脈沖風洞熱噴流實驗方法初步研究

陳雪冬，王發民，唐貴明

（中國科學院力學研究所高溫氣體動力學國家重點實驗室，北京 100190）

0 引 言

航天飛行器在高空高速飛行時，由于空氣密度急劇下降造成自由流動能快速下降導致飛行器控制舵面效率大大降低。為了滿足高空快速的氣動操縱需求，飛行器大多采用發動機羽流以及飛行器側向噴流控制。沖壓發動機羽流和飛行器周圍流場的相互干擾，以及高速導彈側向噴流與自由流的相互干擾對飛行器氣動特性的影響是理論和工程應用面臨的一個重要問題［1－3］。

為了認識噴流干擾流動現象，了解噴流干擾對氣動特性的影響，國內外進行了廣泛的地面模擬實驗研究，Pratese等［4］利用NSWC超高速風洞，實驗研究了噴流控制技術；Gruer［5］和Mudford［6］分別研究了冷態噴流干擾流場的壓力分布和熱流分布。李素循［7－9］系統地介紹了噴流導致超聲速流場中激波與邊界層干擾的復雜流動現象。美國針對X－43A進行了大量沖壓發動機非對稱噴管羽流對飛行器氣動力影響的實驗研究，利用總溫為常溫的噴流在滿足落壓比、總溫比、馬赫數和幾何相似的條件下，研究冷態噴流干擾對飛行器氣動操縱特性的影響，研究表明氣動操縱特性在冷態噴流作用下相比無噴流時產生劇烈變化，說明冷噴流對飛行器氣動操縱特性產生顯著影響。

美國航天飛機的大量實踐表明：真實飛行中燃氣噴流對飛行器局部氣動熱環境會產生很大影響，而目前有關熱噴流氣動熱實驗開展得較少。當前絕大多數實驗是在脈沖風洞中進行的冷態噴流實驗，不能提供高總溫的燃氣噴流，也不能真實反映出實際飛行中燃氣噴流（熱噴流）對飛行器機體和結構部件局部熱環境的影響。因此需要研制一種脈沖燃氣噴流模擬裝置，配合脈沖風洞進行縮比模型的燃氣噴流模擬實驗。

脈沖燃氣噴流系統的研制有以下兩大難點：（1）瞬態穩定熱噴流氣源的產生及熱力學參數的測量。（2）為了與脈沖風洞同步運行，必須保證短時間（50ms以內）起動運行。

為了解決以上技術難題，筆者以氫氧燃燒路德維希管為基本設計思路，研究設計了一套可以配合脈沖風洞工作的瞬態熱噴流氣源供氣系統，將此系統與脈沖風洞系統配合，同步工作，可以完成發動機縮比模型熱噴流氣動熱實驗。研究了不同配比的混合可燃氣體以及不同點火方式對熱氣源產生的影響，發現組分為H2、N2、O2的可燃混合氣體，當H2過量時，采用膜片前端點火的方式可以獲得穩定狀態的熱噴流氣源。實驗中還發展了熱噴流氣體總溫參數的測量方法。

1 熱氣源供氣平臺的總體框架

為實施該研究，將中科院力學所原有的葉柵風洞改造為可以提供熱噴流氣源的可控平臺，并在此平臺上開展了相關燃燒實驗測試及狀態標定工作。此平臺的主要實驗設備包括：氣體混合罐、路德維希管（Ludwieg－tube）、實驗段、真空罐、點火和電子控制器件等（如圖1所示）。實驗中采用氫氧燃燒驅動，端面點火的方式產生熱氣源，利用氣體燃燒后壓力與溫度的升高沖破金屬膜片噴入實驗段。

2 Ludwieg－tube工作原理及實驗設備檢驗

冷態路德維希管工作原理是：在實驗前把整個管道充氣到所要求的壓力，隨后打開膜片，在氣體通過膜片段向外流動的同時，產生膨脹波向上游傳播。當聲速噴管處到達聲速時，就不再有新的膨脹波繼續向上游傳播，于是形成一個有限寬度的膨脹波扇向上游傳播。當駐室（管道）內達到流動平衡時，實驗段中就形成定常流。當膨脹波扇的波頭在管道封閉端反射后再回到膜片端時，實驗段中的定常流開始破壞。這段定常流時間即為路德維希管的有效工作時間，它的長短取決于管道的長度。

為了檢驗所搭建系統的基本工作性能，在正式實驗前做了冷態路德維希管的實驗檢驗。冷態實驗中測量了駐室內的壓力變化及冷態噴流的皮托壓力。利用聚酯薄膜材料作為膜片將管道密封，膜片上粘有電爆絲。管道內充入0.7MPa的初始壓力，利用電爆破膜技術破膜，使氣流噴出。圖2所示的駐室壓力信號和噴流皮托壓力信號表明本系統在冷態運行時確有一段穩定的流動時間，這段時間是冷態噴流的工作時間。

3 路德維希管內燃燒狀態的調試

為了取得燃氣噴流，該研究改變了傳統路德維希管的運行方式：采用燃燒可燃混合氣體驅動路德維希管工作產生熱氣源，利用燃燒后溫度和壓力的升高沖破膜片噴入實驗段。燃燒驅動路德維希管運行有以下幾方面特點：

（1）可以獲得高總壓、高總焓的瞬態燃氣熱噴流氣源，不需要復雜的冷卻系統；

（2）可以調配不同比例的混合氣體，以獲得不同熱力學狀態的熱氣源，方便滿足噴流實驗相似準則；

（3）相比電加熱氣體的方法，此方法可以縮短實驗周期，節約實驗成本。燃燒驅動路德維希管的一項關鍵技術是：混合氣體在常溫、低壓狀態下組織穩定的燃燒并力求避免出現爆震，同時還要保證有較高的燃燒速率為后面與脈沖風洞同步工作打下基礎。進行燃燒實驗時，將管道兩端利用耐高壓材料同時密封，燃燒過程中壓力的升高不會破壞管道兩端的密封性。

3.1 可燃氣體組分的選擇

實驗中選擇了3種不同燃氣組分及配比的混合氣體作為研究對象，研究了：（1）富氧燃燒氫氣加熱氮氣：即混合氣體中充入一定量的氮氣，燃料使用氫氣，并且氧氣過量；（2）富氧燃燒氫氣－甲烷混合氣體加熱氮氣：即混合氣體中充入一定量的氮氣，燃料使用氫氣與甲烷的混合氣體，且氧氣過量；（3）富氫燃燒加熱氮氣：即混合氣體中充入一定量的氮氣，燃料使用氫氣，且氫氣過量。

（1）富氧燃燒氫氣加熱氮氣

實驗中，氫氣摩爾比例范圍是6%～15%，氧氣比例范圍是40%～50%，其余比例為氮氣。實驗結果表明：利用以上混合氣體配比，可以使混合氣體順利點火燃燒，且燃燒時間在10ms以內。實驗中在管道下游靠近噴管的管道壁面處安裝有壓力傳感器，用以測量管道內駐室壓力，實驗信號如圖3（a）所示，從信號中明顯可見有壓力尖峰值，說明此配方燃燒后容易產生爆震現象。

（2）富氧燃燒氫氣－甲烷混合氣體加熱氮氣

爆震現象的主要特征是：由于燃燒火焰與封閉端之間燃燒產物的膨脹，導致在封閉端發起的火焰在混合物中的傳播加快。采用富氧燃燒氫氣－甲烷混合氣體的初衷是為了降低燃燒火焰傳播速率，避免爆震現象的產生。實驗結果表明：燃燒速度明顯降低，從點火到燃燒需要60ms左右，但是燃燒仍然很不穩定，也容易出現爆震現象。實驗中在同一位置測量得的駐室壓力信號如圖3（b）所示。

（3）富氫燃燒氫氣加熱氮氣

為了避免爆震現象的產生，除了降低燃燒速率以外，還可以通過提高膨脹波傳播速率解決，膨脹波以當地聲速傳播，聲速與分子量的平方根成反比，所以利用分子量小的氣體作為傳播介質可以提高膨脹波傳播的速度。為此，嘗試了富氫燃燒加熱氮氣的方式。其中氫氣比例范圍為50%～60%，氧氣比例范圍10%左右，其余為氮氣。實驗結果表明：采用此方法有效地避免了爆震現象的產生，同時從點火到完全燃燒時間在10～20ms之間，既降低了燃燒時間同時又能以穩定緩慢燃燒的方式產生高溫、高壓的氣體。同一位置駐室壓力信號如圖3（c）所示。

3.2 點火方式及點火位置的選擇

為了獲得穩定的、盡可能重復的燃燒效果，研究了不同點火方式以及點火位置對燃燒效果的影響。從國內外研究中發現，有多種點火方式，如端面點火，即火焰從膜片附近傳播到驅動段末端；多點點火，即在路德維希管多處布置點火頭同時點燃管內混合氣體；軸向熱絲和熱爆絲點火，即軸向懸掛電阻絲，用高壓電脈沖加熱電阻，使電阻白熱或者熱絲爆成微粒點燃混合氣體。實驗研究了端面點火、雙端面點火（在膜片附近和驅動段末端同時點火）以及多點點火3種點火方式對燃燒的影響。實驗結果表明：多點點火燃燒后駐室壓力信號出現多個壓力峰值，說明容易產生不穩定燃燒。雙端面點火可以提高燃燒速率，但也容易出現燃燒不穩定現象，且燃燒重復性不好。通過單點端面點火的方式可以獲得較為穩定、重復性較好的燃燒波系，燃燒時間稍有變長，可以通過按照固定氫氣、氧氣、氮氣比例加大初始混合氣體充氣量克服。3種點火方式的實驗結果如圖4所示。根據以上實驗及結果分析，考慮到與主流來流時間同步和燃燒完全、穩定、重復，實驗采用膜片前單點端面點火方式。

3.3 穩定燃燒的獲得

產生穩定的預混燃燒是產生熱氣源的關鍵技術之一，也是提高實驗重復性的重要保證。但由于影響燃燒的因素太多，要完全弄清楚較高壓力下氫氧燃燒的規律是十分困難的。該研究僅就實際中碰到的問題及所采取的措施作簡要說明。燃燒方式分為兩類：緩燃和爆震，相應的實驗信號如圖5所示，實驗中要力求避免爆震的出現。為了獲得良好的平穩燃燒，可以采用如下措施：

（1）充氣方式

研究表明，要獲得良好的燃燒狀態，可燃氣體各組分必須預先混合均勻。實驗采用的方法是在實驗前預先按比例依次向氣體混合罐內充入H2、N2和O2，在混合罐內混合10～15min后向路德維希管內充入混合氣體。多次實驗結果證明采用此方法可以獲得重復性較好的實驗數據。

（2）充氧比例

通過文獻［10］的研究發現，產物的壓力和濃度隨充氧比例XO2的增加而增加。但實驗表明，在高壓下，燃燒對氧的比例變化很敏感。如初始壓力P4＝0.3MPa時，在采用端面點火的情況下，為了防止出現爆震，XO2＜12%為宜。

（3）充氮比例

充氮比例XN2的增加，對產物壓力影響不大［11］，燃燒產物的分子量隨XN2增加而增加，造成聲速a4大幅下降，總焓也隨之下降。同時，隨XN2增加，燃燒時間增長，使燃燒變得不穩定，當XN2增加到一定程度時，如70%，幾乎每次實驗都發生爆震。因此為了提高駐室焓值和保證安全，充氮比例XN2不能太高。

（4）未燃氣體的影響

在理論計算中可假定氫氧完全燃燒，但在實際中難以達到。大量實驗結果表明，未燃氣體對熱噴流狀態的重復性影響較大。在實驗中將火花塞點火頭盡可能靠近膜片端，這樣使管內氣體盡可能完全燃燒，以便取得良好的效果。

4 熱噴流氣體總溫的測量

總溫是實驗中最為關鍵的噴流參數。總溫的測量可以大致分為兩大類：一是用總溫探頭直接測量；二是間接測出其它參數（如：駐點熱流），通過一些理想假設條件換算總溫。由于前者響應時間相對較長，不利于毫秒量級的熱噴流系統的測量。所以，在本實驗中采用間接法測量噴流總溫。

4.1 駐點熱流的測量

實驗中在路德維希管噴口外放置了一個半徑RN＝11.3mm的球頭用于測量駐點熱流qj。實驗中使用了3種不同類型的傳感器測量駐點熱流，分別為：薄膜電阻溫度計、同軸熱電偶和銅膜量熱計。通過實驗比較了這3種傳感器的測量結果。3種傳感器各有優缺點：薄膜電阻溫度計具有較高的靈敏度，響應時間較快，但此類傳感器的薄膜完全裸露在流場中，容易受氣流沖刷作用而損壞，加之實驗在高溫下進行，薄膜容易燒壞。同軸熱電偶表面材料是康銅，不容易遭受沖刷和高溫的破壞，但這類傳感器響應時間相對較長，靈敏度相對較低，實驗數據散布度稍大。銅膜量熱計兼顧了上述兩種傳感器的優點，既有較高的靈敏度，同時在高溫流場中又不容易損壞，因此，在本實驗中，采用銅膜量熱計作為駐點熱流的測量傳感器。駐點熱流信號如圖6所示。從測量信號看，采用銅膜量熱計測量到的信號較之前兩種傳感器的信號曲線光滑，說明銅膜量熱計受到的干擾小，信號穩定性好。

圖6 不同傳感器測熱信號Fig.6 Heat flux signals using different thermal sensors

4.2 利用駐點熱流換算總溫

Fay－Riddel公式［11］作為計算駐點熱流的經典公式被廣泛應用在理論和工程計算中。Fay－Riddell公式如下：

公式中：Pr為流體普朗特數取值0.7，下標“s”表示駐點處氣流參數，下標“w”表示壁面處氣流參數，下標“ts”表示氣體的皮托參數。其中

其中R為普適氣體常數，Mmix為混合氣體分子量。粘性系數利用Sutherland公式：

其中下標“re”為某一參考溫度下氣體的粘性系數，利用此公式可分別求出μs和μw。

經過量級分析發現，Fay－Riddell公式計算的關鍵是計算組分氣體駐點焓值hs和壁焓hw。焓值的定義為實驗中噴流氣體為燃氣，不能運用量熱完全氣體假設。實驗中認為噴流氣體為熱完全氣體，即定壓比熱cp只是溫度的函數，因此對于焓值的計算要從原始的積分式計算。實驗中利用多項式擬合系數計算各組分氣體在給定溫度下的定壓比熱及焓值即：

其中，Xi為第i組分的摩爾分數。

根據以上Fay－Riddell公式以及焓值的計算方法，編制了相應的混合氣體駐點熱流的計算程序。利用程序計算了不同組分混合氣體的駐點熱流值，反算出噴流氣體的總溫。實驗中駐點熱流的實驗值與利用程序計算的計算值一致（表1所示），說明該實驗中的測量方法和換算辦法是可行的。

表1 熱流實驗值與計算值對比（W／m2）Table 1 Comparison between the code and experimental result of heat flux

5 結 論

利用氫氧燃燒驅動路德維希管的方法研制了一套瞬態熱噴流供氣系統，建立了相應的瞬態熱噴流供氣系統的工作方法。通過研究比較不同可燃氣體組分、不同點火方式，最終確定了獲得穩定燃燒的燃氣噴流的方法。利用Fay－Riddell公式計算燃氣噴流駐點熱流，換算出燃氣總溫。該工作所建立的燃氣噴流系統由于燃氣的組分、壓力、溫度在一定范圍內可控，所以可以提供滿足縮比模型噴流實驗所需不同噴流狀態的熱氣源，同時可以在50ms內起動工作，與脈沖風洞同步協調工作。

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