脈沖爆震燃燒室/加力燃燒室的最新進展

中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設計研究所 楊東丹 梁春華 孫明霞

脈沖爆震發(fā)動機(PDE)的研究已經有近80年的歷史，其技術已經得到了較充分的試驗驗證，研究發(fā)展日趨成熟。此外，由于其具有多項優(yōu)點，應用范圍較廣泛，且21世紀美國空軍VAATE計劃的主要目標就要求未來戰(zhàn)斗機必須降低成本，提高經濟可承受性。因此，為滿足以上要求，從20世紀90年代后期，工業(yè)界紛紛開始利用PDE技術來探索研究先進推進系統方案，隨后將脈沖爆震燃燒室與渦輪發(fā)動機相結合，形成基于PDE的燃氣渦輪組合發(fā)動機(脈沖爆震燃燒室/加力燃燒室)的方案[1-5]，因而，總結脈沖爆震燃燒室/加力燃燒室的技術特點和優(yōu)勢，綜述其目前進展和關鍵技術，對相關研究人員具有重要的參考與借鑒意義。

1 脈沖爆震燃燒室/加力燃燒室的特點和優(yōu)勢

脈沖爆震燃燒室(PDC)/加力燃燒室，是指渦輪發(fā)動機定壓燃燒主燃燒室或者加力燃燒室采用爆震燃燒技術形成的燃燒室。根據脈沖爆震燃燒室在渦輪發(fā)動機的位置可以分為3種：渦噴或渦扇發(fā)動機脈沖爆震加力燃燒室，如圖1所示[6]；渦噴或渦扇或渦軸發(fā)動機脈沖爆震燃燒室，如圖2所示[6]；渦扇發(fā)動機外涵脈沖爆震加力燃燒室，如圖3所示[6]。

脈沖爆震燃燒技術優(yōu)勢包括以下：

(1)循環(huán)的熱效率高。等壓循環(huán)熱效率為0.27，等容循環(huán)熱效率為0.47，爆震循環(huán)熱效率為0.49。

(2)結構簡單，質量輕，推重比高。爆震燃燒具有自增壓能力，可使高壓部件級數大大減少，甚至直接替代核心機，從而使發(fā)動機質量大大減輕，推重比提高。

圖1 渦噴或渦扇發(fā)動機脈沖爆震加力燃燒室Fig.1 Pulse detonation afterburner in turbine-jet or turbine-fan engine

圖2 渦噴或渦扇或渦軸發(fā)動機脈沖爆震燃燒室Fig.2 Pulse detonation combustion in turbine-jet or turbine-fan or turbine-shaft engine

圖3 渦扇發(fā)動機外涵脈沖爆震燃燒室Fig.3 Pulse detonation combustion in bypass duct of turbine-fan engine

(3)單位耗油率低。在飛行高度為10668m，飛行馬赫數為0.85時，采用脈沖爆震主燃燒室的大涵道比渦扇發(fā)動機的耗油率能降低8%～10%。

(4)增推效果好。與傳統加力燃燒室相比，采用脈沖爆震外涵加力燃燒室的渦扇發(fā)動機推力可增大1倍。

(5)排氣污染少。爆振波是超聲速傳播的，所以爆震燃燒快，效率高，產物在高溫區(qū)停留時間短，污染物尤其是氮氧化物的排放大大減少。

但是，仍然面臨著多管脈沖爆震燃燒室適用性、與壓氣機/渦輪的相互影響、系統級性能估算方法、周期性的高壓脈沖對渦輪效率及壽命的影響、脈沖爆震燃燒噪聲等多項難題。

2 脈沖爆震燃燒室/加力燃燒室的發(fā)展

20世紀40年代，德國Hoffmann等[7]進行了脈沖爆震點火試驗研究，試圖尋求最佳點火頻率。20 世紀50年代，很多學者對脈沖爆震發(fā)動機進行探索研究。其中，美國Michigan 大學Nicholls教授等[7]將脈沖爆震發(fā)動機作為推力發(fā)動機，進行可行性試驗研究； 20世紀60年代初，美國海軍Krzycki等[8]利用與Nicholls相類似的試驗設備，開展了丙烷/空氣爆震的試驗研究，并且重復了Nicholls 的試驗，積累了大量試驗數據； 20世紀70年代，蘇聯的Korovin[9]研究用于磁流體發(fā)電和化肥制造的工業(yè)型脈沖爆震反應器，在無重大維修下工作2000h； 20世紀80年代后期，美國海軍研究生院的Helman等[10]提出了吸氣式脈沖爆震發(fā)動機概念，使PDE作為未來飛行器的動力裝置邁出了重要一步。這大大激發(fā)了業(yè)界對脈沖爆震發(fā)動機的研究興趣，除美國政府研究機構和PW、GE、波音和洛克西德·馬丁等公司以外，日本、加拿大、法國、比利時、俄羅斯以及以色列等國的研究與學術界也積極開展脈沖爆震發(fā)動機技術研究。特別是，作為實現渦輪發(fā)動機推力增大新方案，渦輪發(fā)動機用外涵道脈沖爆震加力燃燒室、脈沖爆震加力燃燒室、脈沖爆震燃燒室等概念在21世紀得到美國政府研究機構、工業(yè)部門和大學的一致認可，在理論與試驗研究方面開展了大量的探索與研究，目前已經成為未來高性能、輕質量、低成本航空發(fā)動機的潛在方案。

2.1 外涵道脈沖爆震加力燃燒室

20世紀90年代后期，美國空軍開始投資開發(fā)和驗證脈沖爆震燃燒發(fā)動機技術，1998～1999年共投入156萬美元，研究用于下一代有人和無人偵察/攻擊飛行器及吸氣式推進器的脈沖爆震燃燒發(fā)動機技術，特別是研究渦扇發(fā)動機脈沖爆震外涵加力燃燒室。

2000年，空軍研究試驗室Mawid等[11]研究了在渦扇發(fā)動機外涵道脈沖爆震加力燃燒室(見圖4)與傳統加力燃燒室的性能變化。研究將環(huán)形外涵分為18個扇形區(qū)，每個扇形區(qū)為20°，爆震燃燒在這些區(qū)域內交替進行，在哪個時間點上需要閉合的扇形區(qū)取決于脈爆震頻率和循環(huán)時間，并采用轉動閥門控制填充和吹熄過程。Mawid將帶常規(guī)加力燃燒室的渦扇發(fā)動機與這種新的脈沖爆震/渦扇組合發(fā)動機方案的推力、耗油率以及單位推力進行了計算和對比。采用多維CFD分析，獲得外涵脈沖爆震裝置的性能數據。結果表明，相比常規(guī)帶加力的渦扇發(fā)動機，外涵脈沖爆震加力燃燒渦扇發(fā)動機的性能顯著提高。特別是，當外涵脈沖爆震加力燃燒室的爆震頻率為100Hz或者更高時，其推力和單位推力比常規(guī)加力式渦扇發(fā)動機的增大1倍，同時耗油率有所降低。

圖4 渦扇發(fā)動機外涵道脈沖爆震加力燃燒室Fig.4 Pulse detonation Afterburner in bypass duct of turbine-fan engine

2.2 脈沖爆震加力燃燒室

2001年，Mawid等[12-13]在現有渦扇發(fā)動機基礎上對加力燃燒室進行了改造，采用環(huán)形混合器、沿周向均勻分布18個多層脈沖爆震管，如圖5所示。該研究在確定的海平面靜態(tài)推力條件和確定的發(fā)動機尺寸下進行。根據流經脈沖爆震加力燃燒室的發(fā)動機核心氣流比例，同樣通過采用多維CFD和循環(huán)分析，進行帶有脈沖爆震加力燃燒室的渦扇發(fā)動機性能的計算。然而，結果顯示相比常規(guī)加力渦扇發(fā)動機，其推力略微降低。Mawid將這種性能降低的原因歸結為：(1)通過脈沖爆震加力燃燒室內部核心氣流增加，導致初始混合油氣比的降低；(2)在推力分析中忽略了脈沖爆震排氣流動量。

圖5 具有脈沖爆震加力燃燒室的渦扇發(fā)動機Fig.5 Turbine-fan engine with pulse detonation afterburner

2002年，Mawid進一步進行試驗及CFD 模擬[14]，通過增加適當的擴張噴管(噴管出口面積與吼道處面積比≥1.71)獲得良好的性能，但是由于缺乏試驗數據，無法量化具有脈沖爆震加力燃燒室的渦扇發(fā)動機的理想計算性能，該項研究未得到很好的持續(xù)。

2.3 脈沖爆震燃燒室

進入21世紀后，對脈沖爆震/渦輪組合發(fā)動機的研究以脈沖爆震燃燒室為主，其中GE公司和AFRL的研究較多。

2.3.1 GE公司

2007～2011年，GE公司全球研究中心Venkat等[15-17]建立了脈沖爆震燃燒室模型(見圖6)，對脈沖爆震燃燒室進行了試驗。該研究目的是：(1)研究多管脈沖爆震燃燒室的適用性；(2)評估渦輪的效率；(3)量化多管脈沖爆震燃燒室與渦輪的相互影響；(4)定量渦輪的力學響應；(5)獲取驗證計算方法的試驗數據。

一體化教學場所建設步入誤區(qū) 一體化教學改革中，教學場所一體化的動作是最大的。幾乎所有有條件的學校紛紛建造實訓設備和理論教室于一室的一體化教學場所。面對這樣的一體化教學場所，隨之發(fā)生的是下面幾個問題。

圖6 GE公司具有脈沖爆震燃燒室的發(fā)動機結構Fig.6 Engine construction with pulse detonation combustion of GE company

該試驗研究是在GE公司全球研究中心大型縮比多管脈沖爆震燃燒室/渦輪組合系統上進行的。該系統由環(huán)形排列的8個脈沖爆震燃燒管和1臺單級軸流渦輪組成。單級軸流渦輪額定流量、轉速和功率分別為3.63kg/s，25000r/min，746kW。Adam利用高頻壓力傳感器研究了流路內壓力波間的相互干擾和流經渦輪時的衰減變化,以及多管脈沖燃燒室在單管點燃、所有管同時點燃、所有管依次點燃等3種不同點火條件下的工作情況。試驗數據分析顯示，脈沖爆震燃燒室出口與渦輪進口面的過渡增壓波之間的相互干擾，對多管脈沖燃燒室的工作具有一定的影響；另外，氣流通過單級軸流渦輪時，峰值壓力脈沖減少2dB，寬頻噪聲減少10dB；最終試驗表明，如果對低于預期的燃油設計進行改進，脈沖爆震/渦輪組合發(fā)動機結構的效率可以提高25%。

2.3.2 美國空軍研究試驗室

2002～2003年，美國空軍研究試驗室的Sivarai等[18-21]將脈沖爆震燃燒室與渦輪增壓器聯合進行試驗，并且通過高速壓力轉換器確定在爆震和放氣過程中放置渦輪的影響。試驗采用自吸氣式脈沖爆震燃燒室和Garrett T3渦輪增壓器。2個同時點燃的脈沖爆震管驅動渦輪，連續(xù)工作25min，沒有發(fā)現任何明顯性能損失和損壞，從而證明了脈沖爆震燃燒室與渦輪組合方案的可行性；且平均熱效率提高至6.8%；研究還發(fā)現，渦輪能夠衰減爆震波引發(fā)的震動，因而有利于降低噪聲。

2010～2013年，空軍研究試驗室Rouser等[22-24]進行了渦輪轉速、渦輪壓比、氣流溫度、速度和離開脈沖爆震燃燒室驅動的渦輪增壓器不穩(wěn)定排氣密度的研究，以及脈沖爆震燃燒室驅動徑向渦輪的能力和其適用性的研究，確定了渦輪進出口流場特性、時間分辨渦輪功率、循環(huán)平均單位推力以及等焓渦輪效率之間的關系。研究還提出并評估了不穩(wěn)定渦輪效率的表述，計算出熱傳遞影響，以及包括擴展加權的總壓比和統計的多個循環(huán)平均值。目的是設計試驗設備，將脈沖和穩(wěn)定狀態(tài)下渦輪的性能進行對比，整個試驗設備側視圖如圖7所示。

此項研究最終采用壓縮空氣代替燃燒燃氣驅動軸向渦輪，模擬脈沖爆震燃燒室循環(huán)。通過隨電機旋轉的球狀閥門模擬脈沖爆震燃燒室冷氣流，轉動閥放置在增壓室上游，并將氣流分為6股。2個帶有控制裝置的高壓電動機驅動閥門在所需頻率下轉動。

此項研究前期表明，采用脈沖爆震燃燒室比采用等壓燃燒室的單位推力增大41.3%，耗油率降低27.8%。這意味著，通過脈沖爆震燃燒室驅動渦輪增壓器增大單位推力是發(fā)展趨勢。然而，此項研究的后期表明，循環(huán)平均渦輪效率比制造商報告的常規(guī)穩(wěn)定渦輪的最大效率低30%。但是，爆震燃燒獲得的性能提高在一定程度上比渦輪性能衰減要多。穩(wěn)定與非穩(wěn)定渦輪工作的對比表明，產生相同推力時，脈沖爆震燃燒室驅動的非穩(wěn)定狀態(tài)工作渦輪效率較低。因此，未來脈沖爆震燃燒室驅動渦輪的潛力在于產生比穩(wěn)定燃燒驅動渦輪更大的推力。

3 脈沖爆震燃燒室/加力燃燒室關鍵技術

圖7 脈沖爆震燃燒室渦輪試驗段布局側視圖Fig.7 Side view of turbine test section configuration of pulse detonation combustion

(1)穩(wěn)定可靠的高頻短距起爆技術。直接起爆需要巨大的能量，因此，脈沖爆震渦輪發(fā)動機的發(fā)展需要解決高頻短距起爆問題，需要研究的問題包括：先進的點火方法，如預爆管點火、瞬態(tài)等離子體點火、分布式點火源點火等；脈沖爆震燃燒室內障礙物的結構優(yōu)化；液態(tài)燃料的噴射與混合以及起爆等。

(2)液體燃料與氧化劑的霧化、噴射、摻混。對于使用液體燃料脈沖爆震燃燒室來說，燃料的噴射、摻混和點火是最困難的問題之一，具有快速反應時間、大質量流率和有高度可控性的噴射系統對滿足脈沖爆震燃燒室高頻運行十分重要。

(3)脈沖爆震渦輪發(fā)動機控制技術。多管脈沖爆震燃燒室工作過程相互影響，因此要合理設計多管脈沖爆震燃燒室頭部的進氣結構(有閥、無閥)。

(4)脈沖爆震燃燒室與壓氣機、渦輪的匹配。爆震波形成后，脈沖爆震燃燒室是高壓燃氣，所以必須在壓氣機與脈沖爆震燃燒室之間設計合適的氣動閥或者機械閥，以防止其高壓燃氣倒流進入壓氣機，引起壓氣機喘振。合理的機械閥或氣動閥的結構設計與優(yōu)化是未來一個重大挑戰(zhàn)。需要研究的問題包括：機械閥/氣動閥/旋轉閥的結構設計；脈動出口條件下壓氣機的效率、穩(wěn)定性；壓氣機與多管脈沖爆震燃燒室之間的協調工作等。脈沖爆震燃燒室出口同渦輪的連接結構將是未來研究的重點。其出口存在渦輪轉動部件，工作循環(huán)也會受渦輪的影響；另一方面，脈沖爆震燃燒室出口氣流是高幅值脈動的非定常流動，渦輪進口的參數變化劇烈?，F有的渦輪設計方法很難保證這種高幅值脈動氣流作用下渦輪的功率提取效率，因此需要研究的問題包括：脈沖爆震燃燒室與渦輪的相互作用；渦輪的非定常效率以及功率輸出；適合脈沖爆震燃燒室的渦輪結構強度設計等。

(5)脈沖爆震渦輪發(fā)動機的性能分析方法與數值模擬技術，包括流場測量與診斷技術、非穩(wěn)態(tài)循環(huán)參數與性能參數測量等。

(6)脈沖爆震渦輪發(fā)動機的降噪技術。脈沖爆震燃燒室工作時產生巨大的非線性噪聲，需要研究主動噪聲控制技術等。

4 結束語

提高飛機機動性能和增大噴氣發(fā)動機短時間推力的需求，帶動了脈沖爆震燃燒室/加力燃燒室技術的蓬勃發(fā)展。在傳統燃燒室得到不斷改進和完善的同時，國內外學術界、研究界與工業(yè)界正在創(chuàng)新地研究和試驗脈沖爆震燃燒室/加力燃燒室，并且已經取得了顯著的進展。但是，研究與試驗結果表明，采用脈沖爆震技術的推進系統要進入使用階段，要面臨諸多技術挑戰(zhàn)，還有很多工程實際問題需要解決。

[1] 吳川. 渦扇-脈沖爆震組合發(fā)動機內外涵摻混研究[D].南京：南京航空航天大學,2008.

[2] 李慎佩. 旋轉閥式扇環(huán)形脈沖爆震-渦扇組合發(fā)動機關鍵技術研究[D]. 南京： 南京航空航天大學, 2008.

[3] 張華,范瑋,葉斌,等. 霧化效果對脈沖爆震室性能影響的實驗研究. 航空發(fā)動機, 2007,33(1)：27-29.

[4] 李建玲,范瑋,李強,等.脈沖爆震火箭發(fā)動機噴管構型數值研究. 航空發(fā)動機,2010, 36(3)：5-9.

[5] 李娜. 2相多循環(huán)脈沖爆震發(fā)動機燃燒噪聲輻射特性試驗研究. 航空發(fā)動機,2010,36(6)：32-35.

[6] 盧杰,鄭龍席,王治武,等.采用脈沖爆震外涵加力燃燒室的渦扇發(fā)動機性能研究. 推進技術,2014,35(6)：858-864.

[7] Nicholls J A, Wilkinson H R, Morrison R B. Intermittent Detonation as a thrust-producing mechanism. Jet Propulsion, 1957(5)：534-541.

[8] Krzycki L J.Performance characteristic on an intermittentdetonation device. U.S. Naval Ordnance Test Station, China lake,7655ASTIA 284-312,1962.

[9] Korovin L N, Losev A, Ruban S G. Combustion of natural gas in a commercial detonation reactor. Fizik Gor.Vztyva,1981, 17(3)：86.

[10] Eidelman S, Grossmann W. Pulsed detonation engine：experimental and theoretical review. AIAA-1992-3168.

[11] Mawid M A, Park T W. Performance analysis of a pulse detonation device as an afterburner. AIAA-2000-3474.

[12] Mawid M A, Park T W. Application of pulse detonation combustion to turbofan engines. 2001-GT-0448.

[13] Mawid M A, Park T W.Towards replacement of turbofan engines afterburners with pulse detonation devices. AIAA-2001-3470.

[14] Mawid M A, Park T W. Turbofan engine thrust augmentation with pulse detonation afterburners. AIAA-2002-4073.

[15] Venkat E T, Adam R, Anthony J D. Performance of a Pulse Detonation Combustor-Based Hybrid Engine. ASME 2007-GT-28056.

[16] Venkat E T, Narendra D J. Systems level performance estimations for a pulse detonation combustor based hybrid engine. ASME 2008-GT-51525.

[17] Anthony J D,Adam R,Venkat T. Operation and noise transmission of an axial turbine driven by a pulse detonation combustor.ASME 2005-GT-69141.

[18] Sivarai A K. Parametric and performance analysis of a hybrid pulse detonation/turbofan engine[D]. Arlington： University of Texas, 2011.

[19] Sudip B, Hao T. Comparative performance analysis of combined- cycle pulse detonation turbofan engines (PDTEs). Propulsion and Power Research, 2013,2(3)：214-224.

[20] Nicholas C L. Heat transfer experiments of a pulse detonation driven combustor[D]. Wright-Patterson Air Force Base, Ohio： Airforce Institute of Technology, 2011.

[21] Aaron J G, Nicholas C, Ephraim G. Performance of an axial flow turbine driven by multiple pulse detonation combustors. AIAA-2007-1244.

[22] Rouser K P, King P I. Unsteady performance of a turbine driven by a pulse detonation engine. AIAA 2010-1116.

[23] Rouser K P. Unsteady specific work and insentropic efficiency of a radical turbine driven by pulsed detonations[D]. Wright-Patterson Air Force Base, Ohio： Airforce Institute of Technology, 2012.

[24] Mark H F, Steven E G. Design and fabrication of an experimental test facility to compare the performance of pulsed and steady flow through a turbine. AIAA-2013-0277.