FD-21風(fēng)洞Ma=10高超聲速推進(jìn)試驗(yàn)技術(shù)探索

盧洪波, 陳 星, 曾憲政, 陳勇富, 孫日明, 文 帥, 戴武昊, 諶君謀, 畢志獻(xiàn), 金 熠

(1. 中國航天空氣動力技術(shù)研究院, 北京 100074; 2. 中國科學(xué)技術(shù)大學(xué), 安徽合肥 230026)

引言

隨著Mach數(shù)的增加, 吸氣式發(fā)動機(jī)的燃燒效率與流道流動損失匹配性問題日益凸顯, 急須發(fā)展匹配的試驗(yàn)?zāi)芰? 來驗(yàn)證與優(yōu)化高M(jìn)ach數(shù)條件下發(fā)動機(jī)流道設(shè)計方法和燃燒組織技術(shù)[1-3]. 正如Curran[2]所述, 地面試驗(yàn)貫穿吸氣式發(fā)動機(jī)的整個研制周期. 然而受限于高M(jìn)ach數(shù)吸氣式推進(jìn)試驗(yàn)的高總溫、 高總壓要求, 絕大部分試驗(yàn)設(shè)備如燃燒加熱臺均無法開展Ma>8的自由射流試驗(yàn).

高焓激波風(fēng)洞作為目前唯一能夠?qū)崿F(xiàn)總焓復(fù)現(xiàn)并兼顧總壓、 試驗(yàn)時間需求的地面設(shè)備, 自20世紀(jì)90年代后廣泛用于高M(jìn)ach數(shù)吸氣式發(fā)動機(jī)推進(jìn)性能研究. 澳大利亞Stalker團(tuán)隊?wèi)?yīng)用T3， T4風(fēng)洞, 開展了大量的吸氣式推進(jìn)試驗(yàn)[4-13], 從早期的燃燒室部件性能研究, 擴(kuò)展到全流道發(fā)動機(jī)自由射流試驗(yàn), 發(fā)動機(jī)構(gòu)型由軸對稱發(fā)展到三維變截面的發(fā)動機(jī)等, 燃料更是由氫氣發(fā)展到碳?xì)淙剂? 測量技術(shù)也由測壓、 推阻單分量測力能力提升到燃燒光學(xué)直接觀測和升力、 軸向力、 俯仰力矩三分量測力水平, 并通過不同類型風(fēng)洞試驗(yàn)及飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)驗(yàn)證確認(rèn)了激波風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的有效性. 日本的HIEST風(fēng)洞建成后, 也開展了不少超聲速燃燒相關(guān)研究[14-19], 如Takahashi等[15-16]發(fā)展了“半自由飛+嵌入式加速度計”的測力技術(shù), 實(shí)現(xiàn)了長3 m發(fā)動機(jī)模型的推阻測量, 獲得了發(fā)動機(jī)Ma=8～14的比沖數(shù)據(jù), 通過混合增強(qiáng)技術(shù)的引入, 率先獲得了Ma=10條件下比沖高達(dá)1 000 s的發(fā)動機(jī)性能. Sunami等[17]和Schramm等[18]還基于所提出的超混合器, 在HyShot-IV模型HEG與HIEST風(fēng)洞試驗(yàn)過程中, 基于紋影及測壓技術(shù)率先觀測到了熱壅塞導(dǎo)致的燃燒震蕩過程. 近期, Marie等[19]更提出了帶動力的機(jī)體推進(jìn)一體化飛行器全自由飛三分量測力技術(shù). 德國Hannemann團(tuán)隊為了能夠開展高M(jìn)ach數(shù)吸氣式發(fā)動機(jī)試驗(yàn), 重新設(shè)計了HEG風(fēng)洞的運(yùn)行參數(shù), 重點(diǎn)研發(fā)了活塞運(yùn)動技術(shù), 實(shí)現(xiàn)了飛行高度H=15～33 km，Ma=6～10超燃飛行條件的模擬[20], 利用HyShot-II飛行試驗(yàn)?zāi)Ｐ? 完成了風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的校驗(yàn), 獲得與數(shù)值模擬、 飛行試驗(yàn)近似一致的結(jié)果[21], 同時發(fā)展了OH*發(fā)光光譜技術(shù)和基于脈沖激光光源的紋影技術(shù), 成功獲得了燃燒室的火焰信息及燃燒與流場相互作用過程[22-24]. 此外， Hannemann等還利用HEG風(fēng)洞, 對歐盟LAPCAT II項(xiàng)目的吸氣式發(fā)動機(jī)縮比模型進(jìn)行了試驗(yàn)研究[25-27], 應(yīng)用“半自由飛+非接觸光學(xué)測量+嵌入式加速度計”測力技術(shù), 獲得了長1.5 m發(fā)動機(jī)的加速度數(shù)據(jù)(即推阻特性數(shù)據(jù)). 在X-43A飛行演示實(shí)驗(yàn)研究過程中, 也在HyPulse風(fēng)洞開展了 X-43A流道簡化模型發(fā)動機(jī)試驗(yàn), 并獲得了與飛行試驗(yàn)較為一致的Ma=7， 10數(shù)據(jù).

近兩年， 國內(nèi)開始進(jìn)行高M(jìn)ach數(shù)吸氣式動力相關(guān)探索, 相繼改造了一些高焓激波加熱設(shè)備, 并進(jìn)行了設(shè)備的相關(guān)能力確認(rèn), 獲得了燃燒條件下的壁面壓力等數(shù)據(jù), 開創(chuàng)了良好的開端[28-42]. 作為國內(nèi)少有的、 能夠開展高M(jìn)ach數(shù)吸氣式發(fā)動機(jī)自由射流的地面設(shè)備， JF-12， FD-21等高焓激波風(fēng)洞的作用直接凸顯出來. 姚軒宇等[32-33]利用JF-12風(fēng)洞, 試驗(yàn)研究了總長約2.2 m全流道發(fā)動機(jī)的氫氣點(diǎn)火與燃燒特性, 獲得了沿程壁面壓力數(shù)據(jù)和高速攝影圖像. 在FD-21風(fēng)洞投入使用后, 本文作者[39-40]采用雙波減速進(jìn)氣壓縮與帶凹腔的等直燃燒室試驗(yàn)?zāi)Ｐ? 開展了發(fā)動機(jī)自由射流試驗(yàn), 獲得了氫氣與空氣、 氮?dú)獬曀贇饬黢詈献饔孟碌哪Ｐ捅诿鎵毫?shù)據(jù), 完成了FD-21風(fēng)洞高M(jìn)ach數(shù)超燃試驗(yàn)可行性確認(rèn). 在此基礎(chǔ)上對FD-21風(fēng)洞作了更進(jìn)一步的技術(shù)開發(fā), 包括流場模擬能力、 發(fā)動機(jī)模型設(shè)計技術(shù)、 測量技術(shù)[41-42], 本文將對這些新近開創(chuàng)的試驗(yàn)技術(shù)及典型結(jié)果作更深入的論述, 為相關(guān)研究提供有益啟發(fā).

1 試驗(yàn)設(shè)備及試驗(yàn)條件

1.1 FD-21高能脈沖風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)備

FD-21高能脈沖風(fēng)洞(簡稱FD-21風(fēng)洞)是一座采用重活塞驅(qū)動的大尺寸高焓激波風(fēng)洞, 主要由高壓儲氣室(活塞發(fā)射機(jī)構(gòu))、 壓縮管、 激波管、 噴管、 夾膜機(jī)構(gòu)、 試驗(yàn)段及真空罐組成, 如圖1所示, 詳細(xì)結(jié)構(gòu)及運(yùn)行原理見文獻(xiàn)[43]. 其通過高壓儲氣室的高壓空氣, 推動質(zhì)量達(dá)幾百千克乃至幾噸的活塞沿著壓縮管高速運(yùn)動, 壓縮前端的氦氬混合驅(qū)動氣體, 使其達(dá)到預(yù)定的壓力和溫度后, 位于壓縮管與激波管之間的主膜片破裂, 產(chǎn)生高速運(yùn)動的入射激波、 膨脹波和接觸面, 與驅(qū)動氣體一起沖入激波管內(nèi). 運(yùn)動激波沿激波管向下游運(yùn)動, 在末端反射, 產(chǎn)生高溫高壓氣源, 促使二道膜片破裂, 經(jīng)噴管膨脹、 加速產(chǎn)生所要模擬的試驗(yàn)氣流.

圖1 FD-21高能脈沖風(fēng)洞主體結(jié)構(gòu)

調(diào)整活塞質(zhì)量、 壓縮管驅(qū)動氣體特性及其初始狀態(tài)和激波管試驗(yàn)氣體的初始狀態(tài), FD-21風(fēng)洞可實(shí)現(xiàn)寬范圍飛行環(huán)境的風(fēng)洞模擬, 包括再入環(huán)境、 吸氣式動力Ma=6～15的飛行環(huán)境、 深空探測進(jìn)入環(huán)境等, 最大模擬速度約7.0 km/s.

1.2 試驗(yàn)條件

激波風(fēng)洞的總溫或總焓無法直接測量, 一般通過測量激波管內(nèi)的入射激波運(yùn)動速度, 再由激波理論計算獲得. 圖2給出了本文試驗(yàn)所有車次對應(yīng)的入射激波運(yùn)動Mach數(shù)情況, 可以看出, 各車次入射激波運(yùn)動Mach數(shù)一致性較好, 先小幅增加而后小幅減小, 以圖2中x=34.98處Mach數(shù)來計算模擬的總溫, 共計10次試驗(yàn)的入射激波運(yùn)動Mach數(shù)統(tǒng)計均值為Mas=6.96±0.19.

圖2 入射激波運(yùn)動Mach數(shù)在激波管內(nèi)的變化

圖3， 4分別給出了距離激波管末端1.17 m(S9)， 0.02 m(S10)處的不同車次壁面壓力數(shù)據(jù), 其中橫坐標(biāo)的0對應(yīng)S9測點(diǎn)的壓力起跳時刻, 可以看出10次試驗(yàn)激波末端壓力變化規(guī)律較為一致, 幅值差異較小. 以圖4所示的2 ms有效試驗(yàn)時間內(nèi)的S10測點(diǎn)壓力均值作為總壓數(shù)據(jù), 共計10次試驗(yàn)的總壓統(tǒng)計均值為(18.66±1.06)MPa.

圖3 距離激波管末端1.17 m(S9)處壁面壓力變化

圖4 距離激波管末端1.17 m(S9), 0.02 m(S10)處壁面壓力變化

根據(jù)入射激波運(yùn)動Mach數(shù)Mas=6.96及激波管初始壓力80 kPa, 由熱化學(xué)平衡激波理論可得反射激波后的溫度、 壓力分別為4 470 K, 37.7 MPa.

參照國內(nèi)外經(jīng)驗(yàn)[8], 按等熵膨脹, 將壓力衰減到18.66 MPa, 可得總溫3 950 K.

以上述總壓、 總溫數(shù)據(jù)作為噴管的滯止參數(shù), 采用Park II 5組分、 5方程雙溫度模型[44], 對噴管非平衡流動進(jìn)行數(shù)值分析, 可得噴管模擬的自由流參數(shù)與氣體組分(見表1), 表1的P∞為靜壓,T∞為平動溫度,Tvib∞為振動溫度,Ma∞為Mach數(shù),U∞為速度,CN2,∞,CO2,∞,CNO,∞,CO,∞分別為氮?dú)狻?氧氣、 一氧化氮、 氧分子的質(zhì)量百分比, 以速度與壓力為匹配指標(biāo), 可知實(shí)現(xiàn)了Ma=9.62、 動壓28.2 kPa飛行條件的風(fēng)洞模擬, 包含于Ma=10、 動壓20～100 kPa飛行走廊內(nèi), 符合Ma=10吸氣式推進(jìn)試驗(yàn)需求.

表1 FD-21風(fēng)洞總壓18.66 MPa、 總溫3 950 K模擬條件下名義Ma=10噴管出口參數(shù)

2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ图皽y量技術(shù)

2.1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

本次試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑閺澢げ▔嚎s二元發(fā)動機(jī)(two-dimensional curved shock compression scramjet model, 2DSM), 如圖5所示, 包括曲面壓縮進(jìn)氣道、 等直隔離段、 單面2°擴(kuò)張角的燃燒室和15°單面膨脹的尾噴管, 總長1 400 mm, 唇口幾何捕獲高度 160 mm, 內(nèi)流道寬度為80 mm, 喉道高度12 mm, 唇口上游流向長度525 mm, 尾噴管長度流向長度300 mm.

圖5 彎曲激波壓縮二元發(fā)動機(jī)模型(2DSM)

氫氣燃料分別從唇口上游的單支板和燃燒室壁面噴注到發(fā)動機(jī)流道. 兩路氫氣均由集成在模型內(nèi)部的1 L氫氣儲存罐提供, 通過電磁閥的開關(guān)來控制氫氣是否噴注. 支板噴注通過3個直徑Ф 1 mm、 且中心線與當(dāng)?shù)貧饬鹘破叫械膰娮⒖讓?shí)現(xiàn). 燃燒室噴注通過6個直徑Ф1 mm、 且中心線與當(dāng)?shù)貧饬鞒?0°的壁面傾斜噴注孔實(shí)現(xiàn).

壓縮面一側(cè)的中心線位置布有30個NS-2壓力傳感器. 在發(fā)動機(jī)內(nèi)流道還安裝了光學(xué)觀察玻璃, 用于燃燒場觀測. 此外, 還布置了4條光路, 具體情況見2.3節(jié), 測量溫度和燃燒產(chǎn)物水蒸氣的分壓.

2.2 推阻直接測量技術(shù)

受風(fēng)洞試驗(yàn)時間短與發(fā)動機(jī)模型重量重的雙重限制, 發(fā)展了基于自由飛原理的發(fā)動機(jī)推阻測量方法, 即在高速氣流作用時, 發(fā)動機(jī)模型處于完全自由或半約束狀態(tài), 受到氣動力與重力共同作用后, 可自由或沿某些特定方向運(yùn)動, 再通過高速攝像記錄發(fā)動機(jī)的位移或加速度計傳感器記錄發(fā)動機(jī)的加速度, 根據(jù)剛體動力學(xué), 辨識出發(fā)動機(jī)在氣流作用下的受力情況.

基于自由飛原理的發(fā)動機(jī)推力測量技術(shù)與傳統(tǒng)風(fēng)洞自由飛測力技術(shù)存在很大區(qū)別, 主要體現(xiàn)在以下4大方面: (1)模型質(zhì)量呈數(shù)量級差異, 傳統(tǒng)風(fēng)洞自由飛的模型質(zhì)量一般在0.1～100 g之間, 而超燃沖壓發(fā)動機(jī)的質(zhì)量在10 kg以上; (2)自重干擾, 傳統(tǒng)風(fēng)洞自由飛模型自重遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于氣動載荷、 可忽略不計, 而發(fā)動機(jī)模型自重可能與氣動載荷在同一數(shù)量級、 不可忽略; (3)宏觀位移等運(yùn)動學(xué)參數(shù)變化幅度的巨大之別, 傳統(tǒng)風(fēng)洞自由飛位移大、 容易觀測, 而發(fā)動機(jī)試驗(yàn)的位移非常小, 在高焓激波風(fēng)洞幾毫秒試驗(yàn)時間內(nèi)的位移一般在 0.1～1 mm, 觀測難度大; (4)模型的質(zhì)量分布顯著不同, 傳統(tǒng)風(fēng)洞自由飛試驗(yàn)需滿足動態(tài)相似準(zhǔn)則, 旨在復(fù)現(xiàn)飛行軌跡, 發(fā)動機(jī)試驗(yàn)一般不考慮模型質(zhì)量分布, 旨在測量受力情況.

為實(shí)現(xiàn)自由飛原理的應(yīng)用, 構(gòu)建了如圖6所示的模型懸掛、 瞬態(tài)釋放、 回收及相關(guān)測量一體的試驗(yàn)系統(tǒng), 包括尼龍繩懸掛、 鋼絲繩回收、 微小位移光學(xué)追蹤標(biāo)的板及傳感器線纜. 圖6所示的模型記為2DSM-A, 與下文帶TDLAS保護(hù)罩的模型2DSM-B作區(qū)分, 二者流道完全一致. 懸掛尼龍繩釋放后, 模型不受氣動力情況下自由落體運(yùn)動約150 ms后, 回收鋼絲繩拉緊受力, 模型結(jié)束自由運(yùn)動. 試驗(yàn)時, 懸掛尼龍繩在風(fēng)洞模擬流場建立前大約40 ms釋放, 使氣流作用期間模型處于無約束或半約束狀態(tài).

圖6 基于自由飛原理的二元發(fā)動機(jī)推阻測量結(jié)構(gòu)(2DSM-A)

加速度計傳感器、 發(fā)動機(jī)壁面壓力傳感器、 燃料噴注電磁閥供電及吸收光譜的光纖等線纜均置于不銹鋼保護(hù)管內(nèi), 使其免受高溫氣流損壞. 在同一車次, 實(shí)現(xiàn)了壁面壓力、 加速度、 吸收光譜、 紋影等多技術(shù)的融合測量. 值得注意的是, 保護(hù)鋼管、 回收鋼絲繩、 懸掛尼龍繩等柔性裝置, 可能導(dǎo)致不同車次的發(fā)動機(jī)外流存在一定差異, 會給發(fā)動機(jī)冷熱態(tài)推力增量的精確測量帶來一定誤差, 后續(xù)有待進(jìn)一步改進(jìn).

由于發(fā)動機(jī)模型質(zhì)量較大(本次試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷馁|(zhì)量25 kg), 在幾毫秒內(nèi)的位移非常小, 在亞毫米(0.1 mm)量級, 專門提出了圓形標(biāo)記, 如圖7所示, 充分利用圓的旋轉(zhuǎn)不變與同心特性, 光學(xué)追蹤圓心的位置變化, 辨識發(fā)動機(jī)模型的位移變化. 此外, 在模型上安裝了4個加速度計傳感器, 分別用于測量模型運(yùn)動時的軸向及其垂直方向的加速度, 但未測到有效數(shù)據(jù).

圖7 微小位移光學(xué)追蹤方法

2.3 基于H2O吸收的光譜測量技術(shù)

基于H2O吸收光譜技術(shù)(TDLAS)的光譜布置及其保護(hù)結(jié)構(gòu)如圖8所示, 測量截面距離二元發(fā)動機(jī)模型出口65 mm, 水平方向和豎直方向各兩條光路, 將橫截面劃分為2×2的網(wǎng)格. 豎直方向光束的光程為104.15 mm, 對應(yīng)信號采集系統(tǒng)的通道1和通道2, 分別用V1、 V2表征; 水平方向光束的光程為96 mm, 對應(yīng)信號采集系統(tǒng)的通道3和通道4, 分別用H1、 H2表征.

圖8 二元發(fā)動機(jī)的TDLAS光路布置及其保護(hù)結(jié)構(gòu)模型(2DSM-B)

采用雙線比值法, 對溫度和水蒸氣分壓進(jìn)行測量, 其中兩條譜線的中心波長分別為1 392和1 343 nm. 1 392 nm 激光器工作溫度為22.10 ℃, 1 343 nm 激光器工作溫度為33.00 ℃. 掃描信號為0～5 V半鋸齒波信號. 有燃燒情況的掃描頻率fs=15 kHz, 無燃燒下掃描頻率fs=5 kHz. 數(shù)據(jù)采樣率為10 MHz.

3 集成驗(yàn)證試驗(yàn)結(jié)果

利用圖5所示的二元發(fā)動機(jī)模型, 在表2所示的試驗(yàn)條件下開展了9次驗(yàn)證試驗(yàn), 分別為冷態(tài)通流試驗(yàn)(無氫氣噴注, 車次為2018～2020及2026)、 熱態(tài)試驗(yàn)(不同氫氣噴注量, 車次為2021～2024)及氮?dú)鈱φ赵囼?yàn)(氮?dú)鈦砹髑矣袣錃鈬娮? 車次為2025), 模型2DSM-A與2DSM-B的區(qū)別僅存在于TDLAS保護(hù)罩, 對流場、 TDLAS技術(shù)、 推阻測量技術(shù)進(jìn)行了集成驗(yàn)證.

表2 基于二元發(fā)動機(jī)模型的驗(yàn)證試驗(yàn)概況

所有試驗(yàn)的氫氣噴注均采用前置噴注方法, 即調(diào)換空氣來流流場與燃料射流場兩者的建立時序, 在空氣來流流場未建立前, 開啟燃料噴注, 使發(fā)動機(jī)內(nèi)燃料射流場較長時間存在, 將實(shí)際過程中的燃料“尋找”超聲速空氣改為超聲速空氣“尋找”燃料, 如圖9所示, 解決了毫秒時間內(nèi)空氣來流與燃料噴注流在發(fā)動機(jī)內(nèi)的交匯組織問題, 使高焓激波風(fēng)洞高M(jìn)ach數(shù)超燃沖壓發(fā)動機(jī)地面試驗(yàn)成為可能. 圖9中x為距離發(fā)動機(jī)前緣點(diǎn)的流向位置.

圖9 FD-21風(fēng)洞燃料噴注前置時序圖

燃料噴注前置的方法難以完全模擬燃料與空氣之間的作用過程, 主要體現(xiàn)在兩方面: (1)燃料與超聲速空氣之間的摻混過程無法模擬; (2)可能失真的混合模擬帶來點(diǎn)火機(jī)制不同; 不過可以模擬燃料點(diǎn)燃后產(chǎn)生的效應(yīng), 滿足燃料釋熱量大小及其擾動等直接關(guān)系到發(fā)動機(jī)能否產(chǎn)生凈推力方面的驗(yàn)證、 確認(rèn)乃至評估. 實(shí)際上, 地面試驗(yàn)的實(shí)際結(jié)果都在理解并接受增加試驗(yàn)數(shù)據(jù)不確定性代價的基礎(chǔ)上犧牲模擬參數(shù)獲得[46]. 例如, 燃燒加熱推進(jìn)設(shè)備采用燃燒方法將氣流溫度加熱到所需水平, 帶來的代價是試驗(yàn)介質(zhì)的失真, 與空氣完全不一致, 并含有大量水蒸氣、 乃至二氧化碳等燃燒產(chǎn)物, 但卻在Ma=4～7超燃沖壓發(fā)動機(jī)地面試驗(yàn)中扮演著主角, 有效支撐了相關(guān)技術(shù)的進(jìn)步與突破[47-48].

典型試驗(yàn)結(jié)果如圖10～14及表3～4所示. 圖10給出了有無氫氣噴注情況下的壁面壓力隨時間變化, 橫坐標(biāo)為流向距離, 縱坐標(biāo)為采集時間, 可以看出, 所有測點(diǎn)均存在一定時間的較平穩(wěn)段, 表明二元發(fā)動機(jī)流場成功建立、 并存在2 ms以上的穩(wěn)定平臺, 取平穩(wěn)時間內(nèi)的各測點(diǎn)壓力均值, 可得不同工況下發(fā)動機(jī)沿程壁面靜壓分布, 如圖11所示. 對比圖11中2018與2020車次發(fā)動機(jī)壁面沿程壓力分布可以看出, 通流(即空氣來流且無氫氣噴注)壁面壓力分布較為一致, 說明風(fēng)洞模擬流場較為穩(wěn)定、 且重復(fù)性較高. 對比圖11中2020， 2022， 2023， 2025車次壁面沿程壓力分布不難發(fā)現(xiàn), 氮?dú)鈦砹髑矣袣錃鈬娮⑶闆r下的壓力與通流的壓力較為一致， 而空氣來流且有氫氣噴注情況下的燃燒室壓力出現(xiàn)了顯著的躍升， 表明二元發(fā)動機(jī)模型實(shí)現(xiàn)了點(diǎn)火燃燒、 且獲得有效的熱功轉(zhuǎn)換.

(a) Shot 2020, φ=0

圖11 不同工況下發(fā)動機(jī)沿程壁面靜壓分布

表3 TDLAS測得的溫度與水蒸氣(H2O)分壓(2023車次, φ=0.346)

圖12展示了當(dāng)量比近似一致、 不同試驗(yàn)介質(zhì)對應(yīng)的TDLAS測得的V1光路信號情況, 縱坐標(biāo)為峰值吸收率, 橫坐標(biāo)為采集時間、 與壓力采集器的零時刻不同步, 可以看出, 2023車次(空氣來流、 當(dāng)量φ=0.346)峰值吸收率在10～15 ms內(nèi)出現(xiàn)兩次峰值, 17 ms以后則進(jìn)入一個較為平穩(wěn)的階段, 與初始階段(0～10 ms)存在顯著的躍升, 見圖12(a). 2025車次(氮?dú)鈦砹鳌?當(dāng)量比φ=0.347)峰值吸收率較為平穩(wěn), 基本保持在0.005以下, 見圖12(b), 此時的峰值吸收率可能由振動、 噪聲等干擾所致， 無法判定是否發(fā)生燃燒. 這種空氣與氮?dú)庠囼?yàn)介質(zhì)工況下的峰值吸收率差異， 確認(rèn)了燃燒過程的發(fā)生， 包括點(diǎn)火前、 點(diǎn)火過程、 穩(wěn)定燃燒等階段. 其他三通道的數(shù)據(jù)亦呈現(xiàn)同樣的特性. 取平穩(wěn)時間內(nèi)的均值可得溫度和水蒸氣分壓數(shù)據(jù), 如表3所示.

(a) Airflow, shot 2023, φ=0.346

圖13進(jìn)一步給出了紋影記錄的進(jìn)氣道、 燃燒室部位波系特征. 為克服高焓流場較強(qiáng)自發(fā)光的干擾, 引入了波長640 nm的單色激光光源(CAVILUX Smart 640 nm), 同時在記錄相機(jī)前增加濾鏡, 實(shí)現(xiàn)了進(jìn)氣道唇口波系的觀測, 如圖13(a)所示, 表明進(jìn)氣道處于起動狀態(tài). 燃燒室波系結(jié)構(gòu)辨識度相對低一些, 但可以分辨出壁面傾斜噴注的燃料與空氣來流之間的作用結(jié)構(gòu).

(a) Inlets shot 2026, φ=0

圖14展示了由標(biāo)記圓的圓心位移所得的軸向加速度數(shù)據(jù), 其中加速度通過位移的2階中心差分計算得到, 圖中同時給出了燃燒室入口附近(x=0.674 m)壁面壓力分布, 可以看出, 壁面壓力與加速度分布均在較為平穩(wěn)的時間段, 大約在14～16 ms. 取平穩(wěn)段的平均值, 可得表4所示的不同工況下二元發(fā)動機(jī)模型的加速度與軸向力數(shù)據(jù). 軸向力N為軸向加速度ax與試驗(yàn)?zāi)Ｐ唾|(zhì)量m之積, 采用來流靜壓P∞與發(fā)動機(jī)理想捕獲面積A無量綱處理. 考慮每車次總壓Pt-special差異的影響, 無量綱軸向力的定義如下

圖14 氫氣噴注時發(fā)動機(jī)軸向加速度隨時間變化(2021車次, φ=0.416)

表4 基于自由飛原理測得的不同工況下二元矩形發(fā)動機(jī)模型的軸向力數(shù)據(jù)

從表4可以看出, 燃燒釋熱后發(fā)動機(jī)軸向力明顯減小, 且當(dāng)量比接近的兩組試驗(yàn)所得的內(nèi)推力也較為吻合. 對于2DSM-A(見圖6), 對比2020與2022車次的軸向力數(shù)據(jù), 可得當(dāng)量比φ=0.358時燃燒釋熱產(chǎn)生的無量綱推力為13.31. 對于2DSM-B(見圖8), 對比2023與2025車次的軸向力數(shù)據(jù), 可知同等氫氣噴注量條件下空氣來流與氮?dú)鈦砹鞯妮S向力顯著不同, 二者無量綱軸向力之差為14.16, 與2DSM-A模型的冷熱態(tài)軸向力之差相差6.4% (當(dāng)量比偏差3.3%), 這說明本文發(fā)展的重模型自由飛測力技術(shù)具備發(fā)動機(jī)推力定量測量能力.

4 結(jié)論

針對Mach數(shù)8以上沖壓發(fā)動機(jī)地面試驗(yàn)?zāi)芰Σ蛔銌栴}, 本文基于FD-21高焓激波風(fēng)洞, 開展了高M(jìn)ach數(shù)吸氣推進(jìn)試驗(yàn)技術(shù)探索.

(1)提升了FD-21風(fēng)洞的重活塞驅(qū)動能力, 獲得了總壓18.66 MPa, 總溫3 950 K,Ma=9.62, 靜壓436.6 Pa, 速度3 km/s的高焓大動壓模擬流場, 以速度與壓力為匹配指標(biāo), 實(shí)現(xiàn)了Ma=9.62, 動壓28.2 kPa飛行條件的總壓與總溫風(fēng)洞模擬, 同時發(fā)展了高時間分辨率吸收光譜測量技術(shù)和基于重模型自由飛原理的發(fā)動機(jī)推阻測量方法.

(2)設(shè)計了彎曲激波壓縮二元發(fā)動機(jī), 構(gòu)建了燃料在線供應(yīng)與噴注控制、 模型懸掛與瞬態(tài)釋放及相關(guān)測量一體的試驗(yàn)系統(tǒng), 在Ma=9.62的風(fēng)洞模擬環(huán)境中進(jìn)行了集成驗(yàn)證試驗(yàn), 定量測得了有/無氫氣與空氣/氮?dú)獬曀贇饬髯饔孟露l(fā)動機(jī)的壁面壓力、 吸收光譜峰值吸收率、 軸向力等數(shù)據(jù), 觀測到了進(jìn)氣道唇口與燃燒室部位的紋影.

(3)多次試驗(yàn)所得的壁面壓力、 峰值吸收率、 軸向力隨時間變化曲線均存在2 ms以上的平臺, 表明二元發(fā)動機(jī)建立了準(zhǔn)定常流動. 冷熱態(tài)及氮?dú)鈱φ战M的壁面壓力分布、 峰值吸收率、 軸向力等數(shù)據(jù)的顯著差異及兩組數(shù)據(jù)所呈現(xiàn)出的一致性特征， 說明所建立的模擬流場、 燃燒診斷技術(shù)、 發(fā)動機(jī)推阻測量技術(shù)是有效的， 也確認(rèn)了二元發(fā)動機(jī)實(shí)現(xiàn)了點(diǎn)火燃燒、 獲得有效熱功轉(zhuǎn)換， 為后續(xù)相關(guān)研究奠定了良好的基礎(chǔ).

致謝感謝國家重點(diǎn)研發(fā)計劃資助項(xiàng)目(2019YFA0405204)和國家自然科學(xué)基金(11772316)的資助. 感謝穩(wěn)定支持項(xiàng)目(80000900019921472031)的資助和中國航天空氣動力技術(shù)研究院的陳農(nóng)、 劉展研究員在自由飛技術(shù)方面的指導(dǎo), 感謝中國航天空氣動力技術(shù)研究院的劉訓(xùn)華、 王玉東、 龐健、 田力、 王燕等同志在試驗(yàn)安全及技術(shù)的指導(dǎo), 感謝中國科學(xué)技術(shù)大學(xué)金熠高工團(tuán)隊提供的吸收光譜軟硬件支持.