地面試驗中的超燃沖壓發(fā)動機特性分析

陳 磊,李光熙,梁俊龍,王玉峰,杜 泉,李江涵

(1.西安航天動力研究所,陜西 西安 710100; 2.航天推進技術(shù)研究院,陜西 西安 710100)

0 引言

地面高空模擬試驗是指在地面上模擬高空高速飛行條件進行沖壓發(fā)動機試驗。人為地使發(fā)動機及其附件的進氣參數(shù)、排氣環(huán)境參數(shù)等與其飛行狀態(tài)(飛行馬赫數(shù)、飛行高度等)一致,在此狀態(tài)下開展沖壓發(fā)動機及其部件試驗[1-3]。長期以來,在超燃沖壓發(fā)動機的研制過程中,直連式試驗和自由射流試驗是地面驗證試驗中最重要的兩類試驗。

國內(nèi)外高校和科研機構(gòu)針對超燃沖壓發(fā)動機開展了大量的直連式試驗和自由射流試驗,取得了豐碩的研究成果[4-9]。

閆熙針對沖壓發(fā)動機直連試車臺的研制關(guān)鍵問題開展了研究,給出了高馬赫數(shù)高空直連試車臺的總體方案,對其各個組件設(shè)計給出了具體方法[10]。黃樂萍等針對火箭基組合循環(huán)發(fā)動機燃燒室在沖壓模態(tài)的燃燒特性開展了直連式試驗,結(jié)果表明凹腔壓升可達5倍及以上,支板能夠有效提高煤油燃料的摻混能力[11]。包恒針對超燃沖壓發(fā)動機火花塞點火問題開展了直連式試驗和數(shù)值計算分析對比,表明點火時序是影響直接點火最終燃燒模式的重要因素[12]。吳先宇等在直連式試驗中開展推力單水平控制實驗和推力多水平/燃燒室—隔離段交互控制試驗,在直連式試驗中根據(jù)沿程壓力測值實現(xiàn)推力測量[13]。潘余等針對超燃沖壓發(fā)動機燃燒模態(tài)轉(zhuǎn)換進行了直連式試驗,表明燃料噴射位置和當量比的動態(tài)變化,實現(xiàn)了燃燒室內(nèi)燃燒模態(tài)的動態(tài)轉(zhuǎn)換[14]。Arad等針對凹腔結(jié)構(gòu)的超燃沖壓發(fā)動機開展了仿真和試驗研究,仿真計算得到的凹腔位置沿程壁面壓力變化與試驗測量結(jié)果相近,通過仿真得到了隔離段和燃燒室內(nèi)的激波流場特征[15]。王元光等對超燃沖壓發(fā)動機燃燒室流場開展仿真分析,并與自由射流試驗結(jié)果進行對比,研究表明總壓測耙對流動的實際影響可以通過仿真分析得到準確預(yù)測,為合理布置測量儀器提供了參考[16]。

張冬青等對10Ma條件超燃沖壓發(fā)動機自由射流試驗過程開展了研究,獲得了真實來流條件下的發(fā)動機壁面靜壓和熱流密度,驗證了發(fā)動機可靠點火和穩(wěn)定燃燒的當量比范圍[17]。盧洪波等對8Ma條件超燃沖壓發(fā)動機開展了風(fēng)洞試驗研究,獲得了氫氣與超聲速來流的混合、點火、燃燒釋熱特性[18]。吳穎川等通過流量級測量外阻的方法具有可行性,由于外阻是直接測量,使得靜推力加外阻獲得發(fā)動機增益推力的方法是有效的[19]。呂重陽等針對超燃沖壓發(fā)動機地面試驗污染組分影響開展了研究,結(jié)果表明來流污染對進氣道的外壓縮波系影響很小,相同馬赫數(shù)和油氣比,純凈空氣來流條件下燃燒引起的反壓高于污染來流[20]。Gu等通過自由射流試驗研究了超燃沖壓發(fā)動機性能,結(jié)果表明燃燒室沿程壓力分布與數(shù)值仿真計算結(jié)果一致性良好,對于寬范圍超燃沖壓發(fā)動機兩級燃燒模式可以提高燃燒效率[21]。

綜上,直連式試驗在研究沖壓發(fā)動機燃燒組織特性、熱防護特性、燃燒模態(tài)轉(zhuǎn)換、燃燒室推力特性方面具有典型意義,自由射流試驗在研究沖壓發(fā)動機進—發(fā)匹配工作特性、發(fā)動機安全工作邊界、測量推力方面具有一定優(yōu)勢。在發(fā)動機研制過程中,兩類試驗均具有重要的借鑒意義。本文針對同款超燃沖壓發(fā)動機的直連式試驗結(jié)果和自由射流試驗結(jié)果開展分析對比,以提高研制效率、降低研制成本。

1 試驗?zāi)M情況

1.1 地面試驗簡介

直連式試驗也稱為連管式試驗,通過連接管道將試驗臺空氣氣源和加熱器燃燒產(chǎn)物的混合物引入沖壓發(fā)動機內(nèi)部流道,實現(xiàn)對來流含氧量的模擬。通過控制加熱器燃燒當量比和摻混空氣量來實現(xiàn)對來流總溫—總壓—流量或靜溫—靜壓—流量的模擬,進而模擬發(fā)動機實際飛行狀態(tài),以研究發(fā)動機工作特性。雖然直連式試驗不能真實模擬進氣道頭部的超聲速流場,忽略了飛行器前體帶來的壓縮畸變效應(yīng),但可以模擬實際飛行狀態(tài)下進入燃燒室空氣的總壓、總溫、速度平均值及流量。直連式試驗是針對沖壓發(fā)動機地面熱態(tài)考核中經(jīng)濟性最好的試驗手段之一。直連式試驗臺見圖1。

圖1 直連式試驗臺Fig.1 Direct connection experiment facility

自由射流試驗是將沖壓發(fā)動機進氣道進口置于自由射流設(shè)備噴管形成超聲速模擬流場,并在其中進行的一種地面模擬試驗。自由射流試驗?zāi)芡耆M進氣道波系狀態(tài),真實反映發(fā)動機部件協(xié)同工作情況、進氣道工作狀態(tài)和發(fā)動機性能。自由射流試驗要借助大規(guī)模風(fēng)洞完成對飛行器真實來流的模擬,相同發(fā)動機開展自由射流試驗所需的來流流量比直連式試驗要大10倍以上,同時為確保試驗過程中風(fēng)洞內(nèi)靜壓接近模擬高空壓力,需要引射系統(tǒng)持續(xù)高效工作。綜上,自由射流試驗實施難度、準備周期、試驗成本等顯著高于直連式試驗。自由射流試驗臺見圖2。

圖2 自由射流試驗臺Fig.2 Free flow experiment facility

1.2 加熱器工作情況

直連式試驗中,加熱器的部分實際工作情況見表1、表2,在典型工況1試驗中,總流量、空氣流量、液氧流量、酒精流量、加熱器室壓和摩爾含氧量的試驗值與目標值偏差均小于5%;在典型工況2試驗中,總流量、空氣流量、液氧流量、酒精流量的試驗值與目標值偏差均小于1%,加熱器室壓和摩爾含氧量也小于3%?？梢?試驗臺的模擬條件基本實現(xiàn)。

表1 直連式試驗加熱器流量試驗值與目標值偏差Tab.1 Deviation between test value and target value of flow rate for direct connection experiment heater 單位:%

表2 直連式試驗加熱器參數(shù)試驗值與目標值偏差Tab.2 Deviation between test value and target value of performance for direct connection experiment heater

選取自由射流試驗的兩次典型模擬工況,對加熱器總流量、液氧流量、酒精流量、空氣流量進行統(tǒng)計對比,見表3。由表3可知,各參數(shù)實際值與設(shè)定值的差距均小于3%。典型工況1的加熱器總壓目標值為5.48 MPa,試驗值為5.49 MPa,相對偏差為0.18%;典型工況2的加熱器室壓目標值為2.3 MPa,試驗值為2.366 MPa,相對偏差為2.87%。

表3 自由射流試驗加熱器參數(shù)試驗值與目標值偏差Tab.3 Deviation between test value and target value of performance for free flow experiment heater 單位:%

1.3 來流組分

表4為直連式試驗加熱器出口組分的體積分數(shù)和質(zhì)量分數(shù)。試驗達到對來流氧氣質(zhì)量分數(shù)23%的模擬要求。

表4 直連式試驗來流組分Tab.4 Flow gas component of direct connection experiment

表5為典型工況自由射流試驗加熱器出口組分的體積分數(shù)和質(zhì)量分數(shù)。試驗達到對來流氧氣質(zhì)量分數(shù)23%的模擬要求。

表5 自由射流試驗來流組分Tab.5 Flow gas component of free flow experiment

1.4 直連式試驗的來流流場分析

針對表6中的直連式試驗工況,開展數(shù)值仿真計算。仿真計算模型由試驗臺加熱器、模擬進氣道、燃燒室、尾噴管組成,采用k-εRNG湍流計算模型,理想氣體,E—D燃燒模型,要求二階收斂。圖3為計算結(jié)果,分別展示了燃油當量比為0.70、0.56時流場對稱面內(nèi)的馬赫數(shù)分布和靜壓分布。直連式熱態(tài)試驗中的最大靜壓位于燃燒室凹腔附近,為燃料的集中釋熱區(qū)域,凹腔內(nèi)的流動普遍降為亞聲速流動,結(jié)尾激波位于凹腔前的隔離段內(nèi),激波的具體形態(tài)與流道構(gòu)型引起的激波-附面層等效應(yīng)相關(guān)。

表6 試驗對比工況Tab.6 Comparison condition of simulation

圖3 數(shù)值仿真計算結(jié)果Fig.3 Numerical simulation results

大當量比條件下,凹腔壓力偏高,結(jié)尾激波位置靠前;小當量比條件下,凹腔壓力偏低,結(jié)尾激波位置相對靠后。數(shù)值仿真和試驗結(jié)果表征的流道規(guī)律具有相似性,但是相同工況條件仿真計算得到的結(jié)尾激波位置相較試驗偏后40～60 mm,該現(xiàn)象與仿真計算精度、激波位置選取方法、試驗?zāi)M準確度、試驗靜壓測點位置等多因素相關(guān)。綜上,對于直連式試驗,在明確發(fā)動機空氣流量和燃油流量的前提下,通過開展數(shù)值仿真計算能夠?qū)ζ涔ぷ鳡顟B(tài)進行預(yù)測。

2 進氣道流動情況

在試驗中,對兩類試驗點火前的進氣道內(nèi)部流場進行對比。發(fā)動機采用三維內(nèi)轉(zhuǎn)混壓式進氣道,進氣道喉道后含有轉(zhuǎn)彎段,內(nèi)部流動相對復(fù)雜。圖4為典型工況點的進氣道沿程壓力變化情況,圖中的軸向坐標0位置為真實進氣道的起始位置,對于直連式試驗用模擬進氣道,其起始位置在真實進氣道起始位置之后。由于兩類試驗相同馬赫數(shù)條件下的高度和攻角條件不同,故均以進氣道出口壓力作為基準進行無量綱化。由于兩類試驗的沿程靜壓測點數(shù)量和位置不相同,通過靜壓的變化規(guī)律可以看出,相同馬赫數(shù)下來流在進氣道內(nèi)的波系結(jié)構(gòu)流動形式相似度較高,表明模擬進氣道實現(xiàn)了對進氣道后段流場結(jié)構(gòu)的高度模擬,與自由射流試驗的形態(tài)一致性很好。

圖4 進氣道沿程壓力對比Fig.4 Pressure comparison along the inlet flow

針對飛行工況開展進氣道流場數(shù)值仿真分析,與試驗結(jié)果對比如圖5所示。在發(fā)動機點火前冷態(tài)、點火過程、穩(wěn)定工作當量比1.0這3個工作階段,結(jié)尾激波均未進入進氣道,進氣道沿程壓力保持一致,3條壓力分布線基本重合,表面發(fā)動機抗反壓能力良好,隔離段穩(wěn)定容納了激波。與數(shù)值仿真計算的沿程壓力分布相比,上壁面和下壁面的分布規(guī)律與試驗結(jié)果一致性很好,按實際捕獲流量進行無量綱化處理后,具體數(shù)值也比較接近。由此說明,自由射流試驗達到的進氣道流場特征與飛行工況保持一致,是作為考核發(fā)動機飛行性能的重要地面試驗手段。

圖5 自由射流試驗結(jié)果與數(shù)值仿真對比Fig.5 Test and simulation comparison in free flow experiment

3 進氣道—發(fā)動機匹配情況

針對自由射流試驗工況,開展數(shù)值仿真分析,與真實飛行工況進行對比。發(fā)動機捕獲來流流量方面,仿真計算結(jié)果(5.24 kg/s)與試驗評估結(jié)果(5.17 kg/s)相差1.2%;隔離段入口參數(shù)方面,對于結(jié)尾激波完全位于隔離段的工況,隔離段入口馬赫數(shù)仿真結(jié)果與試驗評估結(jié)果相差5%,仿真預(yù)示了隔離段入口存在顯著的三維不均勻性。圖6為針對部分自由射流試驗工況的仿真結(jié)果,試驗?zāi)M得到的隔離段入口主要參數(shù)與仿真計算結(jié)果相似度較高。

圖6 自由射流試驗工況的仿真結(jié)果Fig.6 Simulation results of condition in free flow experiment

針對兩類試驗,將相同馬赫數(shù)、相似當量比、相同噴注方式的凹腔壓力增壓比進行對比,見表7。選取了兩組試驗數(shù)據(jù)進行對比,由于兩次試驗?zāi)M高度不同,故對沿程壓力進行無量綱化處理。

表7 直連式和自由射流試驗凹腔增壓比對比Tab.7 Cavity pressure radio comparison in direct connection experiment and free flow experiment

第1組試驗工況當量比為0.63～0.66,純支板供油,沿程壓力對比見圖7(a),兩類試驗的隔離段和燃燒室沿程靜壓變化趨勢相似,從隔離段入口到凹腔的流動過程中,壓力緩慢上升,在凹腔達到最高,之后經(jīng)過凹腔后緣的熱力喉道,壓力快速下降,達到燃燒室出口。數(shù)值方面,直連式試驗的凹腔增壓比為5.73,自由射流試驗的凹腔增壓比為5.45,兩者相差4.9%。第2組試驗工況當量比為0.96～1.01,支板和壁面噴注供油,沿程壓力對比見圖7(b),兩類試驗的沿程靜壓變化趨勢相似,最高壓力值都位于凹腔處。數(shù)值方面,直連式試驗的凹腔增壓比為6.52,自由射流試驗的凹腔增壓比為6.88,兩者相差5.2%。

圖7 直連式和自由射流試驗凹腔壓力對比Fig.7 Cavity pressure comparison in direct connection experiment and free flow experiment

對于相同來流馬赫數(shù)和固定燃油當量比、噴注方式,凹腔壓力絕對值和凹腔增壓比是表征燃燒室工作性能的重要參數(shù)。在發(fā)動機處于安全工作邊界的前提下,固定當量比和噴注方式條件下,凹腔增壓比越高表明超燃沖壓發(fā)動機燃燒組織效果越好,燃燒效率越高。兩類試驗中,相近工況條件的燃燒室凹腔增壓比數(shù)值接近,對于燃燒室工作性能的表征是一致的。

盡管凹腔增壓比在兩類試驗相近工況中表現(xiàn)出較好的一致性變化規(guī)律,但是自由射流試驗中的發(fā)動機激波位置卻與直連式試驗存在顯著差別,以表8工況為例進行對比。

表8 激波位置對比的試驗工況Tab.8 Condition of shock position comparison

圖8描述了兩次典型試驗的沿程壓力與點火前壓力的對比情況,圖中紅色標記為結(jié)尾激波的壁面位置,可以看出直連式試驗在熱態(tài)過程中的凹腔壓力略低于自由射流試驗,且兩類試驗的結(jié)尾激波位置差異較大。

圖8 激波位置對比Fig.8 Shock position comparison

前文對兩類試驗相近工況的凹腔增壓比進行分析統(tǒng)計,認為燃燒室工作特性在兩類試驗中表現(xiàn)相似性良好,兩類試驗在激波位置方面的差異原因主要在于以下幾點。

1)由于自由射流試驗對前方來流的模擬要求高,而試驗中未對發(fā)動機實際捕獲流量進行校測,未對發(fā)動機捕獲位置的靜溫、靜壓進行測量,所以自由射流風(fēng)洞的模擬條件有可能與試驗要求存在一定差異,進而導(dǎo)致發(fā)動機關(guān)鍵截面參數(shù)與直連式試驗均存在一定差距,直接導(dǎo)致發(fā)動機內(nèi)流狀態(tài)的差異。

2)直連式試驗中只有部分進氣道,缺少喉道前的外壓縮結(jié)構(gòu)。真實進氣道中會從外壓縮段及內(nèi)壓縮段引入或產(chǎn)生激波或膨脹波,而模擬S彎段上游為拉瓦爾噴管,并沒有雜波引入;兩者的附面層發(fā)展距離不同,激波附面層干擾情況不同、對稱性不同。

3)每個當量比工況的試驗時間不足,在較短的試驗時間內(nèi),燃油溫度和燃燒室壓力逐步提升,可能未及平衡就已切換至下一工況;此外試驗系統(tǒng)的閥門距離發(fā)動機噴注器較遠,使得燃油調(diào)節(jié)需要較長的時間反饋到參與燃燒的燃油,燃燒狀況與當量比不匹配。

綜上,直連式試驗和自由射流試驗在進—發(fā)匹配工作特性方面存在不小的差異,整體表現(xiàn)為在大當量比條件下,自由射流試驗中的激波位置相較直連式試驗更加靠后。直連式試驗由于不對進氣道外壓縮面進行模擬,因而會與真實飛行工況存在差距,而自由射流試驗來流含有大量二氧化碳和水蒸氣,并非真實的飛行來流,因此對飛行工況的模擬也存在一定局限。

4 發(fā)動機總體性能

表9統(tǒng)計了典型工況的兩類發(fā)動機總體性能,包括推力系數(shù)和額定比沖。其中,自由射流試驗依靠測力臺架測得發(fā)動機增益推力,根據(jù)數(shù)值仿真計算得到的發(fā)動機冷阻求得發(fā)動機額定比沖。直連式試驗根據(jù)試驗過程中隔離段和燃燒室沿程靜壓測值對該段推力進行評估,進氣道和噴管采用數(shù)值仿真計算結(jié)果。

表9 發(fā)動機總體性能對比Tab.9 Engine performance comparison

通過對比可知,兩類試驗得到的典型工況發(fā)動機相近當量比下的額定比沖接近,表明通過基于直連式試驗沿程靜壓測值的評估方法可以得到相對準確的發(fā)動機性能。

5 結(jié)論

通過對同款發(fā)動機的直連式試驗和自由射流試驗結(jié)果進行對比,得到以下幾點結(jié)論。

1)兩類試驗中,進氣道流動形態(tài)一致性較好,表明直連式試驗中的模擬進氣道可以達到對真實進氣道壓縮效應(yīng)的較好模擬效果。

2)進—發(fā)匹配工作特性方面,自由射流試驗中的發(fā)動機結(jié)尾激波位置普遍靠后,其安全工作裕度高于直連式試驗,在發(fā)動機安全控制策略制定中,應(yīng)在自由射流試驗的基礎(chǔ)上留有余量,充分參考直連式試驗,并通過后續(xù)飛行驗證試驗的結(jié)果對安全工作邊界進行修正。

3)兩類試驗得到的發(fā)動機額定比沖數(shù)值接近,表明通過基于直連式試驗沿程靜壓測值的方法可以得到相對準確的發(fā)動機性能。

4)在發(fā)動機研制過程中,直連式試驗可以對發(fā)動機的進氣道流動特性、進—發(fā)匹配特性和發(fā)動機性能進行一定程度的驗證,自由射流試驗在掌握發(fā)動機推力特性方面更加直接和真實。通過適當減小自由射流試驗次數(shù)、增加直連式試驗次數(shù)來提高研制效率、降低研制成本的新思路具有可行性和科學(xué)性。