馮 欽，邵 博

（中國飛行試驗研究院，陜西 西安 710089）

沖壓發(fā)動機因具有比沖高、射程較遠等優(yōu)勢而愈來愈受到重視[1-3]，廣大科研工作者對其性能與工作過程進行深入的研究。目前對于臨近空間、高超聲速武器而言，使用沖壓發(fā)動機為其提供推力的可行性已經(jīng)得到充分的證明，其中發(fā)動機內(nèi)流場流動機理、發(fā)動機點火、超聲速燃等關鍵問題已經(jīng)得到了充分的研究，但更深層次的流動現(xiàn)象，發(fā)動機性能數(shù)據(jù)等問題仍需要通過大量的數(shù)值模擬、地面試驗甚至飛行試驗才能解決，而試驗驗證技術是從理論研究跨入實際應用的關鍵。先進的沖壓發(fā)動機的研制工作離不開試驗技術，盡管CFD 技術目前發(fā)展成熟，但其仍然不能完全模擬真實的燃燒特性。相比于代價高昂的飛行試驗，地面試驗設備投資小且實驗方便，是目前主流的實驗方案選擇之一。在地面實驗設備中，直連式實驗系統(tǒng)風洞氣動壓比較低、運行成本低以及運行時間長，因此除了進行沖壓發(fā)動機燃燒室實驗，為發(fā)動機燃燒室提供特定流量、馬赫數(shù)及總壓的氣流外還可以被用來進行進氣道吹風實驗。鑒于上述優(yōu)點，直連式實驗仍可作為沖壓發(fā)動機技術領域的主要研究手段，為了進一步增強在沖壓發(fā)動機研究領域的實驗能力，本文主要研究了某直連式實驗設備相關實驗技術、性能參數(shù)、實驗測量技術并基于LabVIEW 平臺“JKI-狀態(tài)機”框架搭建了測試系統(tǒng)。

1 直連式實驗系統(tǒng)組成及工作原理

在進行固體火箭沖壓發(fā)動機實驗之前，需要進行進氣模擬，進氣模擬的方式有自由射流模擬以及直連進氣模擬。自由射流進氣模擬能夠真實的模擬導彈飛行情況，驗證固體火箭發(fā)動機進氣道的性能，但是自由射流進氣設備昂貴以及實驗費用高。直連進氣模擬設備投資小、能耗低及實驗方便，雖不能真實模擬進氣道在導彈飛行時外壓段波系結構等特性，但利用壅塞原理可用于模擬進氣道喉道后的流場情況。

直連式進氣模擬利用壅塞原理模擬進氣道激波系后的來流情況，使該處氣流的總壓與總溫達到特定要求。如圖1 所示。

圖1 直連式進氣模擬示意圖

直連式實驗系統(tǒng)由空氣供應系統(tǒng)、空氣加熱系統(tǒng)、實驗臺控制系統(tǒng)、發(fā)動機試車臺、以及實驗測試系統(tǒng)組成?？諝夤到y(tǒng)由空壓機與儲氣罐組成，在實驗前利用空壓機向儲氣罐內(nèi)壓入氣體，保證儲氣罐內(nèi)具有足量空氣以滿足實驗需求?？諝饧訜嵯到y(tǒng)采用直接加熱的方法，向來流中噴射燃料（航空煤油）并使其燃燒進而達到提高氣流溫度的目的，這種加熱方式設備簡單、熱慣性小但會消耗氣流中的氧氣含量，因此需要進行額外補氧以保證氣流中氧氣質(zhì)量百分比為23%。發(fā)動機試車臺及測試系統(tǒng)用于實驗中安裝發(fā)動機及測量發(fā)動機實驗參數(shù)[4-5]。如圖2 所示。

圖2 固體火箭沖壓發(fā)動機直連式實驗系統(tǒng)流程圖

2 直連式實驗臺測試系統(tǒng)

對于直連式實驗系統(tǒng)而言，固沖發(fā)動機在工作過程中，燃氣發(fā)生器為高溫、高壓環(huán)境，補燃室內(nèi)為溫度、壓力較低但流動狀況復雜，且實驗時間較短，多為數(shù)十秒，因此對被測量的各參數(shù)之間同步性要求較高。根據(jù)發(fā)動機上述特點，對測試系統(tǒng)提出了以下要求：

（1）可采集溫度、壓力及推力等物理量。

（2）耐高溫、高壓。

（3）可適應高低壓、高低溫測試需求，數(shù)據(jù)實時采集及保存。

圖3 給出了測試系統(tǒng)流程圖，測試系統(tǒng)硬件由傳感器、數(shù)據(jù)采集卡組成，其中傳感器包括溫度傳感器、壓力傳感器以及推力傳感器。

圖3 測試系統(tǒng)流程圖

基于LabVIEW 編寫了實驗臺測試系統(tǒng)所用的測試軟件，軟件界面如圖4 所示。LabVIEW 作為一種圖形化編程語言，根據(jù)數(shù)據(jù)在程序框圖節(jié)點間的流動來決定VI 及函數(shù)的執(zhí)行順序，該語言采用圖形化編程，避免了繁重的代碼，可以更加專注于編程方法和程序結構的設計[6-7]。該語言學習方便，是進行測試軟件開發(fā)的優(yōu)秀選擇。DAQ 作為LabVIEW 的核心技術之一，可從傳感器或其他待測設備中自動采集信息。以DAQ 為核心搭建數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，開發(fā)速度快且使用范圍廣，滿足直連式實驗臺對測試軟件的要求。

圖4（a）為軟件的數(shù)據(jù)采集顯示界面，其中包括壓力、溫度、推力及歸一化圖。歸一化圖功能，能夠直觀顯示各種不同參數(shù)的變化趨勢，便于在實驗過程中觀察各參數(shù)間變化規(guī)律及相關聯(lián)系。圖4（b）為軟件采集設置界面，最多可同時采集32 路信號。可選擇單端、差分2 種接線方式，并設置其量程。進行溫度測量時，可設置測量量程并修改冷端補償值，同時可選擇冷端補償通道，確保溫度采集的準確性。測量壓力、推力時可設置其單位。

圖4 數(shù)據(jù)顯示及采集設置界面

圖5 為該測試軟件的總體框架“JKI-狀態(tài)機”。JKI狀態(tài)機是JKI 維護的一個開源項目，具備“狀態(tài)打包”功能，并且能夠進行數(shù)據(jù)傳輸，降低了程序復雜性的同時提高了程序開發(fā)效率[8]。

圖5 測試軟件總框架“JKI-狀態(tài)機”

3 進氣模擬實驗及數(shù)值仿真

在實驗時，儲氣罐內(nèi)氣體進入直連式實驗臺通過調(diào)節(jié)閥來控制來流總壓。在壓力增長的過程中，調(diào)整燃油流量。在來流總壓達到實驗設定壓力時使燃油流量達到計算值，觀測來流溫度。當來流總壓達到設定的實驗壓力時，實驗臺氧氣電磁閥打開，在空氣加熱系統(tǒng)前側補入氧氣，確保來流中氧氣含量為23%。

實驗條件為飛行高度20 km、飛行馬赫數(shù)3，結合理論計算確定其典型飛行狀態(tài)下的總溫、總壓參數(shù)分別為330℃、0.2 MPa。圖6 給出該發(fā)動機模擬進氣實驗時實驗臺空氣加熱器后側的氣流總溫、總壓折線圖。由圖可看出，在100 s 時，后側壓力及溫度基本穩(wěn)定，達到實驗要求，發(fā)動機可正常點火。圖7 給出了在模擬進氣實驗中測試系統(tǒng)采集的進氣道喉道處的總壓及總溫，截取了實驗臺空氣來流穩(wěn)定時，進氣道喉道處參數(shù)變化。由圖7 可看出，在實驗臺來流穩(wěn)定時，進氣道喉道處氣流也基本穩(wěn)定，穩(wěn)定時溫度為328℃，溫度差在0.06%，滿足實驗要求。

圖6 空氣加熱器后側壓力及溫度

圖7 進氣道喉道處總壓及總溫

對實驗所用的模型進行了數(shù)值仿真計算，得到喉道處壁面壓力如圖8 中所示，與實驗測得數(shù)據(jù)進行比較，誤差在5%之內(nèi)，理論計算、數(shù)值仿真計算與實驗結果吻合較好，在靠近壁面處，由于氣流黏性作用導致略小于中間點，所搭建測試系統(tǒng)能夠捕捉到各測量點各參數(shù)的實驗值，能夠滿足實驗要求。

圖8 進氣道喉道壁面壓力

4 結束語

本文通過對沖壓發(fā)動機地面實驗技術的研究，并對某固沖發(fā)動機進行了進氣模擬實驗，實驗中確定了實驗臺前側參數(shù)，壓力、溫度和燃油壓力等確保能夠模擬在高空飛行時進氣道正常工作情況下喉道處的總壓、總溫，保證地面實驗的準確性?；贚abVIEW 平臺“JKI-狀態(tài)機”架構編寫了測試系統(tǒng)的上位機軟件，該軟件最多可同時采集32 路信號，包括壓力、推力和溫度等參數(shù)。采集時可選擇單端、差分2 種接線方式，并設置其量程。進行溫度測量時，可設置測量量程并修改冷端補償值，同時可選擇冷端補償通道，確保溫度采集的準確性。測量壓力、推力時可設置其單位。軟件設置了歸一化視圖功能，在實驗中可同步觀察多參數(shù)的變化趨勢，并通過模擬進氣試驗驗證了測量系統(tǒng)的精度及可靠性，在使用過程中軟件操作及響應正常，可在直連式實驗系統(tǒng)中使用并推廣。