體強化超聲速燃燒研究進展

楊銀軍，竇志國，段立偉

（裝備學院激光推進及其應用國家重點實驗室，北京 101416）

超聲速點火和燃燒是超燃沖壓發(fā)動機研究中的一項關鍵技術。論文總結了國內外在碳氫燃料的等離子體點火助燃方面研究進展，重點列舉了國外在裸電極直接點火和噴注等離子體火炬兩種等離子體點火方式的實驗與數值研究，以便于我國的科研工作者與國際同行開展國際合作與學術交流。

等離子體；點火；超聲速燃燒

0 引言

高超聲速飛行是21世紀航空航天技術新的制高點，是航空航天史上繼發(fā)明飛機、突破聲障飛行之后的第三個里程碑。高超聲速飛行技術的突破，將對國際戰(zhàn)略格局、軍事力量對比、科學技術、社會經濟發(fā)展以及綜合國力提升等產生重大和深遠的影響[1]。近年來，隨著航空航天技術的不斷發(fā)展,高超聲速發(fā)動機技術已經成為世界各國的研究熱點[2]。該類發(fā)動機具有為飛行器提供高超聲速飛行的能力，但也帶來了另一難題：超聲速燃燒。在超聲速燃燒過程中，燃氣流經飛行器燃燒室的速度極快，導致其滯留時間非常短[1]。實驗研究結果表明，在毫秒量級以下的滯留時間內，只有氫氣能夠完全燃燒。然而，由于氫氣能量密度很低，為了實現(xiàn)高比沖推進，必須采用高能量密度的碳氫燃料。隨著來流馬赫數的增大，燃料快速充分的混合和燃燒越來越困難，碳氫燃料的點火延遲時間通常要比氫氣高一個量級，而其燃燒速度要比氫氣低一個量級，從而不可能在低于毫秒量級的滯留時間內實現(xiàn)完全燃燒[3]。提高燃料的燃燒效率，可以增加發(fā)動機的比沖。比沖的增加，有助于減少燃料的攜帶量，增加飛行器有效載荷，減小飛行能耗，增大飛行器行程。因此，對于開發(fā)和研制基于碳氫燃料的高比沖超聲速發(fā)動機，加速點火和提高燃燒速度是最為關鍵和迫切需要解決的問題。

1 國內外研究現(xiàn)狀

目前，超燃沖壓發(fā)動機的輔助點火主要有三種方法：施加引導火焰，添加活性燃料和安裝火焰穩(wěn)定器。前兩種方法最大的缺陷在于需要增設引導火焰燃燒器或者單獨儲存活性燃料的設備，而安裝支板等被動控制器件的缺點是作用有限且會增大總壓損失。近年來，由于等離子體能夠以很小的能量為代價極大地增加活性基濃度而被公認為是加速點火的最有效方法，因此有希望應用于超燃沖壓發(fā)動機中，以實現(xiàn)碳氫燃料在超聲速氣流中成功點火。

表1 來流在燃燒段的遲滯時間和燃料的延遲時間

超燃沖壓發(fā)動機內的燃料點火有兩種方式：一是在超聲速氣流中直接點火，實現(xiàn)真正意義上的超聲速燃燒；另一種就是借助凹腔等火焰穩(wěn)定器，增大氣流的滯留時間，這種情況更多的是亞聲速燃燒。國外研究在超聲速氣流中實現(xiàn)等離子體點火主要采用以下兩種方式：使用裸電極在凹腔中直接放電和噴注等離子體火炬。

1.1 裸電極直接點火

采用裸電極在凹腔中直接放電，其優(yōu)勢在于在放電的時候不僅在可燃氣體中直接產生對燃燒增強起主要作用的活性基，而且可以加速燃料與主流之間的混合。美國的斯坦福大學和俄羅斯科學院是采用這種形式的主要代表。

2006年俄羅斯科學院的Sergey等人[4]采用多電極準直流放電與凹腔結合的方式，在馬赫數為1.9的空氣來流中實現(xiàn)了乙烯的穩(wěn)定燃燒。如圖1所示，放電時在凹腔的前臺階會出現(xiàn)5道電弧，這樣就會在凹腔回流區(qū)內產生一個高溫電離區(qū)，保證乙烯空氣混合物的穩(wěn)定燃燒。

2010年斯坦福大學的Breden等人[5]在超聲速流中利用納秒脈沖放電研究了等離子體的熱力學效應。實驗得到，激發(fā)出的氧活化粒子密度為1021m3；當等離子體脈沖寬度為100ns～1μs時，電壓、電子碰撞離解是氧原子、氫原子和氫氧基的驅動源。Breden所在小組的Do在他的博士論文[6]中研究了超聲速流動中氫和乙烯燃料采用納秒脈沖等離子體放電的點火問題，非平衡等離子體由峰值電壓15kV、脈寬20納秒和重復頻率50kHz的源產生，研究了馬赫數1.7到3.0范圍內的流動和激波結構。發(fā)現(xiàn)等離子體減少了點火延遲，增加了活化基的產生。圖2為有無等離子體作用時OH基的PLIF測量結果。

1.2 噴注等離子體火炬

采用等離子體火炬噴注方式的主要代表是日本的東北大學、美國的維吉尼亞理工大學和韓國首爾大學。

（1）數值仿真。2002年日本東北大學的Takita[7]數值仿真了不同等離子體火炬的點火與穩(wěn)定燃燒的效果。仿真過程中采用氧氣、氮氣和氬氣三種不同的等離子火炬，燃料使用氫氣。結果表明，局部的當量比是影響等離子體火炬穩(wěn)定燃燒的重要因素，除此外，還觀察到了低馬赫數范圍內的等離子體火炬與燃料之間的火焰?zhèn)鞑ァ１容^表明，氬氣等離子體火炬的性能比氧氣和氮氣的都要差。

2005年日本Minato等人[8]三維數值仿真氧氣作為等離子體火炬工質氣體，火炬置于氫氣噴口前且都采用橫向入馬赫數為2.5的超聲速來流。數值研究表明氫氣噴口位于等離子體火炬下游時，即使注入氫氣壓力比火炬小，也能產生更高的滲透高度。高溫等離子氣體與氫氣相遇時分成左右兩部分繞流，并在界面上生成火焰。

2009年日本東北大學的Watanabe等人[9]數值仿真了在超聲速內流中，放置等離子體火炬影響氫燃料點火和燃燒的特性，對比分析了不同的等離子體火炬能量、不同燃料噴射位置對氫燃料燃燒的影響。當燃料噴注位置在等離子體火炬下游時燃燒較弱，而在等離子體火炬上游時，燃燒得到了強化，燃料噴注上游產生偽激波，強烈影響主流與燃料的混合。圖3表明隨著等離子體炬能量的不斷增大，氫燃料噴流上游逐漸產生系列激波串，強化了混合過程。

（2）實驗研究。2003年日本東北大學的Murakami等人[10]實驗研究了超聲速流中甲烷和乙烯燃料使用等離子體火炬點火助燃特性，并和氫氣進行對比。實驗是在馬赫數為2.3，壓強和溫度與大氣環(huán)境相一致的來流中進行的，通過測量下壁面的壓力來判斷是否成功點燃燃料。結果表明，在相同當量比下，燃燒后的壁面壓力增量大小依次是：氫氣、乙烯和甲烷。這也證明了在超聲速流中，碳氫燃料由于不完全燃燒，釋放的熱量很少。同時，他們還實驗研究了不同工質的等離子體火炬對甲烷和氫氣點火助燃的影響[11]，實驗結果顯示氧氣作為火炬工質時效果最好，而且將燃料噴射置于火炬位置上游更容易實現(xiàn)穩(wěn)定燃燒，這是因為燃料噴注上游產生了激波串，加速了燃料與來流在展向上的混合。

2007年日本東北大學的研究小組[12]在超燃沖壓發(fā)動機模型中又進行了雙等離子體火炬的點火助燃實驗，實驗結果表明O2-O2等離子火炬的效率最高，但是H2/N2-O2和O2-O2等離子火炬前方比O2-O2等離子火炬更早的出現(xiàn)了激波串。經過與單等離子體火炬的實驗比較發(fā)現(xiàn)，它們的效果幾乎相同，雙等離子體火炬沒有明顯優(yōu)勢。

2010年韓國首爾大學的研究人員[13]應用等離子體火炬技術在馬赫數為2的超聲速氣流中進行了氫燃料混合及點火研究，其研究背景是雙模超燃沖壓發(fā)動機。如圖5所示，燃料采用平行噴射方式。他們認為等離子體火炬的作用是提供一個熱源，所以只有流經等離子體火炬上方的燃料才能被點燃。實驗是在冷流條件下進行，其結果是雖然燃料被成功點燃且燃燒室出現(xiàn)了熱壅塞，但燃燒區(qū)域仍沒有侵入到主來流之中。

國內研究人員也進行了一定的研究工作，工作起步較晚，基礎薄弱，相關研究較少。西北工業(yè)大學宋文艷等人[14]研究了超燃沖壓發(fā)動機在較低飛行馬赫數 （Ma＜4）下的點火啟動問題，采用等離子體點火和先鋒氫燃料，實現(xiàn)了煤油的可靠點火和穩(wěn)定燃燒。郭向陽等人[15]通過數值仿真分析了等離子體產生的主要活性基對燃燒過程的影響，開展了等離子體助燃化學反應機理。

2 總結分析

目前，在碳氫燃料的等離子體點火助燃方面，實驗結果已經表明：等離子體能夠強化點火與促進燃燒，但其中所涉及的機理卻仍不清楚，有待進一步的探索。例如：由于等離子體會導致系統(tǒng)熱量和化學反應活化能同時變化，目前還很難區(qū)分和確定助燃過程中等離子體帶來的熱效應和化學效應。同時，涉及到等離子體和燃燒的詳細化學反應機理還很少被應用于等離子體助燃的定量研究中，對等離子體化學反應與燃燒化學反應的耦合作用還不清楚。

美國和俄羅斯是以主被動結合，即在凹腔中放電的形式進行等離子體點火助燃，主要優(yōu)點是除燃料外不需要攜帶其他工質氣體，使得發(fā)動機整體更加簡單可靠，重量更輕；缺點是凹腔會產生很大的總壓損失，且電源要求高，現(xiàn)在他們已經將研究重點由電弧等離子體轉換為高壓納秒脈沖放電等離子體。日本和韓國的研究重點放在了等離子體火炬的使用上，研究了不同的放電工質和等離子體火炬噴射位置及加入后向臺階對燃燒的影響，優(yōu)點是燃燒比較可靠，但缺點也比較突出，需要攜帶放電工質氣體，必然會使得結構更加復雜且增大發(fā)動機的重量。

通過分析超燃沖壓發(fā)動機的碳氫燃料點火助燃本身的需求，以及對國內外各類解決方案的研究進展，認為等離子體對碳氫燃料的點火助燃具有廣闊前景，值得深入研究。

[1]張建志，何玉彬.爭奪制天權[R].解放軍出版社，2008.

[2]Fry R.S.A century of ramjet propulsion technology evolution[J].Journal of Propulsion and Power,2004,20.

[3]Law C.K.Combustion Physics,Cambridge University Press,2006.

[4]Sergey B.Leonov,Dmitry A.Yarantsev,Anatoly P.Napartovich,et al.Plasma-Assisted Combustion of Gaseous[J].IEEE Transactions on Plasma Science,April 2005.

[5]Breden D,Raja L.Simulations of nanosecond pulsed plasmas in supersonic flow[R].40th AIAA Plasma dynamics and Lasers Conference，AIAA 2009.

[6]Do H.Plasma-assisted combustion in a supersonic flow[D].Dissertation of Doctor of Philosophy,2009.

[7]Kenichi Takita.Ignition and Flame-holding by Oxygen,Nitrogen and Argon Plasma Torches in Supersonic Airfow[J].Combustion and Flame,2002.

[8]Ryojiro Minato,Takashi Niioka,Hiromu Sugiyama,et al.Numerical Analysis of Supersonic Combustion by a Plasma Torch[R].AIAA/CIRA 13th International Space Planes and Hypersonics Systems and Technolo，AIAA.

[9]Watanabe J,Takita K.Interaction between shock waves,hydrogen flame and plasma jet in supersonic flow[R].16th AIAA/DLR/DGLR International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conferenc,AIAA 2009.

[10]Koichi Murakami,Aya Nishikawa,Kenichi Takita,et al.Ignition Characteristics of Hydrocarbon Fuels by Plasma Torch in Supersonic Flow[J].12th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies AIAA 2003.

[11]Tomoaki Kitagawa,Atsushi Moriwaki,Koichi Murakami,et al.Ignition Characteristics of Methane and Hydrogen Using a Plasma Torch in Supersonic Flow[J].Journal of Propulsion and Power，2003，5.

[12]Kenichi Takita,Hideaki Nakane,Goro Masuya.Optimization of Double Plasma Jet Torches in a Scramjet Combustor[R].Proceedings of the Combustion Institute 31(2007).

[13]Chae-hyoung Kim,In-Seuck Jeung.Effect of a Vent Slot Mixer with a Plasma Jet Torch in Unheated Supersonic Flow[R].46th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit AIAA.

[14]宋文艷，劉偉雄，賀偉，等.超聲速燃燒室等離子體點火實驗研究[J].實驗流體力學，2006，4.

[15]郭向陽，何立明，蘭宇丹.非平衡性等離子體對燃燒影響的研究[J].彈箭與制導學報，2008，6.

Progress of Plasma Enhancing Supersonic Combustion

YANG Yin-Jun，DOU Zhi-Guo，DUAN Li-Wei
(State Key Laboratory of Laser Propulsion and Application,The Institute of Equipment,Beijing 101416,China)

Supersonic ignition and combustion is a key technology in scramjet research.This paper has summarized the research progress of plasma ignition and combustion with the hydrocarbon fuel at home and abroad,listed a great amount of experimental and numerical simulations carried out in abroad by nonuniform electrical discharges and plasma torch,so that China's research workers could carry out international cooperation and academic exchanges with international counterparts.

plasma； ignition； supersonic combustion

V43

A

10.3969/j.issn.1002-6673.2013.03.007

1002－6673 （2013） 03－015－03

2013-03-21

楊銀軍 （1988-），男，四川巴中人，在讀碩士研究生。研究方向：航空宇航科學與技術。