楊 斌，黃 斌，劉佩進(jìn)，楊薈楠，何國強(qiáng)

(1.上海理工大學(xué)上海市動力工程多相流動與傳熱重點試驗室，上海200093;2.西北工業(yè)大學(xué)燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場重點試驗室，西安710072;3.北京機(jī)電工程總體設(shè)計部，北京100854)

0 引言

火箭基組合循環(huán)(Rocket Based Combined Cycle，RBCC)將火箭發(fā)動機(jī)、亞燃沖壓發(fā)動機(jī)與超燃沖壓發(fā)動機(jī)有機(jī)地結(jié)合在一個流道中，在高速來流情況下實現(xiàn)燃料的噴射、摻混、霧化、點火以及穩(wěn)定燃燒，最大限度地將化學(xué)能轉(zhuǎn)化為動能［1］。在RBCC研究中，性能是發(fā)動機(jī)總體設(shè)計［2］、燃燒組織和結(jié)構(gòu)優(yōu)化的主要依據(jù):RBCC發(fā)動機(jī)的推力決定飛行器的飛行速度、飛行高度和爬升率等，而比沖和燃燒效率則表征了能量的利用情況與發(fā)動機(jī)的經(jīng)濟(jì)性。長期以來，RBCC試驗性能分析主要依靠傳統(tǒng)表面接觸式測量手段開展相應(yīng)的壓強(qiáng)、溫度等參數(shù)的測量，并基于這些參數(shù)逐一開展性能評估［3］。以燃燒效率為例，利用膨脹－冷卻結(jié)構(gòu)探針對RBCC出口超音速燃?xì)膺M(jìn)行采樣，并由氣相色譜儀對已凍結(jié)化學(xué)反應(yīng)的采樣燃?xì)膺M(jìn)行組分分析，獲得CO2、O2、N2等氣體組分濃度，由此確定已燃燒燃料質(zhì)量，從而計算燃燒效率［4－5］。在該方法中，插入式采樣探針影響高速流場，屬于離線測量，采樣后燃?xì)馀c采樣點真實燃?xì)獾慕M分有所偏差，并且試驗操作流程較為復(fù)雜，人為影響因素較多，難于準(zhǔn)確分析發(fā)動機(jī)燃燒效率。并且各種性能依靠各自相應(yīng)的傳感器，試驗系統(tǒng)十分復(fù)雜，發(fā)動機(jī)試驗急需一種能夠通過關(guān)鍵參數(shù)的實時測量直接計算多個性能參數(shù)的系統(tǒng)。

目前，隨著光學(xué)手段及激光光譜技術(shù)的發(fā)展，近紅外可調(diào)諧半導(dǎo)體激光器吸收光譜(Tunable Diode Laser Absorption Spectroscopy，TDLAS)技術(shù)以其對碳?xì)淙剂先紵哂邢到y(tǒng)簡單可靠和多參數(shù)實時在線測量的優(yōu)勢而備受矚目［6－9］，可實現(xiàn)燃?xì)鉁囟?、組分濃度和流場速度等多參數(shù)同時、非接觸式、實時在線測量［10－11］，主要應(yīng)用于微重力火焰［12］、渦輪發(fā)動機(jī)［13］、脈沖爆震發(fā)動機(jī)［14］、超燃沖壓發(fā)動機(jī)［15－16］等研究。值得一提的是，近年來，斯坦福大學(xué)、弗吉尼亞大學(xué)等科研機(jī)構(gòu)通過大量的地面試驗驗證，最終研制出用于國際高超聲速飛行研究與試驗項目飛行試驗的 TDLAS系統(tǒng)［17－18］，這一成果極大地帶動了各國開展TDLAS技術(shù)研究的熱潮。

本文基于TDLAS技術(shù)開展發(fā)動機(jī)出口燃?xì)鉁囟?、組分濃度和速度等多參數(shù)同時測量，為RBCC試驗參數(shù)測量提供非接觸式、實時在線的測量手段，并通過數(shù)值模擬方法校驗了測量的有效性，同時基于測量結(jié)果直接計算發(fā)動機(jī)推力、比沖和燃燒效率等性能，為RBCC燃燒組織和結(jié)構(gòu)優(yōu)化提供直接數(shù)據(jù)支撐。

1 TDLAS參數(shù)測量原理

1. 1 Beer-Lambert定律

圖1 TDLAS技術(shù)示意圖Fig.1 Schematic of TDLAStechnique

TDLAS技術(shù)是將激光波長調(diào)制到特定組分吸收頻域，通過測量激光束經(jīng)待測區(qū)域的衰減程度，實現(xiàn)氣態(tài)流場參數(shù)測量的一種燃燒診斷技術(shù)。如圖1所示，半導(dǎo)體激光器產(chǎn)生激光，光強(qiáng)為Ii，激光通過待測氣體后由光電探測器接收，透射光強(qiáng)為It。當(dāng)激光頻率v(cm－1)與氣體吸收組分躍遷頻率相同時，激光能量被吸收。定義傳播分?jǐn)?shù)Tv，入射光強(qiáng)與透射光強(qiáng)滿足Beer-Lambert定律:

式中:I0為零吸收基線強(qiáng)度，由于光束散射等因素影響，其值一般小于 Ii，kv(cm－1)為光譜吸收系數(shù)，L(cm)為激光光程，將(kvL)稱為光譜吸收率αv，P(atm)為總壓，Xabs為吸收組分摩爾濃度，φ(cm)為線型函數(shù)，滿足∫φd v≡1，S(T)(cm－2atm－1)為譜線強(qiáng)度［19］，是溫度 T(K)的函數(shù):

式中:h(J·s)為Planck常數(shù)，c(cm/s)為真空中光速，k(J/K)為 Boltzmann常數(shù)，E″(cm－1)為低能級能量，T0(K)為參考溫度，通常取296 K，v0(cm－1)為譜線中心頻率，Q(T)為吸收組分配分函數(shù)，是溫度的分段函數(shù)［20］。

定義積分吸收率A(cm－1):

1. 2 參數(shù)測量原理

圖2 雙線測溫原理Fig.2 Schematic of two-line thermometry

如圖2所示，通過試驗獲得雙譜線吸收光譜，由于雙線經(jīng)過同一光程，在相同壓強(qiáng)和組分濃度下，測量雙線積分吸收率(即圖中吸收光譜積分面積)。雙線積分吸收率比值可化簡為譜線強(qiáng)度比值，為溫度的單值函數(shù):

因此，氣體溫度由測量的雙線積分吸收率比值推得:

一旦溫度確定，便由式(3)計算得到該溫度下譜線強(qiáng)度，從而根據(jù)積分吸收率計算吸收組分摩爾濃度:

式中:v0(cm－1)為吸收譜線中心頻率，θ為兩激光束夾角的一半，u(m/s)為流場速度。

2 RBCC地面試驗系統(tǒng)及主要性能分析方法

2. 1 直連式RBCC地面試驗系統(tǒng)

地面試驗研究被認(rèn)為是RBCC發(fā)動機(jī)原理驗

圖3 氣流速度測量原理Fig.3 Schematic of velocity measurement

對于速度測量，TDLAS技術(shù)利用兩束激光交叉通過流場，由多普勒現(xiàn)象可知，吸收譜線中心將發(fā)生頻移，通過試驗可測得多普勒頻移量Δv(cm－1)，從而計算出流場速度。其系統(tǒng)組成如圖3(a)所示，典型測量結(jié)果如圖3(b)所示。其中，速度參數(shù)按下式進(jìn)行計算:證、規(guī)律探索和性能優(yōu)化的主要手段。相較于傳統(tǒng)火箭發(fā)動機(jī)來說，RBCC這種吸氣式發(fā)動機(jī)性能與燃燒組織方式與來流狀態(tài)密切相關(guān);因此，RBCC地面試驗研究關(guān)鍵在于真實模擬發(fā)動機(jī)的飛行狀態(tài)和工作條件。本文采用可模擬Mach0－6.0飛行狀態(tài)的直連式RBCC地面試驗系統(tǒng)［21］，該系統(tǒng)主要包括來流模擬系統(tǒng)、試驗發(fā)動機(jī)系統(tǒng)和測控系統(tǒng)等。

1)來流模擬系統(tǒng)

為準(zhǔn)確模擬高速飛行狀態(tài)下的空氣焓值，來流模擬系統(tǒng)采用造價較低的直連式燃燒加熱式風(fēng)洞。系統(tǒng)如圖4所示，通過給定空氣流量、酒精－氧氣加熱火箭參數(shù)與補(bǔ)充氧氣流量，在混合器中形成空氣流以模擬來流總壓、總溫與氧氣含量參數(shù)，空氣流經(jīng)柔性軟管以消除氣流速度對發(fā)動機(jī)性能影響，后經(jīng)一定長度的穩(wěn)定段穩(wěn)定后，利用設(shè)備噴管模擬相應(yīng)的馬赫數(shù)。

圖4 RBCC直連式來流模擬系統(tǒng)示意圖Fig.4 Schematic of directly-connected incoming flow simulation system of RBCC

2)試驗發(fā)動機(jī)系統(tǒng)

RBCC地面試驗發(fā)動機(jī)系統(tǒng)包括試驗發(fā)動機(jī)與發(fā)動機(jī)供給系統(tǒng)組成。發(fā)動機(jī)供給系統(tǒng)包括酒精與氧氣供給系統(tǒng)(用于一次火箭)、冷卻水系統(tǒng)(用于一次火箭)和二次燃料供給系統(tǒng)(用于二次燃燒)。目前，試驗室RBCC研究主要針對引射和亞燃模態(tài)燃燒組織與性能優(yōu)化，試驗發(fā)動機(jī)由一次火箭、燃燒室與尾噴管組成，如圖5所示。利用一次火箭(流量可調(diào)范圍:80～160 g/s)的高溫富燃燃?xì)庾鳛辄c火源及引導(dǎo)火焰，結(jié)合小支板與凹腔組合方式增強(qiáng)燃料與空氣摻混及火焰穩(wěn)定，在燃燒室組織高效燃燒，以獲得較優(yōu)的發(fā)動機(jī)性能。

圖5 RBCC試驗發(fā)動機(jī)Fig.5 Test engine of RBCC

2. 2 主要性能分析方法

1)燃燒室內(nèi)推力和比沖

圖6 燃燒室推力處理示意圖Fig.6 Schematic of thrust calculation in combustor

以燃燒室氣流為控制體，定義燃燒室入口(隔離段出口)平面為1，燃燒室出口平面為2，如圖6所示，只考慮發(fā)動機(jī)內(nèi)氣流受力，不考慮外阻力，由沖量定理可得:

式中:P1，A1，m1，v1分別為燃燒室入口平面的靜壓、橫截面積，質(zhì)量流率、氣流速度;P2、A2、m2、v2分別為出口平面的對應(yīng)量。

進(jìn)而可得氣流作用力(即發(fā)動機(jī)內(nèi)推力):

由此，可計算發(fā)動機(jī)比沖:

式中:mf為二次燃料質(zhì)量流率。

由于燃燒室入口平面流場參數(shù)主要受試驗工況參數(shù)影響，當(dāng)試驗工況確定，設(shè)備噴管出口(即燃燒室入口)便可準(zhǔn)確確定，無需測量，而壓強(qiáng)參數(shù)可利用傳感器準(zhǔn)確測量，因此燃燒室內(nèi)推力和比沖計算的關(guān)鍵在于測量燃燒室出口平面的流場速度。

2)燃燒效率

燃燒效率分析采用基于燃?xì)饨M分分析的方法，以H2O組濃度推算已燃燒燃料質(zhì)量，從而計算燃燒效率。對于RBCC直連式地面試驗，加熱火箭與一次火箭酒精燃料可認(rèn)為燃燒完全，忽略燃?xì)庵蠧O與小分子碳?xì)浠衔?，并可認(rèn)為H2O組分和未燃燒的燃料為氣體狀態(tài)，發(fā)動機(jī)燃燒反應(yīng)方程式為:

RBCC地面試驗各過程組分摩爾數(shù)的變化如表1所示。表中，λ為加熱火箭燃?xì)膺M(jìn)入混合器百分比，a、b、c分別為加熱火箭、一次火箭和二次燃料酒精摩爾數(shù)流率，x、y、z分別為加熱火箭、混合器補(bǔ)氧和一次火箭氧氣摩爾數(shù)流率，m、n分別為空氣中氮氣和氧氣的摩爾數(shù)流率，η為燃燒效率，M表示加熱燃?xì)庵醒鯕獾哪枖?shù)流率，N表示RBCC來流工況中氧氣的摩爾數(shù)流率。

表1 RBCC地面試驗各過程組分摩爾數(shù)流率變化Table 1 Moles rate changes of species in each stage of ground-testing of RBCC

因此，燃?xì)庵蠬2O組分摩爾濃度X為:

由式(12)可計算燃燒效率η:

由此可知，若燃燒室出口平面H2O組分濃度已知，便可根據(jù)式(13)計算發(fā)動機(jī)燃燒室燃燒效率。

3 試驗系統(tǒng)

圖7為利用雙激光器時分復(fù)用－掃描波長TDLAS系統(tǒng)開展RBCC出口平面燃?xì)鉁囟扰cH2O組分濃度測量的試驗系統(tǒng)。利用雙通道信號發(fā)生器(Tektonix AFG3022B)產(chǎn)生交錯鋸齒波(CH1:0 ～1.5 V;CH2:0 ～2.0 V;f=1 kHz)控制激光控制器(ILXLightwave Inc LDC－3900;CH1:30.2℃，0 mA;CH2:26.1℃，0 mA)輸出電流，從而調(diào)制DFB半導(dǎo)體激光器(NTT Electronics Corporation;CH1:1343 nm;CH2:1392 nm)。激光器輸出激光利用2×1耦合器耦合，通過光纖傳輸至RBCC地面試驗現(xiàn)場后，由1×2分路器形成兩束激光，經(jīng)準(zhǔn)直器準(zhǔn)直后交叉通過待測流場，經(jīng)凸透鏡后由探測器接收，其中光束1垂直于流場方向，光束2與光束1成30°夾角。探測器電壓信號由數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)(NI PXI－1042，1000 kHz)記錄。RBCC試驗發(fā)動機(jī)出口尺寸139×150 mm，激光光程距離底面63 mm，試驗系統(tǒng)實物照片如圖8所示。

圖8 試驗測量段Fig.8 Experiment measurements section

圖9 地面試驗時序控制圖Fig.9 Sequence diagram of ground test

圖7 RBCC出口燃?xì)鉁y量試驗系統(tǒng)Fig.7 Experiment system of measurements for exhaust in RBCC

發(fā)動機(jī)試驗控制時序如圖9所示。以空氣閥打開時刻為時間零點，5.0 s時刻加熱火箭點火工作，二次燃料 6.5 s時刻噴入，7.0 s時刻一次火箭點火工作，試驗發(fā)動機(jī)穩(wěn)定工作3.0 s后，于10.0 s時刻關(guān)機(jī)，12.0 s時刻關(guān)閉空氣閥，完成試驗。

4 試驗結(jié)果及分析

4. 1 試驗數(shù)據(jù)處理及分析

1)探測器典型數(shù)據(jù)

對試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行時均處理，發(fā)動機(jī)工作時間內(nèi)探測器典型信號如圖10所示。由于時分復(fù)用技術(shù)使1343 nm和1392 nm兩個激光器交替工作，因此圖示的探測器的兩個鋸齒波信號分別為1343 nm和1392 nm。當(dāng)?shù)孛嬖囼炏到y(tǒng)空氣閥打開，干燥空氣進(jìn)入流道中，因無H2O存在，未出現(xiàn)吸收信號;而當(dāng)加熱火箭工作時，燃料燃燒加熱空氣，流道中出現(xiàn)H2O，出現(xiàn)吸收信號，兩個探測器的吸收信號分別對應(yīng) (7444.352+7444.371)cm－1和 7185.597 cm－1譜線，由于加熱火箭工作，流場氣體中H2O組分濃度較小，吸收信號較弱;當(dāng)試驗發(fā)動機(jī)正常工作后，大量燃料燃燒轉(zhuǎn)化為發(fā)動機(jī)動力，流道中H2O濃度急劇增高，吸收信號明顯加強(qiáng)。

2)發(fā)動機(jī)出口平面參數(shù)測量結(jié)果

如圖11(a)所示，對光束1探測器數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，根據(jù)雙線積分吸收率之比與溫度的對應(yīng)關(guān)系，得到溫度隨時間的變化曲線。根據(jù)溫度測量結(jié)果，由雙線積分吸收率可計算H2O濃度隨時間的變化，如圖11(b)所示。試驗中，5.6～12.0 s時間段為加熱火箭與試驗發(fā)動機(jī)正常工作狀態(tài);此時，測量段中部有H2O組分存在，因此，以該時間段數(shù)據(jù)開展分析。根據(jù)交叉光束多普勒頻移量計算速度隨時間變化曲線，如圖11(c)所示。

3)測量結(jié)果與計算結(jié)果對比分析

計算流體動力學(xué)(Computational Fluid Dynamic，CFD)方法是發(fā)動機(jī)燃燒研究的重要手段之一［22］，對于復(fù)雜的RBCC燃燒流場，燃燒參數(shù)測量結(jié)果常用CFD計算結(jié)果校驗其準(zhǔn)確性。在試驗工況下，開展RBCC發(fā)動機(jī)CFD計算，計算模型與方法采用參考文獻(xiàn)［23］所述模型和方法，將TDLAS測量溫度、H2O濃度、速度平均值與CFD計算值對比，如圖12所示。由圖可知，TDLAS技術(shù)測量值均比CFD計算值低，這是因為CFD計算采用較多理想條件假設(shè)，并且壁面采用絕熱邊界，計算結(jié)果會比真實值偏高;此外對于TDLAS技術(shù)，由于測量結(jié)果為光程上的積分平均值，并受邊界層與環(huán)境光路的影響，測量結(jié)果將比真實值偏低。測量結(jié)果與CFD計算結(jié)果對比如表2所示，雖然TDLAS測量結(jié)果比CFD計算結(jié)果偏低，但是對于燃燒組織與發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)優(yōu)化仍然具有參考價值。

圖11 RBCC地面試驗燃?xì)鉁囟取2 O組分濃度和氣流速度測量結(jié)果Fig.11 Temperature，H2 O species concentration，velocity measurements of RBCC ground test

表2 參數(shù)測量結(jié)果與數(shù)值模擬計算結(jié)果對比Table 2 Comparison between TDLASresults and CFD results

4. 2 地面試驗主要性能計算

對于RBCC地面試驗發(fā)動機(jī)性能分析來說，主要是針對穩(wěn)定工作狀態(tài)下的性能，無需考慮發(fā)動機(jī)參數(shù)的動態(tài)變化。因此，以發(fā)動機(jī)穩(wěn)定工作狀態(tài)下TDLAS技術(shù)參數(shù)測量平均值開展計算。

1)燃燒室出口平面參數(shù)分布規(guī)律

如圖13所示，在出口平面中設(shè)置21條水平線，以發(fā)動機(jī)底面為0，距離地面距離為y軸，21條水平線坐標(biāo)分別為2、7、14、21、28、35、42、49、56、63、70、77、84、91、98、105、112、119、126、133、138 mm，將這些水平線上速度與H2O組分濃度平均后，平均值在y軸上的分布分別如圖14所示，通過水平平均值的縱向分布可計算出整個平面的平均值。

圖13 出口平面縱向分布取線示意圖Fig.13 Schematic of vertical lines in exit plane

圖14 發(fā)動機(jī)出口平面y軸上氣流速度和H2 O組分濃度參數(shù)分布規(guī)律Fig.14 Distribution regularities of flow velocity and H2 O concentration on y-axis in exit plane of the engine

通過此數(shù)值模擬方法來了解燃燒出口平面參數(shù)的分布規(guī)律，得到63 mm處值與平面平均值的關(guān)系:

2)發(fā)動機(jī)性能計算

y=63 mm水平線上參數(shù)TDLAS測量值v=944.8 m/s，XH2O=0.0960(雙線測量結(jié)果的平均值)依據(jù)式(14)可確定發(fā)動機(jī)出口平面平均值:

由此，結(jié)合隔離段氣流速度(v=675.5 m/s)便可開展發(fā)動機(jī)性能計算。

試驗發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)時刻(10.0 s)燃燒室入口壓強(qiáng) p1=0.151 MPa，燃燒出口壓強(qiáng) p2=0.065 MPa，發(fā)動機(jī)推力為:

比沖:

試驗發(fā)動機(jī)燃燒效率計算:

5 結(jié)論

本文獲得結(jié)論如下:

1)利用(7444.352+7444.371)/7185.597 cm－1譜線對時分復(fù)用 －掃描波長 TDLAS系統(tǒng)實現(xiàn)了RBCC發(fā)動機(jī)出口燃?xì)鉁囟?、H2O組分濃度和速度參數(shù)的同時在線測量，并與數(shù)值模擬結(jié)果進(jìn)行對比，相對偏差均在12%以內(nèi)。

2)基于TDLAS技術(shù)RBCC試驗發(fā)動機(jī)出口燃?xì)鉁囟?、H2O組分濃度和速度參數(shù)測量結(jié)果，建立了發(fā)動機(jī)試驗性能計算模型，實現(xiàn)了基于關(guān)鍵參數(shù)實時測量的發(fā)動機(jī)推力、比沖及燃燒效率等性能的直接評估。

3)利用數(shù)值計算方法，獲得了流場參數(shù)縱向分布情況，據(jù)此基于TDLAS光程平均的測量結(jié)果計算發(fā)動機(jī)的整體性能，這一理想假設(shè)對于發(fā)動機(jī)燃燒室整體性能評估具有參考意義。

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