碳氢燃料超燃研究与应用

1、碳氢燃料超燃研究与应用关键词：燃料发动冲压压发0前言近年来，超燃冲压发动机研制水平已提高到一个新的阶段。目前，国外一些高马赫数（Ma3=68）的地面试验设备已经建成，可以用来进行超燃冲压发动机连 管试验和自由射流试验。同时，在计算技术 （CFD）、高超声速空气动力学、高温 材料与结构、气动热力学与燃料、测量技术和飞行试验等领域也取得了很大的成 就，从而为超燃冲压发动机的应用铺平了道路。在今后10年左右的时间内，碳氢燃料（煤油）超燃冲压发动机将会得到大力发展，用来作为飞行马赫数7以下的 低成本、远程高超声速巡航导弹的动力装置 1。同时，双燃料（碳氢燃料与氢） 超燃冲压发动机也将得到大力发展，用来

2、作为远程高超声速无人驾驶侦察机、试 验飞行器和未来空天飞机的动力装置。由表1可见，超燃冲压发动机所使用的燃料种类是决定发动机结构与应用领域的主要因素之一。对导弹武器来说，燃料的 体积、贮存性、安全性和使用方便性是受到严格控制的，宜用贮存性好的碳氢燃 料，而不宜用双燃料（碳氢燃料和氢），更不宜用氢作燃料。如果用煤油作燃料， 对超燃冲压发动机而言，存在的主要问题是煤油的可燃性较差，点火延迟长。例如，对于飞行高度h=30km飞行马赫数为6的高超声速飞行，燃烧室内流动的 典型马赫数为2,燃烧室的典型长度在1.01.5m之间，气流通过燃烧室的时间 非常短，小于2ms在如此短的时间内要使煤油雾化、蒸发、点

3、火与充分燃料是 不可能的，因为煤油的点火延迟较长，在0.050.1MPa下，6001000K范围内， 点火延迟约10ms左右。为解决普通碳氢燃料和吸热型碳氢燃料的点火延尺问题， 需要采取特殊可行的措施2。表1主要的超燃冲压发动机类型与特性Table 1 Main types of scramjet and characteristic发动机类 型双燃式冲压发动机双模态冲压发动机燃料碳氢燃料（煤油） 或吸热型碳氢燃料双燃料（煤油和氢）氢（H2）飞行Ma数 范围2.5 6.52.5 14（16）2.5 14（16）用途导弹或军用飞行高超声速飞机或 空天飞机高超声速飞行器或 空天飞机燃烧状态亚燃工况

4、（Ma=2.55.0） 超燃工况（Ma 5.0）亚燃工况（Ma=2.55.0， 采用煤油）；超燃工况（Ma=5.0 6.5，采用煤油，Ma 6.5， 采用氢）亚燃模态（Ma=2.5 6.5） 超燃模态（Ma 6.5）点火型式预燃室/高温富油燃气氢点燃煤油氢可自燃1转级方式可调几何喉道热力喉道应用可能大不大性备注*导弹也采用单一超燃工 况的超燃冲压发动机（DCR）,其飞行Ma数范围在46 左右。*导弹可采用可抛几何喉 道。*属称双模冲压发动 机（Dual Mode Ramjet）。*具有双燃料、双燃 工况和可调几何喉道的特 点。*属称双模态超燃冲压 发动机（Dual Mode Scramjet）

5、。*有热力喉道的特点。1碳氢燃料的超燃特性与应用范围1.1 普通碳氢燃料（煤油、大比重煤油等）点火与燃燃特性如上所述，为保证煤油能在超声速气流中雾化、混合、点火、稳定燃烧和在 燃烧室中较短的停留时间（小于2ms）内能完全燃烧等要求，过去国外曾提出过多 种解决办法，如在煤油中加入添加剂和引燃剂。 但这种办法不宜采用，也不解决 问题，反而引起价格昂贵、后勤复杂，有毒等问题；也有采用等离子点火器与催 化剂来帮助点燃煤油，但是由于油气在燃烧室停留时间极短，所以采用这种办法 也不能解决煤油的稳定燃烧问题，反而需要附加能源系统而变复杂，更不能解决 在较低飞行Ma（如45）状态下的煤油超燃点火性能。针对上述

6、情况，别列格 （Billig） 等学者提出一种高温富油燃气超燃方案3,来解决煤油的超燃点火 稳定燃烧的问题。通常将这种方案称为双燃烧室方案。先将煤油喷入“突扩型” 亚燃室内燃烧，变成高温富油燃气，然后再喷到超声速空气流中点燃与稳定燃烧， 并具有较短的化学反应时间，而且，也能保证煤油冲压发动机在较低的接力飞行 马赫数Ma=4燃烧室进口空气流静温为523K左右）状态下超燃工作。事实上，上 述方案是一种冲压管道补燃的方案4,先将煤油与空气（部分）在亚燃冲压发 动机中预燃，形成高温富油燃气，再喷入到超声速管道燃烧室中补燃， 从而解决 了液态煤油超燃的困难。图1显示一种高温富油燃气流与超声速空气流平行的

7、流动状态。高温富油燃气来自突扩型亚燃燃烧室，燃气流出口马赫数为1.2，超声速空气流的马赫数为2.13。这两股平行气流在剪切层内混合与燃烧2。由于富油燃气温度超过1600K 左右，在剪切层内富油燃气着火与稳定燃烧是很容易实现的。而超燃效率主要受富油燃气的混合过程控制。由于两股气流的温度、密度及速度之间存在差异，剪 切层内会出现大尺度涡，可以增强混合过程；另一方面两股平行气流之间存在一 定厚度的台阶，气流将发生有限膨胀与压缩，除了膨胀波与压缩波外，还存在回 流区。两股气流间回流区的影响与波系相互作用和高温富油燃气补燃放热的结 果，都会增加剪切层的扩张角，有利于强化燃烧。图1高温富油燃气和煤油喷孔的

8、示意图Schematic of in jectors of fuel-richgas and kerose ne在工程应用计算中，通常采用壁面静压沿流向分布规律和已知的面积A (X)变化值，来研究沿气流流向的热释放分布、总的放热量、燃烧区内沿程的流动参数变化和超燃室出口处气流参数。图2 5, 6表示二种不同模拟气流总温状态下所测得的壁面压力沿程分布。图 2中较低的压力点代表相对应的冷态(无化学 反应)试验的壁面压力。由图2可见，冷态压力分布规律与燃烧试验的压力分布 规律相似，但压力值较低，流动状态的变化仅仅是由于通道面积变化和壁面摩擦 作用引起的。根据动量守恒和质量守恒方程，可按试验结果求出理

9、论计算值，确 定总压恢复系数、加热量和燃烧效率。图3显示煤油超燃效率与燃料当量比(ER) 的关系。由图3可见，燃烧效率大致在当量比 ER=0.330.42范围内达到最大， 效率可达0.50.68之间，而总压恢复系数也在 0.450.55之间。0厲-Uli；out -O4LI hL-U7图2煤油-空气(DCR)壁面压力测量值与理论值比较，(a)模拟Ma=4总温，(b)模拟Ma=6总温Fig.2Comp aris on of exp erime ntal and theoretical wall p ressures,(a) Simulat ing, Tt of Ma=4, (b) Simulat

10、i ng T t of Ma=6I Of04tljII NrLVOJ 0 盲 矗LK0厂吐00 =1ILJ 丄.* _, I1:1 I04 Ia.S OfrFH图3燃烧效率与燃料当量比关系(a)模拟Ma=4总温，(b)模拟Ma=6总温Fig.3 Equivale nee ratio vs. Combusti on efficie ncyfor supersonic combusti on(a) Simulat ing, Tt of Ma=4, (b) Simulat ing Tt of Ma=6如果在图1所示的侧壁处，向超声速空气流中喷入一部分煤油(约占总的油量0.3左右)，则对模拟Ma=6的

11、总温状态的超燃试验来说，可以强化燃烧， 改善超燃性能，如图4所示。2；hl-.耳一-J 厂 ft?5T” 礎-费萨 口;i.m图4壁面静压分布Fig.4 Measured wall static p ressure distributio ns1.2 吸热型碳氢燃料点火与燃烧特征理论上可使液态碳氢燃料对飞行器和发动机本体进行冷却，在吸收大量热量后，变成气体氢和小分子量的气态碳氢化合物混合燃料，进入到超燃室后，与超声速空气流混合，实现氢点燃小分子量的气态碳氢化合物，达到液态碳氢燃料的超燃目的，通常称这种燃料为吸热型碳氢燃料。 但是，吸热型碳氢燃料需在超过 燃料闪点足够高的蒸发温度，以高压催化裂解

12、，才能分裂成氢和小分子量的碳氢 化合物。根据GH4高压催化裂解的试验显示，GH4需在镀铂内表面的高压反应容 器内，用1200K的热空气加热，才能将80%勺燃料转化为气态GH和也与此同 时会在热量交换的流动壁面产生积碳，以致堵塞通道。热交换反应器的多次试验出现了严重的“声振”现象，引起灾难性的失败。吸热型碳氢燃料的再生冷却系统与燃烧室系统之间会出现系统不稳定性。这种不稳定性常常出现在碳氢燃料的热力学临界点附近。吸热型碳氢燃料的点火是靠裂解后分离出来的气态氢H.0这些气态氢的数量不能低于点燃气态甲烷、乙烯所需要的最小氢气量。根据试验结果表明，吸热型 碳氢燃料的点火，尚需要一个小的点火源，来帮助气态

13、甲烷或乙烯点燃和稳定火 焰。7o因此，目前，采用吸热型碳氢燃料尚存在着较大的技术风险1.3 碳氢燃料超燃冲压发动机应用范围超燃冲压发动机的性能决定了超燃冲压发动机的应用范围。发动机性能的理 论计算结果显示，氢超燃冲压发动机可以作为单级入轨的空天飞机的动力装置， 而煤油超燃冲压发动机较适宜于作为飞行马赫数Ma=L7范围内高超声速飞行器的发动机8（如图56所示）。时哄Be pqrbttnuHeCUtfnMFfrfi-h少10vi%图5推力系数G与来流Ma和部件性能关系Fig.5 Thrust coefficie nt Ct as a fun ctio n of Ma andcomponent p

14、erforma nee estimate0*2=-一匚/1伸匕尸MiWi”一山酿UZ呻L!(图6有效（CT）eff与Ma关系（等动压头飞行轨迹）Fig.6Effective thrust coefficie nt （CT）eff versus Mawith con sta nt q 0 trajectory由表1显示，弹用超燃冲压发动机主要是采用煤油作燃料。由于液态煤油很难实现超燃过程，通常需采用小型亚燃室（预燃室），用来点燃与稳定火焰，保证发动机正常工作。为了拓宽发动机的工作范围，煤油冲压发动机需要采用可调几何喉道的办法，实现亚燃和超燃工作过程，以保证冲压发动机在飞行Ma=2.5接力时，具有

15、足够的推力，用来加速飞行器。由于导弹是一次性使用的武器，因此弹用煤油冲 压发动机可采用可抛式的几何喉道，（如图7所示），实现亚燃与超燃双工况。也 可直接采用单一的超燃工况，如将导弹助推到飞行Ma=4时，冲压发动机超燃工况开始接力与加速，直到巡航飞行 Ma=6左右。(bl图7二元双燃式超燃冲压发动机工作过程，a.亚燃工况；b.转级状态；C.超燃工况Fig.7Work p rocess of dual-mode ramjet,(a)subso nic combustio n;(b)tra nsiti on; (c) supersonic combusti on2碳氢燃料超燃数值模拟在设计和分析中，

16、数值模拟能够用来确定整体流场的性能，用来估计和 预示系统的工作特性，作出对设计工况的评估，决定设计的优化程度和建立设计 数据库1o对于非设计工况的流动状态而言，更需要进行性能计算和了解整 体流场变化的动态特性。应消除对数值模拟方法的某些误解。 摸拟不可能是真实的。如果数值模拟所 达到的计算结果在所求的精度范围之内，则这种模拟方法是可以接受的。但是， 很难估计模拟计算的误差。由于 CFD方法中计算与流体动力学本身的不可靠性， 如湍流模型，化学反应动力学模型，化学反应对湍流的影响，化学反应与激波关 系等，都会直接影响计算结果。因此模拟计算的应用范围和精度是有限的。当然, 根据可靠的试验结果，需要不

17、断地完善和发展与流体力学和化学反应动力学的模 型，增加模拟计算方法的可靠性。早期的超燃数值模拟计算主要是计算氢气射流在超声速气流中的化学反应 过程。80年代有关文献发表了喷嘴沿超声速主流横向排列，垂直喷射氢气的流 场数值计算，以及台阶后喷射氢气的流场数值计算， 先用简单的氢氧几步化学反 应模型，后来的研究包括了把氢氧完全反应的化学模型， 多达几十个有关的化学 反应式和十几种化学组分。液态碳氢燃料燃烧时的化学反应过程很复杂，如果考虑到液体燃料破碎与雾 化过程，会给超燃流场计算带来更大的困难。目前的碳氢燃料超燃计算主要是针 对气态的小分子量的碳氢燃料，如甲烷、乙烯等等。但是，在这种碳氢燃料体系 中

18、，化学反应式多达200多个。当然，在实际计算中尚需采用简化的化学动力学 模型。对吸热型碳氢燃料来说，通过加热裂变，裂变后的氢和小分子量的气态烃类 燃料的组分相对容易确定。但是，很难确定在亚燃室中生成的高温富油燃气的组 分，这给高温富油燃气的超燃模拟计算带来一些困难。文献9采用近似的假设，模拟高温富油燃气超燃试验状态，进行了超燃流场计算，并与试验结果进行了定性的比较。 为了检验程序计算的合理性，先采 用文献 中的试验条件10进行了氢超燃流场的计算，计算结果与试验结果相 比，基本吻 合（如图8所示）。由于高温富油燃气中的燃料组分很难确定，计算 时只能给定亚燃室内的燃烧效率按照完全反应给出，其中未燃

19、烧的煤油产生高 温分解，小分子量的烃类为主，主要的成分为GH。计算的化学反应模型采用了简单的两步化学反应模型，高温富油燃气中的组分包括C2h4, Q, CO CQ,HbO和非反应的N,其中C Q的成分反映了高温富油燃气燃烧的不完全程度。模 拟计算时超燃室进口的参数如表 2。计算 结果的组分分布如图9所示。由图9 可见，组分在射流剪切层中发生扩散，并生成了大量的CO,这表明剪切层内发生了化学反应。超燃室混合段的两个CARS测温点测得的温度值为598K和603K, 而计算结果为606.2K和625.3K，两者相比，基本吻合。计算还发现，高温富油 燃气 中的碳氢燃料燃烧性能较差，化学反应速度比较慢。

20、-!口31.0 j-貞科 t一 L 一.0也 W 朋 0.1；r *X、-.nurucriujJ -!-严詈03-阿禅L2F n.paipmiikn1=r wnmOnlZiX.JOtHB 细01?ym1%P卜4.44L ewi 桔3r匚七片一riDia-* tiprrijMOTJ=- numcnfilH OlOK 0 IfJ He cipnrmnld fiumcricri列，J-GIIH attfl O.IE申歯BIRSntt网 v/WMri tech, co in:a）virwdhii图8氢超燃冷态（未化学反应）和热态（化学反应）流场 出口组分计算值与试验值比较Fig.8The comp a

21、ris on of calculati on andexp erime nt results （for H2/air)Hl i叔“盲歸血绘述亡兰（g） 3 晒的 tbclw 亲Aib i C?J TTTiswe&nw何 HiU niMJ AvhlAfi iMbuf WW 10）的超燃冲压发动机有困难，会面临一定的技术风险，尚需有相 关的技术突破和地面试验技术的发展，有待于进一步探索。碳氢燃料超燃冲压发动机具有重大的军事应用价值，采用预燃室、高温富油 燃气的方案，有利于解决煤油的超燃问题。目前，对吸热型碳氢燃料的超燃来说， 尚有一些技术问题没有克服，存在着一定的技术风险，有待进一步解决。煤油与

22、氢的双燃料超燃研究具有发展应用的前景。高超声速无人驾驶飞机和高超声速飞 行器及空天飞机采用双燃料冲压发动机作为推进装置，可以大大地减小飞行器或 空天飞机的尺寸与结构重量，其“总体”性能优于氢超燃冲压发动机。为了拓宽煤油或双燃料（煤油+氢气）超燃冲压发动机的飞行马赫数范围，发挥超燃冲压发动机的优越性， 目前已将冲压发动机的飞行接力马赫数降低到 2.5 左右。因此， 对这种类型的冲压发动机来说， 需要采用调节尾喷管的几何喉道方 法，以便实现亚燃 / 超燃双工况工作，才能保证煤油在亚燃状态的性能，满足飞 行器对冲压发动机接力状态的性能要求。基金项目：国家自然科学基金 (19882004) 和国家航天

23、高技术基金 (863-2-2) 作者简介：司徒明 (1937-) ，男，浙江镇海人，航天工业总公司研究员、宇航工 程博士(美国) 、博士生导师 (中国科大 ).司徒明(中国航天工业公司 31 所，北京 100074) 参考文献：1 司徒明. 超燃冲压发动机技术与进展 .863-2-2 超燃冲压发动机跟踪研究 总结报告， 1996.2.2 司徒明.碳氢燃料(煤油)超燃试验研究-高温富油燃气超燃试验DCF方案. 中国国防科学技术报告， 1998， 8.3 Billig F S. Research on supersonic combustion. AIAA-92-0001,1992.4 孙英英，司

24、徒明，王春，韩肇元 . 冲压管道燃烧室中煤油超燃试验研究 . 流体力学试验与测量， 2000，14(1).5 司徒明 . 王子川，牛余涛，王春，陆惠萍 . 高温富油燃气超燃试验研究 . 推进技术， 1999，(6).6 Situ M, Sun Y Y, Zhang S D, Wang C. Investigation of supersonic combustion of hydrocarbon fuel-riched hot gas in scramjet combustor. AIAA-99-2245,1999.司徒明.煤油超燃冲压发动机性能分析 .推进技术， 1998，(2). 王春，司徒明，马继华，杨茂林 . 高温富油燃气超声速燃烧数值模拟 .推 2000，(