美国禁运的增益燃烧技术到底是什么？

美国禁运的增益燃烧技术到底是什么？

目 录

1. 前言

2. 脉冲共振燃烧（RPC）

3. 脉冲爆震燃烧（PDC）

4. 旋转爆震燃烧（RDC)

5. 内燃波转子（ICWR）

6. 结语

1. 前言

美国商务部工业和安全局（BIS）8月12日在联邦公报上发布一项临时最终规定，对4项“新兴和基础技术”实施最新出口管制，其中3项与先进芯片密切相关，1项与先进航空发动机及燃气轮机燃烧技术相关。

前两项是氧化镓（Ga2O3）、金刚石这两类超宽禁带半导体材料，这两种被普遍视作第四代半导体材料，能在更恶劣的条件下工作；第3项是开发GAAFET（全栅场效应晶体管）结构集成电路必须用到的ECAD（电子计算机辅助设计）软件；第4项是生产开发燃气涡轮发动机部件或系统所需的压力增益燃烧（PGC）技术，可用于航空航天、火箭和超高音速导弹系统，提高发动机效率和降低油耗。

针对压力增益燃烧（PGC，pressure-gain combustion）燃烧技术，本文对实现压力增益燃烧的方法进行梳理和探讨。

传统发动机理想布雷登循环包括等熵压缩、等压加热、等熵膨胀和等压放热四个过程。而传统燃烧室由于存在摩擦损失、扩张损失、加热损失、混合损失，一般存在4%～6%的压力损失。增压燃烧（pressure-gain combustion），顾名思义，即是在燃烧放热过程中同时增加燃烧室排气压力，而不是压力损失，从而提高发动机效率，降低油耗。

下图对比了等压燃烧、等容燃烧和爆震燃烧三种不同热力循环，三种燃烧热力循环下的发动机热释放增加量是相同的。

但是，不同热力循环导致涡轮进口的气流总压不一致，其中等容燃烧和爆震燃烧热力循环涡轮进口总压较高，能够提高燃气涡轮发动机总体性能，相对于传统发动机热力循环过程（等压燃烧），发动机熵增减小，输出功增加。在燃烧相同燃料情况下，可以获得与等压燃烧基本相同的温升、更高的压力，从而产生更高的热效率。

就目前技术发展来看，增压燃烧技术主要包括以下四类：

脉冲共振燃烧（Resonant Pulse Combustion）、脉冲爆震燃烧(Pulsed Detonation Combustion)、旋转爆震燃烧（Rotating Detonation Combustion）以及内燃波转子（Internal Combustion Wave Rotor）

下面分别介绍四种增压燃烧的技术内涵和工作原理。

2. 脉冲共振燃烧

Resonant Pulse Combustion（RPC）

通过脉冲点火实现缓慢爆燃及亥姆霍兹共振的燃烧方式。单脉冲爆燃循环包括以下步骤：用燃料和氧化剂的可燃混合物填充爆燃室，点燃混合物，快速受限燃烧（爆燃）、热燃气快速膨胀和加速，以及排出燃烧产物。

其基本工作原理是：在启动阶段，由启动空气管路和燃料供应管路分别向如下图所示的中心脉冲爆燃室填充空气和燃料，燃料阀开度由电磁阀控制（周期性开/关），填充完毕后，燃料空气混合物经点火器一次点燃，在脉冲爆燃室内形成周期性脉冲燃烧；启动成功后，燃烧空气从启动空气管路切换至主流压缩空气供应，燃料空气填充完毕后，被脉冲爆燃室内上一循环残余的热燃气点燃，产生爆燃和膨胀加速，从尾端排出。

由于排出物较热且具有脉动特征，一般将脉冲爆燃室安装在主流通道中心位置，主流空气一部分进入中心脉冲爆燃室，一部分流过中心脉冲爆燃室外围旁路。爆燃室后端安装引射器，引射脉冲燃烧室排出的热燃气，并卷吸旁路气流，从而增强两股气流的混合。混合后的燃气推动后端涡轮做功并输出轴功或推力。

另外，中心脉冲爆燃室直径较小，引射器通道及排气通道直径较大，两者共同组成近似亥姆霍兹共振器，爆燃室近似亥姆霍兹共振器的脖颈，引射器通道及排气通道近似亥姆霍兹共振器的背腔，在脉冲爆燃周期内，爆燃室和引射器/排气通道存在温度变化和温度差，在较宽频率范围内产生亥姆霍兹共振效应，使得压力传递更加均匀。

经NASA Glenn研究中心测试，在燃烧室入口压力2Atm条件下，以上燃烧过程的增压比约1.037，增温比约2.2。

3.脉冲爆震燃烧

Pulsed Detonation Combustion（PDC）

通过高频脉冲点火形成高频爆震燃烧的燃烧方式。单爆震循环包括以下步骤：用燃料和氧化剂填充爆震管，点燃混合物，朝向管的排放端传播爆震波，以及排出燃烧产物。燃烧器每秒钟可以产生数十或数百个爆震循环，以基本上产生连续的动力输出。

脉冲爆震燃烧的一个挑战是产生高频脉冲爆震。特别地，具有较短的总体起动 DDT（Deflagration to Detonation）距离和时间，由此实现高频连续脉冲爆震以及相应的提高的燃烧器性能和更高的功率密度。向爆燃到爆震转换所需的距离和时间分别称为起动距离和起动时间。

爆震波的形成是利用低能量点火产生亚音速爆燃转换至超音速爆震的过程。该过程可分为四个阶段（以下图为例）:

(i)混合物点火

氧化剂通过引进口，通过外充压室并且供给至预热室中，在预热室中，氧化剂通过来自爆震室中的先前的爆震中的热而被预热 ; 接着，加热的氧化剂通过预热室末端的旋流器并且进入喷口。燃料则由燃料注入器通过位于端盖中的多个管口注入喷口中，在喷口中遭遇经旋流作用后的湍流氧化剂，使得燃料和氧化剂良好地混合。燃料/氧化剂混合物通过 E-D（膨胀偏转）喷嘴进入爆震室。当爆震室由燃料/氧化剂混合物完全填充之后，爆震顺序通过点火源启动，点燃燃料/氧化物混合物，点火源可以来自电火花放电、等离子脉冲或激光脉冲。

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(ii)燃烧波加速

在喷口中的点火导致了膨胀和爆燃，并且喷口中的后续过压使得火焰峰膨胀并且通过E-D喷嘴进入爆震室，火焰峰在爆震室中点燃剩余的可燃混合物。火焰峰的湍流膨胀和当火焰峰离开E-D喷嘴进入爆震室中时聚合的压力波导致了近似爆震（quasi-detonation），该近似爆震启动了爆震室中的可燃混合物的爆震。热燃烧产物和冷的未燃烧气体的密度差异在火焰前方导致膨胀流，使得燃烧波加速。与常规定压燃烧器中的6 m/s至20m/s的速度相比，脉冲爆震中的火焰速度可以以达到1800m/s。

(iii)爆炸中心的形成

该膨胀流在与E-D喷嘴下游的Shchelkin 螺旋件相互作用时变成高湍流火焰。湍流中的大尺度漩涡增大有效火焰表面，导致火焰加速，直到火焰峰速度达到理想的爆震速度（查普曼-朱格特条件）；小尺度的漩涡增大火焰预热区域中的热量和质量传递，导致反应区域的增厚和反应速率增加，形成爆炸中心；

(iv)爆震峰的发展

当火焰峰扫过爆震室中的剩余可燃混合物并且朝向排放喷嘴时，火焰峰附着至冲击波，以超音速燃烧波流出燃烧室。

以上热力学特性接近定容燃烧过程，与定压或稳定的爆燃过程相比，定容燃烧过程提供了更高压力、更高的热效率和更低的燃料消耗率(specific fuel consumption)。

GE全球研发中心研究了PDC与涡轮的一体化集成设计，如下图所示，其中，由8个爆震室组成环管型燃烧室结构，末端连接1级静子-1级动子组成的单级轴流涡轮，空气流量≈4.54kg/s（包括50%二次流），采用C2H4-空气化学恰当比燃烧。脉冲爆震频率10Hz到20Hz。长时间运行至热稳态，10dB宽频噪音降低。

美国空军研究试验室（AFRL）同样研究了PDC与涡轮的集成设计，如下图所示，由6个爆震室组成环管型燃烧室，末端连接1级静子-1级动子组成的单级轴流涡轮，空气流量≈2.18kg/s，采用H2-空气化学恰当比燃烧。脉冲爆震频率10Hz，获得了与常规等压燃烧相同的涡轮效率。

4.旋转爆震燃烧

Rotating Detonation Combustion (RDC)

通过周向顺序燃料注射形成旋转爆震燃烧的燃烧方式。RDC通常采用环形燃烧室，推 进剂从燃烧室的封闭端喷入，产生一个或多个爆震波在燃烧室头部旋转传播，燃烧产物从另一端高速排出，从而产生推力，如下图所示。

旋转爆震包括以下步骤：用燃料和氧化剂填充环形爆震管的某一角向位置，点燃混合物，朝向管的周向以超音速传播爆震波，以及排出燃烧产物。下一时刻，则在环形爆震管的下一角向位置填充燃料和氧化剂，形成下一个爆震波，以此循环。其优点是不需要持续脉冲点火源，一次点燃，持续燃烧。可以以非常高的频率运行，一般为kHz，产生连续的动力输出。氧化剂入口采用气动阀控制，以减少和防止回流和回压。

美国空军研究试验室（AFRL）采用H2-空气作为燃料-氧化剂进行了RDC-涡轮的一体化集成研究，测试了在爆震频率3kHz ~6kHz范围内，每个爆震频率下点火至额定功率的RDC-涡轮集成试验件性能，燃烧效率达到97%~100%，涡轮效率与采用传统燃烧室相当，NOx排放显著降低。证明了RDC在航空发动机、燃气轮机上集成的可行性。

鉴于PDC良好的性能和重要的军事应用前景，一些有实力的国家在PDC的研究方面投入了大量的人力、物力和财力，取得了许多成果。更多旋转爆震发动机的研究现状，大家可以看看知乎上熊davidxtb写的《脉冲爆震发动机和旋转爆震发动机发展研究》。

(https://zhuanlan.zhihu.com/p/504312585)

5.内燃波转子

Internal Combustion Wave Rotor（ICWR）

波转子，也称压力交换器、能量交换器，是利用不稳定的波对不同能量密度的气流进行能量交换的设备，具有提高各种发动机机械性能与运行特性的特有优势。波转子燃烧室一般沿着燃烧室中心轴线周向均匀布置有多个波转子通道，每个波转子通道包括进气端和排气端，进气端和排气端两侧分别设置有进气端盖和排气端盖，进气端盖上开设有进气口，排气端盖上开有排气口和点火器，波转子的工作过程如下：

波转子通道在旋转过程中，当波转子进气端对准进气端盖上的进气口时，出口端关闭，进气端进气，气流在出口端盖上滞止产生逆行压缩波，当压缩波传播到入口端时，入口端被进气端盖封闭，完成内燃波转子的预压缩过程。

波转子通道旋转至点火器位置时，热射流进入波转子通道，点燃混气，混气在封闭的波转子通道内完成等容燃烧过程。

燃烧过程结束后，波转子通道的排气端转到排气端盖的排气口，在排气口产生膨胀波，高温燃气经排气口排出波转子通道 。

在波转子旋转过程中，燃料和氧化剂连续进入波转子通道进行压缩、等容燃烧、加速膨胀，排出波转子通道，在下游形成高温高压燃烧产物，如下图所示，达到增压燃烧效果。

NASA开展了波转子作为未来燃气涡轮发动机核心机的内燃波转子理论分析研究,以501-KB5S发动机为基准发动机进行了内燃波转子取代传统燃烧室的分析验证，相对于基准机，验证机的压气机压比降低，压气机可以减少2-3级，轴马力提高17.7%，耗油率降低10.5%。

6. 结语

鉴于压力增益燃烧技术在提高发动机热效率及降低油耗方面的优点，以及近期美国商务部工业和安全局（BIS）对压力增益燃烧技术实施出口管制，笔者推测压力增益燃烧技术将在未来几年陆续在航空航天领域实现工程化应用。我国科研机构及研究院所也在上述几种增益燃烧技术上开展了长达十余年的研究，相信未来几年也将看到这一所谓“出口管制”技术在我们航天及航空领域的应用。

笔者认为，对于不同应用领域，采用的增益燃烧技术应该存在差异，对于地面燃气轮机及工业燃气轮机，由于多采用环管型燃烧室结构，多管型脉冲爆震燃烧PDC技术有可能成为其替代技术；对于航空发动机，由于多采用环形燃烧室，则有可能被旋转脉冲爆震RDC技术替代。

脉冲共振燃烧技术则有可能取代单管型燃烧室。旋转波转子ICWR技术则有可能颠覆传统燃烧室作为静止件的设计思路，使得未来的燃烧室设计成转动部件，与发动机转子一起旋转，非常适用于转速较低的50Hz和60Hz地面燃气轮机。

同时，笔者认为，上述增益燃烧技术不限于取代传统主燃烧室，也可以取代加力燃烧室，涡轮级间燃烧，以及与发动机风扇、外涵道耦合形成新的燃烧装置。

在新能源蓬勃发展的今天，燃烧学这门古老的学科依旧把握着人类动力获取的关键途径，在可预见的将来，燃烧技术也依旧是一个国家核心竞争力的重要体现之一。

作为燃烧从业者，我们应从增压燃烧技术的工程应用背景出发，掌握工作机理，突破关键技术，尽早完成可用于工程应用的增益燃烧发动机的研制。

（投稿作者：GAU）

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