中国航空学会第十三届燃烧与传热传质专业学术讨论会 CSAA2005-PC-002

7脉冲爆震火箭发动机研究

范 玮，严传俊，李 强，丁永强，胡承启 （西北工业大学动力与能源学院，西安，710072）

摘要 本文论述了脉冲爆震火箭发动机的研究现状和发展方向，介绍了西北工业大学脉冲爆震火箭发动机（PDRE）研究组从2002年以来在863-702主题项目的资助下，对PDRE进行探索性研究所取得的主要成果，详细阐述了课题组在采用航空煤油/氧气为推进剂的脉冲爆震火箭发动机试验模型上攻克两相爆震起爆、稳定可控工作、PDRE加与不加尾喷管时性能测试等关键技术方面的研究进展。

关键词：脉冲爆震火箭发动机；两相；起爆；性能实测；喷管增益。*

1、引言 脉冲爆震火箭发动机（Pulse Detonation Rocket Engine，简称PDRE）是一种利用周期性爆震波发出的冲量产生推力的非稳态新型推进系统。PDRE是脉冲爆震发动机（Pulse Detonation Engine，简称PDE）的一种，它自带燃料和氧化剂，由控制系统、燃料和氧化剂储存系统、点火和流动控制用附属能量系统、燃料/氧化剂喷射系统、爆震触发系统及推力壁等基本部件组成[1]。每个爆震循环包括推进剂填充、点火起爆、爆

震形成和传播、已燃气排出和隔离气填充隔开废气几个过程。与常规液体火箭发动机连续输出推力不同，脉冲爆震火箭发动机的推力是间歇式的。随着爆震频率的增加，推力趋于稳态。 与目前推进系统中常用的爆燃波不同，爆震波的特点是它能产生极快的火焰传播速度（Ma>4）和极高的燃气压力（1.51~5.57MPa）。火焰传播速度快意味着没有足够的时间达到压力平衡，从热力学的角度分析爆震循环更接近等容循环。显然，与以等压循环为基础的大多数推进系统相比，PDRE具有更高的热循环效率。由于爆震波能增压，对液体火箭发动机而言，可不用高压涡轮泵，从而大大降低了推进系统的重量、复杂性、成本及体积。据国外研究报道，PDRE可在0～25的宽广的飞行Mach数下工作[1，2]。

由于脉冲爆震发动机具有上述独特的优点，它在军用和民用等方面具有广阔的应用前景，可能成为本世纪新型动力装置。目前美国、法国、加拿大、俄国、中国及其他国家，正在积极实施脉冲爆震发动机的研究计划。 2003年5月，美国GE公司在2003年度的“航空百年国际论坛（中国部分）”报告资料中明确提出，下一代新型循环的航空发动机是基于PDE技术的。GE公司在PDE技术应用方面的研究方向主要有：（1）以PDE代替涡喷发动机发展纯PDE发动机；（2）以PDE代替涡扇发动机的核心机发展先进大涵道比涡扇发动机；（3）以PDE代替核心机和加力燃烧室发展先进战斗机用小涵道比涡扇发动机；（4）以PDE吸气式加力涡轮发动机/脉

* 基金项目：国家自然科学基金项目（50106012,50336030） 中国航空学会第十三届燃烧与传热传质专业学术讨论会 CSAA2005-PC-002

8冲爆震火箭发动机组合式发动机代替火箭发动机；（5）以PDE代替核心机发展先进陆用先进燃气轮机。在大涵道比民用发动机方面，PDE技术的应用将使得发动机售价降低25%、维护费用降低30%、发动机重量减少25%、单位耗油率降低20%。 美国NASA把它列为三大全新概念（REVCON）项目之一加以大力发展。98年NASA计划以三年时间投资1亿美元研制适合于上面级和助推级的脉冲爆震火箭发动机技术，计划于2005年进行PDRE缩比试验，2009年研制出全尺寸PDRE。 俄罗斯中央航空发动机研究院（CIAM）打算把脉冲爆震发动机用作航空航天组合动力装置和脉冲引射器。莫斯科大学（LMSU）和俄罗斯科学院高温研究所(IVTAN)参加了美国的MURI计划。 法国FALEMPIN公司的AEROSPATIALE MATRA 导弹部正在发展推力为50-100daN的以脉冲爆震发动机为动力装置的战术导弹。 由此可见，脉冲爆震发动机是本世纪非常有发展前途的动力装置，目前已成为航空航天推进领域研究的热点。 由于脉冲爆震发动机有广阔的军事应用前景，西方对其关键技术严格保密，可借鉴的有用资料很少。为了掌握这项高新技术，必须积极开展脉冲爆震发动机研究工作，尽快研制出有我国自主知识产权的新型脉冲爆震发动机。 本研究就是在以上的背景下进行的，其目的是探索脉冲爆震火箭发动机推进原理，突破100-1600N的脉冲爆震火箭发动机的关键技术，进行脉冲爆震火箭发动机原理性试验，为未来新型航天动力系统研制提供技术基础。 考虑到燃料的实用性和安全性，课题要求采用液态燃料——航空煤油和氧气作为推进剂，而以往国外的研究多以气相爆震[3～5]为主。众所周知，两相爆震的起爆和控制

要比单相爆震复杂困难很多，其中有大量涉及雾化、蒸发、脉冲起爆、精确控制等的关键技术需要解决。经过几年的研究探索，我们已掌握产生频率可控、充分发展的爆震波的起爆技术，PDRE试验模型工作稳定可靠。并以此为平台，进行了大量基础试验，为PDRE研制提供了技术储备。 2、研究中须考虑的问题 2.1 隔离气体 一般存在两种爆震失败的可能[7，8]，一种是提前点火（或称早熟），另一种是爆燃向爆震转变（Deflagration-to-Detonation Transition，简称DDT）失败（即爆燃不能转变为爆震）。这两种情况均不能产生爆震波。为了防止反应混合物的提前点火，避免连续燃烧，需要利用隔离气体将新鲜燃料-氧化剂混合物与高温燃烧产物隔离。在本研究最初的实验中[9]，没有使用隔离气体，就出现了煤油/氧气混合物提前点火的问题。在本

研究的所有实验中，使用压缩氮气作为隔离气体。

2.2 爆震激发 在脉冲爆震火箭发动机中可靠可控地形成爆震是一个挑战。爆震形成有两个方法：直接激发爆震和利用爆燃火焰通过DDT过程形成爆震。直接激发形成爆震需要巨大的能量，这是不实用的。利用较低的能量通过DDT就可以形成爆震波。研究表明，只要在爆震管出口前能形成爆震，其比冲与直接激发爆震所得到的比冲相等[10]。DDT过程依赖于

一些因素[8],如填充过程产生的湍流，DDT增强装置以及壁面传热等。常用的一个缩短DDT中国航空学会第十三届燃烧与传热传质专业学术讨论会 CSAA2005-PC-002

9长度的方法是利用Shchelkin螺旋。在本实验研究中，采用液体煤油-氧气混合物作推进剂，利用低的点火能量（50mJ）通过DDT过程形成爆震。

2.3 供应控制 以前我们的脉冲爆震实验器均采用气动阀或无阀，利用爆震室的压力升降即可实现对供应的自适应控制，整个系统简单、实用、稳定。而本研究要求采用氧气/煤油作推进剂，实验证明，由于氧气异常活泼，极易与供应管路发生化学反应，将氧气的供应管完全烧断，故必须在供应与爆震室之间采用阀门，间歇式地进油进气。本研究采用电磁阀，能精确地控制供应各种推进剂及点火的相位。

2.4 头部结构 以前我们的实验在头部采用切向进气模式，可以改善雾化混合，提高湍流度，有利于爆震形成。但由于PDRE研究采用间歇式供应方式，阀门开启的有效时间非常短（毫秒级），若仍沿用切向进气方式，会导致推进剂没有前冲速度，在阀门开启时间内在头部打转，堆积在头部，当管壁温度升高后极易导致自燃；另一方面，含氧推进剂活泼的化学特性也会导致头部连续燃烧，所以改换头部方案，使氧气沿爆震管轴向喷射，力求使混合物喷射得最远。 采用的一种PDRE头部的示意图如下所示。

图1 PDRE头部结构示意图 3、脉冲爆震火箭发动机实验研究进展 3.1 实验条件和系统简介 基于上面的一些考虑，设计和建立了多循环脉冲爆震火箭发动机实验装置。实验装置如图2所示。供给系统包括氧气罐和氮气罐，以及挤压式煤油供给系统。利用电磁阀控制氧气、燃料和氮气的间歇式供给。由控制和点火系统来控制电磁阀和火花塞工作。电磁阀开启和火花塞点火的时序如图3所示。通过流量计测量煤油和氧气的流量。 爆震管由不锈钢加工而成，前后共设计和研究了两种实验模型，尺寸分别为：内径25mm，长度0.8m（实验模型Ⅰ）和内径50mm，长度1.2m（实验模型Ⅱ）。对于两个实验模型，点火位置都是距离推力壁150mm，都采用Shchelkin螺旋作为DDT增强装置来缩短DDT长度。 中国航空学会第十三届燃烧与传热传质专业学术讨论会 CSAA2005-PC-002

10 图2 实验设备简图 1-氧供应系统； 2-隔离气供应系统； 3- 燃料供应； 4-流量计； 5-电磁阀； 6-火花塞； 7-爆震管； 8-推力传感器； 9-压力传感器； 10-试车台架； 11-点火和控制系统； 12-数据采集系统

图3 电磁阀和点火的时序图 本研究的实验均在初始压力为1atm，初始温度20℃左右的条件下进行。混合物当量比在0.6到1.6之间。爆震频率为4Hz到20Hz。煤油和氧气的喷射流量取决于爆震管体积、当量比和爆震频率。 在实验模型Ⅰ中，安装了三个压力传感器。对于长度为0.8m的爆震管，三个传感器安装位置分别距离推力壁400mm，600mm和700mm。压力传感器除了用于测量压力波形外，还可以用来测量爆震波速。例如，对于速度为2000m/s的爆震波在150μs内传播经过距