横向射流影响缓燃向爆震转捩过程的试验研究

彭瀚，黄玥，刘晨，邢菲，栾振业

厦门大学 航空航天学院，厦门 361005

基于爆震燃烧的推进系统由于热力循环效率高、循环熵增低等优点，作为一种潜在的先进空天动力装置受到国内外广泛关注[1-2]。爆震波的化学反应区包含复杂的化学反应动力学过程，涉及到十分复杂的化学反应和流动相互耦合的现象。爆震发动机在实际应用中面临的关键问题是需要采用小能量点火在较短的时间和距离内完成缓燃向爆震的转变(Deflagration-to-Detonation Tran-sition, DDT)，缩短碳氢燃料与空气混气的DDT距离有助于减小爆震发动机燃烧室尺寸[3-6]。

常见的加速DDT过程的方式是通过设置固体障碍物实现的，试验研究[7-9]表明在光滑爆震管内放置孔板、线圈式螺旋等不同形式的固体障碍物可增加火焰前端的湍流度，进而明显地加速DDT过程。固体障碍物虽然在单次爆震中有很大的优势，但是在多循环爆震中会影响排气、进气过程[10]。对于实际工况，障碍物附加的流动阻力会使爆震发动机产生较大的比冲损失，利用障碍物助爆，需要合理设计障碍物的尺寸以及结构[11-12]。Ahmed和Forliti[13]在燃烧室设计中提出射流障碍物的概念，即用一个横向狭缝射流在流场中形成一个低速回流区进行火焰稳定，该结构相比于固体障碍物，减小了对主流的流动损失，进而减少了推力损失。

Knox等[14-15]将射流障碍物应用于预混气体的起爆过程，通过试验对比固体障碍物和射流对DDT的影响，研究选用氢气/空气为反应物，射流为氮气。结果显示射流替换固体障碍物后，火焰总传播时间缩短了45%，形成爆震的几率提高。对比冷态流场显示射流引起的湍流度相比于固体障碍物增加了240%。McGarry和Ahmed[16]采用纹影和粒子图像测速技术观察单个射流和层流火焰的流场结构，试验通过改变当量比和射流压力，观测到射流附近的回流区，在火焰的前方诱导形成大量湍流。火焰经过射流后传播速度加快，层流火焰转变为湍流火焰，射流极大地增加了流场的扰动程度。Chambers等[17]发现射流对层流火焰和湍流火焰的加速效果不同，射流与主流可以形成一对反向旋涡，促使火焰面扭曲并增大面积，引起火焰的加速。白桥栋和翁春生[18]对固体障碍物和射流喷射助爆分别进行了数值模拟，结果显示采用射流喷射与固体障碍物作为助爆装置相比，其DDT距离、时间以及流动损失都有减少，射流喷射助爆具有明显的优势。王永佳等[19]用乙烯和40%富氧空气作为预混反应物，在6 mm方形管内进行射流障碍物对爆震燃烧起爆性能影响试验，选择氮气作为流体障碍物，同时研究了热态流体障碍物对起爆特性的影响。试验发现流体障碍物可以有效缩短DDT距离，过大的射流孔径会稀释反应物甚至导致无法形成爆震，相同孔径下热态射流相比于冷态射流有更好的助爆效果。

目前国内外对于射流助爆的研究处于起步阶段，大部分研究选择惰性气体或者氧化剂作为射流介质，其对反应物局部浓度有一定的影响。本文通过开展射流介质为可反应混气的流体障碍物助爆试验，对不同参数的单射流辅助起爆和多射流起爆方案进行研究。分析不同的射流延迟时间、射流位置和射流喷射形式对DDT的影响，以获取最佳的射流助爆策略。

1 试验系统与方法

1.1 测量与控制系统

爆震燃烧试验系统由矩形爆震管、燃气供应系统、预混室、测量和控制系统、射流延时系统组成。如图1所示，在配气和充气过程前利用真空泵对混合室和试验件抽真空，甲烷与氧气通过流量控制器设置体积流量比为1∶2，再经过电磁阀控制进入混合室。配气过程流量选择较小便于充分混合，总共将混合室充至压力为0.2 MPa，同时在混合室内部放置多层铁丝网，进一步提升掺混效率。该混合室设有两个出气口，一个用于向爆震管充气，另一个用于横向射流的喷射，射流出气口未使用时采用球阀将其关闭。试验工况为室温，初始压力60 kPa，甲烷和氧气混气当量比为1，使用点火能量50 mJ的弱火花塞点火。

由于单次爆震试验的总时长较短，因此需要使用高精度的射流控制模块。采用ARM微型控制器作为核心自主设计制作延时控制模块，可产生微秒量级的时间间隔来控制射流喷射的时刻和持续时间[20]。试验射流阀门距出口管长约为200 mm，当射流压力为0.2 MPa时近似估算试验射流从阀门开启到喷入爆震管所需时间约为0.48 ms，与点火信号发出后的点火延迟时间相近。定义点火信号和喷射射流信号的时间间隔为射流延迟时间，延时控制模块的详细工作流程如图2所示。当按下按钮开关，模块正常运行发送点火信号；模块延迟设定的时间后发送电磁阀信号开启射流；持续一个大于火焰传播至出口所需时间的间隔后，停止点火并吸合电磁阀关闭射流。

图1 试验系统示意图Fig.1 Schematic of test system

射流助爆试验主体试验件为一个长为810 mm，截面高为20 mm，深为6 mm的爆震管，见图3。整个试验件由爆震室、有机玻璃、玻璃盖板、薄膜、薄膜盖板、测量座以及点火装置组成。研究截面为矩形的爆震燃烧室以便于开设玻璃窗进行观察，通过高速相机拍摄可以得到详细的爆震波传播情况，有效的拍摄长度为800 mm。爆震室主体上开设主进气孔、射流孔和测量孔，各孔之间的间距为90 mm，第一个孔距离点火区的距离也是90 mm。主进气管和射流管通过快速接头与燃烧室连接，试验时不使用的射流孔和测量孔采用堵头密封。爆震管尾端采用聚乙烯薄膜密封使内部与外部空气隔离。点火后，当火焰传至尾部时已经形成爆震波，其压力大约为1～2 MPa，薄膜破裂释放管内压力并排出燃气。

图2 射流延时控制模块Fig.2 Control module for jet delay time

图3 爆震管试验件Fig.3 Test piece of detonation channel

试验中测量火焰前锋面使用自制的离子探针，测量压力使用型号为CY-YD0-205的高频压力传感器，其灵敏度为100 pC/MPa，通过连接电荷放大器将其输出的电荷量放大为标准电压信号，经NI数据采集模块获取。同时运用高速摄影技术观察爆震燃烧室内火焰传播情况，试验中选用FASTCAM Mini AX200高速摄影机。拍摄分辨率为1 024 pixel×48 pixel，帧数为96 000 frame/s。通过在该分辨率下测出相邻两帧的火焰锋面间距，再除以对应时间间隔得到火焰传播速度。由于压力测点布置较少，试验测量速度主要通过高速摄像机拍摄处理得到，通过压力、火焰信号辅以验证。这种方式的测量误差由拍摄分辨率下单位像素对应的实际距离除以图像的曝光时间求得，约为75 m/s。

1.2 射流喷射形式

考虑喷射惰性气体或者氧气会影响反应物的局部当量比，选用和爆震管内成分相同的可反应混气作为射流介质，喷射射流的总压为0.2 MPa，温度为293 K。后文所提到的射流位置均指射流喷射处与刚性封闭端的距离，如图4所示，单股射流试验中均从试验件上侧的喷口喷射射流。在多股射流试验中，采取3种不同的射流喷射形式：在试验件上侧不同位置处进行喷射的单边平行喷射(Parallel Jet)；在上下两侧同一水平位置处进行喷射的对冲喷射(Impinging Jet)；在上下两侧不同水平位置处喷射的交错喷射(Staggered Jet)。

图4 射流喷射形式Fig.4 Jet distribution patterns

2 试验结果分析

2.1 单射流试验

2.1.1 不同射流延迟时间

射流喷射后，流体障碍物的结构随时间不断发生变化，进而产生不同的加速火焰效果。点火后，火焰在爆震管不同位置处的火焰结构不同，流体障碍物的助爆特性随着射流延迟时间而改变。试验固定射流位置为180 mm，在不同射流延迟时间下起爆，高速摄影得到的火焰前锋面位置s以及速度v随时间变化情况如图5所示。无射流工况加速至爆震所需时间大约为1.9 ms，其余4条有射流的工况所需的时间大约为1.3～1.8 ms。相比于无射流工况，喷射单股射流后，加速至爆震所需时间减少了10%～30%。

图5 相同射流位置(180 mm)下不同射流延迟时间 火焰传播图Fig.5 Diagram of flame propagation with varying jet delay time and same jet location 180 mm

同一射流位置下，不同的射流延迟时间对应火焰面与射流接触时，射流在流场中所形成的不同结构。若射流延迟时间过长，射流与主流相互作用产生的旋涡结构没有形成完全，只是略微增加了喷射口附近流场湍流度而促进火焰加速，所以延迟时间为600 μs和800 μs的工况加速效果介于400 μs和无射流工况之间。若射流延迟时间过短，火焰传播至射流处需要一定的时间，而射流喷射时间较长，向上游传播的射流混气增大了流场阻力，不利于火焰的加速。当射流延迟时间为400 μs时，加速至爆震所需时间最短为1.4 ms，这表明存在一个最优的延迟时间喷射射流使得起爆时间最短。

图6所示是射流位置为180 mm，射流延迟时间为400 μs的火焰传播图像。在火焰传播初期，受射流影响流场湍流度增大，火焰面出现皱褶，之后转变为高传播速度的指尖型火焰，火焰速度不断增加，最终在爆震管尾部形成十分明亮的爆震波，如图6(a)中t=1.458 ms时所示。射流延迟时间为200 μs的工况火焰发展如图6(b)所示，加入射流后，火焰逐渐分裂为两个焰核，然后形成一个平整的火焰面，但火焰面较暗。之后火焰逐渐加速，在t=1.667 ms时才形成指尖型火焰。相比射流延迟时间400 μs工况，200 μs工况总传播时间变长，火焰加速效果减弱。

图7为射流位置180 mm和射流延迟时间200 μs工况下压力和火焰电压随时间变化曲线。在630 mm位置燃烧室压力值为1.25 MPa，在720 mm位置压力值为0.77 MPa，压力值下降。

图6 射流位置为180 mm下高速摄像火焰传播图Fig.6 High speed camera photo of flame propagation with jet location being 180 mm

图7 压力和离子探针信号变化Fig.7 Change of pressure and ion probe signal

分析原因为采用压力传感器动态响应低、采样频率低等因素导致无法捕捉到压力峰值造成720 mm测点处的压力峰值相比630 mm处大幅降低。虽然从图7(b)局部细节图中可以看到离子探针信号与压力信号在测点处是同时上升的，但是测点所在两个位置火焰传播速度分别只有CJ理论爆震速度的58%和63%，说明在该测点处并未产生爆震波。高速摄影拍摄到在测点下游燃烧室出口处形成爆震波。

2.1.2 不同射流位置

固定射流延迟时间为600 μs，不同射流位置下各个工况的火焰锋面随时间的变化如图8所示。取爆震管700 mm处为参照，射流位于270 mm处，火焰传播至该处所需时间最短，90、180 mm工况次之，360 mm工况所需时间最长。点火600 μs后射流喷射，前3组的火焰速度较360 mm组有明显的提升。分析原因是前3组喷射处位于爆震管前部，射流上游的距离较短，此时射流预混气受主流影响而往下游流动，在边界上形成回流区并增大流场湍流度。受流场湍流度影响，火焰加速，且射流向上游轴向流动量较少，所以前3个工况的传播时间都小于1.6 ms；相比之下射流位置为360 mm 时火焰加速效果较差，因为射流在火焰传播初期的加速效果明显，360 mm工况射流位置却处于爆震管的中段，火焰发展到这个位置时速度已经较快，射流的加速作用减弱。其次，火焰从点火传播至360 mm射流位置相比于90 mm处需要花费更长时间，这相当于增加了火焰接触射流前的喷射时间，未与主流接触时混气会向上游运动,增大了管内的流动阻力。

图9所示为高速摄影得到的火焰照片，射流位置分别为90、270、360 mm。图9(a)显示了流体障碍物对初始火焰核心的影响，射流位置为90 mm，流体障碍物在初始焰核区域形成大量的湍流。从图中可以看到反应物在爆震管前部燃烧较为均匀，但是火焰没有直接发展为指尖型火焰，经过180 mm后逐渐有分裂为两个焰核的趋势。这说明了射流在喷射位置形成大量湍流，远离射流位置的区域湍流度较小。流体障碍物作用范围有限，主要作用区域位于喷射位置附近。

当射流位置为270 mm时，火焰初始传播分裂为两个焰核，然后继续向左传播与流体障碍物相互作用，射流形成的湍流促使上下两个焰核相互交换能量，逐渐合并，经过射流位置270 mm后已经形成明显的指尖型火焰。对比图9(a)和图9(b)，在t=1.041 ms时，两组火焰锋面几乎在相同的位置，在下一时刻射流位置270 mm工况的火焰传播得更远。

图8 射流延迟时间600 μs下不同射流位置火焰传播图Fig.8 Diagram of flame propagation with varying jet location and same jet delay time 600 μs

图9 射流延迟时间为600 μs时高速摄像火焰传播图Fig.9 High speed camera photo of flame propagation with jet delay time being 600 μs

图9(c)为360 mm射流位置下火焰传播图片，相比于其他射流位置工况，DDT时间变长，在t=1.719 ms时才产生爆震。从图中明显地看到，火焰在传播初期依然分裂为两个焰核，对比前两组工况，射流位于360 mm处的工况火焰从缓燃转捩为爆震经历了较长的加速过程。火焰面分裂现象较为严重，在加速过程中未出现明显的指尖型火焰。射流喷入后，略微增加爆震管中部的局部压力，火焰加速作用不明显。

2.2 多射流试验

2.2.1 平行射流

图10 不同数量平行射流火焰传播图Fig.10 Diagram of flame propagation with varying parallel jet quantity

试验分别控制射流数量和射流间距。图10为给定射流延迟时间为400 μs下，单边不同数量平行射流工况下的火焰锋面传播曲线。喷射两股射流时DDT时间最短，约为1.2 ms。相比于单个射流，双射流能在燃烧室内形成更多的湍流，促使前期火焰以较大的湍流火焰传播，更快完成缓燃向爆震的转捩。但是射流数量不是越多越好，3股射流和4股射流对火焰的加速效果与两股射流相比均有下降。分析原因在于射流数量过多导致射流喷射总流量变大，阻塞比加大引起流阻增加。此外，大流量的射流喷入会引起燃烧室内静温降低，也会不利于火焰的加速。90-180-270 mm组的DDT时间小于180-270-360 mm组，也说明了射流喷射在爆震管前段助爆效果更好。利用Chemkin计算化学当量比下甲烷/氧气，60 kPa条件下对应的理论CJ爆震速度为2 370 m/s，从图10火焰传播速度曲线看，多组射流的火焰传播速度逐渐增大至超过CJ理论速度的过驱爆震状态，此后速度逐渐衰减，以小于理论CJ爆震的速度传播至出口。分析原因为理论计算考虑CJ平衡态完全反应，而试验值当量比下反应物预混不能达到完全均匀，使得反应总体放热量降低，因此导致试验结果速度低于理论计算结果，此外燃烧室内壁面的散热等因素也可能导致爆震波速度的亏损[21]。相比之下单股射流只能达到较低的燃烧速度1 200 m/s左右，表明多股射流具有更好的助爆效果。

图11 不同位置下双平行射流火焰传播图Fig.11 Diagram of flame propagation with double parallel jet and varying jet locations

进一步研究加速效果最优的两股平行射流工况，对两股射流在不同射流间距，以及不同位置下的火焰传播情况进行探索。图11为对应火焰传播曲线，射流间距为180 mm的工况DDT时间小于间距90 mm工况。分析原因是增大的射流间距会增加两股射流之间的湍流区长度，火焰在湍流区速度急剧增加，导致DDT时间缩短。各工况中最短的DDT时间为1 ms左右，对应射流喷射位置分别位于90 mm和270 mm处。

2.2.2 对冲射流

图12 不同位置下对冲射流火焰传播图Fig.12 Diagram of flame propagation with impinging jet and varying jet locations

固定射流延迟时间为400 μs，图12为不同射流位置下对喷射流火焰传播曲线。对喷射流加速火焰最优的工况是在180 mm处对喷，DDT时间约为1.15 ms。90 mm组对喷工况火焰能达到很高的过驱爆震速度，约为2 800 m/s，但是其转捩之前的火焰速度比180 mm组低，导致DDT时间略长于180 mm组。当对喷射流位置在270 mm处时，DDT时间与前两组工况相比明显变长，火焰经历了较长的燃烧加速过程，对喷射流阻碍火焰传播现象明显。由此分析，在火焰传播的初始阶段，流场中两股射流对撞后会产生十分复杂的涡结构和巨大的湍流度，对喷射流能够极大促进射流附近区域扰动。但同时对喷的射流也会加大流场的阻塞比，阻碍火焰的传播，在火焰传播中期较为明显，体现为转捩为爆震前的燃烧过程持续时间变长。

2.2.3 交错射流

当射流类型为交错射流时，上下两个射流位置不同，两个射流在不同位置平行反向喷射，能形成旋向相同的旋涡。图13为交错射流条件火焰传播曲线，从图中可以看出射流喷射位置包含90 mm处的两组工况火焰传播明显快于其他两组工况。这与平行、对冲射流相似，交错射流作用在火焰初始传播阶段时加速效果明显。射流分别位于90 mm和180 mm处的工况DDT时间最短约为1 ms，但是达到过驱爆震之后速度衰减得较快。其余工况在产生爆震之前均经历了较长的加速阶段，由缓燃火焰转捩为过驱爆震状态，最终衰减到CJ理论爆震波速度。

图14为高速摄像拍摄的交错射流工况火焰传播过程，点火形成初始焰核后，没有分裂为双焰核结构。在交错射流形成的湍流和涡系结构的帮助下，火焰面发生皱褶，不再形成光滑的指尖型火焰。在t=0.63 ms时，有局部的焰核生成，在流场的作用下，多核结构不断融合和分裂成新的焰核。火焰面结构不断发生变化，褶皱变形，火焰在中前段就已经十分明亮，并迅速地发展为爆震波。

图13 不同位置下交错射流火焰传播图Fig.13 Diagram of flame propagation with staggered jet and varying jet locations

图14 位于上侧90 mm和下侧180 mm处交错射流工况火焰传播图Fig.14 Photo of flame propagation with staggered jet located 90 mm up and 180 mm down

3 结 论

1) 对于单股射流喷射的工况，射流障碍物增大流场湍流度的同时也会对火焰的传播产生阻碍，存在一个最优的延迟时间喷射射流使得总传播时间最短。

2) 对于单侧射流平行喷射的工况，两股射流与其他数量射流相比具有更好的加速火焰效果，射流位置分别位于90 mm和270 mm处的工况有最短的DDT时间。

3) 对于两侧两股射流的喷射形式，射流位置分别位于上侧90 mm和下侧180 mm处的交错射流有最短的DDT时间。

4) 对于所有射流喷射的工况，喷射位置靠近点火端时DDT时间较短，射流障碍物在火焰传播初始阶段加速效果明显。

[1] KAILASANATH K. Review of propulsion applications of detonation waves[J]. AIAA Journal, 2015, 38(9): 1698-1708.

[2] PANDEY K M, DEBNATH P. Review on recent advances in pulse detonation engines[J]. Journal of Combustion, 2016(5): 4193034.

[3] AUSTIN J M, SHEPHERD J E. Detonations in hydrocarbon fuel blends[J]. Combustion & Flame, 2003, 132(1): 73-90.

[4] 严传俊, 范玮. 脉冲爆震发动机原理及关键技术[M]. 西安: 西北工业大学出版社, 2005: 9-14.

YAN C J, FAN W. Principle and key technologies of pulse detonation engine[M]. Xi’an: Northwestern Polytechnical University Press, 2005: 9-14 (in Chinese).

[5] 黄玥, 唐豪, 李建中, 等. 煤油/空气小尺寸脉冲爆震发动机实验研究[J]. 航空学报, 2009, 30(11): 2015-2022.

HUANG Y, TANG H, LI J Z, et al. Experimental investigation on small-scale pulse detonation engine with kerosene/air[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2009, 30(11): 2015-2022 (in Chinese).

[6] BAZHENOVA T V, GOLUB V V. Use of gas detonation in a controlled frequency mode [J]. Combustion, Explosion and Shock Waves, 2003, 39(4): 365-381.

[7] LEE J H S. The detonation phenomenon[M]. Cambridge: Cambridge University Press, 2008: 267-271.

[8] COOPER M, JACKSON S, AUSTIN J, et al. Direct experimental impulse measurements for detonations and deflagrations[J]. Journal of Propulsion and Power, 2002, 18(5): 1033-1041.

[9] LEE S Y, CONRAD C, WATTS J, et al. Deflagration to detonation transition study using simultaneous schlieren and OH PLIF images[C]∥36th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. Reston, VA: AIAA, 2000: 3217.

[10] TEODORCZYK A, DROBNIAK P, DABKOWSKI A. Fast turbulent deflagration and DDT of hydrogen-air mixtures in small obstructed channel[J]. International Journal of Hydrogen Energy, 2009, 34(14): 5887-5893.

[11] PAXSON D, SCHAUER F, Hopper D. Performance impact of deflagration to detonation transition enhancing obstacles[C]∥47th AIAA Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition. Reston, VA: AIAA, 2012: 502.

[12] 邓君香, 严传俊, 郑龙席, 等. 障碍物对脉冲爆震发动机性能影响的数值模拟[J]. 航空学报, 2009, 30(4): 614-621.

DENG J X, YAN C J, ZHENG L X, et al. Numerical simulation of effect of obstacles on pulse detonation engine performances[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2009, 30(4): 614-621 (in Chinese).

[13] AHMED K A, FORLITI D J. Fluidic flame stabilization in a planar combustor using a transverse slot jet[J]. AIAA Journal, 2009, 47(11): 2770-2775.

[14] KNOX B W, FORLITI D J, STEVENS C A, et al. Unsteady flame speed control and deflagration-to-detonation transition enhancement using fluidic obstacles[C]∥48th AIAA Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition. Reston, VA: AIAA, 2010: 151.

[15] KNOX B, FORLITI D, STEVENS C, et al. A comparison of fluidic and physical obstacles for deflagration-to-detonation transition[C]∥49th AIAA Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition. Reston, VA: AIAA, 2011: 587.

[16] MCGARRY J, AHMED K. Laminar deflagrated flame interaction with a fluidic jet flow for deflagration-to-detonation flame acceleration[C]∥51st AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. Reston, VA: AIAA, 2015: 4096.

[17] CHAMBERS J, MCGARRY J, AHMED K. Fluidic jet augmentation of a deflagrated turbulent flame for deflagration-to-detonation[C]∥54th AIAA Aerospace Sciences Meeting. Reston, VA: AIAA, 2016: 0443.

[18] 白桥栋, 翁春生. 射流对爆轰波传播过程影响的理论研究[J]. 弹道学报, 2013, 25(3): 83-87.

BAI Q D, WENG C S. Theoretical study of influence of jet flow on propagation of detonation wave[J]. Journal of Ballistics, 2013, 25(3): 83-87 (in Chinese).

[19] 王永佳, 范玮, 张扬, 等. 流体障碍物对爆震燃烧起爆性能影响的实验研究[J]. 推进技术, 2017, 38(3): 646-652.

WANG Y J, FAN W, ZHANG Y, et al. Experimental study for effects of fluidic obstacles on detonation initiation performance[J]. Journal of Propulsion Technology, 2017, 38(3): 646-652 (in Chinese).

[20] LIU C, HUANG Y, YANG W, et al. Study on effects of fluidic obstacle on flame acceleration and deflagration-to-detonation transition[C]∥21st AIAA International Space Planes and Hypersonics Technologies Conference. Reston, VA: AIAA, 2017: 2261.

[21] SCHWER D A, KAILASANATH K. Effect of low pressure ratio on exhaust plumes of rotating detonation engines[C]∥50th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. Reston, VA: AIAA, 2014: 3901.