Thẩm định các đặc tính cháy và nghiên cứu ảnh hưởng của khoang lỗ lên hiệu suất buồng đốt scramjet
- 71 trang
- file .pdf
TRƯỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA HÀ NỘI
LUẬN VĂN THẠC SĨ
Thẩm định các đặc tính cháy và nghiên cứu ảnh
hưởng của khoang lỗ lên hiệu suất buồng đốt
SCRAMJET
PHẠM QUỐC KHÁNH
[email protected]
Ngành Kỹ thuật Cơ khí Động lực
Giảng viên hướng dẫn: TS. Đinh Công Trường
Chữ ký của GVHD
Trường: Cơ Khí
Khoa: Cơ khí Động lực
HÀ NỘI, 10/2022
CỘNG HÒA XÃ HỘI CHỦ NGHĨA VIỆT NAM
Độc lập – Tự do – Hạnh phúc
BẢN XÁC NHẬN CHỈNH SỬA LUẬN VĂN THẠC SĨ
Họ và tên tác giả luận văn: Phạm Quốc Khánh
Đề tài luận văn: Thẩm định các đặc tính cháy và nghiên cứu ảnh hưởng của khoang
lỗ lên hiệu suất buồng đốt SCRAMJET
Chuyên ngành: Kỹ thuật Hàng Không
Mã số HV: 20212573M
Tác giả, Người hướng dẫn khoa học và Hội đồng chấm luận văn xác nhận
tác giả đã sửa chữa, bổ sung luận văn theo biên bản họp Hội đồng ngày 02/11/2022
với các nội dung sau:
- Sửa lại nội dung theo form mẫu chung của luận văn thạc sĩ.
- Phân bố lại nội dung, tài liệu tham khảo đặt trước phụ lục (công trình công bố),
ghi nhận tài trợ đặt ở phần lời cảm ơn.
- Chỉnh sửa lỗi chính tả, lỗi chế bản, rút gọn câu văn cho phù hợp.
- Thống nhất lại các thuật ngữ kỹ thuật (vòi phun, buồng đốt, hiệu suất cháy…).
- Hình ảnh kết quả in màu rõ ràng, thống nhất các chú thích tiếng việt.
- Hình ảnh thống nhất đơn vị và thang đo, tài liệu tham khảo trong kết quả.
Hà Nội, ngày … tháng … năm 2022
Giáo viên hướng dẫn Tác giả luận văn
TS. Đinh Công Trường Phạm Quốc Khánh
CHỦ TỊCH HỘI ĐỒNG
ĐỀ TÀI LUẬN VĂN
1. Thông tin học viên:
Họ và tên học viên: Phạm Quốc Khánh MSHV: 20212573M
Điện thoại: +84.964.498.158
Email: [email protected] Lớp: CLC2021B
Hệ đào tạo: Thạc sĩ Khoa học
Luận văn được thực hiện tại: Nhóm chuyên môn Kỹ thuật Hàng không và Vũ
trụ, Khoa Cơ khí động lực, Trường Cơ khí, Trường Đại học Bách khoa Hà
Nội.
Ngày giao nhiệm vụ: 23/12/2021
Ngày hoàn thành nhiệm vụ: 23/09/2022
2. Mục đích và nội dung của luận văn thạc sĩ:
- Tìm hiểu về động cơ và buồng đốt của động cơ Scramjet;
- Tìm hiểu về các yếu tố ảnh hưởng đến hiệu suất của động cơ Scramjet;
- Tìm hiểu các phương pháp mô phỏng và mô hình rối, mô hình cháy;
- Lựa chọn phương pháp và thực hiện mô phỏng buồng đốt động cơ
Scramjet;
- Thẩm định lại kết quả hiện tượng cháy, tìm phương pháp tối ưu;
- Nghiên cứu tác động của thay đổi hình dạng buồng tới hiệu suất động
cơ Scramjet.
3. Các nhiệm vụ cụ thể của luận văn thạc sĩ:
- Giới thiệu về cấu tạo, nguyên lý và các yếu tố ảnh hưởng đến hoạt động
của động cơ Scramjet;
- Giới thiệu phương pháp CFD (Computational Fluid Dynamic) và xây
dựng mô hình rối, mô hình số cũng như thiết lập mô phỏng số;
- Chia lưới, đánh giá lưới và cài đặt các thông số đầu vào, điều kiện biên;
- Thực hiện mô phỏng buồng đốt Scramjet trên mô hình 3D;
- Thẩm định kết quả mô phỏng so với thực nghiệm, đánh giá, nhận xét;
- Mô phỏng buồng đốt Scramjet với sự thay đổi kết cấu (khoét lỗ).
Hà Nội, ngày 30 tháng 10 năm 2022
Giáo viên hướng dẫn
(Ký và ghi rõ họ tên)
TS. Đinh Công Trường
iii
LỜI CẢM ƠN
Lời đầu tiên em xin gửi lời tri ân và biết ơn đến Thầy – TS. Đinh Công
Trường, người hướng dẫn khoa học đã tận tình chỉ bảo, động viên, khích
lệ em trong suốt quá trình nghiên cứu, thực hiện luận văn cũng như có
những lời khuyên, chỉ dẫn hữu ích về phương pháp nghiên cứu, hoàn thiện
luận văn cũng như giữ vững tâm lý trong suốt hành trình khó khăn thử
thách vừa qua.
Em cũng xin gửi lời cảm ơn đến các thầy cô trong nhóm chuyên môn Kỹ
thuật Hàng không và Vũ trụ, Khoa Cơ Khí Động Lực, Trường Cơ Khí, Trường
Đại học Bách Khoa Hà Nội đã đồng hành cùng em từ những ngày đầu học
tập tại trường và tạo mọi điều kiện giúp đỡ em trong quá trình học tập,
nghiên cứu.
Xin cảm ơn những người thân và bạn bè đã bên em trong suốt thời gian học
tập và nghiên cứu để hoàn thành Luận văn Thạc Sĩ này. Cảm ơn các bạn
lớp KSCLC-CKHK-K61, cảm ơn các bạn lớp cao học CLC2021B đã đồng
hành cùng em trong suốt những ngày tháng thực hiện nghiên cứu.
Do kiến thức còn hạn hẹp, nên luận văn không tránh khỏi thiếu sót, em rất
mong nhận được những nhận xét và đóng góp từ thầy cô và các bạn.
Luận văn này được thực hiện tại Trường Đại học Bách Khoa Hà Nội
(HUST). Tác giả PHẠM QUỐC KHÁNH được tài trợ bởi Vingroup JSC
và được hỗ trợ bởi Chương trình học bổng Thạc sĩ, Tiến sĩ của Quỹ Đổi
mới Sáng tạo Vingroup (VINIF), Viện Dữ liệu lớn, VINIF. 2021.ThS.76.
Một lần nữa xin trân trọng
cảm ơn!
TÓM TẮT LUẬN VĂN THẠC SĨ
Động cơ Scramjet đã được các nhà khoa học trên thế giới bắt đầu nghiên cứu
từ những năm đầu thế kỷ 19 và liên tục cho tới hiện nay, đã có nhiều thử nghiệm
thực tế và đã đạt được những thành công vượt bậc. Ngành hàng không dân dụng
và quân sự đang mong muốn có một loại động cơ có tốc độ siêu âm cho tương lai,
rút ngắn thời gian bay là nhu cầu và mong muốn của tất cả các hãng hàng không
và khách hàng trên thế giới. Các máy bay thương mại hiện nay đều bay với vận
tốc dưới âm, có những chuyến bay kéo dài cả chục giờ bay làm cho các hành khách
cảm thấy quá mệt mỏi, ước mơ thời gian bay dài nhất khoảng một vài giờ luôn
được các báo trên thế giới đăng tải mỗi khi có những công bố thử nghiệm loại động
cơ này. Mục đích sử dụng cho các thiết bị quân sự cũng đang là mục tiêu nghiên
cứu của các nước có tiềm năng quân sự lớn như Mỹ, Úc…
Ở nước ta, chưa có nhiều nghiên cứu liên quan, đặc biệt cho mục đích dân
sự, nguyên nhân do việc chế tạo thử nghiệm thực tế là không thể trong điều kiện
hiện nay. Việc lựa chọn luận văn nghiên cứu mang tính tiên phong, sử dụng các
phần mềm tính toán mô phỏng số để kiểm chứng và nghiên cứu đặc tính. Các bài
báo khoa học cũng chưa nhiều do thông tin còn mang tính bảo mật ở các nước vì
mục đích quân sự. Những nghiên cứu trước đây dựa trên mô hình cháy rối và phản
ứng cháy một bậc cơ bản không thể hiện đủ kết quả do sự phức tạp của buồng đốt
mà cần sử dụng mô hình tối ưu hơn để thể hiện rõ hơn các đặc tính của phản ứng
cháy trong buồng đốt SCRAMJET.
Trong Kỹ thuật Hàng không, việc nghiên cứu các dòng chảy ở chế độ trên
âm và siêu âm đang rất được quan tâm trên thế giới. Dòng siêu âm trên thực tế
được áp dụng rất rộng rãi trong công nghệ tên lửa đẩy, động cơ cho các tàu con
thoi hay các máy bay chiến đấu siêu âm…
Luận văn sẽ tập trung nghiên cứu hai phần chính là mô phỏng trên mô hình
3D, tính toán cấu trúc nhiệt khí động của dòng đi qua động cơ, đặc biệt tại buồng
đốt để từ đó nghiên cứu ảnh hưởng của cấu trúc dòng đầu vào đến hiệu suất của
động cơ, từ đó thẩm định kết quả để đưa ra các thiết kế nhằm tối ưu dòng và nhiên
liệu đầu vào, tăng hiệu suất động cơ, giảm thiểu phát thải khí độc hại môi trường.
Cùng với đó là nghiên cứu ý tưởng mới, thay đổi hình dạng cấu trúc buồng đốt,
khoét lỗ để thay đổi cấu trúc sóng va, tăng sự hòa trộn và hiệu năng cháy trong
buồng đốt từ đó nâng cao hiệu suất động cơ SCRAMJET.
Bố cục của đồ án bao gồm 4 chương, Chương I là tổng quan về động cơ,
buồng đốt của động cơ Scramjet cũng như các nghiên cứu, vấn đề nghiên cứu xoay
quanh. Chương II là tính toán lý thuyết và thiết lập mô hình mô phỏng bằng phương
pháp số và mô phỏng trên mô hình 3D. Chương III là thẩm định các trường hợp,
kết quả mô phỏng so với thực tế cũng như đánh giá ảnh hưởng của khoang lỗ tới
sự cháy. Chương IV là những kết luận chung cho luận văn.
Học viên thực hiện
(Ký và ghi rõ họ tên)
Phạm Quốc Khánh
v
MỤC LỤC
DANH MỤC HÌNH VẼ .................................................................................... viii
DANH MỤC BẢNG VÀ BIỂU ĐỒ .................................................................... x
CHƯƠNG 1. GIỚI THIỆU CHUNG ................................................................. 1
1.1 Tổng quan về động cơ Scramjet ................................................................. 1
Định nghĩa động cơ Scramjet...................................................... 1
Cấu tạo và nguyên lý làm việc của động cơ Scramjet ................ 3
Các nghiên cứu liên quan tới động cơ Scramjet ......................... 4
Ứng dụng thực tế của động cơ Scramjet ..................................... 8
1.2 Buồng đốt của động cơ Scramjet ............................................................. 10
Tổng quan về buồng đốt động cơ Scramjet .............................. 10
Sóng va và đoàn sóng va (shock train) ..................................... 10
Tính toán dòng qua buồng đốt động cơ Scramjet ..................... 13
Các nghiên cứu trước đây ......................................................... 17
Nội dung luận văn ..................................................................... 18
CHƯƠNG 2. PHƯƠNG PHÁP SỐ .................................................................. 20
2.1 Thông số hình học .................................................................................... 20
2.2 Xây dựng mô hình tính toán..................................................................... 20
Mô hình số ................................................................................ 21
Mô hình rối................................................................................ 21
Mô hình cháy ............................................................................ 24
2.3 Các thông số hiệu năng ............................................................................ 28
2.4 Thiết lập mô phỏng số .............................................................................. 28
Chia lưới .................................................................................... 28
Điều kiện biên ........................................................................... 29
Phân tích và xác nhận hội tụ lưới .............................................. 30
CHƯƠNG 3. KẾT QUẢ VÀ NHẬN XÉT ....................................................... 32
3.1 Ảnh hưởng của mô hình cháy .................................................................. 32
3.2 Thẩm định mô hình buồng đốt Scramjet .................................................. 40
3.3 Các đặc tính cháy và phân tích ảnh hưởng của khoang lỗ ....................... 47
CHƯƠNG 4. KẾT LUẬN .................................................................................. 57
4.1 Kết luận chung ......................................................................................... 57
Thẩm định các đặc tính cháy .................................................... 57
Ảnh hưởng khoang lỗ trong buồng đốt Scramjet ...................... 57
4.2 Phương hướng phát triển trong tương lai ................................................. 58
TÀI LIỆU THAM KHẢO ................................................................................. 59
PHỤ LỤC ............................................................................................................ 61
DANH MỤC HÌNH VẼ
Hình 1.1 Máy bay sử dụng động cơ Scramjet ........................................................ 1
Hình 1.2 So sánh dạng động cơ Turbojet, Ramjet và Scramjet ............................. 3
Hình 1.3 Cấu tạo động cơ Scramjet (cite) .............................................................. 3
Hình 1.4 Quá trình làm việc trong động cơ Scramjet ............................................ 4
Hình 1.5 Máy bay sử dụng động cơ Ramjet của René Leduc tại bảo tàng hàng
không Le Bourget – Pháp [3] ................................................................................. 5
Hình 1.6 Động cơ Scramjet của dự án HRE (nguồn NASA)................................. 6
Hình 1.7 Máy bay X-43 ......................................................................................... 7
Hình 1.8 Máy bay X-51 ......................................................................................... 7
Hình 1.9 Thử nghiệm tên lửa sử dụng động cơ Scramjet ...................................... 9
Hình 1.10 Các kỹ sư kiểm định hệ thống cân bằng trên động cơ Scramjet ........... 9
Hình 1.11 Cấu trúc buồng đốt động cơ Scramjet ................................................. 10
Hình 1.12 Các dạng sóng va trên âm ................................................................... 11
Hình 1.13 Lan truyền rối dòng dưới âm............................................................... 11
Hình 1.14 Lan truyền rối dòng trên âm ................................................................ 12
Hình 1.15 Dòng trên âm qua thành gãy khúc ...................................................... 12
Hình 1.16 Hình ảnh đoàn sóng va trong ống chữ nhật ........................................ 13
Hình 1.17 Hệ thống đoàn sóng va ........................................................................ 13
Hình 1.18 Tiết diện buồng đốt ............................................................................. 16
Hình 1.19 Mô hình buồng đốt Scramjet ban đầu và ba mô hình khoét lỗ ........... 19
Hình 2.1 Miền vật lý và miền tính toán ............................................................... 20
Hình 2.2 Hình ảnh chi tiết vòi phun nhiên liệu .................................................... 20
Hình 2.3 Phân bố vận tốc gần tường, Schlichting, H. (1979) [22] ...................... 23
Hình 2.4 Sự biến thiên nhiệt độ lớn nhất trong hàm của tốc độ tiêu tán vô hướng
đẳng tích (trái) và Hỗn hợp của ngọn lửa Hydro (phải) ....................................... 27
Hình 2.5 Cấu trúc lưới tổng quát (trên) và đầu vòi phun nhiên liệu (dưới) ......... 29
Hình 2.6 Sự phân bố áp suất ở thành dưới ........................................................... 30
Hình 3.1 Mô hình cháy trong buồng đốt Scramjet ............................................... 32
Hình 3.2 Nhiệt độ tại x=120 mm ......................................................................... 33
Hình 3.3 Nhiệt độ tại x=167 mm ......................................................................... 33
Hình 3.4 Nhiệt độ tại x=275 mm ......................................................................... 34
Hình 3.5 Vận tốc tại x=120 mm ........................................................................... 35
Hình 3.6 Vận tốc tại x=167 mm ........................................................................... 35
Hình 3.7 Vận tốc tại x=249 mm ........................................................................... 36
Hình 3.8 Vận tốc tại mặt cắt giữa y=25 mm ........................................................ 37
Hình 3.9 Vận tốc dao động tại x=120 mm ........................................................... 37
Hình 3.10 Vận tốc dao động tại x=167 mm ......................................................... 38
Hình 3.11 Vận tốc dao động tại x=199 mm ......................................................... 38
Hình 3.12 Hình ảnh kết quả mô phỏng nhiệt độ .................................................. 39
Hình 3.13 Nhiệt độ tại x=120 mm ....................................................................... 40
Hình 3.14 Nhiệt độ tại x=167 mm ....................................................................... 41
Hình 3.15 Nhiệt độ tại x=275 mm ....................................................................... 41
Hình 3.16 Vận tốc tại x=120 mm ......................................................................... 42
Hình 3.17 Vận tốc tại x=167 mm ......................................................................... 43
Hình 3.18 Vận tốc tại x=249 mm ......................................................................... 43
Hình 3.19 Vận tốc tại y=25 mm ........................................................................... 44
Hình 3.20 Vận tốc dao động tại x = 120 mm ....................................................... 45
Hình 3.21 Vận tốc dao động tại x = 167 mm ....................................................... 45
Hình 3.22 Vận tốc dao động tại x = 199 mm ....................................................... 46
Hình 3.23 Mô hình buồng đốt nguyên bản và ba mô hình khoang lỗ.................. 47
Hình 3.24 Hiệu suất cháy của các mô hình có và không có khoang.................... 48
Hình 3.25 Hiệu suất cháy tại mặt cắt x=120 mm ................................................. 49
Hình 3.26 Hiệu suất cháy tại mặt cắt x=167 mm ................................................. 49
Hình 3.27 Hiệu suất cháy tại mặt cắt x=225 mm ................................................. 50
Hình 3.28 Phân bố nhiệt độ trong mặt cắt x=120 mm của thiết kế có và không có
khoang .................................................................................................................. 51
Hình 3.29 Phân bố nhiệt độ trong mặt cắt x=167 mm của thiết kế có và không có
khoang .................................................................................................................. 52
Hình 3.30 Phân bố nhiệt độ trong mặt cắt x=225 mm của thiết kế có và không có
khoang .................................................................................................................. 52
Hình 3.31 Phân bố vận tốc trong mặt cắt x=120 mm của thiết kế có và không có
khoang .................................................................................................................. 53
Hình 3.32 Phân bố vận tốc trong mặt cắt x=167 mm của thiết kế có và không có
khoang .................................................................................................................. 54
Hình 3.33 Phân bố vận tốc trong mặt cắt x=225 mm của thiết kế có và không có
khoang .................................................................................................................. 54
Hình 3.34 Hình ảnh nhiệt độ của mô hình nguyên bản và ba mô hình khoang lỗ55
Hình 3.35 Hình ảnh đường dòng (streamline) của mô hình nguyên bản và khoang
lỗ ........................................................................................................................... 56
DANH MỤC BẢNG VÀ BIỂU ĐỒ
Bảng 2.1 Chi tiết cơ chế hóa học giữa Hydro và Không khí ............................... 26
Bảng 2.2. Điều kiện biên ...................................................................................... 30
Bảng 3.1 Hiệu suất cháy tối đa ở bề mặt đầu ra ................................................... 48
Bảng 3.2 Lực đẩy được tạo ra trong các mô hình hình học khác nhau ................ 50
CHƯƠNG 1. GIỚI THIỆU CHUNG
1.1 Tổng quan về động cơ Scramjet
Định nghĩa động cơ Scramjet
Động cơ Scramjet là dạng động cơ phản lực không khí dòng thẳng được thiết
kế để hoạt động ở tốc độ rất lớn với số Mach lớn hơn 5. Sự phát triển cho thế hệ
tiếp theo của động cơ ramjet nhưng quá trình cháy trong buồng đốt diễn ra ở chế
độ trên âm.
Động cơ Scramjet khác với tên lửa ở điểm nó lấy không khí từ môi trường
bên ngoài để làm chất oxy hóa trong khi tên lửa phải mang theo. Đặc điểm này
cũng giống như các động cơ phản lực khác như turbojet, turbofans và ramjet nhưng
các động cơ này không phù hợp khi hoạt động ở tốc độ rất cao. Khi hoạt động ở
chế độ này, nhiệt độ cũng sẽ tăng rất cao dẫn đến sự phá hủy kết cấu vật liệu, không
đạt được hiệu suất cao cho động cơ.
Động cơ Scramjet lần đầu tiên được phát minh vào những năm 1940, trong
một tiến trình nhanh chóng để đạt được vật thể bay hoạt động ở tốc độ siêu thanh,
bao gồm cả máy bay và tên lửa. Đối với mọi động cơ đốt trong, quá trình đốt cháy
đóng vai trò quan trọng nhất đối với hiệu suất của động cơ. Trong động cơ
Scramjet, không có bộ phận quay. Sóng va xuất hiện bên trong động cơ và rất quan
trọng trong việc thay đổi đặc tính của không khí do tác động của dòng chuyển động
qua sóng va: nén và làm chặt không khí.
Hình 1.1 Máy bay sử dụng động cơ Scramjet
Để buồng đốt của động cơ Scramjet diễn ra sự cháy ở chế độ trên âm, quá
trình nén khí dựa nhiều vào sóng va ở miệng hút. Nó có thể hoạt động ở chế độ với
dải vận tốc Mach từ 6 đến 24. Do đó động cơ Scramjet phải được tăng tốc nhờ vào
một thiết bị khác như tên lửa để đưa nó đến được điều kiện nhất định. Đây cũng là
điểm đáng lưu ý và gây khó khăn trong thực tế khi thực nghiệm những thiết bị bay
gắn với động cơ Scramjet.
1
Động cơ Scramjet không có máy nén và tuabin khí như động cơ phản lực
thông thường. Đối với động cơ tubin khí cơ bản thì hiệu suất giảm khi hoạt động
ở số Mach cao, khi dòng khí đi vào máy nén, nhiệt độ và áp suất tăng, các bộ phận
của động cơ như buồng đốt và lá tua bin chỉ chịu được nhiệt độ giới hạn. Khi vượt
qua giới hạn có thể làm phá hủy các cấu trúc và hỏng động cơ. Mặt khác, khi nhiệt
độ tăng quá cao ở khí xả sẽ làm giảm hiệu suất động cơ do năng lượng nhiệt tỏa ra
môi trường không tạo thành lực đẩy.
Động cơ Ramjet cải thiện hơn so với động cơ phản lực thông thường, nó được
thiết kế đáp ứng được hoạt động ở nhiệt độ cao hơn, tạo ra lực cản ít hơn, do đó có
thể bay ở tốc độ cao hơn. Tuy nhiên, dòng khí đi vào động cơ Ramjet phải được
giảm tốc xuống dưới âm cho việc trộn nhiên liệu và trong buồng đốt. Ở tốc độ trên
âm với buồng đốt dưới âm thì hiệu suất cao hơn nhưng lại xảy ra vấn đề xuất hiện
sự tương tác dòng trên âm ở đầu vào dẫn đến xuất hiện sóng va gây ra lực cản cao
đối với động cơ, mặt khác việc nén ở tốc độ cao cũng gây ra nhiệt độ cao làm giảm
hiệu suất buồng đốt.
Như vậy đối với động cơ để đạt được hiệu suất cao thì cần phải giảm được
lực cản và hiệu suất buồng đốt phải cao. Do đó động cơ Scramjet đã được thiết kế
để tránh lực cản cao và hiệu suất buồng đốt thấp ở số Mach cao bằng việc giữ dòng
khí trên âm trong toàn bộ động cơ đặc biệt trong buồng đốt. Việc tránh được sóng
va mạnh như Ramjet đã giảm được lực cản động cơ đáng kể. Việc khó khăn đối
với động cơ Scramjet ở những vị trí vận tốc dòng cao, nhiên liệu phải được trộn
và đốt cháy trong thời gian rất ngắn đồng thời việc thiết kế hình dạng vòi phun,
cửa hút khí phải tuyệt đối chính xác, để đảm bảo sóng va trào ngược gây lực cản
bị triệt tiêu cũng như làm tăng hiệu suất cho buồng đốt.
Về mặt lý thuyết, quá trình đốt cháy là một chuỗi phản ứng phức tạp của các
phản ứng gốc cơ bản, ngay cả với một phản ứng đơn giản giữa hydro và oxy. Điều
này làm cho quá trình đốt cháy rất khó thực hiện trong cả thí nghiệm và mô phỏng.
Trong mô phỏng, hỗn hợp nhiên liệu và không khí được chia thành nhiều phần và
nhiều bước, và mô hình số càng phức tạp càng nhiều phần và số bước càng tăng.
Trong mô phỏng quá trình đốt không trộn trước, có một bảng được tính toán trước
được gọi là Hàm mật độ xác suất - Probability Density Function (PDF). Trong
bảng này, các loại hỗn hợp, các nguyên tố và mô tả chi tiết từng bước đơn lẻ được
đưa vào chi tiết. Máy tính sử dụng các giá trị này để thực hiện cả quá trình trộn và
đốt cháy bên trong mô hình số.
Động cơ Scramjet được dự đoán sẽ được sử dụng phổ biến cho các máy bay
siêu âm trong tương lai, vì đối với dòng khí siêu âm, vận tốc dòng vào ống hút rất
lớn sẽ làm tăng áp suất trong ống hút, động cơ hoạt động hiệu quả nhất. Người ta
thực hiện được điều này nhờ vào sự thay đổi tiết diện ống hút và vòi phun nhiên
liệu. Luồng khí xả của động cơ Scramjet cũng sẽ có tốc độ cao hơn nhiều tốc độ
luồng khí vào ống hút, việc thiết kế hình dạng và biên độ cho ống xả nhằm triệt
tiêu dòng khí tốc độ cao này cũng là vấn đề nghiên cứu liên quan tới động cơ
Scramjet.
2
Hình 1.2 So sánh dạng động cơ Turbojet, Ramjet và Scramjet
Cấu tạo và nguyên lý làm việc của động cơ Scramjet
Động cơ Scramjet gồm 4 phần chính: Cửa hút, bộ phận cách ly, buồng đốt và ống
xả, như hình 1.2:
(Cửa hút)
Hình 1.3 Cấu tạo động cơ Scramjet (cite)
Cửa hút của động cơ Scramjet làm nhiệm vụ thay máy nén, tại đây dòng khí
được nén, nhờ vào nguyên lý sóng va dòng trên âm, trước khi được đưa vào buồng
đốt. Cửa hút cho động cơ Scramjet có thể cố định hoặc có thể điều chỉnh tiết diện
để đáp ứng được các vận tốc bay khác nhau. Tuy nhiên với tốc độ bay quá cao,
việc thiết kế cửa hút thay đổi tiết diện là một thách thức lớn cho việc thiết kế, chế
tạo.
3
Bộ phận cách ly (isolator) là bộ phận thiết yếu của động cơ Scramjet. Đây
là một ống có tiết diện không đổi được nối cửa hút với buồng đốt, bộ phận cách ly
có nhiệm vụ ngăn dãy sóng va (shock train) trào ngược từ buồng đốt về phía trước
do ảnh hưởng áp suất dòng khí tại buồng đốt tăng cao trong quá trình hòa trộn và
đốt cháy nhiên liệu. Bộ phận cách ly được thiết kế có chiều dài lớn hơn bước sóng
trào ngược để triệt tiêu sóng này. Dòng trên âm nén được trong ống sẽ sinh ra sóng
va, nếu không có lớp biên hình thành, đặc tính của sóng va sẽ tương tự như dòng
ngoài. Tuy nhiên với sự hiện diện của lớp biên tách thành tạo ra một loạt các sóng
va xiên, nó trải dài, làm tăng áp suất lên trên mỗi đơn vị chiều dài thành ống. Hiện
tượng này gọi là đoàn sóng va hay dãy sóng va, nó bao gồm vùng tách dòng trên
tường, cùng với một đoàn sóng va xiên trong lõi dòng. Vùng trộn tạo ra giữa lõi
dòng và dòng tách thành.
Buồng đốt động cơ Scramjet là buồng đốt với dòng trên âm. Bao gồm bộ
phận đánh lửa, vòi phun nhiên liệu. Bộ phận đánh lửa có thể sử dụng hợp chất
silane với khả năng chống thấm và chịu mài mòn cao, kíp nổ, hoặc tạo ngọn lửa
dạng plasma [1]. Một số động cơ thử nghiệm không có bộ phận đánh lửa nhưng
phụ thuộc vào nhiên liệu có khả năng tự đánh lửa như nhiên liệu hydro. Vòi phun
nhiên liệu có thể ở đầu hoặc cuối bộ phận đánh lửa tùy thuộc vào thiết kế. Buồng
đốt thường được mở rộng để duy trì dòng chảy với số Mach mong muốn.
Ống đẩy được thiết kế dạng phân kỳ tạo nhằm tăng vận tốc dòng khí tạo lực đẩy
cho động cơ, trong thiết kế ống đẩy kết hợp bề mặt mở rộng của thân máy bay để
tạo hiệu quả đẩy tốt hơn của động cơ [1].
Hình 1.4 Quá trình làm việc trong động cơ Scramjet
Các nghiên cứu liên quan tới động cơ Scramjet
Động cơ Ramjet được bắt đầu nghiên cứu và phát triển từ những năm 1920.
René Leduc quốc tịch Pháp được biết đến là người thiết kế đầu tiên và được cấp
bằng sáng chế vào năm 1934 [2] sau hơn 10 năm nghiên cứu. Động cơ này được
gắn vào máy bay và sẽ tách ra khi được đưa lên một độ cao nhất định. Mãi đến
năm 1946, sau khi thế chiến thứ 2 kết thúc, thử nghiệm đầu tiên mới được tiến
hành. Cùng thời gian này ông đã tiến hành phát triển hiện thực hóa các nghiên cứu
của mình ở một số nước trên thế giới như: Nga, Anh, Đức và Mỹ [2].
4
Hình 1.5 Máy bay sử dụng động cơ Ramjet của René Leduc tại bảo tàng hàng không Le
Bourget – Pháp [3]
Các thực nghiệm được tiến hành bằng việc phóng tên lửa hai tầng, tầng thứ
nhất sử dụng rocket, khi đạt được vận tốc cao, tầng mang động cơ ramjet bắt đầu
khởi động. Cần lưu ý thêm, động cơ ramjet chỉ hoạt động và hoạt động hiệu quả
khi có vận tốc ban đầu cao. Các thực nghiệm ban đầu cho thấy động cơ có thể đạt
được vận tốc Mach 4. [4].
Khi vận tốc lớn hơn Mach 7, động cơ Scramjet có hiệu suất cao hơn. Với
thiết kế miệng hút phù hợp, động cơ Scramjet sẽ có nhiều ưu điểm hơn ở vận tốc
được mở rộng từ số Mach bằng 5 [3]. Sự phát triển động cơ Scramjet được chia
thành các giai đoạn như sau [5].
a, Giai đoạn từ năm 1955 đến năm 1990
Động cơ Scramjet đầu tiên được sản xuất và thử nghiệm tại Mỹ do Ferri thiết
kế và chế tạo. Thử nghiệm được tiến hành thành công vào năm 1963 tại hầm gió
General Applied Science Laboratories (GASL), tại đây ông đã tích hợp các thực
nghiệm khí động và chứng minh rằng động cơ Scramjet sẽ là loại động cơ cho các
phương tiện siêu trên âm.
Năm 1964 NASA đưa ra chương trình nghiên cứu HRE (Hypersonic
Research Engine), mục tiêu phát triển và thử nghiệm động cơ có thể bay ở vận tốc
Mach 4 đến Mach 7, được gắn trên máy bay X-15A để bay thử. Động cơ có kích
thước hình học thay đổi được, nhiên liệu hydro hóa lỏng và được làm mát. Các thử
nghiệm đã được tiến hành như các bộ phận (miệng hút, buồng đốt, vòi phun), dòng
chảy. Đáng tiếc chương trình bị hủy vào năm 1968 do chi phí sửa chữa máy bay
động cơ rocket X-15A quá lớn.
5
Hình 1.6 Động cơ Scramjet của dự án HRE (nguồn NASA)
Từ năm 1971 tới năm 1974, NASA tiếp tục thử nghiệm hai mẫu thử SAM
(water-cooled structural assembly model) và AIM (hydrogen-cooled
aerothermodynimic integration model) và đưa ra được hệ thống phần cứng hoàn
chỉnh cho động cơ ở chương trình HRE này. Chương trình đã tiến hành khoảng
107 thử nghiệm và thu được kho dữ liệu ấn tượng và phức tạp cho miệng hút và
buồng đốt ở tốc độ Mach 5-7. [5].
Pháp cũng đã tiến hành chương trình ESOPE vào năm 1966, cũng như
chương trình HRE của NASA, ESOPE cũng chỉ dừng lại ở các thử nghiệm trên
mặt đất vào năm 1970-1972.
Năm 1981, các thử nghiệm đã được thực hiện tại mặt đất ở trường đại học
quốc gia Úc theo hướng dẫn của giáo sư Ray Rtalker.
b, Giai đoạn từ năm 1990 đến năm 2000
Chuyến bay thử nghiệm thành công đầu tiên của Scramjet được thực hiện ở
Nga năm 1991. Đó là dạng động cơ đối xứng trục sử dụng nhiên liệu hydro phát
triển bởi viện nghiên cứu hàng không Motors CIAM (Central Institute of Aviation
Motors), ở Moscow, trong thời gian từ 1992 đến 1998, 6 máy bay thử nghiệm sử
dụng động cơ Scramjet đối xứng trục tốc độ cao được thực hiện bởi CIAM cùng
với Pháp và sau đó với NASA của Mỹ đạt được vận tốc tối đa lớn hơn M=6.4 và
Scramjet đã hoạt động trong thời gian 77s.
c, Giai đoạn từ năm 2000 đến hiện nay
Trong những năm 2000, đã có một bước tiến đáng kể trong sự phát triển của
công nghệ siêu thanh đặc biệt trong lĩnh vực động cơ Scramjet. Những nỗ lực của
Mỹ và nhóm nghiên cứu Hyper-X đã công bố chuyến bay đầu tiên của máy bay X-
43A được trang bị động cơ Scramjet với các bề mặt khí động học năm 2004.
6
Hình 1.7 Máy bay X-43
X-43 có 1 động cơ Scramjet và nhiên liệu được sử dụng là hydro. Trong các
thử nghiệm, X-43 được tăng tốc nhờ tên lửa Pegasus phóng từ máy bay B-52.
- Trong lần thử nghiệm đầu tiên (02/06/2001) đã thất bại do tên lửa Pegasus sau
khi được phóng từ máy bay B-52 đã mất kiểm soát sau 13 giây.
- Lần thử nghiêm thứ 2 (03/2004): tên lửa Pegasus được phóng thành công ở độ
cao 29000 m và X-43 đạt được số Mach = 6.83 (7401km/h). Trong thử nghiệm
này X-43 bay xa 24km trong 11s.
- Lần thử nghiệm thứ 3 (16/11/2004): X-43 được phóng ở độ cao 13.157 m. Số
Mach đạt được là 9.65 với độ cao lên tới 33.528 m.
Dự án nghiên cứu HyShot của trường đại học Queensland, Australia đã chứng
minh sự đốt cháy của động cơ Scramjet ngày 30/7/2002. Động cơ Scramjet làm
việc hiệu quả với buồng đốt cháy xảy ra ở chế độ trên âm.
Hình 1.8 Máy bay X-51
Boeing X-51 (X-51 WaveRider) là máy bay được thiết kế bay với M=6. Sau
hai lần thử nghiệm thất bại, vào ngày 14/08/2012, X-51 đã được thử nghiêm thành
7
công với M=5 và bay được khoảng 300s. Ngày 01/05/2013, X-51 được thử
nghiệm thành công với M=5.1 và bay được 370s. Theo như kế hoạch thì X-51 sẽ
được gắn vào các tên lửa có M>5 vào giữa năm 2020.
Ứng dụng thực tế của động cơ Scramjet
Sự cháy không hòa trộn có rất nhiều ứng dụng trong cuộc sống, từ lò sưởi
đơn giản đến động cơ phản lực phức tạp. Phần lớn năng lượng sử dụng hàng ngày
được tạo ra bởi những ngọn lửa này, là nguyên nhân gây ô nhiễm không khí. Vì
vậy, việc nghiên cứu dòng cháy rối không hòa trộn đóng một vai trò rất quan trọng.
Nhiệt độ ảnh hưởng đáng kể đến động học hóa học và thành phần và đặc tính của
ngọn lửa, vì vậy dự đoán nhiệt độ trong ngọn lửa rối là rất quan trọng đối với quá
trình mô phỏng. Nếu nhiệt độ được dự đoán không tốt, rất khó để ước tính ô nhiễm
thực tế (tức là muội than và NOx). Ngoài ra, năng lượng được giải phóng thông
qua việc đốt nóng chất trung gian có nhiều ứng dụng, vì vậy việc dự đoán chính
xác nhiệt độ tối đa và vị trí của nó trong ngọn lửa là điều cần thiết. Các mô hình
cháy không hòa trộn hiện tại có sự khác biệt về độ chính xác, chi phí tính toán và
độ phức tạp, vì vậy việc lựa chọn mô hình phù hợp chỉ có thể được thực hiện khi
hiểu rõ về khả năng tính toán, tính toán cần thiết và độ chính xác. Trong nghiên
cứu này, các mô hình EDM và PDF được chọn vì chúng có giá cả phải chăng, dễ
tiếp cận và được sử dụng rộng rãi trong các bộ giải thương mại và độ chính xác
của chúng được đảm bảo. Ngoài việc là cấu hình đơn giản nhất để tạo ra dòng chảy
rối và được mô tả rất tốt bởi các mô hình rối hiện tại, thiết kế phản lực đồng dòng
được lựa chọn vì nó phản ánh một số lượng lớn các ứng dụng công nghiệp thực tế
[6].
Động cơ Scramjet sẽ có nhiều ứng dụng trong thế giới hiện đại. Một trong
các ứng dụng có nhiều tiềm năng là sử dụng cho phóng vệ tinh có thể sử dụng lại
được. Hiện nay, việc vận chuyển trang thiết bị vào không gian đều sử dụng tên lửa
đẩy rất tốn kém, theo thống kê, chi phí mỗi lần phóng tàu con thoi (space shuttle)
vào khoảng 500 triệu USD. Nếu sử dụng công nghệ động cơ Scramjet bằng việc
kết hợp giữa tên lửa và hệ thống tạo lực đẩy khác sẽ là phương án đầy tiềm năng
cho việc vận chuyển vào không gian một cách ít tốn kém hơn nhiều. Các kỹ sư của
NASA đang mở ra hướng nghiên cứu mới việc phóng tàu bằng cách như sau [7].
- Bước 1: Tàu con thoi trang bị động cơ Scramjet được phóng bằng hệ thống
bệ phóng (rail gun);
- Bước 2: Khi tàu đạt được vận tốc Mach 4, động cơ Scramjet khởi động đưa
tàu con thoi lên độ cao khoảng 200.000 ft với vận tốc khoảng Mach 10;
- Bước 3: Khi đạt độ cao 200.000 ft, động cơ Scramjet không còn đủ không
khí hoạt động, lúc này máy bay trang bị động cơ Scramjet sẽ tách và quay
về mặt đất. Tên lửa đẩy tiếp tục mang theo tải vào không gian, khi hoàn
thành nhiệm vụ tên lửa sẽ quay lại khí quyển và rơi về nơi phóng ban đầu.
Phương án này vẫn đang trong quá trình nghiên cứu và hứa hẹn sẽ thu được
những kết quả vượt bậc trong cuộc đua tìm kiếm phương pháp tối ưu và tiết kiệm
nhất để đưa con người và trang thiết bị lên vũ trụ phục vụ mục đích nghiên cứu
khoa học cũng như du lịch khám phá trong tương lai.
8
Ứng dụng tiềm năng tiếp theo của động cơ Scramjet trong lĩnh vực vận
chuyển dân dụng. Hiện nay không có phương tiện vận chuyển công cộng nào đạt
được tốc độ siêu âm sử dụng cho mục đích dân sự, có nghĩa rằng để di chuyển tới
mọi miền trên thế giới chúng ta vẫn cần đến những chuyến bay khá dài. Ví dụ cho
chặng bay khoảng 12000 km phải cần tới khoảng 16 tiếng, nếu máy bay được trang
bị động cơ Scramjet với tốc độ khoảng Mach 5, thời gian bay có thể được giảm
xuống khoảng 80%. Khó khăn nhất hiện nay cho việc áp dụng công nghệ này vào
máy bay thương mại là các máy bay chưa được thiết kế phù hợp để gắn động cơ
và cho vận tốc bay quá cao. Như vậy, để sử dụng được, các nhà chế tạo máy bay
phải thiết kế một loại máy bay hoàn toàn mới, chi phí này dự kiến sẽ rất tốn kém.
Hơn nữa, hiện nay chỉ có các tổ chức quân sự và NASA phát triển và chế tạo loại
động cơ này và cũng chưa có định hướng ứng dụng vào mục đích thương mại trong
tương lai gần.
Bên cạnh mục đích dân sự, động cơ Scramjet sẽ được hướng đến mục đích
hỗ trợ quân sự, đặc biệt với các cường quốc quân sự đều đang đi đầu trong việc
nghiên cứu động cơ Scramjet. Ứng dụng động cơ Scramjet cho quân sự vẫn là mục
đích hàng đầu mặc dù tiềm năng cho dân sự và thương mại cũng rất lớn. Các thử
nghiệm gần đây của chương trình thực nghiệm nghiên cứu các chuyến bay siêu
trên âm quốc tế (Hypersonic International Flight Research Experimentation
Program – HIFiRE) đã tiến hành và đạt được vận tốc Mach 6 tới Mach 8 sau
khoảng 12 giây (năm 2012), hiện nay chương trình đang tiến hành nghiên cứu để
thực hiện trên loại tên lửa tầm xa [7].
Hình 1.9 Thử nghiệm tên lửa sử dụng động Hình 1.10 Các kỹ sư kiểm định hệ thống
cơ Scramjet cân bằng trên động cơ Scramjet
9
1.2 Buồng đốt của động cơ Scramjet
Tổng quan về buồng đốt động cơ Scramjet
Buồng đốt động cơ Scramjet là một bộ phận có ảnh hưởng gián tiếp đến quá
trình phân tích và thiết kết hai bộ phận cửa hút và isolator vì buồng đốt là vị trí thể
hiện sự khác biệt của hoạt động của động cơ ở hai chế độ ramjet và Scramjet. Do
đó, việc nghiên cứu sơ bộ buồng đốt của động cơ Scramjet trên phương diện sự
thay đổi của thông số dòng khí cần được tiến hành.
Có hai yếu tố chính quyết định đến thông số dòng trong buồng đốt động cơ
Scramjet: sự cháy (sự tăng enthalpy hay nhiệt độ tổng) và sự mở rộng của tiết diện
buồng đốt.
Đối với sự cháy, mô hình dòng Rayleigh cho biết:
- Với dòng dưới âm, sự tăng nhiệt độ tổng làm tăng vận tốc dòng.
- Với dòng trên âm, sự tăng nhiệt độ tổng làm giảm vận tốc dòng.
Đối với sự tăng tiết diện buồng đốt:
- Với dòng dưới âm, sự tăng tiết diện làm giảm vận tốc dòng.
- Với dòng trên âm, sự tăng tiết diện làm tăng vận tốc dòng.
Hình dạng sơ bộ của buồng đốt động cơ Scramjet là một ống có tiết diện mở
rộng dần.
Hình 1.11 Cấu trúc buồng đốt động cơ Scramjet
Cần chú ý rằng trong buồng đốt của động cơ Scramjet, không có điểm thắt
nào, tiết diện buồng đốt tăng liên tục từ điểm đầu đến điểm cuối buồng đốt. Hình
trên cũng thể hiện các số hiệu đánh dấu các vị trí trước và sau của các bộ phận của
động cơ.
Sóng va và đoàn sóng va (shock train)
Đối với động cơ Scramjet, dòng khí từ lúc vào của hút cho đến khi ra ngoài
ống xả luôn ở chế độ trên âm, vì vậy đặc tính của dòng trên âm chi phối hầu hết
các hiện tượng xảy ra trong động cơ. Điển hình của dòng trên âm là sự xuất hiện
sóng va, đồng thời là tương tác giữa sóng va và lớp biên xuất hiện trên tường ở các
bộ phận khác nhau. Phân tích về sóng va, đoàn sóng va và những tác động tới quá
trình cháy cũng như điều kiện dòng đầu vào buồng đốt để nắm được đặc tính dòng
khí ở điều kiện hoạt động của động cơ Scramjet tại dòng siêu âm.
10
LUẬN VĂN THẠC SĨ
Thẩm định các đặc tính cháy và nghiên cứu ảnh
hưởng của khoang lỗ lên hiệu suất buồng đốt
SCRAMJET
PHẠM QUỐC KHÁNH
[email protected]
Ngành Kỹ thuật Cơ khí Động lực
Giảng viên hướng dẫn: TS. Đinh Công Trường
Chữ ký của GVHD
Trường: Cơ Khí
Khoa: Cơ khí Động lực
HÀ NỘI, 10/2022
CỘNG HÒA XÃ HỘI CHỦ NGHĨA VIỆT NAM
Độc lập – Tự do – Hạnh phúc
BẢN XÁC NHẬN CHỈNH SỬA LUẬN VĂN THẠC SĨ
Họ và tên tác giả luận văn: Phạm Quốc Khánh
Đề tài luận văn: Thẩm định các đặc tính cháy và nghiên cứu ảnh hưởng của khoang
lỗ lên hiệu suất buồng đốt SCRAMJET
Chuyên ngành: Kỹ thuật Hàng Không
Mã số HV: 20212573M
Tác giả, Người hướng dẫn khoa học và Hội đồng chấm luận văn xác nhận
tác giả đã sửa chữa, bổ sung luận văn theo biên bản họp Hội đồng ngày 02/11/2022
với các nội dung sau:
- Sửa lại nội dung theo form mẫu chung của luận văn thạc sĩ.
- Phân bố lại nội dung, tài liệu tham khảo đặt trước phụ lục (công trình công bố),
ghi nhận tài trợ đặt ở phần lời cảm ơn.
- Chỉnh sửa lỗi chính tả, lỗi chế bản, rút gọn câu văn cho phù hợp.
- Thống nhất lại các thuật ngữ kỹ thuật (vòi phun, buồng đốt, hiệu suất cháy…).
- Hình ảnh kết quả in màu rõ ràng, thống nhất các chú thích tiếng việt.
- Hình ảnh thống nhất đơn vị và thang đo, tài liệu tham khảo trong kết quả.
Hà Nội, ngày … tháng … năm 2022
Giáo viên hướng dẫn Tác giả luận văn
TS. Đinh Công Trường Phạm Quốc Khánh
CHỦ TỊCH HỘI ĐỒNG
ĐỀ TÀI LUẬN VĂN
1. Thông tin học viên:
Họ và tên học viên: Phạm Quốc Khánh MSHV: 20212573M
Điện thoại: +84.964.498.158
Email: [email protected] Lớp: CLC2021B
Hệ đào tạo: Thạc sĩ Khoa học
Luận văn được thực hiện tại: Nhóm chuyên môn Kỹ thuật Hàng không và Vũ
trụ, Khoa Cơ khí động lực, Trường Cơ khí, Trường Đại học Bách khoa Hà
Nội.
Ngày giao nhiệm vụ: 23/12/2021
Ngày hoàn thành nhiệm vụ: 23/09/2022
2. Mục đích và nội dung của luận văn thạc sĩ:
- Tìm hiểu về động cơ và buồng đốt của động cơ Scramjet;
- Tìm hiểu về các yếu tố ảnh hưởng đến hiệu suất của động cơ Scramjet;
- Tìm hiểu các phương pháp mô phỏng và mô hình rối, mô hình cháy;
- Lựa chọn phương pháp và thực hiện mô phỏng buồng đốt động cơ
Scramjet;
- Thẩm định lại kết quả hiện tượng cháy, tìm phương pháp tối ưu;
- Nghiên cứu tác động của thay đổi hình dạng buồng tới hiệu suất động
cơ Scramjet.
3. Các nhiệm vụ cụ thể của luận văn thạc sĩ:
- Giới thiệu về cấu tạo, nguyên lý và các yếu tố ảnh hưởng đến hoạt động
của động cơ Scramjet;
- Giới thiệu phương pháp CFD (Computational Fluid Dynamic) và xây
dựng mô hình rối, mô hình số cũng như thiết lập mô phỏng số;
- Chia lưới, đánh giá lưới và cài đặt các thông số đầu vào, điều kiện biên;
- Thực hiện mô phỏng buồng đốt Scramjet trên mô hình 3D;
- Thẩm định kết quả mô phỏng so với thực nghiệm, đánh giá, nhận xét;
- Mô phỏng buồng đốt Scramjet với sự thay đổi kết cấu (khoét lỗ).
Hà Nội, ngày 30 tháng 10 năm 2022
Giáo viên hướng dẫn
(Ký và ghi rõ họ tên)
TS. Đinh Công Trường
iii
LỜI CẢM ƠN
Lời đầu tiên em xin gửi lời tri ân và biết ơn đến Thầy – TS. Đinh Công
Trường, người hướng dẫn khoa học đã tận tình chỉ bảo, động viên, khích
lệ em trong suốt quá trình nghiên cứu, thực hiện luận văn cũng như có
những lời khuyên, chỉ dẫn hữu ích về phương pháp nghiên cứu, hoàn thiện
luận văn cũng như giữ vững tâm lý trong suốt hành trình khó khăn thử
thách vừa qua.
Em cũng xin gửi lời cảm ơn đến các thầy cô trong nhóm chuyên môn Kỹ
thuật Hàng không và Vũ trụ, Khoa Cơ Khí Động Lực, Trường Cơ Khí, Trường
Đại học Bách Khoa Hà Nội đã đồng hành cùng em từ những ngày đầu học
tập tại trường và tạo mọi điều kiện giúp đỡ em trong quá trình học tập,
nghiên cứu.
Xin cảm ơn những người thân và bạn bè đã bên em trong suốt thời gian học
tập và nghiên cứu để hoàn thành Luận văn Thạc Sĩ này. Cảm ơn các bạn
lớp KSCLC-CKHK-K61, cảm ơn các bạn lớp cao học CLC2021B đã đồng
hành cùng em trong suốt những ngày tháng thực hiện nghiên cứu.
Do kiến thức còn hạn hẹp, nên luận văn không tránh khỏi thiếu sót, em rất
mong nhận được những nhận xét và đóng góp từ thầy cô và các bạn.
Luận văn này được thực hiện tại Trường Đại học Bách Khoa Hà Nội
(HUST). Tác giả PHẠM QUỐC KHÁNH được tài trợ bởi Vingroup JSC
và được hỗ trợ bởi Chương trình học bổng Thạc sĩ, Tiến sĩ của Quỹ Đổi
mới Sáng tạo Vingroup (VINIF), Viện Dữ liệu lớn, VINIF. 2021.ThS.76.
Một lần nữa xin trân trọng
cảm ơn!
TÓM TẮT LUẬN VĂN THẠC SĨ
Động cơ Scramjet đã được các nhà khoa học trên thế giới bắt đầu nghiên cứu
từ những năm đầu thế kỷ 19 và liên tục cho tới hiện nay, đã có nhiều thử nghiệm
thực tế và đã đạt được những thành công vượt bậc. Ngành hàng không dân dụng
và quân sự đang mong muốn có một loại động cơ có tốc độ siêu âm cho tương lai,
rút ngắn thời gian bay là nhu cầu và mong muốn của tất cả các hãng hàng không
và khách hàng trên thế giới. Các máy bay thương mại hiện nay đều bay với vận
tốc dưới âm, có những chuyến bay kéo dài cả chục giờ bay làm cho các hành khách
cảm thấy quá mệt mỏi, ước mơ thời gian bay dài nhất khoảng một vài giờ luôn
được các báo trên thế giới đăng tải mỗi khi có những công bố thử nghiệm loại động
cơ này. Mục đích sử dụng cho các thiết bị quân sự cũng đang là mục tiêu nghiên
cứu của các nước có tiềm năng quân sự lớn như Mỹ, Úc…
Ở nước ta, chưa có nhiều nghiên cứu liên quan, đặc biệt cho mục đích dân
sự, nguyên nhân do việc chế tạo thử nghiệm thực tế là không thể trong điều kiện
hiện nay. Việc lựa chọn luận văn nghiên cứu mang tính tiên phong, sử dụng các
phần mềm tính toán mô phỏng số để kiểm chứng và nghiên cứu đặc tính. Các bài
báo khoa học cũng chưa nhiều do thông tin còn mang tính bảo mật ở các nước vì
mục đích quân sự. Những nghiên cứu trước đây dựa trên mô hình cháy rối và phản
ứng cháy một bậc cơ bản không thể hiện đủ kết quả do sự phức tạp của buồng đốt
mà cần sử dụng mô hình tối ưu hơn để thể hiện rõ hơn các đặc tính của phản ứng
cháy trong buồng đốt SCRAMJET.
Trong Kỹ thuật Hàng không, việc nghiên cứu các dòng chảy ở chế độ trên
âm và siêu âm đang rất được quan tâm trên thế giới. Dòng siêu âm trên thực tế
được áp dụng rất rộng rãi trong công nghệ tên lửa đẩy, động cơ cho các tàu con
thoi hay các máy bay chiến đấu siêu âm…
Luận văn sẽ tập trung nghiên cứu hai phần chính là mô phỏng trên mô hình
3D, tính toán cấu trúc nhiệt khí động của dòng đi qua động cơ, đặc biệt tại buồng
đốt để từ đó nghiên cứu ảnh hưởng của cấu trúc dòng đầu vào đến hiệu suất của
động cơ, từ đó thẩm định kết quả để đưa ra các thiết kế nhằm tối ưu dòng và nhiên
liệu đầu vào, tăng hiệu suất động cơ, giảm thiểu phát thải khí độc hại môi trường.
Cùng với đó là nghiên cứu ý tưởng mới, thay đổi hình dạng cấu trúc buồng đốt,
khoét lỗ để thay đổi cấu trúc sóng va, tăng sự hòa trộn và hiệu năng cháy trong
buồng đốt từ đó nâng cao hiệu suất động cơ SCRAMJET.
Bố cục của đồ án bao gồm 4 chương, Chương I là tổng quan về động cơ,
buồng đốt của động cơ Scramjet cũng như các nghiên cứu, vấn đề nghiên cứu xoay
quanh. Chương II là tính toán lý thuyết và thiết lập mô hình mô phỏng bằng phương
pháp số và mô phỏng trên mô hình 3D. Chương III là thẩm định các trường hợp,
kết quả mô phỏng so với thực tế cũng như đánh giá ảnh hưởng của khoang lỗ tới
sự cháy. Chương IV là những kết luận chung cho luận văn.
Học viên thực hiện
(Ký và ghi rõ họ tên)
Phạm Quốc Khánh
v
MỤC LỤC
DANH MỤC HÌNH VẼ .................................................................................... viii
DANH MỤC BẢNG VÀ BIỂU ĐỒ .................................................................... x
CHƯƠNG 1. GIỚI THIỆU CHUNG ................................................................. 1
1.1 Tổng quan về động cơ Scramjet ................................................................. 1
Định nghĩa động cơ Scramjet...................................................... 1
Cấu tạo và nguyên lý làm việc của động cơ Scramjet ................ 3
Các nghiên cứu liên quan tới động cơ Scramjet ......................... 4
Ứng dụng thực tế của động cơ Scramjet ..................................... 8
1.2 Buồng đốt của động cơ Scramjet ............................................................. 10
Tổng quan về buồng đốt động cơ Scramjet .............................. 10
Sóng va và đoàn sóng va (shock train) ..................................... 10
Tính toán dòng qua buồng đốt động cơ Scramjet ..................... 13
Các nghiên cứu trước đây ......................................................... 17
Nội dung luận văn ..................................................................... 18
CHƯƠNG 2. PHƯƠNG PHÁP SỐ .................................................................. 20
2.1 Thông số hình học .................................................................................... 20
2.2 Xây dựng mô hình tính toán..................................................................... 20
Mô hình số ................................................................................ 21
Mô hình rối................................................................................ 21
Mô hình cháy ............................................................................ 24
2.3 Các thông số hiệu năng ............................................................................ 28
2.4 Thiết lập mô phỏng số .............................................................................. 28
Chia lưới .................................................................................... 28
Điều kiện biên ........................................................................... 29
Phân tích và xác nhận hội tụ lưới .............................................. 30
CHƯƠNG 3. KẾT QUẢ VÀ NHẬN XÉT ....................................................... 32
3.1 Ảnh hưởng của mô hình cháy .................................................................. 32
3.2 Thẩm định mô hình buồng đốt Scramjet .................................................. 40
3.3 Các đặc tính cháy và phân tích ảnh hưởng của khoang lỗ ....................... 47
CHƯƠNG 4. KẾT LUẬN .................................................................................. 57
4.1 Kết luận chung ......................................................................................... 57
Thẩm định các đặc tính cháy .................................................... 57
Ảnh hưởng khoang lỗ trong buồng đốt Scramjet ...................... 57
4.2 Phương hướng phát triển trong tương lai ................................................. 58
TÀI LIỆU THAM KHẢO ................................................................................. 59
PHỤ LỤC ............................................................................................................ 61
DANH MỤC HÌNH VẼ
Hình 1.1 Máy bay sử dụng động cơ Scramjet ........................................................ 1
Hình 1.2 So sánh dạng động cơ Turbojet, Ramjet và Scramjet ............................. 3
Hình 1.3 Cấu tạo động cơ Scramjet (cite) .............................................................. 3
Hình 1.4 Quá trình làm việc trong động cơ Scramjet ............................................ 4
Hình 1.5 Máy bay sử dụng động cơ Ramjet của René Leduc tại bảo tàng hàng
không Le Bourget – Pháp [3] ................................................................................. 5
Hình 1.6 Động cơ Scramjet của dự án HRE (nguồn NASA)................................. 6
Hình 1.7 Máy bay X-43 ......................................................................................... 7
Hình 1.8 Máy bay X-51 ......................................................................................... 7
Hình 1.9 Thử nghiệm tên lửa sử dụng động cơ Scramjet ...................................... 9
Hình 1.10 Các kỹ sư kiểm định hệ thống cân bằng trên động cơ Scramjet ........... 9
Hình 1.11 Cấu trúc buồng đốt động cơ Scramjet ................................................. 10
Hình 1.12 Các dạng sóng va trên âm ................................................................... 11
Hình 1.13 Lan truyền rối dòng dưới âm............................................................... 11
Hình 1.14 Lan truyền rối dòng trên âm ................................................................ 12
Hình 1.15 Dòng trên âm qua thành gãy khúc ...................................................... 12
Hình 1.16 Hình ảnh đoàn sóng va trong ống chữ nhật ........................................ 13
Hình 1.17 Hệ thống đoàn sóng va ........................................................................ 13
Hình 1.18 Tiết diện buồng đốt ............................................................................. 16
Hình 1.19 Mô hình buồng đốt Scramjet ban đầu và ba mô hình khoét lỗ ........... 19
Hình 2.1 Miền vật lý và miền tính toán ............................................................... 20
Hình 2.2 Hình ảnh chi tiết vòi phun nhiên liệu .................................................... 20
Hình 2.3 Phân bố vận tốc gần tường, Schlichting, H. (1979) [22] ...................... 23
Hình 2.4 Sự biến thiên nhiệt độ lớn nhất trong hàm của tốc độ tiêu tán vô hướng
đẳng tích (trái) và Hỗn hợp của ngọn lửa Hydro (phải) ....................................... 27
Hình 2.5 Cấu trúc lưới tổng quát (trên) và đầu vòi phun nhiên liệu (dưới) ......... 29
Hình 2.6 Sự phân bố áp suất ở thành dưới ........................................................... 30
Hình 3.1 Mô hình cháy trong buồng đốt Scramjet ............................................... 32
Hình 3.2 Nhiệt độ tại x=120 mm ......................................................................... 33
Hình 3.3 Nhiệt độ tại x=167 mm ......................................................................... 33
Hình 3.4 Nhiệt độ tại x=275 mm ......................................................................... 34
Hình 3.5 Vận tốc tại x=120 mm ........................................................................... 35
Hình 3.6 Vận tốc tại x=167 mm ........................................................................... 35
Hình 3.7 Vận tốc tại x=249 mm ........................................................................... 36
Hình 3.8 Vận tốc tại mặt cắt giữa y=25 mm ........................................................ 37
Hình 3.9 Vận tốc dao động tại x=120 mm ........................................................... 37
Hình 3.10 Vận tốc dao động tại x=167 mm ......................................................... 38
Hình 3.11 Vận tốc dao động tại x=199 mm ......................................................... 38
Hình 3.12 Hình ảnh kết quả mô phỏng nhiệt độ .................................................. 39
Hình 3.13 Nhiệt độ tại x=120 mm ....................................................................... 40
Hình 3.14 Nhiệt độ tại x=167 mm ....................................................................... 41
Hình 3.15 Nhiệt độ tại x=275 mm ....................................................................... 41
Hình 3.16 Vận tốc tại x=120 mm ......................................................................... 42
Hình 3.17 Vận tốc tại x=167 mm ......................................................................... 43
Hình 3.18 Vận tốc tại x=249 mm ......................................................................... 43
Hình 3.19 Vận tốc tại y=25 mm ........................................................................... 44
Hình 3.20 Vận tốc dao động tại x = 120 mm ....................................................... 45
Hình 3.21 Vận tốc dao động tại x = 167 mm ....................................................... 45
Hình 3.22 Vận tốc dao động tại x = 199 mm ....................................................... 46
Hình 3.23 Mô hình buồng đốt nguyên bản và ba mô hình khoang lỗ.................. 47
Hình 3.24 Hiệu suất cháy của các mô hình có và không có khoang.................... 48
Hình 3.25 Hiệu suất cháy tại mặt cắt x=120 mm ................................................. 49
Hình 3.26 Hiệu suất cháy tại mặt cắt x=167 mm ................................................. 49
Hình 3.27 Hiệu suất cháy tại mặt cắt x=225 mm ................................................. 50
Hình 3.28 Phân bố nhiệt độ trong mặt cắt x=120 mm của thiết kế có và không có
khoang .................................................................................................................. 51
Hình 3.29 Phân bố nhiệt độ trong mặt cắt x=167 mm của thiết kế có và không có
khoang .................................................................................................................. 52
Hình 3.30 Phân bố nhiệt độ trong mặt cắt x=225 mm của thiết kế có và không có
khoang .................................................................................................................. 52
Hình 3.31 Phân bố vận tốc trong mặt cắt x=120 mm của thiết kế có và không có
khoang .................................................................................................................. 53
Hình 3.32 Phân bố vận tốc trong mặt cắt x=167 mm của thiết kế có và không có
khoang .................................................................................................................. 54
Hình 3.33 Phân bố vận tốc trong mặt cắt x=225 mm của thiết kế có và không có
khoang .................................................................................................................. 54
Hình 3.34 Hình ảnh nhiệt độ của mô hình nguyên bản và ba mô hình khoang lỗ55
Hình 3.35 Hình ảnh đường dòng (streamline) của mô hình nguyên bản và khoang
lỗ ........................................................................................................................... 56
DANH MỤC BẢNG VÀ BIỂU ĐỒ
Bảng 2.1 Chi tiết cơ chế hóa học giữa Hydro và Không khí ............................... 26
Bảng 2.2. Điều kiện biên ...................................................................................... 30
Bảng 3.1 Hiệu suất cháy tối đa ở bề mặt đầu ra ................................................... 48
Bảng 3.2 Lực đẩy được tạo ra trong các mô hình hình học khác nhau ................ 50
CHƯƠNG 1. GIỚI THIỆU CHUNG
1.1 Tổng quan về động cơ Scramjet
Định nghĩa động cơ Scramjet
Động cơ Scramjet là dạng động cơ phản lực không khí dòng thẳng được thiết
kế để hoạt động ở tốc độ rất lớn với số Mach lớn hơn 5. Sự phát triển cho thế hệ
tiếp theo của động cơ ramjet nhưng quá trình cháy trong buồng đốt diễn ra ở chế
độ trên âm.
Động cơ Scramjet khác với tên lửa ở điểm nó lấy không khí từ môi trường
bên ngoài để làm chất oxy hóa trong khi tên lửa phải mang theo. Đặc điểm này
cũng giống như các động cơ phản lực khác như turbojet, turbofans và ramjet nhưng
các động cơ này không phù hợp khi hoạt động ở tốc độ rất cao. Khi hoạt động ở
chế độ này, nhiệt độ cũng sẽ tăng rất cao dẫn đến sự phá hủy kết cấu vật liệu, không
đạt được hiệu suất cao cho động cơ.
Động cơ Scramjet lần đầu tiên được phát minh vào những năm 1940, trong
một tiến trình nhanh chóng để đạt được vật thể bay hoạt động ở tốc độ siêu thanh,
bao gồm cả máy bay và tên lửa. Đối với mọi động cơ đốt trong, quá trình đốt cháy
đóng vai trò quan trọng nhất đối với hiệu suất của động cơ. Trong động cơ
Scramjet, không có bộ phận quay. Sóng va xuất hiện bên trong động cơ và rất quan
trọng trong việc thay đổi đặc tính của không khí do tác động của dòng chuyển động
qua sóng va: nén và làm chặt không khí.
Hình 1.1 Máy bay sử dụng động cơ Scramjet
Để buồng đốt của động cơ Scramjet diễn ra sự cháy ở chế độ trên âm, quá
trình nén khí dựa nhiều vào sóng va ở miệng hút. Nó có thể hoạt động ở chế độ với
dải vận tốc Mach từ 6 đến 24. Do đó động cơ Scramjet phải được tăng tốc nhờ vào
một thiết bị khác như tên lửa để đưa nó đến được điều kiện nhất định. Đây cũng là
điểm đáng lưu ý và gây khó khăn trong thực tế khi thực nghiệm những thiết bị bay
gắn với động cơ Scramjet.
1
Động cơ Scramjet không có máy nén và tuabin khí như động cơ phản lực
thông thường. Đối với động cơ tubin khí cơ bản thì hiệu suất giảm khi hoạt động
ở số Mach cao, khi dòng khí đi vào máy nén, nhiệt độ và áp suất tăng, các bộ phận
của động cơ như buồng đốt và lá tua bin chỉ chịu được nhiệt độ giới hạn. Khi vượt
qua giới hạn có thể làm phá hủy các cấu trúc và hỏng động cơ. Mặt khác, khi nhiệt
độ tăng quá cao ở khí xả sẽ làm giảm hiệu suất động cơ do năng lượng nhiệt tỏa ra
môi trường không tạo thành lực đẩy.
Động cơ Ramjet cải thiện hơn so với động cơ phản lực thông thường, nó được
thiết kế đáp ứng được hoạt động ở nhiệt độ cao hơn, tạo ra lực cản ít hơn, do đó có
thể bay ở tốc độ cao hơn. Tuy nhiên, dòng khí đi vào động cơ Ramjet phải được
giảm tốc xuống dưới âm cho việc trộn nhiên liệu và trong buồng đốt. Ở tốc độ trên
âm với buồng đốt dưới âm thì hiệu suất cao hơn nhưng lại xảy ra vấn đề xuất hiện
sự tương tác dòng trên âm ở đầu vào dẫn đến xuất hiện sóng va gây ra lực cản cao
đối với động cơ, mặt khác việc nén ở tốc độ cao cũng gây ra nhiệt độ cao làm giảm
hiệu suất buồng đốt.
Như vậy đối với động cơ để đạt được hiệu suất cao thì cần phải giảm được
lực cản và hiệu suất buồng đốt phải cao. Do đó động cơ Scramjet đã được thiết kế
để tránh lực cản cao và hiệu suất buồng đốt thấp ở số Mach cao bằng việc giữ dòng
khí trên âm trong toàn bộ động cơ đặc biệt trong buồng đốt. Việc tránh được sóng
va mạnh như Ramjet đã giảm được lực cản động cơ đáng kể. Việc khó khăn đối
với động cơ Scramjet ở những vị trí vận tốc dòng cao, nhiên liệu phải được trộn
và đốt cháy trong thời gian rất ngắn đồng thời việc thiết kế hình dạng vòi phun,
cửa hút khí phải tuyệt đối chính xác, để đảm bảo sóng va trào ngược gây lực cản
bị triệt tiêu cũng như làm tăng hiệu suất cho buồng đốt.
Về mặt lý thuyết, quá trình đốt cháy là một chuỗi phản ứng phức tạp của các
phản ứng gốc cơ bản, ngay cả với một phản ứng đơn giản giữa hydro và oxy. Điều
này làm cho quá trình đốt cháy rất khó thực hiện trong cả thí nghiệm và mô phỏng.
Trong mô phỏng, hỗn hợp nhiên liệu và không khí được chia thành nhiều phần và
nhiều bước, và mô hình số càng phức tạp càng nhiều phần và số bước càng tăng.
Trong mô phỏng quá trình đốt không trộn trước, có một bảng được tính toán trước
được gọi là Hàm mật độ xác suất - Probability Density Function (PDF). Trong
bảng này, các loại hỗn hợp, các nguyên tố và mô tả chi tiết từng bước đơn lẻ được
đưa vào chi tiết. Máy tính sử dụng các giá trị này để thực hiện cả quá trình trộn và
đốt cháy bên trong mô hình số.
Động cơ Scramjet được dự đoán sẽ được sử dụng phổ biến cho các máy bay
siêu âm trong tương lai, vì đối với dòng khí siêu âm, vận tốc dòng vào ống hút rất
lớn sẽ làm tăng áp suất trong ống hút, động cơ hoạt động hiệu quả nhất. Người ta
thực hiện được điều này nhờ vào sự thay đổi tiết diện ống hút và vòi phun nhiên
liệu. Luồng khí xả của động cơ Scramjet cũng sẽ có tốc độ cao hơn nhiều tốc độ
luồng khí vào ống hút, việc thiết kế hình dạng và biên độ cho ống xả nhằm triệt
tiêu dòng khí tốc độ cao này cũng là vấn đề nghiên cứu liên quan tới động cơ
Scramjet.
2
Hình 1.2 So sánh dạng động cơ Turbojet, Ramjet và Scramjet
Cấu tạo và nguyên lý làm việc của động cơ Scramjet
Động cơ Scramjet gồm 4 phần chính: Cửa hút, bộ phận cách ly, buồng đốt và ống
xả, như hình 1.2:
(Cửa hút)
Hình 1.3 Cấu tạo động cơ Scramjet (cite)
Cửa hút của động cơ Scramjet làm nhiệm vụ thay máy nén, tại đây dòng khí
được nén, nhờ vào nguyên lý sóng va dòng trên âm, trước khi được đưa vào buồng
đốt. Cửa hút cho động cơ Scramjet có thể cố định hoặc có thể điều chỉnh tiết diện
để đáp ứng được các vận tốc bay khác nhau. Tuy nhiên với tốc độ bay quá cao,
việc thiết kế cửa hút thay đổi tiết diện là một thách thức lớn cho việc thiết kế, chế
tạo.
3
Bộ phận cách ly (isolator) là bộ phận thiết yếu của động cơ Scramjet. Đây
là một ống có tiết diện không đổi được nối cửa hút với buồng đốt, bộ phận cách ly
có nhiệm vụ ngăn dãy sóng va (shock train) trào ngược từ buồng đốt về phía trước
do ảnh hưởng áp suất dòng khí tại buồng đốt tăng cao trong quá trình hòa trộn và
đốt cháy nhiên liệu. Bộ phận cách ly được thiết kế có chiều dài lớn hơn bước sóng
trào ngược để triệt tiêu sóng này. Dòng trên âm nén được trong ống sẽ sinh ra sóng
va, nếu không có lớp biên hình thành, đặc tính của sóng va sẽ tương tự như dòng
ngoài. Tuy nhiên với sự hiện diện của lớp biên tách thành tạo ra một loạt các sóng
va xiên, nó trải dài, làm tăng áp suất lên trên mỗi đơn vị chiều dài thành ống. Hiện
tượng này gọi là đoàn sóng va hay dãy sóng va, nó bao gồm vùng tách dòng trên
tường, cùng với một đoàn sóng va xiên trong lõi dòng. Vùng trộn tạo ra giữa lõi
dòng và dòng tách thành.
Buồng đốt động cơ Scramjet là buồng đốt với dòng trên âm. Bao gồm bộ
phận đánh lửa, vòi phun nhiên liệu. Bộ phận đánh lửa có thể sử dụng hợp chất
silane với khả năng chống thấm và chịu mài mòn cao, kíp nổ, hoặc tạo ngọn lửa
dạng plasma [1]. Một số động cơ thử nghiệm không có bộ phận đánh lửa nhưng
phụ thuộc vào nhiên liệu có khả năng tự đánh lửa như nhiên liệu hydro. Vòi phun
nhiên liệu có thể ở đầu hoặc cuối bộ phận đánh lửa tùy thuộc vào thiết kế. Buồng
đốt thường được mở rộng để duy trì dòng chảy với số Mach mong muốn.
Ống đẩy được thiết kế dạng phân kỳ tạo nhằm tăng vận tốc dòng khí tạo lực đẩy
cho động cơ, trong thiết kế ống đẩy kết hợp bề mặt mở rộng của thân máy bay để
tạo hiệu quả đẩy tốt hơn của động cơ [1].
Hình 1.4 Quá trình làm việc trong động cơ Scramjet
Các nghiên cứu liên quan tới động cơ Scramjet
Động cơ Ramjet được bắt đầu nghiên cứu và phát triển từ những năm 1920.
René Leduc quốc tịch Pháp được biết đến là người thiết kế đầu tiên và được cấp
bằng sáng chế vào năm 1934 [2] sau hơn 10 năm nghiên cứu. Động cơ này được
gắn vào máy bay và sẽ tách ra khi được đưa lên một độ cao nhất định. Mãi đến
năm 1946, sau khi thế chiến thứ 2 kết thúc, thử nghiệm đầu tiên mới được tiến
hành. Cùng thời gian này ông đã tiến hành phát triển hiện thực hóa các nghiên cứu
của mình ở một số nước trên thế giới như: Nga, Anh, Đức và Mỹ [2].
4
Hình 1.5 Máy bay sử dụng động cơ Ramjet của René Leduc tại bảo tàng hàng không Le
Bourget – Pháp [3]
Các thực nghiệm được tiến hành bằng việc phóng tên lửa hai tầng, tầng thứ
nhất sử dụng rocket, khi đạt được vận tốc cao, tầng mang động cơ ramjet bắt đầu
khởi động. Cần lưu ý thêm, động cơ ramjet chỉ hoạt động và hoạt động hiệu quả
khi có vận tốc ban đầu cao. Các thực nghiệm ban đầu cho thấy động cơ có thể đạt
được vận tốc Mach 4. [4].
Khi vận tốc lớn hơn Mach 7, động cơ Scramjet có hiệu suất cao hơn. Với
thiết kế miệng hút phù hợp, động cơ Scramjet sẽ có nhiều ưu điểm hơn ở vận tốc
được mở rộng từ số Mach bằng 5 [3]. Sự phát triển động cơ Scramjet được chia
thành các giai đoạn như sau [5].
a, Giai đoạn từ năm 1955 đến năm 1990
Động cơ Scramjet đầu tiên được sản xuất và thử nghiệm tại Mỹ do Ferri thiết
kế và chế tạo. Thử nghiệm được tiến hành thành công vào năm 1963 tại hầm gió
General Applied Science Laboratories (GASL), tại đây ông đã tích hợp các thực
nghiệm khí động và chứng minh rằng động cơ Scramjet sẽ là loại động cơ cho các
phương tiện siêu trên âm.
Năm 1964 NASA đưa ra chương trình nghiên cứu HRE (Hypersonic
Research Engine), mục tiêu phát triển và thử nghiệm động cơ có thể bay ở vận tốc
Mach 4 đến Mach 7, được gắn trên máy bay X-15A để bay thử. Động cơ có kích
thước hình học thay đổi được, nhiên liệu hydro hóa lỏng và được làm mát. Các thử
nghiệm đã được tiến hành như các bộ phận (miệng hút, buồng đốt, vòi phun), dòng
chảy. Đáng tiếc chương trình bị hủy vào năm 1968 do chi phí sửa chữa máy bay
động cơ rocket X-15A quá lớn.
5
Hình 1.6 Động cơ Scramjet của dự án HRE (nguồn NASA)
Từ năm 1971 tới năm 1974, NASA tiếp tục thử nghiệm hai mẫu thử SAM
(water-cooled structural assembly model) và AIM (hydrogen-cooled
aerothermodynimic integration model) và đưa ra được hệ thống phần cứng hoàn
chỉnh cho động cơ ở chương trình HRE này. Chương trình đã tiến hành khoảng
107 thử nghiệm và thu được kho dữ liệu ấn tượng và phức tạp cho miệng hút và
buồng đốt ở tốc độ Mach 5-7. [5].
Pháp cũng đã tiến hành chương trình ESOPE vào năm 1966, cũng như
chương trình HRE của NASA, ESOPE cũng chỉ dừng lại ở các thử nghiệm trên
mặt đất vào năm 1970-1972.
Năm 1981, các thử nghiệm đã được thực hiện tại mặt đất ở trường đại học
quốc gia Úc theo hướng dẫn của giáo sư Ray Rtalker.
b, Giai đoạn từ năm 1990 đến năm 2000
Chuyến bay thử nghiệm thành công đầu tiên của Scramjet được thực hiện ở
Nga năm 1991. Đó là dạng động cơ đối xứng trục sử dụng nhiên liệu hydro phát
triển bởi viện nghiên cứu hàng không Motors CIAM (Central Institute of Aviation
Motors), ở Moscow, trong thời gian từ 1992 đến 1998, 6 máy bay thử nghiệm sử
dụng động cơ Scramjet đối xứng trục tốc độ cao được thực hiện bởi CIAM cùng
với Pháp và sau đó với NASA của Mỹ đạt được vận tốc tối đa lớn hơn M=6.4 và
Scramjet đã hoạt động trong thời gian 77s.
c, Giai đoạn từ năm 2000 đến hiện nay
Trong những năm 2000, đã có một bước tiến đáng kể trong sự phát triển của
công nghệ siêu thanh đặc biệt trong lĩnh vực động cơ Scramjet. Những nỗ lực của
Mỹ và nhóm nghiên cứu Hyper-X đã công bố chuyến bay đầu tiên của máy bay X-
43A được trang bị động cơ Scramjet với các bề mặt khí động học năm 2004.
6
Hình 1.7 Máy bay X-43
X-43 có 1 động cơ Scramjet và nhiên liệu được sử dụng là hydro. Trong các
thử nghiệm, X-43 được tăng tốc nhờ tên lửa Pegasus phóng từ máy bay B-52.
- Trong lần thử nghiệm đầu tiên (02/06/2001) đã thất bại do tên lửa Pegasus sau
khi được phóng từ máy bay B-52 đã mất kiểm soát sau 13 giây.
- Lần thử nghiêm thứ 2 (03/2004): tên lửa Pegasus được phóng thành công ở độ
cao 29000 m và X-43 đạt được số Mach = 6.83 (7401km/h). Trong thử nghiệm
này X-43 bay xa 24km trong 11s.
- Lần thử nghiệm thứ 3 (16/11/2004): X-43 được phóng ở độ cao 13.157 m. Số
Mach đạt được là 9.65 với độ cao lên tới 33.528 m.
Dự án nghiên cứu HyShot của trường đại học Queensland, Australia đã chứng
minh sự đốt cháy của động cơ Scramjet ngày 30/7/2002. Động cơ Scramjet làm
việc hiệu quả với buồng đốt cháy xảy ra ở chế độ trên âm.
Hình 1.8 Máy bay X-51
Boeing X-51 (X-51 WaveRider) là máy bay được thiết kế bay với M=6. Sau
hai lần thử nghiệm thất bại, vào ngày 14/08/2012, X-51 đã được thử nghiêm thành
7
công với M=5 và bay được khoảng 300s. Ngày 01/05/2013, X-51 được thử
nghiệm thành công với M=5.1 và bay được 370s. Theo như kế hoạch thì X-51 sẽ
được gắn vào các tên lửa có M>5 vào giữa năm 2020.
Ứng dụng thực tế của động cơ Scramjet
Sự cháy không hòa trộn có rất nhiều ứng dụng trong cuộc sống, từ lò sưởi
đơn giản đến động cơ phản lực phức tạp. Phần lớn năng lượng sử dụng hàng ngày
được tạo ra bởi những ngọn lửa này, là nguyên nhân gây ô nhiễm không khí. Vì
vậy, việc nghiên cứu dòng cháy rối không hòa trộn đóng một vai trò rất quan trọng.
Nhiệt độ ảnh hưởng đáng kể đến động học hóa học và thành phần và đặc tính của
ngọn lửa, vì vậy dự đoán nhiệt độ trong ngọn lửa rối là rất quan trọng đối với quá
trình mô phỏng. Nếu nhiệt độ được dự đoán không tốt, rất khó để ước tính ô nhiễm
thực tế (tức là muội than và NOx). Ngoài ra, năng lượng được giải phóng thông
qua việc đốt nóng chất trung gian có nhiều ứng dụng, vì vậy việc dự đoán chính
xác nhiệt độ tối đa và vị trí của nó trong ngọn lửa là điều cần thiết. Các mô hình
cháy không hòa trộn hiện tại có sự khác biệt về độ chính xác, chi phí tính toán và
độ phức tạp, vì vậy việc lựa chọn mô hình phù hợp chỉ có thể được thực hiện khi
hiểu rõ về khả năng tính toán, tính toán cần thiết và độ chính xác. Trong nghiên
cứu này, các mô hình EDM và PDF được chọn vì chúng có giá cả phải chăng, dễ
tiếp cận và được sử dụng rộng rãi trong các bộ giải thương mại và độ chính xác
của chúng được đảm bảo. Ngoài việc là cấu hình đơn giản nhất để tạo ra dòng chảy
rối và được mô tả rất tốt bởi các mô hình rối hiện tại, thiết kế phản lực đồng dòng
được lựa chọn vì nó phản ánh một số lượng lớn các ứng dụng công nghiệp thực tế
[6].
Động cơ Scramjet sẽ có nhiều ứng dụng trong thế giới hiện đại. Một trong
các ứng dụng có nhiều tiềm năng là sử dụng cho phóng vệ tinh có thể sử dụng lại
được. Hiện nay, việc vận chuyển trang thiết bị vào không gian đều sử dụng tên lửa
đẩy rất tốn kém, theo thống kê, chi phí mỗi lần phóng tàu con thoi (space shuttle)
vào khoảng 500 triệu USD. Nếu sử dụng công nghệ động cơ Scramjet bằng việc
kết hợp giữa tên lửa và hệ thống tạo lực đẩy khác sẽ là phương án đầy tiềm năng
cho việc vận chuyển vào không gian một cách ít tốn kém hơn nhiều. Các kỹ sư của
NASA đang mở ra hướng nghiên cứu mới việc phóng tàu bằng cách như sau [7].
- Bước 1: Tàu con thoi trang bị động cơ Scramjet được phóng bằng hệ thống
bệ phóng (rail gun);
- Bước 2: Khi tàu đạt được vận tốc Mach 4, động cơ Scramjet khởi động đưa
tàu con thoi lên độ cao khoảng 200.000 ft với vận tốc khoảng Mach 10;
- Bước 3: Khi đạt độ cao 200.000 ft, động cơ Scramjet không còn đủ không
khí hoạt động, lúc này máy bay trang bị động cơ Scramjet sẽ tách và quay
về mặt đất. Tên lửa đẩy tiếp tục mang theo tải vào không gian, khi hoàn
thành nhiệm vụ tên lửa sẽ quay lại khí quyển và rơi về nơi phóng ban đầu.
Phương án này vẫn đang trong quá trình nghiên cứu và hứa hẹn sẽ thu được
những kết quả vượt bậc trong cuộc đua tìm kiếm phương pháp tối ưu và tiết kiệm
nhất để đưa con người và trang thiết bị lên vũ trụ phục vụ mục đích nghiên cứu
khoa học cũng như du lịch khám phá trong tương lai.
8
Ứng dụng tiềm năng tiếp theo của động cơ Scramjet trong lĩnh vực vận
chuyển dân dụng. Hiện nay không có phương tiện vận chuyển công cộng nào đạt
được tốc độ siêu âm sử dụng cho mục đích dân sự, có nghĩa rằng để di chuyển tới
mọi miền trên thế giới chúng ta vẫn cần đến những chuyến bay khá dài. Ví dụ cho
chặng bay khoảng 12000 km phải cần tới khoảng 16 tiếng, nếu máy bay được trang
bị động cơ Scramjet với tốc độ khoảng Mach 5, thời gian bay có thể được giảm
xuống khoảng 80%. Khó khăn nhất hiện nay cho việc áp dụng công nghệ này vào
máy bay thương mại là các máy bay chưa được thiết kế phù hợp để gắn động cơ
và cho vận tốc bay quá cao. Như vậy, để sử dụng được, các nhà chế tạo máy bay
phải thiết kế một loại máy bay hoàn toàn mới, chi phí này dự kiến sẽ rất tốn kém.
Hơn nữa, hiện nay chỉ có các tổ chức quân sự và NASA phát triển và chế tạo loại
động cơ này và cũng chưa có định hướng ứng dụng vào mục đích thương mại trong
tương lai gần.
Bên cạnh mục đích dân sự, động cơ Scramjet sẽ được hướng đến mục đích
hỗ trợ quân sự, đặc biệt với các cường quốc quân sự đều đang đi đầu trong việc
nghiên cứu động cơ Scramjet. Ứng dụng động cơ Scramjet cho quân sự vẫn là mục
đích hàng đầu mặc dù tiềm năng cho dân sự và thương mại cũng rất lớn. Các thử
nghiệm gần đây của chương trình thực nghiệm nghiên cứu các chuyến bay siêu
trên âm quốc tế (Hypersonic International Flight Research Experimentation
Program – HIFiRE) đã tiến hành và đạt được vận tốc Mach 6 tới Mach 8 sau
khoảng 12 giây (năm 2012), hiện nay chương trình đang tiến hành nghiên cứu để
thực hiện trên loại tên lửa tầm xa [7].
Hình 1.9 Thử nghiệm tên lửa sử dụng động Hình 1.10 Các kỹ sư kiểm định hệ thống
cơ Scramjet cân bằng trên động cơ Scramjet
9
1.2 Buồng đốt của động cơ Scramjet
Tổng quan về buồng đốt động cơ Scramjet
Buồng đốt động cơ Scramjet là một bộ phận có ảnh hưởng gián tiếp đến quá
trình phân tích và thiết kết hai bộ phận cửa hút và isolator vì buồng đốt là vị trí thể
hiện sự khác biệt của hoạt động của động cơ ở hai chế độ ramjet và Scramjet. Do
đó, việc nghiên cứu sơ bộ buồng đốt của động cơ Scramjet trên phương diện sự
thay đổi của thông số dòng khí cần được tiến hành.
Có hai yếu tố chính quyết định đến thông số dòng trong buồng đốt động cơ
Scramjet: sự cháy (sự tăng enthalpy hay nhiệt độ tổng) và sự mở rộng của tiết diện
buồng đốt.
Đối với sự cháy, mô hình dòng Rayleigh cho biết:
- Với dòng dưới âm, sự tăng nhiệt độ tổng làm tăng vận tốc dòng.
- Với dòng trên âm, sự tăng nhiệt độ tổng làm giảm vận tốc dòng.
Đối với sự tăng tiết diện buồng đốt:
- Với dòng dưới âm, sự tăng tiết diện làm giảm vận tốc dòng.
- Với dòng trên âm, sự tăng tiết diện làm tăng vận tốc dòng.
Hình dạng sơ bộ của buồng đốt động cơ Scramjet là một ống có tiết diện mở
rộng dần.
Hình 1.11 Cấu trúc buồng đốt động cơ Scramjet
Cần chú ý rằng trong buồng đốt của động cơ Scramjet, không có điểm thắt
nào, tiết diện buồng đốt tăng liên tục từ điểm đầu đến điểm cuối buồng đốt. Hình
trên cũng thể hiện các số hiệu đánh dấu các vị trí trước và sau của các bộ phận của
động cơ.
Sóng va và đoàn sóng va (shock train)
Đối với động cơ Scramjet, dòng khí từ lúc vào của hút cho đến khi ra ngoài
ống xả luôn ở chế độ trên âm, vì vậy đặc tính của dòng trên âm chi phối hầu hết
các hiện tượng xảy ra trong động cơ. Điển hình của dòng trên âm là sự xuất hiện
sóng va, đồng thời là tương tác giữa sóng va và lớp biên xuất hiện trên tường ở các
bộ phận khác nhau. Phân tích về sóng va, đoàn sóng va và những tác động tới quá
trình cháy cũng như điều kiện dòng đầu vào buồng đốt để nắm được đặc tính dòng
khí ở điều kiện hoạt động của động cơ Scramjet tại dòng siêu âm.
10