旋轉爆轟發動機燃燒室的燃燒與流動特性研究

王宇輝，樂嘉陵，楊 樣，譚 宇

（1.西南科技大學燃燒空氣動力學研究中心，四川綿陽 621010；2.中國空氣動力研究與發展中心吸氣式高超聲速技術研究中心，四川綿陽 621000）

旋轉爆轟發動機燃燒室的燃燒與流動特性研究

王宇輝1，＊，樂嘉陵2，楊 樣2，譚 宇2

（1.西南科技大學燃燒空氣動力學研究中心，四川綿陽 621010；2.中國空氣動力研究與發展中心吸氣式高超聲速技術研究中心，四川綿陽 621000）

設計了一臺爆轟環腔外徑100mm、內徑80mm、長117mm的不帶有尾噴管的旋轉爆轟發動機燃燒室，并進行了實驗和數值模擬研究，來了解不同當量比下的燃燒和流動特性。在該燃燒室頭部，空氣通過60個直徑2mm孔軸向噴射，氫氣通過2mm寬環縫噴射。氫氣和空氣最大供給總壓分別可達12和10.5MPa。實驗發現，當量比大于2時，燃燒發生在燃燒室以外，為爆燃；當量比接近于1時，燃燒室內存在多個反向旋轉爆轟波，爆轟波平均速度較低，不超過1000m／s；當量比小于0.58時，僅有一個爆轟波準穩態旋轉。在當量比為0.55時，旋轉爆轟波傳播速度為1274m／s。在當量比為1時，進行了17s無熱防護的旋轉爆轟發動機實驗，未發現燃燒室有明顯燒蝕。數值模擬表明在流量為400g／s時，有3個爆轟波同向旋轉，外壁面側傳播速度約為1998m／s。

旋轉爆轟發動機；實驗；爆轟波速度；尾焰；當量比

0 引 言

旋轉爆轟發動機（Rotating Detonation Engine，RDE），又名連續爆轟發動機（Continuous Detonation Engine，CDE）或連續旋轉爆轟發動機（Continuously Rotating Detonation Engine，CRDE）是一種基于爆轟燃燒的發動機，由于流量連續，結構緊湊，工作模式簡單，工頻較高，近年來其研究在逐步加強。

與脈沖爆轟發動機［1］不同，旋轉爆轟發動機只需一次點火，便可連續工作，爆轟過程不會間斷。在該發動機中，燃燒室一般為環形結構［2-4］或空心結構［57］，反應物軸向流動，爆轟波切向旋轉，如圖1所示。爆轟波旋轉時，會在其下游產物區域誘導產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。接觸間斷是上一個循環的燃燒產物與本次循環燃燒產物的間斷面，附近有較強的Kelvin-Helmholtz不穩定性，渦量較大。旋轉爆轟波所處位置及其波后附近區域壓強較高，會引起反應物回流；回流區域不超過整個橫截面積的1%［8］，而在其他區域反應物可以正常流入燃燒室，被爆轟波消耗，這正是旋轉爆轟波連續傳播的重要原因。旋轉爆轟波一般依靠與燃燒室切向連接的預爆轟管起爆。預爆轟管通過火花塞點火后，爆燃波經過爆燃轉爆轟（Deflagration-to-Detonation Transition，DDT）過程形成爆轟波，起爆燃燒室內的反應物，隨后向燃燒室不對稱發散傳播，最終形成旋轉爆轟波；燃燒室內往上游走，隨著燃料氧化劑混合程度變差，旋轉爆轟波軸向速度會逐漸減小，等于來流速度時，便軸向穩定地旋轉下去。由于上游側較差的混合，旋轉爆轟波上游側為爆燃波和曲面激波的耦合。當流量和燃燒室半徑增加時，容易產生多個同向的旋轉爆轟波，而波面數增加有利于減弱旋轉爆轟不穩定性，穩定推進性能。數值模擬結果［9］表明起爆階段會產生反向傳播的2個壓力波，當它們碰撞時會產生爆炸，誘導出新的爆轟波，一定程度上解釋了實驗中發現的多個旋轉爆轟波現象［10］。

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

美國空軍研究實驗室和創新科學方案公司使用空軍研究實驗室爆轟發動機研究設施的推力臺架實驗研究了具有不同結構噴管的旋轉爆轟發動機（直徑6inch），目的為測量推力和比沖等推進性能［11］。特別比較了不同的內部噴管結構，包括鈍體、塞式噴管、堵塞塞式噴管等構造。他們采用毛細管平均壓力技術進行的軸向靜壓測量表明在環腔里存在混合區域、爆轟循環區域和穩定排氣區域；通過質量流量函數測試了噴管壅塞所要求的滯止狀態條件。實驗數據表明，噴管壅塞或部分壅塞需要在燃燒室內產生滯止壓力增加量。增壓效應是當量比函數，最大滯止壓力增加量可達到3%～7%，具體取決于發動機流量。出口壅塞的滯止情況可以反映比推力，并可以與測量的推力比較；結果發現計算出的比推力明顯大于測量值，這是由穿過尾氣的激波造成總壓損失引起的。對發動機爆轟現象之后的激波／膨脹波環境的理解將有助于減小總壓損失，提高推進性能。他們還改變燃燒室環腔寬度，對旋轉爆轟發動機進行了推力測試，研究了尺度參數對性能的影響［12］。這些參數包括空氣噴射面積膨脹比、爆轟腔的質量流密度和噴管喉部的收縮面積。該工作研究的焦點在于確認流動變量之間的關系，該關系可以幫助確認幾何結構對試驗中的比沖和比推力的影響。該RDE中心柱直徑為138.6mm，外殼長度為114.3mm，爆轟環腔寬度分別為7.62mm（0.3inch），16.25mm（0.64inch），22.86mm（0.9inch）；氣動塞式噴管與燃燒室集成（見圖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，當量比范圍為0.6～1.35；氣體質量流量通過上游歧管的聲速噴嘴測量。研究發現，通過改變發動機結構，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。圖3為部分實驗數據，可以看到比沖隨著質量流量增加而升高，隨著當量比增加而降低。他們對乙烯／空氣推進劑和氫氣／空氣推進劑的性能進行了對比，發現所得結果和脈沖爆轟發動機的實驗數據和理論預測符合得很好。乙烯／空氣推進劑的性能達到了期望結果，盡管依然存在很多技術挑戰，比如重型碳氫燃料的應用。

圖2 具有氣動塞式噴管的直徑6inch的旋轉爆轟發動機設備示意圖［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

基于旋轉爆轟發動機潛在的推進性能，我們設計了一臺爆轟環腔外徑100mm、內徑80mm的旋轉爆轟發動機燃燒室，開展了相關實驗和數值模擬研究。主要目的在于弄清該發動機的燃燒特性與當量比的關系，找到其穩定工況，為下一步推力研究奠定基礎。

1 數值模擬

使用Ansys Fluent研究了外徑100mm、內徑80mm、長50mm燃燒室內的無粘預混旋轉爆轟，計算區域有863878個四面體網格單元。該模型直徑尺寸和實驗模型一樣，長度比實驗模型的117mm要短一些，主要是考慮到實驗中旋轉爆轟為非預混燃燒，燃料氧化劑摻混需要一定流動距離。通過這個短模型的預混爆轟模擬初步判斷實驗中長模型進行非預混旋轉爆轟的可行性。采用化學計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，入口靜壓1×105Pa；壓力出口為1×105Pa。在初始時刻，給定一塊高溫高壓區域（2900K，1.5×106Pa）進行起爆，并用隔板保證防止爆轟波單向傳播，傳播方向即最終穩定的爆轟波旋轉方向，如圖4所示，為順時針；當爆轟波旋轉到將近一個周期時，去掉隔板。其他設置見文獻［13］。如圖4所示，雖然起爆階段只有1個旋轉爆轟波，在發動機準穩定工作狀態下，燃燒室內有3個爆轟波在同方向旋轉，爆轟波外壁面上的平均速度約為1998m／s，該速度比文獻［14］速度2165m／s偏小。這主要是爆轟波數量較多、流量偏小引起的。流量和爆轟波數量對爆轟波速度的影響可見文獻［15-16］。多個爆轟波同向旋轉是一種穩定狀態，有利于提高發動機穩定性；而下文實驗中出現的反向旋轉狀態是不穩定的，爆轟效率也不高。此外，該算例表明，在燃料混合物化學計量比為1的條件下，由于點火能量較小，在起爆階段，新的爆轟波容易被誘導產生，導致準穩定階段有3個旋轉爆轟波。

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

2 實 驗

實驗設備和系統示意圖如圖5所示。實驗系統主要由推進劑供給系統、數據采集系統、控制系統、點火系統和燃燒室等部分組成。推進劑供給系統包括6瓶氫氣、1瓶氧氣和1個大型壓縮空氣罐。氫氣瓶供給最大總壓為12MPa，空氣罐最大供給總壓為10.5MPa，主流反應物為氫氣和空氣，直接進入燃燒室，被旋轉爆轟波燃燒；預爆轟管內的支流反應物為近化學計量比的氫氣和氧氣，主要用來點火，點火完畢后，立即切斷支流。

圖5 實驗設備及示意圖Fig.5 Experimental setup and the schematic

采集系統主要由硬件和軟件2部分構成。其中硬件包括PCI同步采集板卡、PCI采集卡和高可靠性工業計算機及傳感器等。系統軟件中可方便對所有通道的采樣頻率、采樣深度、數據存儲目錄等方便地進行設置，系統軟件還可對存儲的歷史數據載入進行波形顯示、分析。測量儀器包括有4個低頻壓力傳感器和2個高頻壓力傳感器PCB113B24，1臺高速攝像機，1臺普通速度攝像機，流量通過收斂擴張噴嘴壅塞狀態計算，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。控制系統通過繼電器CT817C446k控制電磁閥動作，動作時間小于6μs。點火系統由預爆轟管和高能火花塞等組成，火花塞點火頻率為28Hz，預爆轟管內徑10mm、長度為200mm；火花塞與預爆轟管螺紋連接，預爆轟管切向焊接在燃燒室上，預爆轟管軸線到燃燒室出口距離為50mm。火花塞點火端面和氫氧入射孔軸線重合，確保點火可靠性，燃燒室由中心柱、殼體和端蓋等組成，材料為45鋼，經發藍處理，減慢生銹速率。中心柱和殼體之間為爆轟環腔，燃料氧化劑摻混、旋轉爆轟、排氣等過程均發生在該環腔。殼體和端蓋之間為氫氣流道。爆轟環腔外徑為100mm，內徑為80mm，軸向長度為117mm。空氣通過端蓋上60個直徑2mm圓柱孔軸向、氫氣通過2mm寬環縫徑向流入環腔；2股氣流為正交摻混，正交摻混設計綜合考慮了摻混質量、流動損失和工藝等因素。

在實驗中，各流路動作時序為：0時刻開通主流和支流，50ms時刻點火且在100ms時結束點火，160ms時刻切斷支流，t時刻（0.7～20s）切斷主流氫氣，（t＋2）s時刻切斷空氣。空氣最后切斷，可以保證殘余產物被吹掃干凈，并對燃燒室起到冷卻作用。由于實驗時間較短，通常小于20s，未設計冷卻系統。為了保護壓力傳感器免遭高溫破壞，當安裝有PCB壓力傳感器實驗時，旋轉爆轟時間被控制在0.7s左右；而進行十幾秒較長時間實驗時，燃燒室內不進行接觸式測量。

2.1 近化學計量比下的旋轉爆轟

圖6 傳感器S2記錄的旋轉爆轟波壓力曲線，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

氫氣和空氣來流總壓分別為4.3和4.4MPa時，壓力傳感器S2采集到的壓力曲線如圖6所示。爆轟產物高溫使得壓力曲線零點漂移嚴重。圖6標記了旋轉爆轟波的10個周期3.595ms，1個旋轉爆轟周期約為360μs。爆轟環腔外徑為100mm，可以計算得到旋轉爆轟波速度約為872m／s。該速度比文獻［16］中數據偏低，表明燃料和氧化劑摻混質量不好或存在多個反向旋轉爆轟波。摻混質量不好會降低單位質量反應物放熱，爆轟波互相碰撞會增加能量損失，都會降低旋轉爆轟波速度。高速攝影拍攝到了多個旋轉爆轟波交替碰撞的情形。從圖7可以看出，0.34ms時刻有3個旋轉爆轟波，但是在0.34ms后無法看到左下角那個，可能是爆轟波太弱所致。在0.36～0.40ms之間，當2個爆轟波碰撞時，碰撞區域反應速率和溫度迅速提高，該區域很亮。碰撞后，每個旋轉爆轟波變弱并反向傳播，發暗。由此，可以推斷，在該實驗條件下，多個反向旋轉爆轟波的產生降低了爆轟波平均速度，爆轟效率偏低，發動機尾焰較長，約為250mm，如圖8所示。該條件下實驗進行了17s，火焰基本穩定，未發現高溫產物對燃燒室結構造成破壞。

此外，在當量比1附近，燃料氧化劑混合物點火能量較低，容易起爆。當湍流引起反應物區域不穩定，或激波碰到反應物區域時，容易誘導出新的反向傳播的爆轟波或爆炸產生新的旋轉爆轟波。圖6和7的實驗結果均說明了這一點。因此，提高反應物活化能對爆轟波的穩定傳播并抑制新爆炸發生具有重要意義。而在數值模擬中，忽略了湍流或不穩定氣流、發動機振動和摻混等因素對旋轉爆轟波的影響，因此沒有產生反向旋轉爆轟波。

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

圖8 旋轉爆轟發動機尾焰，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 旋轉爆轟或爆燃與當量比的關系

當量比是指可燃混合氣中實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，只有在一定的當量比范圍內，爆轟才可能發生。一般地，旋轉爆轟發動機為非預混燃燒，無論燃燒室噴嘴結構如何設計，組分摻混效果顯然低于理想狀態，因此旋轉爆轟的實際工作當量比范圍小于預混爆轟的當量比范圍。實驗中發現，當量比大于2時，起爆階段燃燒室內瞬間燃燒方式為爆燃；由于高頻壓力傳感器只能捕捉動態壓力信號，無法捕捉基本穩定的流場壓力信息，所以采集到的壓力曲線并無高頻周期性的壓力波形信號，如圖9（a）所示（氫氣和空氣來流總壓分別為4.3和0.9MPa）。爆燃波傳播速度較慢，火焰無法穩定在燃燒室內部，被高速氣流吹向下游，依靠中心柱鈍體尾部穩定火焰，為爆燃火焰，如圖9（b）所示；相對于爆轟，爆燃化學反應速率較低，反應區域較長，火焰長度約為1.5m。該工況下，燃燒方式其實為部分預混燃燒，中心柱鈍體附近為爆燃，遠離鈍體區域存在擴散燃燒，燃燒熱被大量浪費，推進性能不好，同時導致尾焰較長。

當量比減小到0.58及以下時，燃燒室內只存在1個旋轉爆轟波準穩態傳播，由于沒有反向爆轟波作用，爆轟波平均速度比當量比1時的速度快很多。圖10（b）（氫氣和空氣來流總壓分別為4.3和8MPa）中的爆轟波平均周期約為0.257ms，對應速度約為1222m／s。短時間傅里葉變換顯示的旋轉爆轟頻率約為4057Hz，對應爆轟波速度約為1274m／s。該速度小于數值模擬速度1998m／s，考慮到當量比、摻混效率、粘性損失和熱傳導等，這是符合預估規律的。在0.49s之后，由于穩壓室體積不夠大，氫氣流量下降，導致旋轉爆轟頻率下降，周期性變弱，爆轟更不穩定；圖10（d）中0.49s以后穩定頻率信號很弱，與圖10（c）壓力信號符合。當旋轉爆轟發動機在當量比小于0.58條件下工作時，由于爆轟燃燒效率高，沿軸向反應區域極短，反應物在燃燒室內基本被消耗掉。因此其尾焰極短，可忽略不計。如圖11所示，該試驗進行了14s，未發現燃燒室燒蝕；可以看到燃燒室內存在劇烈爆轟燃燒，但燃燒室以外幾乎沒有火焰。這些均表明旋轉爆轟發動機燃燒效率極高，火焰極短，火焰穩定性好，有利于飛行器寬范圍內變馬赫數飛行，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 旋轉爆轟發動機尾焰，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 論

研究了旋轉爆轟發動機燃燒和流動特性與當量比的關系，結論如下：

（1）當量比1附近，當湍流引起反應物區域不穩定，或激波碰到反應物區域時，容易誘導出新的反向傳播的爆轟波或爆炸產生新的旋轉爆轟波，會有多個爆轟波反向旋轉，爆轟波速度不超過1000m／s。

（2）當量比大于2時，由于氧化劑嚴重缺乏，燃燒方式為爆燃和擴散燃燒，火焰穩定在中心體尾部。

（3）當量比小于0.58時，由于反應物點火能量相對較高，不穩定氣流或激波很難起爆新爆轟波，故燃燒室內只有一個旋轉爆轟波，工作較為穩定；當量比為0.55時，對應爆轟波速度約為1274m／s。

下一步將開展旋轉爆轟發動機的熱測量、推力測量、光學觀測、燃燒室和噴管結構優化等工作，為未來研究吸氣式煤油基旋轉爆轟發動機提供科技支撐。

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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

國家自然科學基金（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，樂嘉陵，楊 樣，等.旋轉爆轟發動機燃燒室的燃燒與流動特性研究.實驗流體力學，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：旋轉爆轟發動機的實驗和數值模擬。通信地址：四川省綿陽市涪城區青龍大道中段59號西南科技大學科技園（621010）。E-mail：aowuki＠163.com