FD-21风洞Ma=10高超声速推进试验技术探索

卢洪波, 陈 星, 曾宪政, 陈勇富, 孙日明, 文 帅, 戴武昊, 谌君谋, 毕志献, 金 熠

(1. 中国航天空气动力技术研究院, 北京 100074; 2. 中国科学技术大学, 安徽合肥 230026)

引言

随着Mach数的增加, 吸气式发动机的燃烧效率与流道流动损失匹配性问题日益凸显, 急须发展匹配的试验能力, 来验证与优化高Mach数条件下发动机流道设计方法和燃烧组织技术[1-3]. 正如Curran[2]所述, 地面试验贯穿吸气式发动机的整个研制周期. 然而受限于高Mach数吸气式推进试验的高总温、 高总压要求, 绝大部分试验设备如燃烧加热台均无法开展Ma>8的自由射流试验.

高焓激波风洞作为目前唯一能够实现总焓复现并兼顾总压、 试验时间需求的地面设备, 自20世纪90年代后广泛用于高Mach数吸气式发动机推进性能研究. 澳大利亚Stalker团队应用T3， T4风洞, 开展了大量的吸气式推进试验[4-13], 从早期的燃烧室部件性能研究, 扩展到全流道发动机自由射流试验, 发动机构型由轴对称发展到三维变截面的发动机等, 燃料更是由氢气发展到碳氢燃料, 测量技术也由测压、 推阻单分量测力能力提升到燃烧光学直接观测和升力、 轴向力、 俯仰力矩三分量测力水平, 并通过不同类型风洞试验及飞行试验数据验证确认了激波风洞试验数据的有效性. 日本的HIEST风洞建成后, 也开展了不少超声速燃烧相关研究[14-19], 如Takahashi等[15-16]发展了“半自由飞+嵌入式加速度计”的测力技术, 实现了长3 m发动机模型的推阻测量, 获得了发动机Ma=8～14的比冲数据, 通过混合增强技术的引入, 率先获得了Ma=10条件下比冲高达1 000 s的发动机性能. Sunami等[17]和Schramm等[18]还基于所提出的超混合器, 在HyShot-IV模型HEG与HIEST风洞试验过程中, 基于纹影及测压技术率先观测到了热壅塞导致的燃烧震荡过程. 近期, Marie等[19]更提出了带动力的机体推进一体化飞行器全自由飞三分量测力技术. 德国Hannemann团队为了能够开展高Mach数吸气式发动机试验, 重新设计了HEG风洞的运行参数, 重点研发了活塞运动技术, 实现了飞行高度H=15～33 km，Ma=6～10超燃飞行条件的模拟[20], 利用HyShot-II飞行试验模型, 完成了风洞试验数据的校验, 获得与数值模拟、 飞行试验近似一致的结果[21], 同时发展了OH*发光光谱技术和基于脉冲激光光源的纹影技术, 成功获得了燃烧室的火焰信息及燃烧与流场相互作用过程[22-24]. 此外， Hannemann等还利用HEG风洞, 对欧盟LAPCAT II项目的吸气式发动机缩比模型进行了试验研究[25-27], 应用“半自由飞+非接触光学测量+嵌入式加速度计”测力技术, 获得了长1.5 m发动机的加速度数据(即推阻特性数据). 在X-43A飞行演示实验研究过程中, 也在HyPulse风洞开展了 X-43A流道简化模型发动机试验, 并获得了与飞行试验较为一致的Ma=7， 10数据.

近两年， 国内开始进行高Mach数吸气式动力相关探索, 相继改造了一些高焓激波加热设备, 并进行了设备的相关能力确认, 获得了燃烧条件下的壁面压力等数据, 开创了良好的开端[28-42]. 作为国内少有的、 能够开展高Mach数吸气式发动机自由射流的地面设备， JF-12， FD-21等高焓激波风洞的作用直接凸显出来. 姚轩宇等[32-33]利用JF-12风洞, 试验研究了总长约2.2 m全流道发动机的氢气点火与燃烧特性, 获得了沿程壁面压力数据和高速摄影图像. 在FD-21风洞投入使用后, 本文作者[39-40]采用双波减速进气压缩与带凹腔的等直燃烧室试验模型, 开展了发动机自由射流试验, 获得了氢气与空气、 氮气超声速气流耦合作用下的模型壁面压力数据, 完成了FD-21风洞高Mach数超燃试验可行性确认. 在此基础上对FD-21风洞作了更进一步的技术开发, 包括流场模拟能力、 发动机模型设计技术、 测量技术[41-42], 本文将对这些新近开创的试验技术及典型结果作更深入的论述, 为相关研究提供有益启发.

1 试验设备及试验条件

1.1 FD-21高能脉冲风洞试验设备

FD-21高能脉冲风洞(简称FD-21风洞)是一座采用重活塞驱动的大尺寸高焓激波风洞, 主要由高压储气室(活塞发射机构)、 压缩管、 激波管、 喷管、 夹膜机构、 试验段及真空罐组成, 如图1所示, 详细结构及运行原理见文献[43]. 其通过高压储气室的高压空气, 推动质量达几百千克乃至几吨的活塞沿着压缩管高速运动, 压缩前端的氦氩混合驱动气体, 使其达到预定的压力和温度后, 位于压缩管与激波管之间的主膜片破裂, 产生高速运动的入射激波、 膨胀波和接触面, 与驱动气体一起冲入激波管内. 运动激波沿激波管向下游运动, 在末端反射, 产生高温高压气源, 促使二道膜片破裂, 经喷管膨胀、 加速产生所要模拟的试验气流.

图1 FD-21高能脉冲风洞主体结构

调整活塞质量、 压缩管驱动气体特性及其初始状态和激波管试验气体的初始状态, FD-21风洞可实现宽范围飞行环境的风洞模拟, 包括再入环境、 吸气式动力Ma=6～15的飞行环境、 深空探测进入环境等, 最大模拟速度约7.0 km/s.

1.2 试验条件

激波风洞的总温或总焓无法直接测量, 一般通过测量激波管内的入射激波运动速度, 再由激波理论计算获得. 图2给出了本文试验所有车次对应的入射激波运动Mach数情况, 可以看出, 各车次入射激波运动Mach数一致性较好, 先小幅增加而后小幅减小, 以图2中x=34.98处Mach数来计算模拟的总温, 共计10次试验的入射激波运动Mach数统计均值为Mas=6.96±0.19.

图2 入射激波运动Mach数在激波管内的变化

图3， 4分别给出了距离激波管末端1.17 m(S9)， 0.02 m(S10)处的不同车次壁面压力数据, 其中横坐标的0对应S9测点的压力起跳时刻, 可以看出10次试验激波末端压力变化规律较为一致, 幅值差异较小. 以图4所示的2 ms有效试验时间内的S10测点压力均值作为总压数据, 共计10次试验的总压统计均值为(18.66±1.06)MPa.

图3 距离激波管末端1.17 m(S9)处壁面压力变化

图4 距离激波管末端1.17 m(S9), 0.02 m(S10)处壁面压力变化

根据入射激波运动Mach数Mas=6.96及激波管初始压力80 kPa, 由热化学平衡激波理论可得反射激波后的温度、 压力分别为4 470 K, 37.7 MPa.

参照国内外经验[8], 按等熵膨胀, 将压力衰减到18.66 MPa, 可得总温3 950 K.

以上述总压、 总温数据作为喷管的滞止参数, 采用Park II 5组分、 5方程双温度模型[44], 对喷管非平衡流动进行数值分析, 可得喷管模拟的自由流参数与气体组分(见表1), 表1的P∞为静压,T∞为平动温度,Tvib∞为振动温度,Ma∞为Mach数,U∞为速度,CN2,∞,CO2,∞,CNO,∞,CO,∞分别为氮气、 氧气、 一氧化氮、 氧分子的质量百分比, 以速度与压力为匹配指标, 可知实现了Ma=9.62、 动压28.2 kPa飞行条件的风洞模拟, 包含于Ma=10、 动压20～100 kPa飞行走廊内, 符合Ma=10吸气式推进试验需求.

表1 FD-21风洞总压18.66 MPa、 总温3 950 K模拟条件下名义Ma=10喷管出口参数

2 试验模型及测量技术

2.1 试验模型

本次试验模型为弯曲激波压缩二元发动机(two-dimensional curved shock compression scramjet model, 2DSM), 如图5所示, 包括曲面压缩进气道、 等直隔离段、 单面2°扩张角的燃烧室和15°单面膨胀的尾喷管, 总长1 400 mm, 唇口几何捕获高度 160 mm, 内流道宽度为80 mm, 喉道高度12 mm, 唇口上游流向长度525 mm, 尾喷管长度流向长度300 mm.

图5 弯曲激波压缩二元发动机模型(2DSM)

氢气燃料分别从唇口上游的单支板和燃烧室壁面喷注到发动机流道. 两路氢气均由集成在模型内部的1 L氢气储存罐提供, 通过电磁阀的开关来控制氢气是否喷注. 支板喷注通过3个直径Ф 1 mm、 且中心线与当地气流近似平行的喷注孔实现. 燃烧室喷注通过6个直径Ф1 mm、 且中心线与当地气流成30°的壁面倾斜喷注孔实现.

压缩面一侧的中心线位置布有30个NS-2压力传感器. 在发动机内流道还安装了光学观察玻璃, 用于燃烧场观测. 此外, 还布置了4条光路, 具体情况见2.3节, 测量温度和燃烧产物水蒸气的分压.

2.2 推阻直接测量技术

受风洞试验时间短与发动机模型重量重的双重限制, 发展了基于自由飞原理的发动机推阻测量方法, 即在高速气流作用时, 发动机模型处于完全自由或半约束状态, 受到气动力与重力共同作用后, 可自由或沿某些特定方向运动, 再通过高速摄像记录发动机的位移或加速度计传感器记录发动机的加速度, 根据刚体动力学, 辨识出发动机在气流作用下的受力情况.

基于自由飞原理的发动机推力测量技术与传统风洞自由飞测力技术存在很大区别, 主要体现在以下4大方面: (1)模型质量呈数量级差异, 传统风洞自由飞的模型质量一般在0.1～100 g之间, 而超燃冲压发动机的质量在10 kg以上; (2)自重干扰, 传统风洞自由飞模型自重远远小于气动载荷、 可忽略不计, 而发动机模型自重可能与气动载荷在同一数量级、 不可忽略; (3)宏观位移等运动学参数变化幅度的巨大之别, 传统风洞自由飞位移大、 容易观测, 而发动机试验的位移非常小, 在高焓激波风洞几毫秒试验时间内的位移一般在 0.1～1 mm, 观测难度大; (4)模型的质量分布显著不同, 传统风洞自由飞试验需满足动态相似准则, 旨在复现飞行轨迹, 发动机试验一般不考虑模型质量分布, 旨在测量受力情况.

为实现自由飞原理的应用, 构建了如图6所示的模型悬挂、 瞬态释放、 回收及相关测量一体的试验系统, 包括尼龙绳悬挂、 钢丝绳回收、 微小位移光学追踪标的板及传感器线缆. 图6所示的模型记为2DSM-A, 与下文带TDLAS保护罩的模型2DSM-B作区分, 二者流道完全一致. 悬挂尼龙绳释放后, 模型不受气动力情况下自由落体运动约150 ms后, 回收钢丝绳拉紧受力, 模型结束自由运动. 试验时, 悬挂尼龙绳在风洞模拟流场建立前大约40 ms释放, 使气流作用期间模型处于无约束或半约束状态.

图6 基于自由飞原理的二元发动机推阻测量结构(2DSM-A)

加速度计传感器、 发动机壁面压力传感器、 燃料喷注电磁阀供电及吸收光谱的光纤等线缆均置于不锈钢保护管内, 使其免受高温气流损坏. 在同一车次, 实现了壁面压力、 加速度、 吸收光谱、 纹影等多技术的融合测量. 值得注意的是, 保护钢管、 回收钢丝绳、 悬挂尼龙绳等柔性装置, 可能导致不同车次的发动机外流存在一定差异, 会给发动机冷热态推力增量的精确测量带来一定误差, 后续有待进一步改进.

由于发动机模型质量较大(本次试验模型的质量25 kg), 在几毫秒内的位移非常小, 在亚毫米(0.1 mm)量级, 专门提出了圆形标记, 如图7所示, 充分利用圆的旋转不变与同心特性, 光学追踪圆心的位置变化, 辨识发动机模型的位移变化. 此外, 在模型上安装了4个加速度计传感器, 分别用于测量模型运动时的轴向及其垂直方向的加速度, 但未测到有效数据.

图7 微小位移光学追踪方法

2.3 基于H2O吸收的光谱测量技术

基于H2O吸收光谱技术(TDLAS)的光谱布置及其保护结构如图8所示, 测量截面距离二元发动机模型出口65 mm, 水平方向和竖直方向各两条光路, 将横截面划分为2×2的网格. 竖直方向光束的光程为104.15 mm, 对应信号采集系统的通道1和通道2, 分别用V1、 V2表征; 水平方向光束的光程为96 mm, 对应信号采集系统的通道3和通道4, 分别用H1、 H2表征.

图8 二元发动机的TDLAS光路布置及其保护结构模型(2DSM-B)

采用双线比值法, 对温度和水蒸气分压进行测量, 其中两条谱线的中心波长分别为1 392和1 343 nm. 1 392 nm 激光器工作温度为22.10 ℃, 1 343 nm 激光器工作温度为33.00 ℃. 扫描信号为0～5 V半锯齿波信号. 有燃烧情况的扫描频率fs=15 kHz, 无燃烧下扫描频率fs=5 kHz. 数据采样率为10 MHz.

3 集成验证试验结果

利用图5所示的二元发动机模型, 在表2所示的试验条件下开展了9次验证试验, 分别为冷态通流试验(无氢气喷注, 车次为2018～2020及2026)、 热态试验(不同氢气喷注量, 车次为2021～2024)及氮气对照试验(氮气来流且有氢气喷注, 车次为2025), 模型2DSM-A与2DSM-B的区别仅存在于TDLAS保护罩, 对流场、 TDLAS技术、 推阻测量技术进行了集成验证.

表2 基于二元发动机模型的验证试验概况

所有试验的氢气喷注均采用前置喷注方法, 即调换空气来流流场与燃料射流场两者的建立时序, 在空气来流流场未建立前, 开启燃料喷注, 使发动机内燃料射流场较长时间存在, 将实际过程中的燃料“寻找”超声速空气改为超声速空气“寻找”燃料, 如图9所示, 解决了毫秒时间内空气来流与燃料喷注流在发动机内的交汇组织问题, 使高焓激波风洞高Mach数超燃冲压发动机地面试验成为可能. 图9中x为距离发动机前缘点的流向位置.

图9 FD-21风洞燃料喷注前置时序图

燃料喷注前置的方法难以完全模拟燃料与空气之间的作用过程, 主要体现在两方面: (1)燃料与超声速空气之间的掺混过程无法模拟; (2)可能失真的混合模拟带来点火机制不同; 不过可以模拟燃料点燃后产生的效应, 满足燃料释热量大小及其扰动等直接关系到发动机能否产生净推力方面的验证、 确认乃至评估. 实际上, 地面试验的实际结果都在理解并接受增加试验数据不确定性代价的基础上牺牲模拟参数获得[46]. 例如, 燃烧加热推进设备采用燃烧方法将气流温度加热到所需水平, 带来的代价是试验介质的失真, 与空气完全不一致, 并含有大量水蒸气、 乃至二氧化碳等燃烧产物, 但却在Ma=4～7超燃冲压发动机地面试验中扮演着主角, 有效支撑了相关技术的进步与突破[47-48].

典型试验结果如图10～14及表3～4所示. 图10给出了有无氢气喷注情况下的壁面压力随时间变化, 横坐标为流向距离, 纵坐标为采集时间, 可以看出, 所有测点均存在一定时间的较平稳段, 表明二元发动机流场成功建立、 并存在2 ms以上的稳定平台, 取平稳时间内的各测点压力均值, 可得不同工况下发动机沿程壁面静压分布, 如图11所示. 对比图11中2018与2020车次发动机壁面沿程压力分布可以看出, 通流(即空气来流且无氢气喷注)壁面压力分布较为一致, 说明风洞模拟流场较为稳定、 且重复性较高. 对比图11中2020， 2022， 2023， 2025车次壁面沿程压力分布不难发现, 氮气来流且有氢气喷注情况下的压力与通流的压力较为一致， 而空气来流且有氢气喷注情况下的燃烧室压力出现了显著的跃升， 表明二元发动机模型实现了点火燃烧、 且获得有效的热功转换.

(a) Shot 2020, φ=0

图11 不同工况下发动机沿程壁面静压分布

表3 TDLAS测得的温度与水蒸气(H2O)分压(2023车次, φ=0.346)

图12展示了当量比近似一致、 不同试验介质对应的TDLAS测得的V1光路信号情况, 纵坐标为峰值吸收率, 横坐标为采集时间、 与压力采集器的零时刻不同步, 可以看出, 2023车次(空气来流、 当量φ=0.346)峰值吸收率在10～15 ms内出现两次峰值, 17 ms以后则进入一个较为平稳的阶段, 与初始阶段(0～10 ms)存在显著的跃升, 见图12(a). 2025车次(氮气来流、 当量比φ=0.347)峰值吸收率较为平稳, 基本保持在0.005以下, 见图12(b), 此时的峰值吸收率可能由振动、 噪声等干扰所致， 无法判定是否发生燃烧. 这种空气与氮气试验介质工况下的峰值吸收率差异， 确认了燃烧过程的发生， 包括点火前、 点火过程、 稳定燃烧等阶段. 其他三通道的数据亦呈现同样的特性. 取平稳时间内的均值可得温度和水蒸气分压数据, 如表3所示.

(a) Airflow, shot 2023, φ=0.346

图13进一步给出了纹影记录的进气道、 燃烧室部位波系特征. 为克服高焓流场较强自发光的干扰, 引入了波长640 nm的单色激光光源(CAVILUX Smart 640 nm), 同时在记录相机前增加滤镜, 实现了进气道唇口波系的观测, 如图13(a)所示, 表明进气道处于起动状态. 燃烧室波系结构辨识度相对低一些, 但可以分辨出壁面倾斜喷注的燃料与空气来流之间的作用结构.

(a) Inlets shot 2026, φ=0

图14展示了由标记圆的圆心位移所得的轴向加速度数据, 其中加速度通过位移的2阶中心差分计算得到, 图中同时给出了燃烧室入口附近(x=0.674 m)壁面压力分布, 可以看出, 壁面压力与加速度分布均在较为平稳的时间段, 大约在14～16 ms. 取平稳段的平均值, 可得表4所示的不同工况下二元发动机模型的加速度与轴向力数据. 轴向力N为轴向加速度ax与试验模型质量m之积, 采用来流静压P∞与发动机理想捕获面积A无量纲处理. 考虑每车次总压Pt-special差异的影响, 无量纲轴向力的定义如下

图14 氢气喷注时发动机轴向加速度随时间变化(2021车次, φ=0.416)

表4 基于自由飞原理测得的不同工况下二元矩形发动机模型的轴向力数据

从表4可以看出, 燃烧释热后发动机轴向力明显减小, 且当量比接近的两组试验所得的内推力也较为吻合. 对于2DSM-A(见图6), 对比2020与2022车次的轴向力数据, 可得当量比φ=0.358时燃烧释热产生的无量纲推力为13.31. 对于2DSM-B(见图8), 对比2023与2025车次的轴向力数据, 可知同等氢气喷注量条件下空气来流与氮气来流的轴向力显著不同, 二者无量纲轴向力之差为14.16, 与2DSM-A模型的冷热态轴向力之差相差6.4% (当量比偏差3.3%), 这说明本文发展的重模型自由飞测力技术具备发动机推力定量测量能力.

4 结论

针对Mach数8以上冲压发动机地面试验能力不足问题, 本文基于FD-21高焓激波风洞, 开展了高Mach数吸气推进试验技术探索.

(1)提升了FD-21风洞的重活塞驱动能力, 获得了总压18.66 MPa, 总温3 950 K,Ma=9.62, 静压436.6 Pa, 速度3 km/s的高焓大动压模拟流场, 以速度与压力为匹配指标, 实现了Ma=9.62, 动压28.2 kPa飞行条件的总压与总温风洞模拟, 同时发展了高时间分辨率吸收光谱测量技术和基于重模型自由飞原理的发动机推阻测量方法.

(2)设计了弯曲激波压缩二元发动机, 构建了燃料在线供应与喷注控制、 模型悬挂与瞬态释放及相关测量一体的试验系统, 在Ma=9.62的风洞模拟环境中进行了集成验证试验, 定量测得了有/无氢气与空气/氮气超声速气流作用下二元发动机的壁面压力、 吸收光谱峰值吸收率、 轴向力等数据, 观测到了进气道唇口与燃烧室部位的纹影.

(3)多次试验所得的壁面压力、 峰值吸收率、 轴向力随时间变化曲线均存在2 ms以上的平台, 表明二元发动机建立了准定常流动. 冷热态及氮气对照组的壁面压力分布、 峰值吸收率、 轴向力等数据的显著差异及两组数据所呈现出的一致性特征， 说明所建立的模拟流场、 燃烧诊断技术、 发动机推阻测量技术是有效的， 也确认了二元发动机实现了点火燃烧、 获得有效热功转换， 为后续相关研究奠定了良好的基础.

致谢感谢国家重点研发计划资助项目(2019YFA0405204)和国家自然科学基金(11772316)的资助. 感谢稳定支持项目(80000900019921472031)的资助和中国航天空气动力技术研究院的陈农、 刘展研究员在自由飞技术方面的指导, 感谢中国航天空气动力技术研究院的刘训华、 王玉东、 庞健、 田力、 王燕等同志在试验安全及技术的指导, 感谢中国科学技术大学金熠高工团队提供的吸收光谱软硬件支持.