超燃冲压发动机的热力循环研究

超燃冲压发动机的热力循环研究鲍文哈尔滨工业大学高超声速技术研究中心目录1.超燃冲压发动机循环和磁等离子化学发动机的提出2.发动机压缩系统的进化规律3.能量旁路超燃冲压发动机性能研究4.磁控进气道特性研究高超声速技术发展历史美国的高超研究进展燃油喷射、混合部件测试直联式试验喷射燃烧试验发动机试验燃料点火和稳定雾化方法非接触诊断测试高速燃烧燃烧设计方法发动机连续测试计算方法推进-机体综合联合循环概念飞行演示技术领域高超声速试验发动机超燃冲压基础研究国家空天飞机计划试验过程发动机设计方法高速脉冲风洞直联试验电弧风洞超燃冲压技术：2000-至今美国空军1995年开始HyTech/HySet计划，论证马赫4-8碳氢燃料主动冷却超燃冲压发动机技术。据2007年5月3日报道，采用了HyTECH技术的燃料冷却超燃冲压发动机X-51A预计于2008年晚些时候进行试飞并达到马赫数6.5的速度。在2002年初，美国海军发起HyFly计划，2005年成功演示验证了HyFly高超声速打击飞行器助推阶段的性能，Ma6双燃烧室。俄罗斯的高超研究进展“冷计划”(即“Kholod”计划）60年代进行超燃冲压发动机研究“冷计划”(即“Kholod”计划)是对俄罗斯中央航空发动机研究院(CIAM)和联盟设计局联合研制的轴对称双模态高超声速冲压发动机进行试验。将参试发动机安装在C-200(即SA-5)地空导弹的头部（如图），从地面发射，达到预定的试验空域，然后高超声速冲压发动机点火。鹰-2-1计划1993年俄罗斯航天局制定“鹰”计划，目的是发展多次往返式航天运输系统，为二十一世纪积累技术和经验。２０１５－２０２０年两级航空航天系统“МИГАКС”，Ｍ=6两级开始分离，第一级涡轮冲压发动机，第二级采用传统液体火箭发动机。２０３０年后完成Ту-2000“鹰-2-1”是“鹰”计划中高超空天飞机及两级航空航天系统部分。IGLA计划研制第二代高超声速试验飞行器，飞行速度为6～14马赫，全长7.9m，翼展3.6m。氢燃料超燃冲压发动机由3个模块组成，总长1.9m，质量为200kg。IGLA飞行器已做了大量的地面试验和风洞吹风试验，但尚未进行飞行试验。IGLA计划的主要目的在于验证Ma＝10-14高超声速冲压发动机工作过程的性能；考核发动机和机体结构耐热性；考察全动力和无动力高超声速飞行动力学特性；该计划将通过CFD、地面试验、飞行试验对比分析等手段进行。ГЛЛ-31(GLL-31计划)试验氢气和碳氢超燃冲压发动机。飞行器的燃料（液氢）为300升。该发动机已经在中央航空发动机研究院的科学试验中心试验台上完成了一系列地面试验，该试验台可保证在地面条件下试验大型的冲压式空气喷气发动机，速度可达7马赫数或更高。专家认为，俄罗斯的冲压式空气喷气发动机方案无论是所用材料和技术水准，都超过外国的方案。ГЛЛ-31的基本尺寸：长度7米；起动重量3500公斤；发动机ГПВРД工作时间30-60cek；起动速度M=2；高超音速范围M=5—10；飞行高度20—40公里。第一部分超燃冲压发动机循环和磁等离子化学发动机的提出1高超音速冲压发动机所面临的问题高超音速冲压发动机具有比冲高、飞行Ma数宽、推重比高等特点，是大气层内飞行的理想推进系统。随着高超音速冲压发动机的运行范围向高速区扩展，遇到了两大问题：1.热力循环的冷源温度逼近热源温度导致热效率难以提高2.宽Ma数范围内运行导致各部件参数协调困难材料温度限制高Ma数低Ma数ST1.2磁等离子化学发动机（AJAX/Аякс）的发展吸气式高超音速推进系统是以空气为工作介质的，它的性能与空气的气动特性紧密相关。随着推进系统速度的提高，发动机来流经过进气道中激波的压缩后温度已达到了空气电离的水平。近年来，俄罗斯学者ValdimirFraishtadt基于发动机部件的主动热保护思想提出：大气中宽范围内运行的高超音速推进系统应工作于开环热力学模式。从这一思路出发，俄罗斯学者结合高超推进系统的特殊工作环境——等离子体，提出了一种新型的高超推进系统——AJAX（Аякс）发动机。1.2磁等离子化学发动机的发展磁流体发电通道和磁流体加速设备所构成的能量旁路系统（绕过燃烧室）实现了推进系统中“能量的再次分配”，以及发动机能量与外界环境的交换。1.2磁等离子化学发动机（AJAX/Аякс）的发展作为AJAX发动机的重要组成部件：磁流体加速器，其在实验中遇到了效率低、重量和体积大的问题，并未达到预期的的效果。具体分析表明：在磁流体加速器的紧壁面处存在着哈特曼效应（HartmannEffect）——由于受到通道中粘性边界层的影响，近壁面处的流体速度很低，流体切割磁力线产生的反电动势明显小于中心流场，边界层内的电流密度较大，发热量大，温升高。这种现象亦称为磁流体边界层电流短路。BE气流速度方向阴极阳极壁面壁面1.2磁等离子化学发动机的发展哈特曼效应（边界层电流短路现象）的存在使得影响磁流体加速器推进效率的重要因素——管道损耗不断增加，降低了加速器的整体推进效率。同样的现象也发生在磁流体发电机中，但这种现象对磁流体发电机的性能并没有明显的影响，具体的原因还处于探讨之中。AVCOEvert实验室进行了磁流体加速器的试验研究。实验得到的数据与理论值进行了比较，结果表明：在功率较低时，实验数据与期望值大致相符。然而，在功率较高时，由于边界层增加和焦耳热的影响，结果远远低于期望值。1.3MHD-Arc-Ramjet联合循环的提出充分利用来流的等离子环境，借鉴AJAX中的能量再分配思路，我们提出一种新型的高超推进新循环——MHD-Arc-Ramjet联合循环。由磁流体发电通道和电弧加热喷管构成的能量旁路对气流的能量进行重新的分配，以期改善发动机燃烧室的性能，提高推进系统在更宽广范围内的运行性能，协调发动机部件间的匹配。MHDgeneratordiffuserCombustionchamberArcreheatingnozzleEnergymanagementPre-ionizer1'2345617Sh1.3MHD-Arc-Ramjet联合循环的提出作为能量回注的另一种方式——电弧加热在空间电推进、地面风洞和加热炉中得到了广泛的应用。电弧加热有极高的电弧温度(几万度)，可有效的将能量加入到中心气流中；而流场的边缘温度相对较低，有利于喷管冷却；电弧加热对气流电导率的变化不敏感，布置位置灵活、体积小、重量轻、容易实现。由磁控进气道和电弧加热喷管所组成的能量旁路系统对高速来流的能量进行分配，实现对燃烧室入口处流场的控制，从而满足燃烧室入口处速度和燃烧室中加热比（温比）的要求。为了进一步的提高发动机的循环效率和变工况适应性，在尾喷管中采用从前到后布置多个电弧的方式注入能量。对于不同的来流Ma数和不同的磁控进气道中能量取出率，选用不同位置处的电弧进行能量的回注。2MHD-Arc-Ramjet联合循环的方案•飞行器方案：乘波器方案、轴对称方案•来流的电离方案：平衡电离、非平衡电离•磁流体发电机方案：连续电极型、霍尔型、分段法拉第型和斜联式•电弧能量注入方案•运行控制方案激波电离器磁流体发电机进气道燃烧室尾喷管电弧加热励磁控制电弧控制超导磁场第二部分发动机压缩系统的进化规律1.航空发动机的发展事实：Ma=0.5~3压缩过程注入能量涡轮发动机Ma=3~9压缩过程绝热冲压发动机Ma9压缩过程取出能量带有能量旁路的冲压发动机问题飞行速度为多少时，应该在发动机压缩过程中注入、或取出能量；在高超声速区域内，是否必须采用带有能量旁路冲压发动机的热力循环结构；带有能量旁路冲压发动机（特殊的热力循环结构）的产生依据2.1理论知识理想Brayton循环：等熵压缩/膨胀、等压加热/放热。——对应于性能极限。101(1)(1)idpLCT020092vvLvvFidspTS0349spF90,vvidL为发动机单位推力；分别为发动机进、出口处速度；为理想热力循环功2.1理论知识总压比的影响：当时，循环热效率等于零；当时，加热量等于零，故循环功等于零；因此一定存在最优值。温比的影响：增加温比会提高循环功。物理意义非常明显，提高温比意味着燃烧室出口总温增加，加热量增加，故提高循环功。101(1)(1)kkidpkkLCT30tpp1max2(1)2(1)40()()kkkktopTT40tTTidLFspop2.1理论知识绝能条件下（），——过程损失导致熵增，总压降低；理想/等熵条件下（），——外界注入能量能够提高总压；——反之向外界输出能量降低总压；ttpirrPdRTdCdslnln0tdTtirrPRddsln0irrdsttPRdTCpdlnln由吉布斯方程，总温、总压的定义的推得，标志过程损失的熵增与过程总压恢复系数、过程传递/转化的能量之间的关系可表达为涡轮发动机的工作范围下的情况Ma0.511.522.5305101520253035401covre8.0covre012345678910111213141501234567x105Ma00pPt2.2发动机的性能发展规律探讨30,/1800034ppKTttCountryEnginetypeApplication/KAircraftmax(v0)/km·h-1Aircraftmax(Ma0)USAF100-PW-220F-15321643-2.5F110-GE-100F-1629.9~30.41643-2F404-F1D2F117261643-0.92F404-GE-402F/A-18261643-1.8F101-GE-102B-1B26.51643-1.25F110-GE-129-321728--RussiaorUSSRAL-31FSu-272316502430-RD-133MIG-292115362450-D-30F6MIG-312116603000-FranceM53-P2Mirage20009.81533-2.2ChinaPRCTaihang-301747--Taihanggrowthversions--1800--4tT2.2.1涡轮发动机的性能/压比需求0.50.7511.251.51.7522.252.52.75305101520253035401MaF404-F1D2F101-GE-102F404-GE-402F110-GE-100F100-PW-220AL-31FRD-133D-30F6M53-P2choiceforsealevelcaseopchoiceforaltitudeof10kmcaseopchoiceforaltitudeof20kmcaseop11ppt13ppt11pptor11pptwithconsiderationofcompressionloss30,/1800034ppKTtt2.2.1涡轮发动机的性能/压比需求Ma=0.5~3下，要实现最优压比就需要额外的诸如能量，来提高总压比。实现途径：通过压气机向气流做功ttirrPRdTCpddslnln气涡轮轮喷射氣气涡轮轮喷射氣引擎引擎(GasTurbineEngine)(GasTurbineEngine)風從這裡吸入熱氣從這裡噴出2.2.2冲压发动机的性能/压比需求冲压发动机的工作范围下的情况33.544.555.566.577.58010002000300040005000600070008000900010000Ma00/pPt02/pPt012345678910111213141501234567x105Ma00pPtDatalabel/Pa/K149084.366.1152.263.897.0248960170152.273.6112.1348003.173.1152.256.485.8448003.176.0152.258.288.6