冲压发动机地面实验技术研究

冯 钦，邵 博

（中国飞行试验研究院，陕西 西安 710089）

冲压发动机因具有比冲高、射程较远等优势而愈来愈受到重视[1-3]，广大科研工作者对其性能与工作过程进行深入的研究。目前对于临近空间、高超声速武器而言，使用冲压发动机为其提供推力的可行性已经得到充分的证明，其中发动机内流场流动机理、发动机点火、超声速燃等关键问题已经得到了充分的研究，但更深层次的流动现象，发动机性能数据等问题仍需要通过大量的数值模拟、地面试验甚至飞行试验才能解决，而试验验证技术是从理论研究跨入实际应用的关键。先进的冲压发动机的研制工作离不开试验技术，尽管CFD 技术目前发展成熟，但其仍然不能完全模拟真实的燃烧特性。相比于代价高昂的飞行试验，地面试验设备投资小且实验方便，是目前主流的实验方案选择之一。在地面实验设备中，直连式实验系统风洞气动压比较低、运行成本低以及运行时间长，因此除了进行冲压发动机燃烧室实验，为发动机燃烧室提供特定流量、马赫数及总压的气流外还可以被用来进行进气道吹风实验。鉴于上述优点，直连式实验仍可作为冲压发动机技术领域的主要研究手段，为了进一步增强在冲压发动机研究领域的实验能力，本文主要研究了某直连式实验设备相关实验技术、性能参数、实验测量技术并基于LabVIEW 平台“JKI-状态机”框架搭建了测试系统。

1 直连式实验系统组成及工作原理

在进行固体火箭冲压发动机实验之前，需要进行进气模拟，进气模拟的方式有自由射流模拟以及直连进气模拟。自由射流进气模拟能够真实的模拟导弹飞行情况，验证固体火箭发动机进气道的性能，但是自由射流进气设备昂贵以及实验费用高。直连进气模拟设备投资小、能耗低及实验方便，虽不能真实模拟进气道在导弹飞行时外压段波系结构等特性，但利用壅塞原理可用于模拟进气道喉道后的流场情况。

直连式进气模拟利用壅塞原理模拟进气道激波系后的来流情况，使该处气流的总压与总温达到特定要求。如图1 所示。

图1 直连式进气模拟示意图

直连式实验系统由空气供应系统、空气加热系统、实验台控制系统、发动机试车台、以及实验测试系统组成。空气供应系统由空压机与储气罐组成，在实验前利用空压机向储气罐内压入气体，保证储气罐内具有足量空气以满足实验需求。空气加热系统采用直接加热的方法，向来流中喷射燃料（航空煤油）并使其燃烧进而达到提高气流温度的目的，这种加热方式设备简单、热惯性小但会消耗气流中的氧气含量，因此需要进行额外补氧以保证气流中氧气质量百分比为23%。发动机试车台及测试系统用于实验中安装发动机及测量发动机实验参数[4-5]。如图2 所示。

图2 固体火箭冲压发动机直连式实验系统流程图

2 直连式实验台测试系统

对于直连式实验系统而言，固冲发动机在工作过程中，燃气发生器为高温、高压环境，补燃室内为温度、压力较低但流动状况复杂，且实验时间较短，多为数十秒，因此对被测量的各参数之间同步性要求较高。根据发动机上述特点，对测试系统提出了以下要求：

（1）可采集温度、压力及推力等物理量。

（2）耐高温、高压。

（3）可适应高低压、高低温测试需求，数据实时采集及保存。

图3 给出了测试系统流程图，测试系统硬件由传感器、数据采集卡组成，其中传感器包括温度传感器、压力传感器以及推力传感器。

图3 测试系统流程图

基于LabVIEW 编写了实验台测试系统所用的测试软件，软件界面如图4 所示。LabVIEW 作为一种图形化编程语言，根据数据在程序框图节点间的流动来决定VI 及函数的执行顺序，该语言采用图形化编程，避免了繁重的代码，可以更加专注于编程方法和程序结构的设计[6-7]。该语言学习方便，是进行测试软件开发的优秀选择。DAQ 作为LabVIEW 的核心技术之一，可从传感器或其他待测设备中自动采集信息。以DAQ 为核心搭建数据采集系统，开发速度快且使用范围广，满足直连式实验台对测试软件的要求。

图4（a）为软件的数据采集显示界面，其中包括压力、温度、推力及归一化图。归一化图功能，能够直观显示各种不同参数的变化趋势，便于在实验过程中观察各参数间变化规律及相关联系。图4（b）为软件采集设置界面，最多可同时采集32 路信号。可选择单端、差分2 种接线方式，并设置其量程。进行温度测量时，可设置测量量程并修改冷端补偿值，同时可选择冷端补偿通道，确保温度采集的准确性。测量压力、推力时可设置其单位。

图4 数据显示及采集设置界面

图5 为该测试软件的总体框架“JKI-状态机”。JKI状态机是JKI 维护的一个开源项目，具备“状态打包”功能，并且能够进行数据传输，降低了程序复杂性的同时提高了程序开发效率[8]。

图5 测试软件总框架“JKI-状态机”

3 进气模拟实验及数值仿真

在实验时，储气罐内气体进入直连式实验台通过调节阀来控制来流总压。在压力增长的过程中，调整燃油流量。在来流总压达到实验设定压力时使燃油流量达到计算值，观测来流温度。当来流总压达到设定的实验压力时，实验台氧气电磁阀打开，在空气加热系统前侧补入氧气，确保来流中氧气含量为23%。

实验条件为飞行高度20 km、飞行马赫数3，结合理论计算确定其典型飞行状态下的总温、总压参数分别为330℃、0.2 MPa。图6 给出该发动机模拟进气实验时实验台空气加热器后侧的气流总温、总压折线图。由图可看出，在100 s 时，后侧压力及温度基本稳定，达到实验要求，发动机可正常点火。图7 给出了在模拟进气实验中测试系统采集的进气道喉道处的总压及总温，截取了实验台空气来流稳定时，进气道喉道处参数变化。由图7 可看出，在实验台来流稳定时，进气道喉道处气流也基本稳定，稳定时温度为328℃，温度差在0.06%，满足实验要求。

图6 空气加热器后侧压力及温度

图7 进气道喉道处总压及总温

对实验所用的模型进行了数值仿真计算，得到喉道处壁面压力如图8 中所示，与实验测得数据进行比较，误差在5%之内，理论计算、数值仿真计算与实验结果吻合较好，在靠近壁面处，由于气流黏性作用导致略小于中间点，所搭建测试系统能够捕捉到各测量点各参数的实验值，能够满足实验要求。

图8 进气道喉道壁面压力

4 结束语

本文通过对冲压发动机地面实验技术的研究，并对某固冲发动机进行了进气模拟实验，实验中确定了实验台前侧参数，压力、温度和燃油压力等确保能够模拟在高空飞行时进气道正常工作情况下喉道处的总压、总温，保证地面实验的准确性。基于LabVIEW 平台“JKI-状态机”架构编写了测试系统的上位机软件，该软件最多可同时采集32 路信号，包括压力、推力和温度等参数。采集时可选择单端、差分2 种接线方式，并设置其量程。进行温度测量时，可设置测量量程并修改冷端补偿值，同时可选择冷端补偿通道，确保温度采集的准确性。测量压力、推力时可设置其单位。软件设置了归一化视图功能，在实验中可同步观察多参数的变化趋势，并通过模拟进气试验验证了测量系统的精度及可靠性，在使用过程中软件操作及响应正常，可在直连式实验系统中使用并推广。