旋转爆震发动机燃烧室内温度变化实验研究

刘 传，李 建，周胜兵，马 元，马 虎

(南京理工大学， 南京 210094； 上海航天动力技术研究所， 上海 201109)

旋转爆震发动机(Rotation Detonation Engine,RDE)是一种利用一个或多个爆震波在燃烧室内连续传播，进而产生推力的新型发动机。图1是RDE结构示意图。这类发动机通常采用环形燃烧室，其基本工作原理为推进剂从燃烧室的封闭端喷入，进点火后产生爆震波，爆震波沿环形燃烧室周向旋转传播，波后高温高压产物迅速膨胀，从另一端排出，从而获得推力[1]。

相较于传统发动机，RDE具有结构简单、热循环效率高、比冲大，推重比大，工作范围宽等优点[2-5]。可用于火箭发动机，也可用于取代现有涡轮发动机燃烧室部分，还可用于导弹和宇航运载飞行器等新型动力装备，使动力装置性能得到显著提升[6-7]。鉴于RDE以上优势，RDE已成为近年来相关领域的研究热点。世界各国如俄罗斯、法国、美国等都已展开了大量旋转爆震发动机的实验和数值模拟研究。目前，研究内容主要包括旋转爆震波结构、传播模态和自持机理、起爆方式、喷注条件和不同燃料组合对爆震波影响以及推力等方面[8-11]。

爆震波在环形燃烧室内进行高速旋转传播，其速度在 1 200～2 500 m/s，燃烧室内温度在1 500～2 500 ℃。爆震产物与燃烧室壁面之间会发生强烈热交换，使壁面温度急剧上升。但由于缺少冷却装置的保护，旋转爆震发动机工作时间往往较短，且在长程实验条件下传感器无法经受高温，使得测量实验数据尤为困难。国内外对RDE的传热研究相对较少，但从长远发展来看，解决该问题对旋转爆震发动机的发展和应用具有重要意义[12-16]。在此背景下，本文基于爆震发动机的工作特点，开展了旋转爆震发动机燃烧室内温度变化情况的实验研究。

1 实验系统介绍

本文所采用的旋转爆震发动机试验系统如图2所示，主要包括发动机模型、燃料供给系统、点火系统、控制与数据采集系统等。

本文实验所采用的发动机环形燃烧室外径为136 mm，内径为124 mm，燃烧室面积为2 450 mm2，长度为80 mm。RDE采用环缝-小孔垂直对撞喷注结构，实验采用氢气-空气的燃料/氧化剂组合。氢气通过燃烧室前端120个周向均匀分布的小孔喷注，空气经过环缝喷入燃烧室内，方向与氢气喷注方向垂直。氢气和空气由燃料供给系统，其质量流率通过调节管路压力来实现。

实验包含短程和长程实验两个部分。短程实验时，工作时间为0.5 s。燃烧室外表面、氢气和空气集气腔处各布置一个扩硅式压力传感器，用于测量稳态压力信号变化。压力传感器测量精度为0.1%FS，响应时间低于1 ms，分别用pc、pH和pAir表示。环形燃烧室外表面布置两个PCB高频动态压力测量传感器,分别用p1、p2表示。p1、p2之间轴向间距为8 mm，周向间隔呈90°分布。采用平齐安装模式，使爆震波平滑扫过传感器端面，减少对旋转爆震波的干扰。实验中还采用2路离子探针(I1、I2)，用于判断爆震波的激波与火焰是否耦合。在进行旋转爆震发动机燃烧室内温度变化实验时，发动机工作时间设置为2 s。在此状态下，PCB在高温条件下无法长时间工作，因此实验过程中，仅测量氢气集气腔、空气集气腔以及燃烧室内的稳态压力，以及保留离子探针(I1、I2)，用于判断燃烧室内爆震波是否稳定传播。安装5个温度传感器以测量燃烧室内温度变化情况，分别表示为T1、T2、T3、T4和T5，本实验采用的热电偶型号均为钨铼5-26，该传感器响应时间在1 s左右，测量范围在0～2 300 ℃。各传感器安装示意图如图3。

实验所测得的压力数据通过NI公司X系列高频压力采集模块进行采集，采集卡可满足8路通道同时模拟输入，单通道最大采样频率为200 kHz，信号分辨率为16 bits,能够保证爆震波压力信号真实稳定。而温度传感器所测得的温度数据经过电荷放大器也同样由该采集卡采集。

本实验采用的点火装置为小能量火花塞，点火能量为50 mJ。实验室环境温度为300 K，大气压力为101 325 Pa。

2 实验结果分析

为了研究不同工况下燃烧室内爆震波的传播特点以及温度变化，本实验共设计了8种不同的实验工况，当量比的改变通过调节氢气减压阀实现，氧化剂减压阀压力始终保持在2.2 MPa，如表1所示。

表1 实验工况

图4反映了氢气、空气集气腔和燃烧室内稳态压力变化情况。在氢气和空气来流稳定后，旋转爆震发动机开始点火，此时氢气、空气集气腔以及燃烧室内压力开始上升。在旋转爆震发动机工作过程中，压力都保持稳定。在停车阶段，燃料停止供应，压力开始回落。发动机工作结束后，压力均恢复至环境压力，由此可判断旋转爆震波在环形燃烧室内能够稳定传播。

2.1 旋转爆震发动机爆震波工作过程分析

以实验工况#4为例，当量比为1.0。图5是p1、p2两个PCB传感器采集的高频压力信号曲线。由图5可知，p1、p2的安装位置在周向相差90°，因此p1、p2的压力曲线之间存在1/4个周期相位差。在每个爆震波压力尖峰之后存在一个较小的压力波峰，由此可知旋转爆震波在传播过程中，碰到燃烧室壁面会产生反射激波对燃烧室压力造成干扰。图6为离子探针信号与高频压力信号的耦合。图6中I2为环形燃烧室内离子浓度信号，离子浓度信号十分稳定，表明压力扰动并未对燃料混合物的反应状态产生影响。离子探针信号与高频压力信号完全耦合，表明燃烧室内存在能够稳定自持传播的旋转爆震波。

(1)

式(1)中，Dm为环形燃烧室的中径，n为爆震波的波头数。在设计的8种工况下，燃烧室内爆震波的传播模态为单波，取n=1，燃烧室中径Dm=130 mm，可计算得到工况#4环形燃烧室内旋转爆震波的平均传播速度为1 882 m/s。

由式(1)，可计算获得8种工况下燃烧室内爆震波平均传播速度，计算结果如图8所示。爆震波速度在当量比为0.74时最低，当量比低于0.74时，氢气和空气的掺混效果不佳，爆震波的传播不稳定。在当量比为1.36时平均速度最高，但当量比继续增大时，爆震波的传播模态发生转变，从单波向双波、三波甚至多波模态转变，本文不对此进行细致讨论。在当量比在0.74～1.36时，爆震波在环形燃烧室内的平均速度随着当量比的增大而增大。这也表明随着当量比增大，燃料混合物的掺混效果更佳，爆震效果更好。

2.2 旋转爆震发动机燃烧室温度变化分析

实验结果表明，发动机在长程工作过程中，集气腔压力和燃烧室压力均保持稳定，离子探针信号也保持稳定，燃烧室内爆震波能够保持稳定传播，由于篇幅有限，本文不做过多赘述。图9为工况#6实验温度测量曲线。传感器的输出值为电压信号，经查阅相关WRe5-26热电偶分度表得到相应温度。由此可得在该工况#6下，T1、T2、T3、T4和T5的值分别为1 757 ℃，1 567 ℃、1 479 ℃、1 458 ℃、1 195 ℃。由图9可知，在发动机点火之后燃烧室内温度开始急剧升高，T1、T2、T3、T4和T5温度曲线均在1 s之内依次达到稳定，T1达到稳定时间最短，T5实现稳定时间最长，由此表明燃烧室前段最先产生爆震，且燃烧更剧烈，温度更高。而在发动机工作结束后，温度曲线立即呈下降趋势，燃烧室内温度也逐渐恢复至环境温度。

在该工况下，环形燃烧室内温度沿轴向逐渐降低，且燃烧室前段温度要远高于燃烧室末段，两者温差高达 600 ℃。这是由旋转爆震发动机工作原理和爆震波结构决定的。在燃烧室前段不断喷入新鲜反应物，发生强烈的化学反应释放大量热量，温度较高。而在爆震波高度以外，其反应物离子浓度信号较弱，前段产生的爆震产物向下游排出，在这个过程中爆震产物与燃烧室壁面会发生强烈的热交换，所以温度逐渐降低。

图10为上述8个工况的环形燃烧室内温度度变化情况。由图10可知，在同一个工况下，环形燃烧室内温度沿轴向逐渐降低，燃烧室前段与末段温差通常在300 ℃以上，这也意味着爆震波在传播过程中产生大量热损失，其中大部分是由于与燃烧室壁面、壳体的热交换造成；除测量点T5外，在同一位置，温度随着当量比的增加呈现总体上升的趋势。爆震归根到底仍属于一种燃烧，当量比增大，代表喷入燃烧室内的燃料越多，燃烧越剧烈，从而导致燃烧室温度随着当量比增加而升高。而在测量点T5，由于靠近燃烧室出口位于爆震波末端，存在激波膨胀等复杂情况，进一步的深入研究工作将在以后展开，本文不做过多讨论。

3 结论

本文以氢气/空气的燃料组合进行了旋转爆震发动机爆震实验，得出以下结论：

1) 在该发动机模型下，旋转爆震波能够起爆并实现稳定自持传播。当量比在0.74～1.36时，旋转爆震波传播速度随着当量比的变化，呈现逐渐增大的趋势。

2) 发动机工作过程中，在所有工况条件下环形燃烧室内工作温度不超过2 200 ℃。

3) 在同一工况条件下，旋转爆震发动机燃烧室内温度沿轴向呈逐渐降低的趋势，且燃烧室前段温度与末段温度相差300 ℃以上。在不同工况下，燃烧室内温度随着当量比的变化，呈现总体升高的趋势。

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