ESTABLISHING PROCESS OF SCRAMJET FLOW AND ETHYLENE-BURNING AT Ma10 CONDITIONS OF FD-21 SHOCK TUNNEL
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摘要: 针对高焓激波风洞冲压发动机试验过程中流场建立与燃料点火、火焰传播、稳定之间存在强耦合以及风洞膜片烧蚀污染问题, 采用壁面测压与激发态OH*/CH*基化学发光光谱诊断相结合的手段, 探讨了长2 m、三维曲面压缩、带双侧凹腔的超燃冲压发动机在FD-21风洞Ma10模拟条件下有无乙烯燃料喷注时的流场建立过程, 阐述了风洞起动过程中的膜片烧蚀干扰情况, 揭示了点火、火焰稳定过程中OH*, CH*基时空分布与壁面压力关联特征, 精细化给出了冷热态发动机壁面沿程静压分布. 无燃料喷注的冷态通流条件下OH*, CH*基时空变化图像表明风洞膜片烧蚀污染主要存在于发动机流场建立初期的1 ms内. 乙烯喷注时OH*, CH*基时空变化发光图像表明发动机流场建立初期2 ms内会产生大量的自由基, 之后CH*基浓度下降至相机不可探测范围、OH*基浓度则维持在较为平稳的水平, 燃烧趋于动态稳定状态. 冷热态发动机壁面沿程静压分布存在倍数差异, 乙烯喷注时自喷注位置下游第一个测点开始出现压力跃升、直至尾喷管出口附近才膨胀至与冷态接近, 热态壁面压力约为冷态的2倍, 冷热态取样时间内的压力波动幅度近似一致、均小于10%, 与冷热态压升幅度存在数量级上的差异. 这些数据表明FD-21风洞可开展高超声速气流中的乙烯燃烧试验.Abstract: To explore the practicability of the free-jet experimental study on the scramjet fueled hydrocarbon, several tests of a three-dimensional scramjet were conducted at Ma10 simulated conditions of FD-21 piston-driven high enthalpy shock tunnel. The test article was the scramjet including a curved-surface compression inlet, a nearly constant rectangular-section isolator, a little divergent combustor with a cavity and a nozzle with the cross-section transition of rectangle to circle. The chemiluminescence visualization of the excited OH*/CH* radical along with the wall pressure measurement was developed to study the establishing process of scramjet flow and ethylene-burning. The temporal and spatial images of OH*/CH* in the combustor, together with the scramjet bodyside wall pressure data, were obtained for the tare without fuel injection and the ethylene injection conditions. For the tare condition, the OH* and CH* radicals in the combustor only exist at the first 1 ms period of the scramjet flow setup process, and the wall pressure of all taps tends to a plateau after a sharp increase at the air-flow arrival, revealing that the contamination of the diaphragm ablation can be ignored and a quasi-steady flow can be achieved. For the ethylene injection condition, a large number of OH* and CH* radicals emerge at the first 2 ms period of the scramjet flow setup process and then tend to a pseudo constant of a low OH* and an undetected CH* radical concentration, in spite of the wall pressure feature almost identical to that for the tare case. Additionally, the dramatic difference was achieved in the scramjet wall pressure distributions for the tare and the ethylene injection conditions, which was several orders of magnitude greater than the pressure fluctuation of the sample time interval. These evolving features of OH*/CH* radical and wall pressure data indicate an achievement of ethylene burning in hypervelocity flow, and the freejet experiment of a high Mach number scramjet fueled ethylene can be performed in FD-21 shock tunnel.
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Keywords:
- high enthalpy shock tunnel /
- scramjet /
- chemiluminescence /
- flow establishing /
- ethylene combustion
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引 言
吸气式高超声速动力在空间运输和国家空天安全等方面均有重要应用价值, 吸引了众多航空航天大国竞相角逐[1]. 经过半个多世纪的研究, 飞行马赫数7以下(Ma≤7)超燃冲压发动机技术取得系列突破、转入工程研制, 但更高马赫数方面仍处于基础原理探索阶段、面临诸多亟待解决的关键科学技术难题[2-6], 如高焓离解与化学非平衡效应、高超声速或超高速气流中的燃料增混与燃烧强化、热力学循环效率与燃烧效率的优化匹配、高焓低雷诺数边界层流动与控制、高马赫数发动机地面试验技术等. 近年来, 国内针对这些问题的相关研究逐渐兴起. 张时空等[7]采用CFD++软件, 以7组分、9反应的氢气/氧气反应动力学模型, 分析了日本HIEST风洞试验模型在Ma12条件下的流场结构、空间释热分布以及火焰稳定机理, 获得与风洞试验符合较好的计算结果. 杨甫江等[8]以二元发动机模型为研究对象, 通过二维数值模拟和一维理论分析, 研究了Ma7 ~ 10来流下的发动机性能, 结果显示在Ma10来流下发动机比冲性能不足1200 s. 韩信等[9]理论分析了冲压发动机的爆燃和爆震燃烧组织方式的推进性能, 提出通过添加燃料和氧化剂的方法提升推力. 何粲等[10]修正计算方法的可压缩性, 对飞行Ma12条件下超燃冲压发动机的流场与燃烧进行了三维数值模拟, 发现流场中绝大部分区域为非预混燃烧和燃烧室气流静温会超过2500 K、热力学非平衡效应明显. 韩亦宇等[11]采用量热完全气体模型、单温度模型、双温度模型, 数值评估了热力学非平衡效应对JAXA M12-02, DLR超燃冲压发动机模型以及Hyshot II冷态流场的影响, 结果表明热力学模型对发动机前段的波系结构影响较小、但对后段波系的影响则因积累效应显现. 张启帆等[12]数值研究高温气体效应对Ma10级进气道流动的影响时, 发现高温引起的吸热离解反应会抑制进气道内的流动分离, 提升进气道再起动能力, 但对进气道流场结构和总体性能的影响较小. 徐雪睿等[13]发展了考虑燃料/空气混合与燃烧、壁面传热及高温燃气解离效应的一维流动与传热分析模型, 定量分析了飞行Ma10工况下解离效应对发动机燃烧室内流参数和性能参数的影响程度, 结果表明高温解离对高马赫数燃烧室流动与传热影响显著. Yu等[14]采用自开发的HiSCFOAM-NonE热化学非平衡燃烧场求解器, 研究了燃烧室入口热非平衡条件对燃烧动态特征的影响, 发现振动非平衡温度升高促进离解反应、缩短点火延迟时间、改善总体燃烧效率. 这些数值与理论研究提升了高马赫数超燃冲压发动机的相关认识, 但空气离解反应及其与燃烧耦合作用模型仍依靠国外试验数据进行校验, 因此很有必要深化国内相关试验研究能力, 为数值模拟及理论分析提供验证试验数据.
高焓激波风洞可提供高焓大动压模拟流场, 为Ma8以上超燃冲压发动机试验提供了试验条件. 自美国空天飞机计划(NASP)提出Ma0 ~ 25超燃冲压发动机概念后, 高焓激波风洞就被用于高马赫数超燃冲压发动机研究, 包括美国的LENS[15-16]和HyPulse[16]、澳大利亚的T4[17-21]、日本的HIEST[22-23]、德国的HEG[24-27]和国内的JF-12[28-30], JF-24[31-32], FD-14A[33-35], FD-21[36-38]等. 然而随着模拟总焓和总压的提升, 高焓激波风洞的有效试验时间大幅度缩短、一般只有几毫秒[39], 使试验过程中发动机流场建立与燃料点火、火焰传播及稳定之间存在强耦合, 再耦合风洞起动过程中的膜片烧蚀污染, 给稳定燃烧及有效试验时间段的高精度识别带来极大挑战. Tanno等[40]结合壁面压力、加速度随时间变化特征, 分析了HIEST风洞超燃冲压发动机的流场建立过程, 但压力等宏观量并不能反映燃料的点火过程. 刘朝阳[41]在研究高焓条件下自点火主导的燃烧稳定机制时, 发现自点火阶段化学反应放热量非常少, 温度、压力等宏观量变化非常小. 化学发光出现在火焰反应区及高温产物中, 它与当量比、速度和压力等密切相关, 通过对火焰自发光的辐射观测可以更全面地了解燃烧过程. 燃烧中间产物一般有OH*, CH*, C2*等, 如表1所示. 对于碳氢化合物的燃烧, 激发态自由基主要是OH*, CH*的化学发光, 其中OH*是标识放热率的良好指示剂, 其辐射波长为309 nm, 为紫外辐射, 它的形成主要归咎于表1中的反应R1, 而表1中的R2和R3则主要与氢火焰相关. CH*的辐射波长之一为431 nm, 在蓝色区域, 常被用于超声速燃烧的稳焰特征诊断. Yuan等[42]通过高频CH*基发光诊断技术, 在Ma2.5直连试验台成功识别出了凹腔稳焰燃烧室的乙烯燃烧4种稳焰模式. 蔡遵[43]通过CH*/OH*基发光诊断技术, 获得了超声速后缘突扩凹腔燃烧室中的燃料输运、混合、强迫点火及火焰稳定过程, 揭示了超声速流动和燃烧机理. Gamba等[44]应用OH*基发光诊断与纹影相结合的手段, 在膨胀管Ma2.4模拟条件下成功观测到壁面横向燃料射流的全局火焰结构、穿透深度及点火位置.
表 1 激发态基团的形成路径和特征波长Table 1. Generating path and characteristic wavelength of the excited radicalsRadical Reaction Wavelength/nm OH* R1: CH + O2→CO + OH* 292.9, 308.9 R2: H + O + M→M + OH* R3: OH + OH + H→H2O + OH* CH* R4: C2H + O2→CO2 + CH* 397.1, 431.4 R5: C2H + O→CO + CH* C2* R6: CH2 + C→C2* + M 513, 516.5 本文综合燃烧化学发光诊断技术的优越性, 结合壁面测压手段, 在FD-21风洞名义Ma10流场中研究冲压发动机流场建立与燃料燃烧过程之间的耦合特征, 阐述风洞起动激波、膜片烧蚀等的干扰, 揭示点火和火焰稳定过程中的OH*和CH*基时空分布与壁面压力关联特征, 服务于试验数据的精细化处理, 提升测量数据的指示能力.
1. 试验设备及试验条件
试验设备为中国航天空气动力技术研究院FD-21高能脉冲风洞(简称FD-21风洞), 为重活塞驱动的大尺度反射型激波风洞[37-38], 通过调整重活塞质量、重活塞发射用的气体压力、驱动段(压缩管)内的氦氩气混合比例与初始充气压力、被驱动段(激波管)内的试验气体(本文为空气)初始充气压力, 来获得不同的运行能力, 实现不同飞行条件的模拟. 重活塞在驱动段内运动、压缩氦氩混合驱动气体, 使驱动气体达到高温高压状态, 直至主膜片破裂, 在被驱动段内产生很强的、向风洞喷管一侧运动的入射激波. 入射激波撞击在二道膜片(被撞击时瞬间破裂)反射后, 试验气体被加热成高温、高压状态, 再由拉瓦尔喷管加速形成与真实飞行环境近似一致的复现总焓、高马赫数来流条件.
试验气体的总压由布置在二道膜前的Kulite传感器直接测量给出, Kullite传感器的量程为60 MPa, 测量精度为 ±1%F.S. 试验气体的总温则是先根据被驱动段末端入射激波马赫数和被驱动段内的室温空气初始压力计算出理论总温和总压, 然后由实测总压及等熵膨胀或压缩理论, 修正得到实测总压对应的总温. 试验过程中的典型总压和入射激波马赫数分布如图1和图2所示. 入射激波速度通过布置在被驱动段壁面上的压电传感器记录激波扫过的时刻及对应传感器的轴向位置计算获得, 再由室温空气的声速无量纲化、得到入射激波运动马赫数. 根据被驱动段末端的入射激波马赫数Mas = 6.80, 室温空气初始压力50 kPa, 结合5组分空气热平衡离解模型, 得到理论总温4217.6 K、总压22.25 MPa, 进一步膨胀到实测Pt = 18.28 MPa (图1中1.5 ~ 6.5 ms内均值), 得到实际总温Tt = 4088.7 K. 采用Park II的5组分、5方程双温度离解模型[45], 对喷管热化学非平衡流动进行轴对称数值模拟, 其中湍流模型为k-ω SST模型, 化学反应系数源自文献[46], 可得表2所示的喷管出口参数.
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图 1 Kulite传感器测得的总压曲线Figure 1. Time trace of total pressure measured by Kulite transducers![]()
图 2 被驱动段内的入射激波马赫数沿程分布Figure 2. Mach number distribution of the incident shock moving along the driven tube表 2 本文试验喷管出口参数(组分含量为质量百分比)Table 2. Experimental conditions in the current paperMa∞ P∞/Pa R∞/(kg·m−3) T∞/K Tvib, ∞/K U∞/(m·s−1) CN2,∞/% CO2,∞/% CNO,∞/% CO,∞/% CN,∞/% 9.50 375 4.60 × 10−3 283 1590 3107 73.93 19.95 5.96 0.16 0.00 2. 试验模型及测量方法
2.1 试验模型及燃料注入方案
发动机模型如图3所示, 由三维曲面压缩进气道、矩形截面隔离段、矩形截面燃烧室以及矩形转圆形的尾喷管4部分组成, 全长1.98 m、内流道宽度保持90 mm恒值. 进气道外压缩面为流线追踪设计的三维曲面, 在进入内流道之前通过后切的侧壁和收窄的内流道实现边界层排除, 以抑制进气道内部的边界层分离, 并改善起动能力, 理想捕获面积为0.018 m2. 燃烧室为入口高度为20 mm、带有双侧凹腔、微扩的等宽矩形流道, 其中凹腔的深度为5 mm、长深比为5、后缘夹角为45°, 凹腔前缘距发动机头部顶点的流向长度为1279.1 mm, 凹腔及凹腔下游布置了两块长度110 mm的石英观察窗, 用于燃烧室的燃烧流场观测. 模型压缩面布置38个压力传感器, 依次标记为P1 ~ P38, 涵盖进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管4部分, 分别采用上海天沐NS-2和昆山双桥SQ的两种压阻传感器, 其中P1, P3, P4, P6, P8, P15, P17, P34 ~ P38为量程50 kPa和100 kPa、标称精度 ±0.3%F.S.的SQ压阻传感器, 其他位置为量程50 kPa和100 kPa、标称精度 ±0.25%F.S.的NS-2压阻传感器, 用于测量发动机沿程压力变化. 由于传感器结构不同, 两种传感器的响应时间存在明显区别, 如图4所示, 其中横坐标的零时刻为采集器的触发采集时刻. 天沐传感器标称固有频响为50 ~ 820 kHz, 受安装结构限制, 实际响应频率约为330 Hz, 如图4中的NS-2实线所示, 响应时间段为2 ~ 5 ms. 双桥传感器标称固有频响为100 kHz, 实际响应频率约为770 Hz, 如图4中的SQ虚线标识, 响应时间段为2 ~ 3.3 ms. 两种传感器响应时间差异给压力数据归一化处理带来很大挑战. 此外, 气流流经长1.98 m发动机也需要一定的时间, 按照自由来流速度3107 m/s估算也需0.64 ms, 再结合Rogers等[47]的数值分析知, 边界层完全建立需要约3倍特征时间即1.92 ms, 这与两种传感器的响应时间差(约1.7 ms)相近, 因此下文压力数据分析时不作二次处理, 均以采集器的触发时刻为零时刻, 与激发态自由基辐射发光图像的零时刻保持一致, 以两种压力传感器测得压力数据均趋于平稳后的时间段为有效取样时间.
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图 4 通流条件下隔离段测点压力随时间变化特征(实线为NS-2传感器, 虚线为SQ传感器)Figure 4. Time trace of the isolator wall pressure at the streamwise location, where solid and dash lines denote NS-2 and SQ transducers’ data, respectively乙烯燃料喷注位置距发动机前缘距离为1229.1 mm, 距凹腔前缘上游50 mm, 未被可视化石英窗口覆盖, 介于P19与P20之间, 由5个直径2 mm的喷注孔垂直注入到主气流中, 其中压缩面一侧均匀布置3个孔、唇罩一侧均匀布置2个孔, 试验中通过测量喷注孔驻室压力, 并按照声速射流条件, 计算喷注流量. 受风洞试验时间限制, 燃料的注入通过风洞驱动段压力传感器触发时序控制器、并延时70 ms后启动高速电磁阀来控制. 试验过程中典型的燃料喷注孔驻室压力、风洞总压、进气道上游测点压力随时间变化曲线如图5所示, 可以看出, 风洞流场建立及准定常阶段的燃料喷注压力近似保持恒值.
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图 5 试验过程中燃料喷注孔驻室压力、风洞总压、进气道上游测点压力随时间变化曲线Figure 5. Typical time traces of the ethylene-injection stagnation pressure, air-freestream stagnation pressure and the inlet wall pressure2.2 化学发光光谱诊断方法
在高焓条件下受空气离解影响, 模拟流场存在较强的自发光, 单纯的高速摄影难以分辨燃料点火、火焰传播与稳定特征, 本文采用激发态OH*基与CH*基自发辐射进行观测. 火焰中OH*基主要分布在燃烧反应区以及高温燃烧产物中, 其自发辐射光的波长主要集中在309 nm附近, 属于紫外波段, 试验采用单张与高速两种方式记录凹腔及凹腔下游的OH*时空分布, 单张拍摄用ICCD相机、紫外镜头以及窄带滤波片(307 ± 10 nm)相结合的方式记录, 高速拍摄采用Photron FASTCAM SA-4, UVi Series 1850像增强器、紫外镜头以及窄带滤波片(307 ± 10 nm)相结合的方式实现.
火焰中CH*基自发辐射光的波长主要集中在397 nm和431 nm附近, 属于可见光波段, 可以直接采用高速相机与滤波片相结合的方式, 对CH*基的自发辐射进行成像. 本文采用中心波长为430 ± 10 nm的带通滤波片对CH*基进行拍摄, 高速相机为Photron FASTCAM SA-Z (在拍摄速度为20000帧/秒时的图像分辨率为1024 × 1024像素), 镜头为焦距为80 ~ 200 mm、最大光圈为2.8的Nikon变焦镜头.
试验时, 同时拍摄CH*基和OH*基, 高速相机与ICCD相机并排放置于风洞试验段外, 与燃烧室侧壁几乎垂直, 如图6所示. 通过DG645信号发生器实现ICCD, SA-4, SA-Z等相机与风洞启动、壁面压力采集器的时序同步. DG645信号发生器均由总压传感器的电压值达到1.2 V触发启动, 并作为所有采集系统的零时刻. ICCD延时9 ms、曝光时间为25 µs、记录一张数据位深为16位的图像. UVi像增强器的曝光时间为25 µs, 由SA-4相机触发启动, SA-4相机帧速为5000 Hz、曝光时间为200 µs, 记录一系列数据位深为8位的图像. SA-Z相机的拍摄速度为40 kHz、曝光时间为20 µs, 记录一系列数据位深为12位的图像. SA-4, SA-Z和压力采集器等之间的时序设置无延时、理论上完全同步, 实际偏差取决于DG645信号发生器及各设备的固有时钟、大约在μs量级, 在流场与燃烧建立过程分析时不考虑其的影响.
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图 6 OH*基与CH*基自发辐射同时拍摄现场布置图, 从左至右依次为ICCD、增强器与SA-4组合、SA-ZFigure 6. The chemiluminescence visualization layout of the excited OH*/CH* radical, where the devices are ICCD, Photron FASTCAM SA-4 with UVi-1850 image intensifier and SA-Z from left to right利用自由基发光诊断技术和测压手段, 在表2所列的试验条件下, 基于图3所示的发动机模型, 开展了多轮有/无乙烯喷注的名义Ma10自由射流试验, 下文就冷热态工况下发动机流场及乙烯燃烧建立过程进行详细论述.
3. 通流流场建立过程
无燃料喷注的冷态通流(ER = 0, 后文无特殊说明, 冷态通流均指此工况)条件下, 进气道(P1, P4)、隔离段(P17, P19)、燃烧室(P22, P25, P32)、尾喷管(P36)壁面典型测点压力随时间变化特征如图7所示, 横坐标的零时刻为采集器零时刻. 可以看出,t = 2 ms时压力迅速升高, 标志着空气主流到达试验模型, t = 5 ms时压力趋于平稳、持续到9 ms, 之后进气道压力显著下降、隔离段和燃烧室压力剧烈波动, 标志着有效试验时间窗口的结束. 对平稳时间段内每1 ms内的压力取平均, 可得图8所示的不同时间段内发动机壁面沿程静压分布, 可以看出, 5 ~ 9 ms内进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管的壁面静压沿程分布规律相近. 因进气道唇口附近边界层自动排除设计, 进气道壁面压力沿流向存在微弱减小, 经唇口激波的压缩, 壁面压力迅速升高, 而后受隔离段、燃烧室微扩设计而下降, 在遭遇凹腔激波压缩后大幅升高, 而后再次下降、直至尾喷管出口. 此外, 还观察到各测点压力随着试验时间推移略有小幅上升, 推测可能是由两方面原因造成. 一方面是由热边界层建立及与之相伴的激波边界层相互作用导致, 这主要体现在5 ~ 6 ms与6 ~ 7 ms时间段内的压力均值分布, 如图8中的方块与正三角所示, 进气道(图8中的x < 0.9 m)和尾喷管(图8中的x > 1.5 m)的壁面压力几乎完全一致, 而略带扩展的隔离段、燃烧室则存在一定差异. 另一方面则是由来流变化导致, 这主要是体现在6 ~ 7 ms与7 ~ 8 ms时间段内的压力均值分布, 如图8中的正三角与菱形所示, 从进气道至尾喷管的压力整体升高, 初步分析是由风洞被驱动段内的反射激波与接触面作用导致. 这在图1所示的总压曲线亦有体现, 总压随试验时间整体逐渐下降, 但局部存在小幅上升, 如2 ms和4 ms左右. 分析6 ~ 8 ms压力波动情况, 相对均值的波动百分比几乎都在10%以内幅度, 不会影响燃烧释热情况的判别.
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图 7 通流条件(ER = 0)下, 进气道(P1, P4)、隔离段(P17, P19)、燃烧室(P22, P25, P32)、尾喷管(P36)壁面典型测点压力随时间变化曲线(实线为NS-2传感器, 虚线为SQ传感器)Figure 7. Time traces of the pressure on the inlet (P1, P4), isolator (P17, P19), combustor (P22, P25, P32) and nozzle (P36) wall for the tare case without ethylene injection, where solid and dash lines denote NS-2 and SQ transducers’ data, respectively (ER = 0)![]()
图 8 通流条件下, 不同时间段内的发动机壁面静压均值沿程分布Figure 8. Streamwise distributions of the scramjet bodyside wall pressure averaged by the 1 ms interval, along with the corresponding standard deviation for the tare case通流条件下, 发动机流场建立过程的发光图像如图9和图10所示. 图9为t = 1.9 ~ 2.2 ms (间隔0.025 ms)以及t = 2.9 ms的CH*基发光图像, 不同色度表征CH*基不同浓度, 可以看出, 在风洞起动及发动机流场建立初期存在一定量的CH*基, 这表明风洞起动过程中存在较强的烧蚀, 但随着流场逐渐趋于平稳CH*基浓度下降至相机的探测极限(见图9中的t > 2.8 ms图像), 这与图7所示的壁面压力数据呈现的规律近似一致, 如P17测点压力在2.8 ms后趋于平稳. 图10为t = 1.8 ~ 3.0 ms (间隔为0.2 ms)OH*基发光图像, 进一步佐证了上述现象. OH*基浓度下降至相机的探测极限时刻在t = 3.0 ms, 比CH*基达到不可探测的时间晚0.2 ms, 这主要是由于像增强器的敏感度更高导致. 这些数据表明约3 ms以后风洞起动过程中的烧蚀污染对发动机的流场干扰几乎可忽略不计. ICCD拍摄的是t = 9 ms时的单张图像、未检测OH*成份.
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图 9 通流条件下, 流场建立过程的CH*基发光图像(t = 1.9 ~ 2.2 ms和t = 2.8 ms)Figure 9. CH* radical images across t = 1.9 ~ 2.2 ms and t = 2.8 ms for the tare case![]()
图 10 通流条件下, 流场建立过程的OH*基发光图像(t = 1.8 ~ 3.2 ms)Figure 10. OH* radical images across t = 1.8 ~ 3.2 ms for the tare case综合发动机通流流场建立过程的壁面静压特征及发光图像特征可以确定, 风洞起动过程的烧蚀污染主要影响初始阶段的1 ms, 流动趋于准定常后, 压力较为平稳、波动幅度几乎都小于10%, 同时在流场中也检测不到CH*, OH*自由基, 这为后续燃料喷注工况的对比分析提供了良好的基准.
4. 燃烧流场建立过程
图11展示了乙烯喷注(当量比ER = 1.21, 后文无特殊说明, 乙烯喷注均为此工况)时进气道(P1, P4)、隔离段(P17, P19)、燃烧室(P22, P25, P32)、尾喷管(P36)壁面典型测点压力随时间变化曲线. 这里当量比是根据乙烯喷注流量、发动机理想捕获流量、表2所示来流参数折算后的理论空气量计算所得. 可以看出, 受燃料提前喷注的影响, 空气来流到达之前, 隔离段、燃烧室测点具有一定的压力, t = 2 ms左右空气来流到达模型后, 发动机壁面上的压力迅速上升, t = 3.5 ms时压力趋于平稳, 并持续到7.5 ms. t = 7.5 ms之后进气道(P1, P4)和隔离段(P17, P19)的压力持续下降, 凹腔后缘及下游的压力(P22, P25, P32)下降后又开始小幅上升. 与通流(见图7)相比, 空气来流到达发动机内流道, 与提前喷注的燃料射流接触立即发生燃烧反应, 使得相应部位的压力迅速升高, 这一现象可以从隔离段P17测点压力曲线观测到. 对t2 = 4 ~ 9 ms的压力每1 ms取平均, 可得图12所示的不同时间段内发动机壁面沿程静压分布, 可以看出, t = 7.5 ms后进气道、隔离段和燃烧室入口壁面压力出现明显下降(见图12中的x < 1.3 m部分). 进气道和隔离段内压力下降表明来流的冲压能力下降, 燃料射流在空气主流内的穿透深度增加, 强化了燃料与空气主流的掺混, 使燃烧室下游燃烧加剧, 相应地壁面压力进一步增加, 如图12的圆圈标记粉色曲线所示, 但此时有效试验时间已接近结束, 可见有效试验时间段为t = 3.5 ~ 7.5 ms.
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图 11 乙烯喷注(当量比ER = 1.21)时, 进气道(P1, P4)、隔离段(P17, P19)、燃烧室(P22, P25, P32)、尾喷管(P36)壁面典型测点压力随时间变化曲线Figure 11. Time traces of the pressure on the inlet (P1, P4), isolator (P17, P19), combustor (P22, P25, P32) and nozzle (P36) wall for the ethylene injection case of ER = 1.21![]()
图 12 乙烯喷注时, 不同时间段内的发动机壁面沿程静压分布Figure 12. Streamwise distributions of the bodyside wall pressure averaged by the 1 ms interval, along with the corresponding standard deviation for the ethylene injection case图13给出了乙烯喷注时流场建立过程中t = 2.075 ~ 3.8 ms的CH*基发光图像, 可以看出, 空气主流到达发动机流道内, 与乙烯燃料相互作用, 产生了大量的CH*基, CH*基浓度随着流场的逐步建立而逐渐减小, 到t = 3.8 ms时下降至SA-Z相机的探测极限, 在可视窗口内几乎完全消失. 图14展示了乙烯喷注时流场建立过程中t = 2.0 ~ 7.0 ms的OH*基发光图像, 与CH*基图像类似, OH*基浓度随着流场建立而逐步降低、趋于平稳, 特别是t = 4 ms后凹腔下游的OH*基空间分布近似维持在恒定水平, 与图11所示的压力特征相印证. 与通流对比, 乙烯喷注时CH*, OH*基含量更大、持续时间更长, OH*基在凹腔后缘激波加热区更是持续可见. 图15给出了乙烯喷注时t = 9 ms时OH*基发光图像, 左为像增强器记录, 右侧为ICCD记录, 其中0 ~ 1的色度条为图像的位深进行归一化后的灰度值(像增强器记录的图像灰度值采用255归一化, ICCD记录的图像灰度值采用65536归一化), 显然ICCD记录的图像质量更高、识别能力更强. ICCD记录图像显示在凹腔下游较远的第二视窗仍可探测一定含量的OH*基, 而像增强器则未识别到, 但是ICCD记录的是单张图像, 无法给出给燃烧过程特征, 因此后续有必要完善高频OH*基发光诊断能力, 更好地可视化燃烧演化过程.
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图 13 乙烯喷注时, 流场建立过程的CH*基发光图像(t = 2.075 ~ 3.8 ms)Figure 13. CH* radical images between t = 2.075 ms and t = 3.8 ms for the ethylene injection case![]()
13 乙烯喷注时, 流场建立过程的CH*基发光图像(t = 2.075 ~ 3.8 ms) (续)13. CH* radical images between t = 2.075 ms and t = 3.8 ms for the ethylene injection case (continued)![]()
图 14 乙烯喷注时, 流场建立过程的OH*基发光图像(t = 2.0 ~ 7.0 ms)Figure 14. OH* radical images between t = 2.0 ms and t = 7.0 ms for the ethylene injection case![]()
图 15 乙烯喷注时, t = 9 ms时OH*基发光图像Figure 15. OH* radical images at t = 9.0 ms by the different devices for the ethylene injection case综合乙烯喷注时OH*, CH*基时空分布与壁面压力数据发现, 发动机流场建立初期存在大量的CH*, OH*自由基, 但随着主流的逐步建立, 初期形成的大量自由基一方面会通过化学反应消耗掉, 另一方面会被主流吹出发动机流道外, 发动机流场在风洞有效试验时间内趋于准定常并存在约3 ms的平稳时间段, 这表明FD-21风洞5 ms有效试验时间可用于高超声速气流中的乙烯燃烧研究. 值得注意的是, 流场建立初期形成大量的自由基会促进燃烧, 甚至可能改变乙烯燃烧的反应路径, 同时燃料提前喷注也会强化燃料与空气的混合, 进而影响燃烧过程, 后续有必要进一步探索分析.
5. 冷热态参数对比
为了分析燃烧发生前后发动机内的参数变化, 取稳定时间段内的均值, 可得图16所示的冷热态壁面压力分布, 其中无燃料喷注(ER = 0)的冷态取样时间段为图7中的t = 6 ~ 8 ms、乙烯喷注(ER = 1.21)的热态取样时间段为图11中的t = 5 ~ 7 ms, 纵坐标为采用对应车次的第一个测点压力P1无量纲后的压力, 实心方块标识的红色曲线为乙烯喷注工况(ER = 1.21), 实心三角标识的黑色曲线为无燃料喷注工况(ER = 0).
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图 16 不同工况下发动机壁面沿程静压分布Figure 16. Streamwise distributions of the scramjet bodyside wall pressure for the tare and ethylene injection cases结合前文分析知, 红色曲线为燃烧室发生了燃烧的热态工况, 黑色曲线则无燃料喷注的冷态通流工况. 可以看出, 除了进气道入口之前的压力近似一致外, 其他部位的冷热态壁面静压存在显著差异. 燃烧工况(ER = 1.21)的壁面压力自乙烯喷注位置下游第一个测点开始出现跃升、直至尾喷管出口附近才膨胀至与冷态接近, 且热态壁面压力约冷态的2倍. 凹腔前缘产生了较强的膨胀波, 使得凹腔内上游压力呈现出较大下降. 图17进一步给出了取样时间段内的各测点压力波动幅度(以该时间段内的压力标准差ΔP与均值Pave之比的百分比表征), 可以看出, 除了极各别点, 压力波动百分比几乎都在10%以内幅度, 且冷热态的波动幅度近似一致, 与冷热态压升幅度存在数量级上的差异, 表明风洞运行较为稳定, 可用于高超声速气流中的乙烯燃烧试验研究.
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图 17 不同工况下取样时间内的各测点压力波动幅度, 以标准差ΔP与均值Pave之比表征Figure 17. The pressure fluctuation across the sample time period characterized by the ratio of standard deviation to the average for the tare and ethylene injection cases6. 结论
本文综合燃烧化学发光诊断技术的优越性, 与壁面测压手段相结合, 给出了FD-21风洞冲压发动机Ma10通流流场与乙烯燃料燃烧建立过程的物理化学特征, 阐述了风洞起动过程中的膜片烧蚀干扰, 揭示乙烯点火、火焰稳定过程中的OH*, CH*基时空分布与壁面压力特征, 精细给出了冷热态发动机壁面沿程静压分布.
(1)通过冷态通流条件下的OH*和CH*基发光图像发现, 风洞起动过程中的膜片烧蚀干扰主要存在流场建立初始阶段1 ms时间内, CH*基浓度下降至相机不可探测范围的时间约为0.6 ms, OH*基浓度下降至相机不可探测范围的时间约为1 ms, 随着污染干扰削弱到可忽略程度, 发动机壁面各测点压力亦趋于平稳, 且有约4 ms的平稳段.
(2)通过乙烯喷注时的OH*和CH*基发光图像发现, OH*和CH*基浓度在流场建立初始阶段2 ms时间内持续下降, 之后CH*基浓度下降至相机不可探测范围, OH*基浓度则维持在较为平稳的水平, 发动机壁面各测点压力也趋于平稳, 且有约3 ms的平稳段.
(3)冷热态发动机壁面沿程静压分布存在明显差异, 乙烯喷注时自喷注位置下游第一个测点开始出现跃升、直至尾喷管出口附近才膨胀至与冷态接近, 热态壁面压力约冷态的2倍, 且冷热态取样时间内的压力波动幅度近似一致、几乎都小于10%, 与冷热态压升幅度存在数量级上的差异.
(4) OH*和CH*基时空分布与冷热态壁面压力数据表明FD-21风洞可用于高超声速气流中的乙烯燃烧研究.
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图 1 Kulite传感器测得的总压曲线
Figure 1. Time trace of total pressure measured by Kulite transducers
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图 2 被驱动段内的入射激波马赫数沿程分布
Figure 2. Mach number distribution of the incident shock moving along the driven tube
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图 4 通流条件下隔离段测点压力随时间变化特征(实线为NS-2传感器, 虚线为SQ传感器)
Figure 4. Time trace of the isolator wall pressure at the streamwise location, where solid and dash lines denote NS-2 and SQ transducers’ data, respectively
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图 5 试验过程中燃料喷注孔驻室压力、风洞总压、进气道上游测点压力随时间变化曲线
Figure 5. Typical time traces of the ethylene-injection stagnation pressure, air-freestream stagnation pressure and the inlet wall pressure
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图 6 OH*基与CH*基自发辐射同时拍摄现场布置图, 从左至右依次为ICCD、增强器与SA-4组合、SA-Z
Figure 6. The chemiluminescence visualization layout of the excited OH*/CH* radical, where the devices are ICCD, Photron FASTCAM SA-4 with UVi-1850 image intensifier and SA-Z from left to right
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图 7 通流条件(ER = 0)下, 进气道(P1, P4)、隔离段(P17, P19)、燃烧室(P22, P25, P32)、尾喷管(P36)壁面典型测点压力随时间变化曲线(实线为NS-2传感器, 虚线为SQ传感器)
Figure 7. Time traces of the pressure on the inlet (P1, P4), isolator (P17, P19), combustor (P22, P25, P32) and nozzle (P36) wall for the tare case without ethylene injection, where solid and dash lines denote NS-2 and SQ transducers’ data, respectively (ER = 0)
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图 8 通流条件下, 不同时间段内的发动机壁面静压均值沿程分布
Figure 8. Streamwise distributions of the scramjet bodyside wall pressure averaged by the 1 ms interval, along with the corresponding standard deviation for the tare case
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图 9 通流条件下, 流场建立过程的CH*基发光图像(t = 1.9 ~ 2.2 ms和t = 2.8 ms)
Figure 9. CH* radical images across t = 1.9 ~ 2.2 ms and t = 2.8 ms for the tare case
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图 10 通流条件下, 流场建立过程的OH*基发光图像(t = 1.8 ~ 3.2 ms)
Figure 10. OH* radical images across t = 1.8 ~ 3.2 ms for the tare case
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图 11 乙烯喷注(当量比ER = 1.21)时, 进气道(P1, P4)、隔离段(P17, P19)、燃烧室(P22, P25, P32)、尾喷管(P36)壁面典型测点压力随时间变化曲线
Figure 11. Time traces of the pressure on the inlet (P1, P4), isolator (P17, P19), combustor (P22, P25, P32) and nozzle (P36) wall for the ethylene injection case of ER = 1.21
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图 12 乙烯喷注时, 不同时间段内的发动机壁面沿程静压分布
Figure 12. Streamwise distributions of the bodyside wall pressure averaged by the 1 ms interval, along with the corresponding standard deviation for the ethylene injection case
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图 13 乙烯喷注时, 流场建立过程的CH*基发光图像(t = 2.075 ~ 3.8 ms)
Figure 13. CH* radical images between t = 2.075 ms and t = 3.8 ms for the ethylene injection case
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13 乙烯喷注时, 流场建立过程的CH*基发光图像(t = 2.075 ~ 3.8 ms) (续)
13. CH* radical images between t = 2.075 ms and t = 3.8 ms for the ethylene injection case (continued)
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图 14 乙烯喷注时, 流场建立过程的OH*基发光图像(t = 2.0 ~ 7.0 ms)
Figure 14. OH* radical images between t = 2.0 ms and t = 7.0 ms for the ethylene injection case
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图 15 乙烯喷注时, t = 9 ms时OH*基发光图像
Figure 15. OH* radical images at t = 9.0 ms by the different devices for the ethylene injection case
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图 16 不同工况下发动机壁面沿程静压分布
Figure 16. Streamwise distributions of the scramjet bodyside wall pressure for the tare and ethylene injection cases
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图 17 不同工况下取样时间内的各测点压力波动幅度, 以标准差ΔP与均值Pave之比表征
Figure 17. The pressure fluctuation across the sample time period characterized by the ratio of standard deviation to the average for the tare and ethylene injection cases
表 1 激发态基团的形成路径和特征波长
Table 1 Generating path and characteristic wavelength of the excited radicals
Radical Reaction Wavelength/nm OH* R1: CH + O2→CO + OH* 292.9, 308.9 R2: H + O + M→M + OH* R3: OH + OH + H→H2O + OH* CH* R4: C2H + O2→CO2 + CH* 397.1, 431.4 R5: C2H + O→CO + CH* C2* R6: CH2 + C→C2* + M 513, 516.5 
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表 2 本文试验喷管出口参数(组分含量为质量百分比)
Table 2 Experimental conditions in the current paper
Ma∞ P∞/Pa R∞/(kg·m−3) T∞/K Tvib, ∞/K U∞/(m·s−1) CN2,∞/% CO2,∞/% CNO,∞/% CO,∞/% CN,∞/% 9.50 375 4.60 × 10−3 283 1590 3107 73.93 19.95 5.96 0.16 0.00
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