Experimental on Air-Breathing Rotating Detonation Engine Using Ethylene or Hydrogen
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摘要: 基于氢气的旋转爆轰发动机研究较多，而碳氢燃料与空气混合较为困难，导致基于乙烯的旋转爆轰发动机燃烧技术难度很高.使用宽视野范围的可视化燃烧室观察旋转爆轰波的研究在国内尚未开展.在同一燃烧室内进一步开展了乙烯或氢气的吸气式旋转爆轰实验，来流总温为283~284 K，燃烧室壁面有140°石英玻璃观察窗，便于观察旋转爆轰波运动过程.空筒燃烧室爆轰环腔外径为100 mm，轴向长度为151 mm.燃料通过150个直径0.8 mm圆柱孔进入燃烧室，空气通过喉部1 mm宽的收敛扩张环缝流入环腔.高速摄影和低高频压力传感器均验证了旋转爆轰波的存在和速度值.以氢气为燃料的旋转爆轰波速度最高可达理论值的101%，爆轰波增压效应可达40%左右，乙烯旋转爆轰波速度可达理论值的89%.旋转爆轰波结构容易发生变化，不规则.氢气旋转爆轰的维持对燃烧室的结构要求比碳氢燃料要低，比乙烯旋转爆轰波更加稳定.
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关键词:
- 吸气式旋转爆轰发动机 /
- 乙烯 /
- 氢气 /
- 爆轰速度 /
- 可视化燃烧室
Abstract: Though a lot of study has been carried out on hydrogen-air rotating detonation engine, combustion technologies are still difficult due to the difficulty of mixing for hydrocarbon fuels and air. Rotating detonation waves in an optically accessible combustor with a wide observation window have not been studied in China. Ethylene or hydrogen air-brathing rotating detonation tests with inlet total temperatures 283~284 K were conducted in the present study. The detonation channel of the hollow combustor has an outer diameter of 100 mm and a length of 151 mm. Fuel and air were injected into the combustor from 150 cylindrical orifices of a diameter of 0.8 mm and a convergent-divergent circular channel with a throat width of 1 mm, respectively. A piece of quarts glass of 140° was mounted in the outer wall of the combustor to observe the detonation wave. High-speed imaging and pressure traces both proved the detonation speeds. The hydrogen detonation speed could be as high as 101% of CJ values and the pressure gain is as high as 40%. The ethylene detonation speed was up to 89% of the theoretical value. The detonation structure is changeful and irregular. Hydrogen-air rotating detonation sustenance is easier than hydrocarbon-air one. Hydrogen detonation is more stable than ethylene one. -
引言
旋转爆轰发动机(rotating detonation engine, RDE), 又名连续爆轰发动机(continuous detonation engine, CDE)或连续旋转爆轰发动机(continuously rotating detonation engine, CRDE), 是一种利用爆轰燃烧的发动机, 由于工作稳定, 理论热效率和比冲较高, 近年来成为很多公司和科研机构的研究热点.该发动机里, 旋转爆轰波(rotating detonation wave, RDW)数量可能超过1个.同向旋转爆轰波是该发动机较为理想的燃烧方式.
早在20世纪60年代, Voitsekhovskii等开展了旋转爆轰实验研究[1-2].实验采用电火花塞起爆化学计量比的乙炔-氧气混合物, 盘状燃烧室与低压真空罐连接, 照相机捕捉到了6个波面的旋转爆轰波.该实验是开发旋转爆轰发动机的第1步基础研究.而Adamson等[3]，Shen等[4]，Nicholls等[5]首次分析了火箭式旋转爆轰发动机的应用价值, 同时密歇根大学开展了旋转爆轰发动机的初步实验研究, 尽管实验并没有获得旋转爆轰波. Bykovskii等[6]研究了多种推进剂的旋转爆轰发动机, 包括乙炔-空气、氢气-空气、丙烷-空气-氧气、煤油-空气-氧气等, 燃烧室直径306 mm.发现了两种爆轰波:激波和燃烧耦合的波面以及被抑制的脉冲燃烧波.后者主要发生在燃烧室低压、接近极限当量比、混合不好、空气稳压室与爆轰波相互作用等条件下.对液态燃料, 不补充氧气, 很难获得旋转爆轰波.
Aerojet Rocketdyne公司[7-8]自从2010年起, 进行了650次多种喷嘴、多种喷管、多种推进物(氢气, 甲烷, 乙烷, JP-8, JP-10)以及有无等离子体增强的RDE测试, 当量比范围0.4~1.2, 直径21 cm.评估表明在相同的流动条件下, 爆轰波行为依赖于发动机构造, 使用等离子体增强系统可以增大爆轰波速度, 减少对强化空气的需求. RDE代替常规燃气轮机后, 同样释热条件下燃油消耗减少了14%, 每年每台在服役涡轮发动机可减少500万美元燃油消耗.在美国能源部第2阶段RDE项目资助下, Aerojet Rocketdyne投入7 570 127美元发展吸气式涡轮旋转爆轰发动机, 旨在达到65%的联合循环效率; 项目时间为2014年10月到2019年3月, 燃料为天然气[9].美国空军研究实验室和创新科学方案公司使用空军研究实验室的爆轰发动机研究设施的推力台架实验研究了具有不同结构喷管的旋转爆轰发动机(直径152.4 mm), 目的为测量推力和比冲等推进性能[10].他们特别比较了不同的内部喷管结构, 包括钝体、塞式喷管、堵塞塞式喷管等构造.他们采用毛细管平均压力技术进行了轴向静压测量，结果表明在环腔里存在混合区域、爆轰循环区域和稳定排气区域; 通过质量流量函数测试了喷管壅塞所要求的滞止状态条件.实验数据表明, 喷管壅塞或部分壅塞须在燃烧室内产生滞止压力增加量.增压效应是当量比函数, 最大滞止压力增加量可达到3%~7%, 具体取决于发动机流量.出口壅塞的滞止情况可以反映比推力, 并可以与测量的推力比较; 结果发现计算出的比推力明显大于测量值, 这是由于穿过尾气的激波造成了总压损失.对发动机爆轰现象之后的激波/膨胀波环境的理解将有助于减小总压损失, 提高推进性能.他们还改变燃烧室环腔宽度, 对旋转爆轰发动机进行了推力测试, 研究了尺度参数对性能的影响[11].这些参数包括空气喷射面积膨胀比、爆轰腔的质量流密度和喷管喉部的收缩面积.该工作研究的焦点在于确认流动变量之间的关系, 该关系可以帮助确认几何结构对实验中的比冲和比推力的影响.该RDE中心柱直径为138.6 mm, 外壳长度为114.3 mm, 爆轰环腔宽度分别为7.62 mm(0.3 in), 16.25 mm(0.64 in), 22.86 mm(0.9 in); 气动塞式喷管与燃烧室集成, 起到了散热作用.燃料使用氢气和乙烯, 流量范围为0.61~1.82 kg/s, 当量比范围为0.6~1.35;气体质量流量通过上游歧管的声速喷嘴测量.研究发现, 通过改变发动机结构, 燃料效率可以和有效总压交换; 改变喷管收缩面积可以比较明显地看出此效应.他们对乙烯/空气推进剂和氢气/空气推进剂的性能进行了对比, 发现得到的结果和脉冲爆轰发动机的实验数据与理论预测符合得很好.乙烯/空气推进剂的性能达到了期望结果, 尽管依然存在很多技术挑战, 比如重型碳氢燃料的应用.随着流量增加, 比冲和比推力增加, 这是因为流量增加了燃烧室内爆轰波前反应物的压力以及爆轰燃烧增加了背压.在轻度富燃料区域, 比推力达到最大值, 这和爆轰增压的最大值所处的混合物状况是一致的.
国内北京大学、清华大学、国防科技大学、中国空气动力研究与发展中心、西南科技大学、南京理工大学、北京动力机械研究所等单位也开展了一些旋转爆轰发动机研究[12-18].但总体看来, 国内旋转爆轰发动机处于基础研究阶段, 美国已达到技术开发阶段, 与其相比我国在材料、加工、热管理、测量等方面技术水平差距较大.
本研究在旋转爆轰发动机燃烧室壁面开窗140°, 研究氢气-空气或乙烯-空气旋转爆轰波的运动规律和流场特征, 更直观展示了旋转爆轰波结构.
1. 实验设备和方法
实验设备和系统示意图如图 1~2所示. 图 2中，P1, P2, P3和P4是PCB动态压力传感器113B242，S1和S2是KELLER压力传感器PR-23SY，A为空气稳压室, F为燃料稳压室.实验系统主要由推进剂供给系统、数据采集系统、控制系统、点火系统和燃烧室等部分组成.推进剂供给系统包括氢气或乙烯气源、氧气气源和空气气源.主流燃料为氢气或乙烯, 氧化剂为空气, 直接进入燃烧室, 被旋转爆轰波燃烧.气源总温为283 K或284 K, 目的在于模拟极端条件下旋转爆轰发动机的爆轰波自维持能力, 碳氢燃料的爆轰波在低温下维持非常困难, 技术难度较高.预爆轰管内的支流反应物为近化学计量比的氢气和氧气, 主要用来点火, 点火完毕后, 立即切断支流.
采集系统主要由硬件和软件两部分构成.其中硬件包括PCI同步采集板卡、PCI采集卡和高可靠性工业计算机及传感器等.系统软件中可设置所有通道的采样频率、采样深度、数据存储目录等, 系统软件还可对存储的历史数据载入进行波形显示、分析.测量仪器包括8个KELLER低频压阻式压力传感器和4个高频压电式压力传感器PCB113B24, 1台高速摄像机, 1台普通速度摄像机.对于爆轰波, 采用高频压力传感器接触测量; 而低频压阻式压力传感器非接触测量, 由长约500 mm的管道从燃烧室外壁面引出测量, 避免高温产物对传感器的破坏.如图 2所示, 高频压力传感器P1和P4处于同一方位角; P2和P3位于同一方位角, 轴向距离25 mm; P1和P2夹角90°. P1，P2，P3，P4采集到的压力曲线分别以p1，p2，p3，p4表示, 采样频率为1 MHz. S1和S2为低频压力传感器, 采集爆轰腔体压力; 另有2个低频压力传感器测量燃料和空气稳压室压力, 采样频率为6000 Hz.控制系统通过继电器CT817C446k控制电磁阀动作, 动作时间小于6 μs.点火系统由预爆轰管和高能火花塞等组成, 火花塞点火频率为28 Hz, 预爆轰管内径为10 mm，长度为200 mm; 火花塞与预爆轰管螺纹连接, 预爆轰管切向焊接在燃烧室上; 切向连接使得爆轰波进入燃烧室后不对称扩散, 减小爆轰波碰撞而熄灭的概率.火花塞点火端面和氢氧气体入射孔轴线重合, 确保点火可靠性.燃烧室由壳体、燃料盘和端盖等组成, 材料为不锈钢, 壳体上嵌有140°的国产石英, 便于光学观测.中心柱和壳体之间为爆轰环腔, 燃料氧化剂掺混、旋转爆轰、排气等过程均发生在该环腔.空筒燃烧室无中心柱, 爆轰环腔外径为100 mm, 内径为0 mm, 轴向长度为151 mm.燃料通过燃料盘上150个直径0.8 mm圆柱孔轴向进入燃烧室, 空气通过喉部1 mm宽的收敛扩张环缝径向流入环腔，两股气流为正交掺混.
由于实验时间较短, 通常小于20 s, 未设计冷却系统.为了保护高频压力传感器免遭高温破坏, 当安装有PCB压力传感器实验时, 旋转爆轰时间被控制在0.5 s左右; 而进行十几秒较长时间实验时, 燃烧室内不进行接触式测量.实验过程中, 空气流动时间远长于有效爆轰时间, 为了保证实验安全, 同时对发动机进行冷却. 表 1为实验工况，其中do为爆轰环腔外径，di为爆轰环腔内径，l为爆轰环腔长度，d1为燃料盘喷嘴孔径，d2为燃料声速喷嘴喉部内径，N为燃料盘喷嘴孔数量，T0为气源总温，p0为气源总压，qair为空气流量，φ为当量比.
表 1 实验工况Table 1. Operating conditionsfuel do/mm di/mm l/mm d1/mm d2/mm N T0/K p0/MPa qair/(g·s-1) φ H2
C2H4100 0 151 0.8 2.3 150 284
2834.0
3.7315.9
642.30.99
0.782. 结果和讨论
2.1 乙烯-空气RDE
旋转爆轰发动机不同位置的低频和高频压力曲线如图 3和图 4所示. pC2H4和pair分别为乙烯和空气声速喷嘴前压力. pplenum C2H4和pplenum air分别为燃烧室内乙烯和空气稳压室压力. pS1 and pS2分别为图 2所示的压力传感器S1和S2采集到的压力曲线.空气和乙烯流量分别是642.3 g/s和34 g/s, 当量比为0.78.由图 3可以看出, 乙烯和空气来流在发动机工作阶段压力平稳, 间接表明流量平稳.点火后, 由于旋转爆轰波增压作用, 燃烧室和稳压室压力有一定提高, 最高可增压约72%.由图 3(b)可以看出, 在1.515~1.982 s期间p爆轰腔体内压力高于冷流压力, 说明旋转爆轰波在此时维持; 同时, pS2一直高于pS1, 说明由于爆轰提供内能使得气流在燃烧室内加速.如图 4(a)所示, 在维持0.050 s以后旋转爆轰波压力突然减小, 周期从0.201 ms增加到0.226 ms, 表明旋转爆轰波变弱, 与图 3(b)爆轰腔体1.515~1.982 s期间的压力降低符合.爆轰波变弱后被吹向下游, 在下游某个位置轴向稳定起来, 使得图 4(a)压力曲线p2明显高于p4; 而在此之前, p2明显低于p4.爆轰波的强弱变化会导致其在轴向位置摆动, 因为爆轰波速度要与来流匹配.爆轰波的强弱变化与氧气含量有关.点火后, 预爆轰管仍然进气几十毫秒, 富裕的氧气参与爆轰燃烧提高了爆轰波速度; 当氧气全部消耗完以后, 完全是燃料空气爆轰, 故爆轰波速度明显下降.结合图 3(b)可见, 爆轰波强度是影响燃烧室压力高低的一个关键因素. Chapman-Jouguet(CJ)值可以表示一维爆轰波的理论速度.旋转爆轰波速度可根据公式v=πd/T计算得到, 其中d为爆轰腔体外径(100 mm), T为旋转爆轰周期(0.201 ms或0.226 ms), 如图 4所示.可以得到两个典型的爆轰波速度1 562 m/s (89% CJ值)和1 389 m/s (79% CJ值), CJ值根据实验工况(当量比0.78, 静温280 K)由Gaseq软件计算得到.根据不同压力传感器p1和p2时差, 可知爆轰波逆时针旋转(从下游往上游看).
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图 4 高频压力曲线和频域分析Figure 4. High frequency pressure traces for RDWs and the frequency domain analysis由于高速摄像机镜头轴线与燃烧室轴线垂直, 旋转爆轰波看起来是上下来回运动, 如图 5所示，对应图 4工况.拍摄速率50 000帧/s.照片顺序为从左往右、从上往下.照片左边和右边分别为燃烧室出口和入口，照片间隔和曝光时间为0.020 ms.箭头表示爆轰波运动方向; 部分照片未标记箭头, 是因为爆轰波面不容易识别或运动到玻璃对面的不锈钢壁面时被高温产物区域挡住, 或其运动方向处于往上往下的临界区域使得运动方向不好判断.由于稳定阶段爆轰波逆时针旋转(从燃烧室尾部看), 且相对于不锈钢壁面玻璃壁面更靠近照相机, 当爆轰波贴着玻璃运动时, 往上; 当爆轰波贴着不锈钢运动时, 往下. 图 5(a)为起爆阶段的流场演化图, 第1张照片上方亮色区域为燃烧区域, 即预爆轰管和燃烧室相交位置.可以看到高温产物区域(青白色)逐步扩张到整个燃烧室; 第1~3张照片下方有绿色亮区域, 该区域内为燃料混合物, 并未发生燃烧, 是由上侧燃烧区域发光照在底侧玻璃产生(因为火焰面尚未到达该区域). 图 5(b)中10帧连续照片大约为一个周期0.200 ms, 与压力曲线得到的周期0.201 ms基本符合.
然而, 可以看到旋转爆轰波结构在不断变化, 这是压力波和爆轰波相互作用的结果.旋转爆轰波后面依然存在低温区域(矩形标记), 表明波后存在低温燃料.这些低温燃料混合物来不及被爆轰波燃烧便运动到爆轰波波面之后, 混合不好会加剧波后低温区域的产生.在预混旋转爆轰波数值模拟[19]中, 也发现了爆轰波后低温燃料区域的存在, 与本实验定性符合, 验证了本研究结论.
2.2 氢气-空气RDE
空气流量为315.9 g/s，当量比为0.99，对应图 6~8.旋转爆轰发动机不同位置的低频压力曲线如图 6所示. pH2和pair分别为氢气和空气声速喷嘴前压力. pplenum H2和pplenum air分别为氢气和空气稳压室压力. pS1和pS2分别为图 2所示的压力传感器S1和S2采集到的压力曲线.由图 6(b)可以看出, 在1.470~2.012 s期间爆轰腔体内压力高于冷流压力, 说明旋转爆轰波在此时段维持; 在1.470 s附近, 稳压室和爆轰腔体内压力出现峰值, 这是起爆时的爆炸波引起的. 图 7(a)的高频压力曲线仅持续0.12 s左右, 远短于图 6(b)的爆轰持续时间0.542 s, 这是高温产物导致PCB压力传感器无法长时间采集引起的.低频压力传感器与爆轰波非接触测量, 避免了高温效应, 可以准确捕捉爆轰持续时间. 图 7(b)的旋转爆轰波压力峰值较为稳定, 周期为0.158 ms, 对应频率6 329 Hz; 图 7(c)旋转爆轰波周期为0.164 ms, 对应频率6 097 Hz; 这两个频率与图 7(c)的频率信号定量吻合.压力曲线和频域分析均说明起爆阶段旋转爆轰波较弱, 压力和速度较低, 起爆后经过20 ms左右旋转爆轰波突然增强, 速度明显提高, 这可能是流动趋于稳定后, 混合质量变好导致的.根据不同压力传感器采集到的压力曲线时差, 可知爆轰波逆时针旋转(从下游往上游看).根据旋转爆轰波周期0.158 ms和爆轰腔体外径100 mm, 可以得到爆轰波速度1 987 m/s (101% CJ值).对比图 4和图 7, 可看到乙烯/空气旋转爆轰波比氢气/空气旋转爆轰波更不稳定, 压力波动较大.由于乙烯分子量远大于氢气, 乙烯/空气混合速率明显低于氢气/空气混合速率, 使得在同样燃烧室里乙烯/空气混合较慢, 混合效果较差, 导致爆轰波对空间位置敏感, 变得极不稳定.乙烯/空气的混合质量在低总温(283 K)下更差, 因为降低温度大大降低了组分混合速率.而氢气/空气混合速率较高, 虽然随着温度降低而降低, 但在低总温(284 K)下混合速率对本燃烧室依然是足够的, 从图 7基本稳定的压力曲线和101% CJ值爆轰波速度可以看出这点.
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图 7 旋转爆轰波的高频压力曲线和频域分析Figure 7. High frequency pressure traces for RDWs and the frequency domain analysis图 8(a)为起爆阶段拍摄到的燃烧室内流场照片.拍摄速率40 000帧/s，照片顺序为从左往右、从上往下，air 315.9 g/s，当量比0.99.照片左边和右边分别为燃烧室出口和入口，照片间隔和曝光时间分别为0.025 ms和0.005 ms.箭头表示爆轰波运动方向.可以看到, 起爆后爆轰波从顶部进入燃烧室发散传播, 产生两个反向旋转传播的爆轰波并碰撞.碰撞后燃烧室内基本为高温产物区域, 且有残余氢氧气体从预爆轰管进入燃烧室并燃烧, 使得燃烧室内一直充满高温产物, 呈现黄白色.由于氧气燃烧比空气燃烧具有更高的温度, 图 8(a)火焰为黄白色, 比图 8(b)红色火焰温度更高. 图 8(b)为稳定阶段的流场, 红色亮条纹为旋转爆轰波, 其他黑色区域为燃烧产物, 比爆轰波温度低, 由于曝光时间很短, 这些区域为黑色.由于爆轰波经过预爆轰管时被膨胀波削弱温度降低或者被圆弧状的不锈钢上壁面遮挡一部分, 一些照片上的爆轰波对应亮条纹不清晰或看不到; 但石英玻璃对应大部分区域爆轰波依然可以观察到.可据爆轰波位置判断旋转爆轰波运动周期. 图 8(b)中箭头表示了爆轰波运动方向. 图 7压力曲线表明爆轰波逆时针旋转(从燃烧室尾部看), 因此爆轰波贴近玻璃壁面传播时是在往上运动.由于高速摄像机时间分辨率仅为0.025 ms, 图 8(b)中6~7帧照片大约为一个周期, 即0.150~0.175 ms, 与压力曲线得到的周期基本符合. 图 8(c)展示了实验中拍摄到的旋转爆轰波和斜激波耦合的照片, 进一步验证了数值模拟发现的该复合结构.斜激波由旋转爆轰波在产物里诱导产生, 斜激波对高温产物的压缩效应使得斜激波后产物与爆轰区域具有大致相同的高温, 从而被高速摄像机捕捉.
3. 结论
本研究在同一燃烧室实现了乙烯-空气或氢气-空气的非预混旋转爆轰波, 乙烯爆轰波速度可达CJ值的89%或79%, 氢气爆轰波速度可达CJ值的101%.满足碳氢燃料的RDE燃烧室结构基本都可以获得高质量的氢气-空气旋转爆轰波.旋转爆轰波强度变化会导致其在轴向位置上振动.高速摄影观测到的爆轰波周期与压力曲线得到的周期基本符合, 证实了旋转爆轰波的存在.高速摄影观察到的旋转爆轰波结构在不断变化, 这是压力波与爆轰波作用的结果.旋转爆轰波后有低温区域, 是混合不好的燃料混合物来不及燃烧引起的.由于乙烯/空气比氢气/空气更难混合, 低总温下(283 K)乙烯/空气旋转爆轰波更不稳定.
致谢: 本工作由国家自然科学基金(11602207, 91641103, 11502247)支持.感谢中国空气动力研究与发展中心晏至辉和杨样博士及张旭、刘瓶超、周金明、胥州等对实验研究的支持. -
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图 4 高频压力曲线和频域分析
Figure 4. High frequency pressure traces for RDWs and the frequency domain analysis
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图 7 旋转爆轰波的高频压力曲线和频域分析
Figure 7. High frequency pressure traces for RDWs and the frequency domain analysis
表 1 实验工况
Table 1 Operating conditions
fuel do/mm di/mm l/mm d1/mm d2/mm N T0/K p0/MPa qair/(g·s-1) φ H2
C2H4100 0 151 0.8 2.3 150 284
2834.0
3.7315.9
642.30.99
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