旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的燃燒與流動(dòng)特性研究

王宇輝，樂(lè)嘉陵，楊 樣，譚 宇

（1.西南科技大學(xué)燃燒空氣動(dòng)力學(xué)研究中心，四川綿陽(yáng) 621010；2.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心吸氣式高超聲速技術(shù)研究中心，四川綿陽(yáng) 621000）

旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的燃燒與流動(dòng)特性研究

王宇輝1，＊，樂(lè)嘉陵2，楊 樣2，譚 宇2

（1.西南科技大學(xué)燃燒空氣動(dòng)力學(xué)研究中心，四川綿陽(yáng) 621010；2.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心吸氣式高超聲速技術(shù)研究中心，四川綿陽(yáng) 621000）

設(shè)計(jì)了一臺(tái)爆轟環(huán)腔外徑100mm、內(nèi)徑80mm、長(zhǎng)117mm的不帶有尾噴管的旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室，并進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬研究，來(lái)了解不同當(dāng)量比下的燃燒和流動(dòng)特性。在該燃燒室頭部，空氣通過(guò)60個(gè)直徑2mm孔軸向噴射，氫氣通過(guò)2mm寬環(huán)縫噴射。氫氣和空氣最大供給總壓分別可達(dá)12和10.5MPa。實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，當(dāng)量比大于2時(shí)，燃燒發(fā)生在燃燒室以外，為爆燃；當(dāng)量比接近于1時(shí)，燃燒室內(nèi)存在多個(gè)反向旋轉(zhuǎn)爆轟波，爆轟波平均速度較低，不超過(guò)1000m／s；當(dāng)量比小于0.58時(shí)，僅有一個(gè)爆轟波準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)旋轉(zhuǎn)。在當(dāng)量比為0.55時(shí)，旋轉(zhuǎn)爆轟波傳播速度為1274m／s。在當(dāng)量比為1時(shí)，進(jìn)行了17s無(wú)熱防護(hù)的旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)驗(yàn)，未發(fā)現(xiàn)燃燒室有明顯燒蝕。數(shù)值模擬表明在流量為400g／s時(shí)，有3個(gè)爆轟波同向旋轉(zhuǎn)，外壁面?zhèn)葌鞑ニ俣燃s為1998m／s。

旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)；實(shí)驗(yàn)；爆轟波速度；尾焰；當(dāng)量比

0 引 言

旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)（Rotating Detonation Engine，RDE），又名連續(xù)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)（Continuous Detonation Engine，CDE）或連續(xù)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)（Continuously Rotating Detonation Engine，CRDE）是一種基于爆轟燃燒的發(fā)動(dòng)機(jī)，由于流量連續(xù)，結(jié)構(gòu)緊湊，工作模式簡(jiǎn)單，工頻較高，近年來(lái)其研究在逐步加強(qiáng)。

與脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)［1］不同，旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)只需一次點(diǎn)火，便可連續(xù)工作，爆轟過(guò)程不會(huì)間斷。在該發(fā)動(dòng)機(jī)中，燃燒室一般為環(huán)形結(jié)構(gòu)［2-4］或空心結(jié)構(gòu)［57］，反應(yīng)物軸向流動(dòng)，爆轟波切向旋轉(zhuǎn)，如圖1所示。爆轟波旋轉(zhuǎn)時(shí)，會(huì)在其下游產(chǎn)物區(qū)域誘導(dǎo)產(chǎn)生附著的斜激波和接觸間斷，爆轟波、斜激波和接觸間斷交于爆轟波面的下游端點(diǎn)。接觸間斷是上一個(gè)循環(huán)的燃燒產(chǎn)物與本次循環(huán)燃燒產(chǎn)物的間斷面，附近有較強(qiáng)的Kelvin-Helmholtz不穩(wěn)定性，渦量較大。旋轉(zhuǎn)爆轟波所處位置及其波后附近區(qū)域壓強(qiáng)較高，會(huì)引起反應(yīng)物回流；回流區(qū)域不超過(guò)整個(gè)橫截面積的1%［8］，而在其他區(qū)域反應(yīng)物可以正常流入燃燒室，被爆轟波消耗，這正是旋轉(zhuǎn)爆轟波連續(xù)傳播的重要原因。旋轉(zhuǎn)爆轟波一般依靠與燃燒室切向連接的預(yù)爆轟管起爆。預(yù)爆轟管通過(guò)火花塞點(diǎn)火后，爆燃波經(jīng)過(guò)爆燃轉(zhuǎn)爆轟（Deflagration-to-Detonation Transition，DDT）過(guò)程形成爆轟波，起爆燃燒室內(nèi)的反應(yīng)物，隨后向燃燒室不對(duì)稱發(fā)散傳播，最終形成旋轉(zhuǎn)爆轟波；燃燒室內(nèi)往上游走，隨著燃料氧化劑混合程度變差，旋轉(zhuǎn)爆轟波軸向速度會(huì)逐漸減小，等于來(lái)流速度時(shí)，便軸向穩(wěn)定地旋轉(zhuǎn)下去。由于上游側(cè)較差的混合，旋轉(zhuǎn)爆轟波上游側(cè)為爆燃波和曲面激波的耦合。當(dāng)流量和燃燒室半徑增加時(shí)，容易產(chǎn)生多個(gè)同向的旋轉(zhuǎn)爆轟波，而波面數(shù)增加有利于減弱旋轉(zhuǎn)爆轟不穩(wěn)定性，穩(wěn)定推進(jìn)性能。數(shù)值模擬結(jié)果［9］表明起爆階段會(huì)產(chǎn)生反向傳播的2個(gè)壓力波，當(dāng)它們碰撞時(shí)會(huì)產(chǎn)生爆炸，誘導(dǎo)出新的爆轟波，一定程度上解釋了實(shí)驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)的多個(gè)旋轉(zhuǎn)爆轟波現(xiàn)象［10］。

圖1 RDE工作原理Fig.1 Operating principle of RDE［2］

美國(guó)空軍研究實(shí)驗(yàn)室和創(chuàng)新科學(xué)方案公司使用空軍研究實(shí)驗(yàn)室爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)研究設(shè)施的推力臺(tái)架實(shí)驗(yàn)研究了具有不同結(jié)構(gòu)噴管的旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)（直徑6inch），目的為測(cè)量推力和比沖等推進(jìn)性能［11］。特別比較了不同的內(nèi)部噴管結(jié)構(gòu)，包括鈍體、塞式噴管、堵塞塞式噴管等構(gòu)造。他們采用毛細(xì)管平均壓力技術(shù)進(jìn)行的軸向靜壓測(cè)量表明在環(huán)腔里存在混合區(qū)域、爆轟循環(huán)區(qū)域和穩(wěn)定排氣區(qū)域；通過(guò)質(zhì)量流量函數(shù)測(cè)試了噴管壅塞所要求的滯止?fàn)顟B(tài)條件。實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)表明，噴管壅塞或部分壅塞需要在燃燒室內(nèi)產(chǎn)生滯止壓力增加量。增壓效應(yīng)是當(dāng)量比函數(shù)，最大滯止壓力增加量可達(dá)到3%～7%，具體取決于發(fā)動(dòng)機(jī)流量。出口壅塞的滯止情況可以反映比推力，并可以與測(cè)量的推力比較；結(jié)果發(fā)現(xiàn)計(jì)算出的比推力明顯大于測(cè)量值，這是由穿過(guò)尾氣的激波造成總壓損失引起的。對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)爆轟現(xiàn)象之后的激波／膨脹波環(huán)境的理解將有助于減小總壓損失，提高推進(jìn)性能。他們還改變?nèi)紵噎h(huán)腔寬度，對(duì)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了推力測(cè)試，研究了尺度參數(shù)對(duì)性能的影響［12］。這些參數(shù)包括空氣噴射面積膨脹比、爆轟腔的質(zhì)量流密度和噴管喉部的收縮面積。該工作研究的焦點(diǎn)在于確認(rèn)流動(dòng)變量之間的關(guān)系，該關(guān)系可以幫助確認(rèn)幾何結(jié)構(gòu)對(duì)試驗(yàn)中的比沖和比推力的影響。該RDE中心柱直徑為138.6mm，外殼長(zhǎng)度為114.3mm，爆轟環(huán)腔寬度分別為7.62mm（0.3inch），16.25mm（0.64inch），22.86mm（0.9inch）；氣動(dòng)塞式噴管與燃燒室集成（見(jiàn)圖2），起到了散熱作用。燃料使用氫氣和乙烯，流量范圍為0.61～1.82kg／s，當(dāng)量比范圍為0.6～1.35；氣體質(zhì)量流量通過(guò)上游歧管的聲速噴嘴測(cè)量。研究發(fā)現(xiàn)，通過(guò)改變發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)，燃料效率可以和有效總壓交換；改變噴管收縮面積可以比較明顯地看出此效應(yīng)。圖3為部分實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，可以看到比沖隨著質(zhì)量流量增加而升高，隨著當(dāng)量比增加而降低。他們對(duì)乙烯／空氣推進(jìn)劑和氫氣／空氣推進(jìn)劑的性能進(jìn)行了對(duì)比，發(fā)現(xiàn)所得結(jié)果和脈沖爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)和理論預(yù)測(cè)符合得很好。乙烯／空氣推進(jìn)劑的性能達(dá)到了期望結(jié)果，盡管依然存在很多技術(shù)挑戰(zhàn)，比如重型碳?xì)淙剂系膽?yīng)用。

圖2 具有氣動(dòng)塞式噴管的直徑6inch的旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)備示意圖［12］Fig.2 Diagram of the six inch diameter modular research rotating detonation engine device coupled to an aerospike plug nozzle

圖3 比沖表示的燃料利用率，氫氣／空氣［12］Fig.3 Fuel utilization shown as specific impulse，Isp，hydrogen／air

基于旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)潛在的推進(jìn)性能，我們?cè)O(shè)計(jì)了一臺(tái)爆轟環(huán)腔外徑100mm、內(nèi)徑80mm的旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室，開(kāi)展了相關(guān)實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬研究。主要目的在于弄清該發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒特性與當(dāng)量比的關(guān)系，找到其穩(wěn)定工況，為下一步推力研究奠定基礎(chǔ)。

1 數(shù)值模擬

使用Ansys Fluent研究了外徑100mm、內(nèi)徑80mm、長(zhǎng)50mm燃燒室內(nèi)的無(wú)粘預(yù)混旋轉(zhuǎn)爆轟，計(jì)算區(qū)域有863878個(gè)四面體網(wǎng)格單元。該模型直徑尺寸和實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ鸵粯樱L(zhǎng)度比實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ偷?17mm要短一些，主要是考慮到實(shí)驗(yàn)中旋轉(zhuǎn)爆轟為非預(yù)混燃燒，燃料氧化劑摻混需要一定流動(dòng)距離。通過(guò)這個(gè)短模型的預(yù)混爆轟模擬初步判斷實(shí)驗(yàn)中長(zhǎng)模型進(jìn)行非預(yù)混旋轉(zhuǎn)爆轟的可行性。采用化學(xué)計(jì)量比的氫氣空氣混合物，入口流量為400g／s，沿Z軸正方向流動(dòng)，入口靜壓1×105Pa；壓力出口為1×105Pa。在初始時(shí)刻，給定一塊高溫高壓區(qū)域（2900K，1.5×106Pa）進(jìn)行起爆，并用隔板保證防止爆轟波單向傳播，傳播方向即最終穩(wěn)定的爆轟波旋轉(zhuǎn)方向，如圖4所示，為順時(shí)針；當(dāng)爆轟波旋轉(zhuǎn)到將近一個(gè)周期時(shí)，去掉隔板。其他設(shè)置見(jiàn)文獻(xiàn)［13］。如圖4所示，雖然起爆階段只有1個(gè)旋轉(zhuǎn)爆轟波，在發(fā)動(dòng)機(jī)準(zhǔn)穩(wěn)定工作狀態(tài)下，燃燒室內(nèi)有3個(gè)爆轟波在同方向旋轉(zhuǎn)，爆轟波外壁面上的平均速度約為1998m／s，該速度比文獻(xiàn)［14］速度2165m／s偏小。這主要是爆轟波數(shù)量較多、流量偏小引起的。流量和爆轟波數(shù)量對(duì)爆轟波速度的影響可見(jiàn)文獻(xiàn)［15-16］。多個(gè)爆轟波同向旋轉(zhuǎn)是一種穩(wěn)定狀態(tài)，有利于提高發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性；而下文實(shí)驗(yàn)中出現(xiàn)的反向旋轉(zhuǎn)狀態(tài)是不穩(wěn)定的，爆轟效率也不高。此外，該算例表明，在燃料混合物化學(xué)計(jì)量比為1的條件下，由于點(diǎn)火能量較小，在起爆階段，新的爆轟波容易被誘導(dǎo)產(chǎn)生，導(dǎo)致準(zhǔn)穩(wěn)定階段有3個(gè)旋轉(zhuǎn)爆轟波。

圖4 0.724ms時(shí)刻的壓力和溫度等值線圖Fig.4 Pressure and temperature contours at 0.724ms

2 實(shí) 驗(yàn)

實(shí)驗(yàn)設(shè)備和系統(tǒng)示意圖如圖5所示。實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)主要由推進(jìn)劑供給系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、點(diǎn)火系統(tǒng)和燃燒室等部分組成。推進(jìn)劑供給系統(tǒng)包括6瓶氫氣、1瓶氧氣和1個(gè)大型壓縮空氣罐。氫氣瓶供給最大總壓為12MPa，空氣罐最大供給總壓為10.5MPa，主流反應(yīng)物為氫氣和空氣，直接進(jìn)入燃燒室，被旋轉(zhuǎn)爆轟波燃燒；預(yù)爆轟管內(nèi)的支流反應(yīng)物為近化學(xué)計(jì)量比的氫氣和氧氣，主要用來(lái)點(diǎn)火，點(diǎn)火完畢后，立即切斷支流。

圖5 實(shí)驗(yàn)設(shè)備及示意圖Fig.5 Experimental setup and the schematic

采集系統(tǒng)主要由硬件和軟件2部分構(gòu)成。其中硬件包括PCI同步采集板卡、PCI采集卡和高可靠性工業(yè)計(jì)算機(jī)及傳感器等。系統(tǒng)軟件中可方便對(duì)所有通道的采樣頻率、采樣深度、數(shù)據(jù)存儲(chǔ)目錄等方便地進(jìn)行設(shè)置，系統(tǒng)軟件還可對(duì)存儲(chǔ)的歷史數(shù)據(jù)載入進(jìn)行波形顯示、分析。測(cè)量?jī)x器包括有4個(gè)低頻壓力傳感器和2個(gè)高頻壓力傳感器PCB113B24，1臺(tái)高速攝像機(jī)，1臺(tái)普通速度攝像機(jī)，流量通過(guò)收斂擴(kuò)張噴嘴壅塞狀態(tài)計(jì)算，主流氫氣和空氣噴嘴喉部直徑分別為2.3和6.6mm。高頻壓力傳感器S1和S2處于同一軸向位置，夾角180°，如圖5所示。控制系統(tǒng)通過(guò)繼電器CT817C446k控制電磁閥動(dòng)作，動(dòng)作時(shí)間小于6μs。點(diǎn)火系統(tǒng)由預(yù)爆轟管和高能火花塞等組成，火花塞點(diǎn)火頻率為28Hz，預(yù)爆轟管內(nèi)徑10mm、長(zhǎng)度為200mm；火花塞與預(yù)爆轟管螺紋連接，預(yù)爆轟管切向焊接在燃燒室上，預(yù)爆轟管軸線到燃燒室出口距離為50mm。火花塞點(diǎn)火端面和氫氧入射孔軸線重合，確保點(diǎn)火可靠性，燃燒室由中心柱、殼體和端蓋等組成，材料為45鋼，經(jīng)發(fā)藍(lán)處理，減慢生銹速率。中心柱和殼體之間為爆轟環(huán)腔，燃料氧化劑摻混、旋轉(zhuǎn)爆轟、排氣等過(guò)程均發(fā)生在該環(huán)腔。殼體和端蓋之間為氫氣流道。爆轟環(huán)腔外徑為100mm，內(nèi)徑為80mm，軸向長(zhǎng)度為117mm。空氣通過(guò)端蓋上60個(gè)直徑2mm圓柱孔軸向、氫氣通過(guò)2mm寬環(huán)縫徑向流入環(huán)腔；2股氣流為正交摻混，正交摻混設(shè)計(jì)綜合考慮了摻混質(zhì)量、流動(dòng)損失和工藝等因素。

在實(shí)驗(yàn)中，各流路動(dòng)作時(shí)序?yàn)椋?時(shí)刻開(kāi)通主流和支流，50ms時(shí)刻點(diǎn)火且在100ms時(shí)結(jié)束點(diǎn)火，160ms時(shí)刻切斷支流，t時(shí)刻（0.7～20s）切斷主流氫氣，（t＋2）s時(shí)刻切斷空氣。空氣最后切斷，可以保證殘余產(chǎn)物被吹掃干凈，并對(duì)燃燒室起到冷卻作用。由于實(shí)驗(yàn)時(shí)間較短，通常小于20s，未設(shè)計(jì)冷卻系統(tǒng)。為了保護(hù)壓力傳感器免遭高溫破壞，當(dāng)安裝有PCB壓力傳感器實(shí)驗(yàn)時(shí)，旋轉(zhuǎn)爆轟時(shí)間被控制在0.7s左右；而進(jìn)行十幾秒較長(zhǎng)時(shí)間實(shí)驗(yàn)時(shí)，燃燒室內(nèi)不進(jìn)行接觸式測(cè)量。

2.1 近化學(xué)計(jì)量比下的旋轉(zhuǎn)爆轟

圖6 傳感器S2記錄的旋轉(zhuǎn)爆轟波壓力曲線，氫氣和空氣流量分別為10和350g／sFig.6 Pressure traces of rotating detonation by S2，where mass flow rates of hydrogen and air are 10and 350g／s，respectively

氫氣和空氣來(lái)流總壓分別為4.3和4.4MPa時(shí)，壓力傳感器S2采集到的壓力曲線如圖6所示。爆轟產(chǎn)物高溫使得壓力曲線零點(diǎn)漂移嚴(yán)重。圖6標(biāo)記了旋轉(zhuǎn)爆轟波的10個(gè)周期3.595ms，1個(gè)旋轉(zhuǎn)爆轟周期約為360μs。爆轟環(huán)腔外徑為100mm，可以計(jì)算得到旋轉(zhuǎn)爆轟波速度約為872m／s。該速度比文獻(xiàn)［16］中數(shù)據(jù)偏低，表明燃料和氧化劑摻混質(zhì)量不好或存在多個(gè)反向旋轉(zhuǎn)爆轟波。摻混質(zhì)量不好會(huì)降低單位質(zhì)量反應(yīng)物放熱，爆轟波互相碰撞會(huì)增加能量損失，都會(huì)降低旋轉(zhuǎn)爆轟波速度。高速攝影拍攝到了多個(gè)旋轉(zhuǎn)爆轟波交替碰撞的情形。從圖7可以看出，0.34ms時(shí)刻有3個(gè)旋轉(zhuǎn)爆轟波，但是在0.34ms后無(wú)法看到左下角那個(gè)，可能是爆轟波太弱所致。在0.36～0.40ms之間，當(dāng)2個(gè)爆轟波碰撞時(shí)，碰撞區(qū)域反應(yīng)速率和溫度迅速提高，該區(qū)域很亮。碰撞后，每個(gè)旋轉(zhuǎn)爆轟波變?nèi)醪⒎聪騻鞑ィl(fā)暗。由此，可以推斷，在該實(shí)驗(yàn)條件下，多個(gè)反向旋轉(zhuǎn)爆轟波的產(chǎn)生降低了爆轟波平均速度，爆轟效率偏低，發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰較長(zhǎng)，約為250mm，如圖8所示。該條件下實(shí)驗(yàn)進(jìn)行了17s，火焰基本穩(wěn)定，未發(fā)現(xiàn)高溫產(chǎn)物對(duì)燃燒室結(jié)構(gòu)造成破壞。

此外，在當(dāng)量比1附近，燃料氧化劑混合物點(diǎn)火能量較低，容易起爆。當(dāng)湍流引起反應(yīng)物區(qū)域不穩(wěn)定，或激波碰到反應(yīng)物區(qū)域時(shí)，容易誘導(dǎo)出新的反向傳播的爆轟波或爆炸產(chǎn)生新的旋轉(zhuǎn)爆轟波。圖6和7的實(shí)驗(yàn)結(jié)果均說(shuō)明了這一點(diǎn)。因此，提高反應(yīng)物活化能對(duì)爆轟波的穩(wěn)定傳播并抑制新爆炸發(fā)生具有重要意義。而在數(shù)值模擬中，忽略了湍流或不穩(wěn)定氣流、發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)和摻混等因素對(duì)旋轉(zhuǎn)爆轟波的影響，因此沒(méi)有產(chǎn)生反向旋轉(zhuǎn)爆轟波。

圖7 高速攝影拍攝到的旋轉(zhuǎn)爆轟波，50000fpsFig.7 Rotating detonation events captured by a high speed camera，50000fps

圖8 旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰，氫氣和空氣流量分別為10和350g／sFig.8 Exhaust plume of rotating detonation engine，where mass flow rates of hydrogen and air are 10and 350g／s，respectively

圖9 部分預(yù)混燃燒，氫氣和空氣流量分別為10和72g／sFig.9 Partially-premixed combustion，where mass flow rates of hydrogen and air are 10and 72g／s，respectively

2.2 旋轉(zhuǎn)爆轟或爆燃與當(dāng)量比的關(guān)系

當(dāng)量比是指可燃混合氣中實(shí)際含有的燃料量與所含空氣量理論上可完全燃燒的燃料量之比。理論上，只有在一定的當(dāng)量比范圍內(nèi)，爆轟才可能發(fā)生。一般地，旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)為非預(yù)混燃燒，無(wú)論燃燒室噴嘴結(jié)構(gòu)如何設(shè)計(jì)，組分摻混效果顯然低于理想狀態(tài)，因此旋轉(zhuǎn)爆轟的實(shí)際工作當(dāng)量比范圍小于預(yù)混爆轟的當(dāng)量比范圍。實(shí)驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)，當(dāng)量比大于2時(shí)，起爆階段燃燒室內(nèi)瞬間燃燒方式為爆燃；由于高頻壓力傳感器只能捕捉動(dòng)態(tài)壓力信號(hào)，無(wú)法捕捉基本穩(wěn)定的流場(chǎng)壓力信息，所以采集到的壓力曲線并無(wú)高頻周期性的壓力波形信號(hào)，如圖9（a）所示（氫氣和空氣來(lái)流總壓分別為4.3和0.9MPa）。爆燃波傳播速度較慢，火焰無(wú)法穩(wěn)定在燃燒室內(nèi)部，被高速氣流吹向下游，依靠中心柱鈍體尾部穩(wěn)定火焰，為爆燃火焰，如圖9（b）所示；相對(duì)于爆轟，爆燃化學(xué)反應(yīng)速率較低，反應(yīng)區(qū)域較長(zhǎng)，火焰長(zhǎng)度約為1.5m。該工況下，燃燒方式其實(shí)為部分預(yù)混燃燒，中心柱鈍體附近為爆燃，遠(yuǎn)離鈍體區(qū)域存在擴(kuò)散燃燒，燃燒熱被大量浪費(fèi)，推進(jìn)性能不好，同時(shí)導(dǎo)致尾焰較長(zhǎng)。

當(dāng)量比減小到0.58及以下時(shí)，燃燒室內(nèi)只存在1個(gè)旋轉(zhuǎn)爆轟波準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)傳播，由于沒(méi)有反向爆轟波作用，爆轟波平均速度比當(dāng)量比1時(shí)的速度快很多。圖10（b）（氫氣和空氣來(lái)流總壓分別為4.3和8MPa）中的爆轟波平均周期約為0.257ms，對(duì)應(yīng)速度約為1222m／s。短時(shí)間傅里葉變換顯示的旋轉(zhuǎn)爆轟頻率約為4057Hz，對(duì)應(yīng)爆轟波速度約為1274m／s。該速度小于數(shù)值模擬速度1998m／s，考慮到當(dāng)量比、摻混效率、粘性損失和熱傳導(dǎo)等，這是符合預(yù)估規(guī)律的。在0.49s之后，由于穩(wěn)壓室體積不夠大，氫氣流量下降，導(dǎo)致旋轉(zhuǎn)爆轟頻率下降，周期性變?nèi)酰Z更不穩(wěn)定；圖10（d）中0.49s以后穩(wěn)定頻率信號(hào)很弱，與圖10（c）壓力信號(hào)符合。當(dāng)旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)在當(dāng)量比小于0.58條件下工作時(shí)，由于爆轟燃燒效率高，沿軸向反應(yīng)區(qū)域極短，反應(yīng)物在燃燒室內(nèi)基本被消耗掉。因此其尾焰極短，可忽略不計(jì)。如圖11所示，該試驗(yàn)進(jìn)行了14s，未發(fā)現(xiàn)燃燒室燒蝕；可以看到燃燒室內(nèi)存在劇烈爆轟燃燒，但燃燒室以外幾乎沒(méi)有火焰。這些均表明旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒效率極高，火焰極短，火焰穩(wěn)定性好，有利于飛行器寬范圍內(nèi)變馬赫數(shù)飛行，有利于紅外隱身。

圖10 壓力傳感器S1和S2采集到的壓力曲線，氫氣和空氣流量分別為10和636g／sFig.10 Pressure traces recorded by S1and S2，where mass flow rates of hydrogen and air are 10and 636g／s，respectively

圖11 旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰，氫氣和空氣流量分別為10和636g／sFig.11 Exhaust plume of rotating detonation engine，where mass flow rates of hydrogen and air are 10and 636g／s，respectively

3 結(jié) 論

研究了旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒和流動(dòng)特性與當(dāng)量比的關(guān)系，結(jié)論如下：

（1）當(dāng)量比1附近，當(dāng)湍流引起反應(yīng)物區(qū)域不穩(wěn)定，或激波碰到反應(yīng)物區(qū)域時(shí)，容易誘導(dǎo)出新的反向傳播的爆轟波或爆炸產(chǎn)生新的旋轉(zhuǎn)爆轟波，會(huì)有多個(gè)爆轟波反向旋轉(zhuǎn)，爆轟波速度不超過(guò)1000m／s。

（2）當(dāng)量比大于2時(shí)，由于氧化劑嚴(yán)重缺乏，燃燒方式為爆燃和擴(kuò)散燃燒，火焰穩(wěn)定在中心體尾部。

（3）當(dāng)量比小于0.58時(shí)，由于反應(yīng)物點(diǎn)火能量相對(duì)較高，不穩(wěn)定氣流或激波很難起爆新爆轟波，故燃燒室內(nèi)只有一個(gè)旋轉(zhuǎn)爆轟波，工作較為穩(wěn)定；當(dāng)量比為0.55時(shí)，對(duì)應(yīng)爆轟波速度約為1274m／s。

下一步將開(kāi)展旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的熱測(cè)量、推力測(cè)量、光學(xué)觀測(cè)、燃燒室和噴管結(jié)構(gòu)優(yōu)化等工作，為未來(lái)研究吸氣式煤油基旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)提供科技支撐。

［1］Wolański P.Detonative propulsion［J］.Proceedings of the Combustion Institute，2013，34（1）：125-158.

［2］Wang Y，Wang J.Coexistence of detonation with deflagration in rotating detonation engines［J］.Int J Hydrogen Energy，2016.DOI：10.1016／j.ijhydene.2016.06.026

［3］Wang Y，Yang J，Zhong C.Shock effects on rotating detonation waves in the hydrogen-air mixture［R］.AIAA 2016-4185.

［4］Ishihara K，Kato Y，Matsuoka K，et al.Performance evaluation of a rotating detonation engine with conical-shape tail［R］.AIAA-2015-0630，2015.

［5］Tang X，Wang J，Shao Y.Three-dimensional numerical investigations of the rotating detonation engine with a hollow combustor［J］.Combust Flame，2015，162：997-1008.

［6］Anand V，George A，Gutmark E.Hollow rotating detonation combustor［R］.AIAA 2016-0124.

［7］Lin W，Zhou J，Liu S，et al.An experimental study on CH4／O2continuously rotating detonation wave in a hollow combustion chamber［J］.Exp Therm Fluid Sci，2015，62：122-130.

［8］Wang Y，Le J，Yang J.Criteria for rotating detonation to pass obstacles near the inlet［R］.AIAA-2016-4879，2016.

［9］Yao S，Liu M，Wang J.Numerical investigation of spontaneous formation of multiple detonation wave fronts in rotating detonation engine［J］.Combust Sci Technol，2015，187：1867-1878.

［10］Suchocki J A，Yu S J，Hoke J L，et al.Rotating detonation engine operation［R］.AIAA-2012-0119，2012.

［11］Fotia M，Schauer F，Kaemming T，et al.Study of the experimental performance of a rotating detonation engine with nozzled exhaust flow［R］.AIAA-2015-0631，2015.

［12］Fotia M，Schauer F，Hoke J.Experimental study of performance scaling in rotating detonation engines operated on hydrogen and gaseous hydrocarbon fuel［R］.AIAA-2015-3626，2015.

［13］Wang Y.Rotating detonation in a combustor of trapezoidal cross section for the hydrogen-air mixture［J］.Int J Hydrogen Energ，2016，41：5605-5616.

［14］Cocks P A T，Holley A T，Greene C B，et al.Development of a high fidelity RDE simulation capability［R］.AIAA-2015-1823，2015.

［15］Wang Y，Wang J，Li Y，et al.Induction for multiple rotating detonation waves in the hydrogen-oxygen mixture with tangential flow［J］.Int J Hydrogen Energy，2014，39（22）：11792-11797.

［16］Rankin B A，Richardson D R，Caswell A W，et al.Imaging of OH＊chemiluminescence in an optically accessible nonpremixed rotating detonation engine［R］.AIAA-2015-1604，2015.

Study on combustion and flow characteristics in a rotating detonation combustor

Wang Yuhui1，＊，Le Jialing2，Yang Yang2，Tan Yu2
（1.Research Center of Combustion Aerodynamics，Southwest University of Science and Technology，Mianyang Sichuan 621010，China；2.Airbreathing Hypersonics Research Center，China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China）

A rotating detonation combustor with the outer diameter100mm，the inner diameter 80mm and the axial length 117mm for the detonation channel was designed.There is no exhaust nozzle attached to the combustor.Numerical and experimental studies were carried out to study combustion and flow characteristics under different equivalence ratio conditions.The air flows into the combustor through 60orifices each with 2mm in diameter，and the hydrogen gas flows into the combustor through an annular channel with 2mm in width.The maximum total pressures of hydrogen and air can be 12and 10.5MPa，respectively.When the equivalence ratio is greater than 2，deflagration occurs outside the combustor.When the equivalence ratio is close to 1，multiple counter-rotating detonation waves move in the combustor and the average detonation velocities are lower than 1000m／s.When the equivalence ratio is less than 0.58，only one detonation wave rotates.The detonation velocity is 1274m／s for the equivalence ratio 0.55.The rotating detonation engine without cooling ran for 17seconds at the equivalence ratio 1and apparent erosion wasn’t found.Three detonation waves are co-rotating with velocities 1998m／s near the outer wall for the mass flow rate 400g／s in the numerical study.

rotating detonation engines；experiments；detonation velocity；exhaust plume；equivalence ratio

V231.3

A

（編輯：張巧蕓）

2016-08-08；

2016-09-13

國(guó)家自然科學(xué)基金（11602207，91641103）

＊通信作者E-mail：aowuki＠163.com

WangYH，LeJL，YangY，etal.Studyoncombustionandflowcharacteristicsinarotatingdetonationcombustor.JournalofExperimentsinFluidMechanics，2017，31（1）：32-38.王宇輝，樂(lè)嘉陵，楊 樣，等.旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的燃燒與流動(dòng)特性研究.實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2017，31（1）：32-38.

1672-9897（2017）01-0032-07

10.11729／syltlx20160119

王宇輝（1986-），男，河南靈寶人，博士，副研究員。研究方向：旋轉(zhuǎn)爆轟發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬。通信地址：四川省綿陽(yáng)市涪城區(qū)青龍大道中段59號(hào)西南科技大學(xué)科技園（621010）。E-mail：aowuki＠163.com