【信息之窗】高超声速飞行动力:梦想与实践

作者: 2021-05-17 17:46 来源:
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编者按:力学研究所高温气体动力学重点实验室研究员姜宗林近日在C-Talk科技演讲大会第8期上做了题为“高超声速飞行动力:梦想与实践”的报告。承蒙作者盛意,同意在本刊发布,以飨读者。 

    

  高超声速飞行动力:梦想与实践 

  姜宗林 

 

  人类有一个航空航天梦,总是想飞得更快、更高、更远。在一百年前,有人试飞了80千米每小时的速度,那时候人们刚刚起步。之后我们可以以亚声速,飞到800千米/小时;现在的超声速技术可以飞到2800 千米/小时。未来我们计划以5倍以上的声速飞行,要飞8000 千米/小时。从宇航技术发展来看,我们深刻地感觉到:宇航技术推动了社会的发展,飞行速度改变了人类的生活模式。 

  我们现在飞行技术的情况是什么样的呢?波音787可以飞到0.8倍声速;历史上来看,法国和英国的Concorde客机也飞到了2倍的声速。 

 

  那么,未来10-20年,我们国家和国际社会要用什么样的飞行器?有两种飞行器是最典型的:一种叫空间进入飞行器,它可以水平起飞,天地往返,重复使用。我们要做到卫星发射成为航班定制,这样可以做到空间自由进出。相对火箭发射费用,可以把费用降低90%。另一种飞行器叫高超声速飞行器,这种飞行器可以装备吸气动力,超高空飞行,时行万里,全球朝出夕回。这种飞行器可以实现环球一日行,把北京到纽约的飞行时间从15个小时降到2个小时。从更高视角来看,它可以提高人们进入空间、探索空间、利用空间的能力,是航空航天领域的一个国际发展潮流。对我国来说,它可以强化航空航天工业和国家安全支柱,对于国民经济发展,国家安全的保障具有重大意义。 

  对于航空飞行,现在用什么样的动力呢?现在,对低亚声速我们有活塞发动机,应用广泛,汽车也是这样用;对高亚声速或超声速,我们用涡轮喷气和涡扇发动机。这类涡扇发动机有两个特点,一是涡轮增压,先提高风扇后的压力,然后再去燃烧;二是亚声速状态燃烧。这是两个很关键的燃烧特征。 

  假如我们用现在这样的发动机飞超高声速,即5倍以上的声速,情况会是什么样的呢?(1)美国黑鸟喷气/冲压变循环发动机的飞行试验发现,当飞行马赫数达到3的时候,激波锥后的燃料不再与核心气流混合,涡轮段不再能提供推力。(2)发动机依靠激波压缩,进气冲压与加力燃烧室产生推力,也就是说涡轮喷气这种模式不再有用,变成冲压模式。(3)更进一步的研究发现,在亚声速状态下,出现一种“气体解离”反应,氧气变成氧原子。如果烧氢气的话,氢气变成氢原子。两类分子解离以后不再完全复合。随着温度的升高,飞行速度加快,飞行器动能就会再提高。动能提高之后,空气温度也在提高,燃烧温度就更高了。 

  

  大概2000-3000度时,水蒸气和氧气进入解离状态。马赫数5的时候,燃烧温度达到2900度,解离率达到40%。燃烧温度更高的时候,解离度更高。由于气体的解离是吸热的,不再放热,再加上来流压缩损失,使得整个发动机从动力元件变成阻力元件,这就是我们面临的问题。 

  最核心的问题在什么地方呢?高超声速飞行带来哪些学科问题和关键技术上的挑战?飞行马赫数越高,就意味着气体总温越高,动能越大。马赫数10时可以达到4500度,马赫数25时可以达到11000度。这种高温带来了飞行器周边气体介质特性的改变,空气就不再是空气了。2000 度氧气解离,4000 度的氮气解离,外表面的空气就变成一种反应气体。所以,高超声速气体流动的特征变成了由激波主导的高温反应气体流动,其介质团的微观变化伴随着能量转移和热量传递,显著改变了宏观流动规律。高超声速反应气体流动超过了传统气体动力学理论范畴,呼唤着气动学科理论和飞行技术的创新。更困难的是它带来一种“热障”,相当于流星进入大气层时状态。看着是美丽的,但对我们飞行器的生存是残酷的。 

  

  这种情况下,国际上怎么办?人们提出一种高超动力概念的创新,称为“超燃冲压发动机”。这种发动机通过来流冲压降速到超声速,不再降到亚声速。这时候冲压以后的气体静温就会低一些。然后在超声速条件下,人们实现燃料和气体的超声速混合。在燃料室,人们控制进气温度达到自燃点,混合气自己就着火了。我们再协调放热和随后的流动膨胀规律,再做发动机一体化设计。 

   

  这里我们给出发动机研究和试验的国际进展情况。这是目前做的事情,这种事情做的时候有几大困难。(1)这个发动机模型,比如在马赫7的时候,通过压缩之后,发动机的进气道入口速度可以达到1.5千米/秒。如果发动机长度1.5米,就是1毫秒内,空气从进去到出来之间,必须完成整个燃烧过程的组织。(2)来流越快,激波压缩损失越大。这没有办法的,因为是激波压缩。(3)高马赫数下也会出现气体解离问题。随着马赫数越高,它的解离度还是会很高的。近70年的研究进展,美国的X-43A以马赫数710倍的声速,飞了几毫秒;美国X-51A用碳氢燃料也飞成功了;X-43A用氢燃料。我国也做了相应的飞行试验。 

 

  这是美国首次飞行的试验结果,他们是用火箭推动助推,达到高超声速,再进行飞行试验。他们的目的是研发一种安全、可靠、高效的动力技术,把更大的有效载荷送入空间。满足发展空间探测和商业航空技术飞行的需求。 

  关于X-43A飞行试验的意义。NASA高超声速首席研究员Jim Pittman说:“X-43A飞行试验是转折点”,以前研究老是失败,包括NASP计划花了很多钱,最后给人的印象就是‘高超声速花钱’,所以这是个转折点。“我们确认两件事儿:超燃冲压发动机确实工作了,确实能够得到正推力。而且发动机和飞行器是可以集成的,可以一体化、可飞、可控的。这两件事的意义非常重大”。 

  

  回过头再看,它问题在什么地方?就是推力小。这张图上面是马赫7和马赫10的结果,马赫7的时候还有点推力,但很小。有人就说这个推力是你的发动机的一种助燃剂带来的,不是真正的发动机产生的。但不管怎么样它是有推力的,马赫9.7已经没有推力了,甚至出现负值。但从它的研究结果对比来看,实验和计算的发动机负荷曲线是一致的。我认为,这个科研积累还是很深厚的。 

  

  第二个问题从发动机进气道入口到出口的压力分布可以看出,有个上行激波。就是说,超燃冲压发动机内部压力出现明显的跳跃,是发动机内部燃烧产生的上行激波所致,也是人们实验中就经常发现的不稳定燃烧。上行激波还带来发动机运行的稳定性问题和额外的动能损失,是超高声速发动机设计需要关注的问题。但美国人的计算和试验结果符合度还是很不错的,这种积累对研究人员来说很重要。 

  为什么会推力小?70年的研究,到现在没有能够使用的发动机。这张图的横坐标是马赫数,这个坐标是来流动能。当马赫数8.3时,飞行动能和燃烧释放的热能是相当的,即把所有空气中的氧气全部用氢气消耗掉以后所释放的热量。进气道来流压缩损失是多少呢?一般大约在20%-40%,在马赫5到马赫9之间。发动机的热效是多高呢?理想的是35%。这两个数据比较就可知道,对应马赫数的推力在这样的范畴里。来流压缩损失随着马赫数提高而提高,所以,推力不足的情况就是必然的,高马赫数问题更严重。所以,超燃发动机推力不足,因为效率在那儿,动能损失在那儿。发动机吞进去一部分气体,再吐出去一部分,吸收加进去的热量,推力在这里有个平衡问题。在没有讨论上行激波问题之前,给大家介绍一个关于超声速燃烧的质疑,即到底是“超燃”还是“亚燃”?到现在也没有人说得清楚。 

 

  有人做过这样的实验,图的上面是超声速流动可燃气体,下面是激波诱导点火源。在上面气体流动中,下面点火。点着后的燃烧波面就会往上面传播,这样正好有个燃烧速度。实验做完之后发现,燃烧速度大概几十米/秒,依然是扩散火焰,依然依赖于分子扩散和对流机制。这是该机制能够达到的燃烧速度,包括湍流影响。所谓超声速燃烧,实际是超声速流动的可燃气体在燃烧,而不是以超声速的速度在燃烧。所以我们附加一个来流速度,依据伽利略变换,空气动力学的理论照样可以用。 

  这里给出空气动力学的一个范例,即直管加热流动。直管流动,如果加热会出现什么情况?发动机也可以简化到这种情况。理论告诉我们:不管是亚声速还是超声速流动,加热之后它的状态都往声速走。这张图表明:亚声速的时候你可以加进很多能量,它才到声速;而一点能量就能够使超声速过渡到声速。由此,我们给出第一临界条件:假如加热量超过第一临界条件之后,流动状态就达到声速了。 

  到达声速之后继续加热,多余的能量就会产生上行激波,这是必然现象的。上行激波产生以后,传统空气动力学理论告诉我们,有个马赫锥的概念。激波向上游传播时,来流压缩是压缩的;往下游时,流动是膨胀的,是加速的,是超声速的。也就是说,上游部分是亚声速的,下游部分是超声速的。在达到第一临界条件之后,继续加入热量,燃烧波经过发动机的壁面反射之后,很快把一个三维的压缩波变成一维的。一维波的衰减效应就大大低多了,壁面反射可以强化激波的生成。另外,在来流压缩过程中,温度是逐渐升高的。往上游传播的时候是逆向传播,当地声速不断降低,对激波形成有好处。在这样的环境下,上行激波既产生了,又强化了。 

  要证明这样的现象是否确实产生了,这是不是物理存在,我们应用JF-12风洞做了一个实验。这个风洞长267米,喷管直径2.5米,可以把X-43A那样的飞行器带发动机的11尺寸模型放到里面做试验。由于带发动机,有燃烧之后没有办法应用缩比模型了。我们有两个科学发现:(1)科学发现I:发动机连续运行。在给定工况下,发动机燃烧虽然是不稳定的,从压力分布上可以看出有波动。但是发动机是连续工作的,喷管一直往外冒火,这说明发动机是连续工作的,这是我们得到的第一个结果。(2)科学发现II:发动机喘振。开始时发动机正常运行,运行到一定时间,发动机一会儿熄火,一会儿又着火,有周期性。我们发现大概喘振频率是200-300Hz,它与发动机长度,进气道不启动的程度都有关系,而上行激波是原因。上行激波传到进气道,导致发动机不启动;发动机熄灭以后,进气道又启动了,然后发动机也重新启动,重新燃烧。这就是典型的发动机热壅塞现象。 

  能不能让上行激波驻定?由于这种不稳定,谁也不敢坐这样一个飞行器,它带个发动机随时会出现不稳定运行状态。我们给出第二个临界条件:基于对上行激波理解,上行激波生于燃烧,逐步强化,产生壅塞,导致发动机喘振。如果假定发动机是一维稳定流动,无限快释热率,考虑受限壁面,依据爆轰理论,我们给出第二临界条件,也是设计原则。即设计发动机时,要保证这个发动机是绝对稳定的,就是对于给定燃料,设计马赫数要大于第二临界马赫数。图示的发动机稳定运行点,对于氢气,马赫数大概是4.8以上,而其他的燃料就更高。不幸的是,现在国内外发动机设计点都在马赫4以下。 

  我们做实验时,对超燃声速发动机,所用当量比大一点,就是加的油门大一点,它就亚声速了,就出现问题了。在发动机中持续放热,压力波就往前跑,进入进气道。来流条件随着马赫数的不断增加而变化,开始时,马赫数低于临界马赫数,波是往上游跑的,这就是上行激波;当来流马赫数等于临界马赫数时,波在发动机中间,它是驻定的。在高马赫的时候,来流就把燃烧波就吹下去了。对一个发动机来说,你把燃烧吹跑了,也是不可接受的。 

  我们提出第三临界条件:在发动机燃烧室入口处搞出一个斜劈,产生一个斜激波。斜激波的强度要求是斜激波后的温度达到自燃,这样就会产生一个斜爆轰波。所以,固定起爆点加上临界温度要求就等于第三临界条件。这个临界条件说:对一定可燃气体,存在着一个对应上行激波的临界马赫数,如果来流马赫数大于该临界点,在固定的起爆源达到自然情况下,斜爆轰可以形成并且完成驻定。这就是我们得出的结论。

 

有这个结论之后,就可以设计自己的驻定斜爆轰冲压发动机。我们的研究论文在去年年底发展,年初国内媒体翻译成“站立式”,我们认为“驻定式”更贴切。 

  三个临界条件,再加上高超声速混合技术、边界层燃烧控制技术、边界层吸附技术,我们建立了理论和核心技术。有了这个核心技术,我们设计出了概念验证机。这是我们概念验证示意图,这个是模型装到风洞里的实际照片,做了马赫数9的状态,采用了光学等测量技术。 

   

  这里给出其中两个工况的试验结果。发动机试验结果给出这个图实际上就是燃烧室的窗口,可以看到火焰在爆轰期间存在两种不同的斜爆轰情况。后面的结果是温度分布,就是在这么一个小缝隙中,我们就把燃料全部烧掉了,而且这两个波型都是稳定的,而且是可控的。 

  稳定、可控的意义在什么地方?只要它稳定可控,第一优点是斜爆轰发动机的热效率高,理论上是定容燃烧,比等压燃烧(效率)高50%;第二个优点是它的来流压缩损失低,超燃冲压发动机把来流压缩到马赫2-4,驻定斜爆轰冲压发动机马赫56就可以工作。第三个优点是燃烧室缩短。由图可见,过了激波之后,几个毫米全烧掉了。燃烧室短,热损失就小。第四个优点是理论运行马赫数宽。来流速度越大,爆轰角度就越斜,但它照样是稳定的。另外,所有斜爆轰发展到最后,就都稳定在那一个温度上(CJ爆轰温度),所以燃气解离度是可控制的。 

  何为爆轰?爆轰是可燃气中的燃烧激波,爆炸性是很厉害,而且传播速度非常快。加拿大国家防御机构做过一个实验,在塑料膜里装上可燃气体,在起爆之后,塑料膜还没破,燃烧激波已经走远了。另外,只要在可燃气体中,它就经久不衰,是一种增压燃烧,世界唯一的。 

   

  我们做过等压循环和爆轰循环的热力学计算,热效率大概增加50%。这个计算条件是通用的,世界上大家都这么用。 

  为什么我们推荐这种爆轰循环?大家看这张图,就是前面气体进来了,它通过了激波。这个激波把气体压力提高了15-20倍,相当于涡轮增压。增压以后再燃烧,热效率就提高了。这个激波压缩的能量哪里来?是燃烧反应拿出一部分能量支持它。就像现在航空发动机的涡轮增压一样,后面的透平推动前面的压气机;前面的压气机提供压缩能量,压缩来流,然后形成这样的增压燃烧过程。所以,爆轰波自带一个压气机,燃烧带宽度只有毫米量级,属于高超声速传播。它的机制不是现在传统的燃烧模式,而是激波走到哪儿,它燃烧到哪儿。是激波诱导燃烧,而不是扩散火焰或者热对流火焰。 

  下面有几点关于高超动力的几点结论: 1)推力问题。传统燃烧模式加上激波压缩损失,所以超燃冲压发动机推力有限。大家都在做,也能做出正推力出来,但距工程要求有距离,要看清它本质问题在哪里。70年国际范围的广泛研究,应用这个概念没有做出一个可以工程应用的东西出来,值得思考。(2)上行激波问题。由于低吸热极限、上游温度梯度、受限空间三个因素,所以,燃烧释热量一旦超过第一临界条件,产生上行激波是必然的,是燃烧不稳定的根源。(3)发动机喘振问题。当超过第二临界条件,就可能诱导发动机喘振,这是可以算出来的。频率与发动机尺寸和临界条件的超过程度密切相关。(4)高超动力新概念:只要满足这三个临界条件,驻定斜爆轰冲压发动机是可以实现的,具有高超声速的燃烧速率,具有自持和增压燃烧特性。(5)创新才有出路。我们认为高超声速飞行技术相对超声速飞行技术是革命性的,它的飞行器需要的发动机远远不同于传统的,它需要革命性的动力概念去支撑着。 

  所以,我非常欣赏C-Talk提出的“论以致行·论以致用”。作为工程科学来讲“纸上得来终觉浅,绝知此时要躬行”。作为我们国家研究团队,对于高超声速动力我们应该下功夫。可以跟在别人后面去学习,但在某些方面我们要努力走到前面,不能只在山下看风景。只有在山顶上,你才可以看到最全面,最真实的景色。虽然这个很难,但我们坚信:“路阻且长,久行必至”。 

    

                               (本刊发布时对单位写法等做了规范化处理) 

 

 

  

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