同軸噴嘴自發激勵高頻燃燒不穩定性試驗研究

王延濤，薛帥杰，楊岸龍，張 鋒

(西安航天動力研究所液體火箭發動機技術重點實驗室，西安710100)

0 引言

高頻燃燒不穩定性問題一直被國內外液體火箭發動機研究者視為發動機研制中的關鍵技術之一和最大風險，自發激勵高頻燃燒不穩定性，不僅是評估發動機穩定性裕度的通行手段之一［1］，而且也是研究人員探索不穩定性機理的重要方式之一［2］。

文獻［3－9］中利用能發生自發激勵高頻燃燒不穩定性的燃燒室對一種被稱為“Smart Injector”的氣液噴嘴進行了研究，通過探索“Smart Injector”的霧化、化學反應區位置等參數［3－5］對穩定性邊界的影響，實現了對燃燒不穩定性的實時控制［6－7］，并發現自發激勵燃燒不穩定性存在“滯后”現象［8－9］。文獻［10－13］中通過改變CVRC燃燒室的長度激勵出不同聲波結構高頻燃燒不穩定性，在研究不穩定性聲特征［2，10］的基礎上，建立了一種精確預測自發激勵不穩定性的數值模型［11－13］。文獻［14］中根據自發激勵燃燒不穩定性工況下氣氣撞擊式噴嘴的火焰特征，找到了該噴嘴不穩定性的關鍵機理。俄羅斯甚至建立了一套獨特的低壓穩定性評估理論［15－17］，認為可以通過研究大氣壓環境下同軸噴嘴氣氣燃燒的自發激勵燃燒不穩定性邊界，推測噴嘴在高壓超臨界燃燒室內的穩定性表現。

本文亦通過自發激勵手段在大氣壓環境下的單噴嘴模擬燃燒室內產生高頻燃燒不穩定性，通過研究氣氣同軸離心噴嘴自發激勵高頻燃燒不穩定性的聲壓特征以及不穩定性工況下的火焰特征，嘗試找到氣氣同軸離心噴嘴的火焰特征長度和燃燒特征時間，以增進對液氧煤油火箭發動機氣液同軸離心噴嘴燃燒不穩定性的理解。

1 試驗系統與試驗方法

1．1試驗系統

燃燒試驗系統原理如圖1所示，主要包括推進劑組元供應系統、試驗支架、模擬噴嘴面板、模擬燃燒室、氧化劑換熱器、燃料換熱器、測控系統以及通風與自動報警系統等。模擬燃燒室為敞口圓筒形結構，直徑DC=156 mm，高HC=277 mm，垂直安放在模擬噴嘴面板(水冷平板)上。試驗用噴嘴安裝在模擬噴嘴面板上，且位于模擬燃燒室中間位置，噴嘴出口與模擬噴嘴面板平齊。

試驗用噴嘴(見圖2)為帶縮進室的同軸離心噴嘴，由外噴嘴和內噴嘴組成，外噴嘴為離心煤油噴嘴，離心噴嘴出口(亦為噴嘴出口)直徑Di=16．4 mm，內噴嘴為直流氧化劑噴嘴，直流噴嘴出口直徑Dj=13．4 mm?？s進室長度為8．5 mm。該噴嘴結構與液氧煤油補燃循環發動機推力室主噴嘴的結構一致。

試驗用氧化劑為400℃的氧氣與空氣混合形成的富氧氣，氧質量含量為88%，試驗用燃料為410℃的煤油蒸氣。氧氣和空氣的混合物用氧化劑換熱器加熱，煤油用燃料換熱器加熱為煤油蒸氣。根據俄羅斯的低壓穩定性評估理論［16］，大氣壓環境下高溫富氧空氣與高溫煤油蒸氣的燃燒過程在一定程度上能夠模擬液氧煤油補燃循環發動機推力室內的燃燒速率控制過程。

圖2 帶縮進室的同軸離心噴嘴Fig．2 Coaxial swirl injector with recess

熱試中煤油流量由儲箱壓力以及管路流阻控制，通過科氏力質量流量計測得;氧化劑流量由聲速孔板控制，通過科氏力質量流量計測得。試驗中使用的各類傳感器在試驗前均通過檢定。

1．2高速數據測量方法

熱試中脈動壓力傳感器數目為1只，安裝在模擬燃燒室壁面并距模擬噴嘴面板20 mm的位置(見圖1)，型號為Kistler 6043A型(含水冷套)，與高速數字采樣系統LMS相連，采樣記錄頻率為12．8 kHz。

試驗利用Phantom V12．1型黑白高速COMS相機及其鏡頭直接拍攝噴嘴出口燃燒火焰，拍攝時試驗供應系統正常工作，但模擬燃燒室及其脈動壓力傳感器未安裝。為盡可能減小較長曝光時間帶來的時間累積觀測誤差，相機曝光時間設置為4．8μs(某些不穩定性工況，因噴嘴出口火焰亮度較弱，為獲得火焰圖像，將曝光時間設置為10μs，詳見表1)，拍攝頻率為28000 Hz(相鄰兩幀圖像間的時間間隔為35．7μs)。拍攝圖像為8位灰度圖像，每個像素表示約0．41 mm×0．41 mm的區域。

1．3試驗方法和試驗工況

試驗通過穩定燃料流量，先逐步增加氧化劑流量至各預設工況點(以下簡稱上行試驗)，再繼續增加氧化劑流量至某值，后逐步減小氧化劑流量至各預設工況點(以下簡稱下行試驗)，進行試驗。各預設試驗工況見表1(工況編號的第一個數字表示氧化劑的流量，第二個字母表示上/下行試驗，UP/DOWN，第三個字母表示該工況熱試時，在模擬燃燒室安裝在模擬噴嘴面板上的條件下，燃燒的穩定性，S表示燃燒穩定，N表示發生了自發激勵不穩定性;˙mf和˙mOx表示質量流量。)。試驗中先將模擬燃燒室安裝在模擬噴嘴面板上進行各預設工況熱試，通過工況的改變使模擬燃燒室內產生了自發激勵高頻燃燒不穩定性，利用脈動壓力傳感器激勵各預設工況的聲壓脈動特征;然后去掉模擬燃燒室重新進行各預設工況熱試，利用高速相機記錄已知的穩定燃燒預設工況和高頻燃燒不穩定性預設工況下的噴嘴出口處火焰特征。

表1 上、下行試驗中的各預設工況點Table 1 Operating conditions

2 試驗結果與分析

2．1自發激勵高頻燃燒不穩定性聲壓特征

試驗在由9US工況變化至11UN工況過程中，氧化劑流量增加，燃燒室內脈動壓力振蕩幅值增加，自發激勵高頻燃燒不穩定性出現。圖3給出了穩定燃燒工況9US和高頻不穩定燃燒工況11UN的脈動壓力傳感器采樣數據及其幅頻特性曲線(對脈動壓力數據進行FFT后得到)。9US工況下燃燒室的壓力振蕩的“峰－峰”值不大于大氣壓的3%，脈動壓力的幅頻特性曲線無明顯幅值峰，燃燒平穩。11UN工況下模擬燃燒室內壓力振蕩的幅值大幅增加，有限幅值振蕩的“峰－峰”值達到30 kPa，為大氣壓的30%，燃燒“粗暴”，燃燒室出現高頻嘯叫。

不穩定燃燒工況下燃燒室壓力振蕩的特征頻率可采用幅頻特性曲線上幅值峰位置的頻率，對11UN工況，為3212 Hz(見圖3，幅值峰高度2．6 kPa)，接近一階切向特征頻率的理論值(根據小擾動線性聲學理論［18］，對均勻介質，f1T=1．841c/(2πRC)=4058 Hz，c為燃 氣聲 速，11UN工況下CEA計算c=1080．3 m/s)，可初步判斷11UN工況的燃燒不穩定性為一階切向不穩定性。

對上下行試驗中的其它不穩定工況的壓力振蕩特征頻率，亦可采用幅頻特性曲線上幅值峰位置的頻率。因模擬燃燒室上僅安裝了一只脈動壓力傳感器，且熱試中模擬燃燒室內的溫度場較不均勻，僅根據壓力振蕩頻率判斷不穩定性的振型較困難，本文僅給出利用脈動壓力幅頻特性曲線獲得的各不穩定性工況的壓力振蕩特征頻率fmode(見表2)及其幅值(見圖4)，用于火焰特征研究。

工況的改變僅是通過m˙Ox/m˙f的改變實現的，m˙Ox/m˙f與模擬燃燒室內不穩定性是否發生直接相關。將上下行工況燃燒室內壓力振蕩的幅值用直線相連(見圖4)，可看到m˙Ox/m˙f變化過程中燃燒室壓力振蕩幅值的變化情況。上行試驗過程中，當m˙Ox/m˙f＞9/3．2時，模擬燃燒室內壓力振蕩幅值出現階躍式增加，發生自發激勵高頻燃燒不穩定性;下行試驗中m˙Ox/m˙f≤8/3．2時，燃燒室內的自發激勵高頻燃燒不穩定性消失。上下行試驗中燃燒不穩定性發生和消失時的m˙Ox/m˙f值是不同的，這就在圖4中形成了一個“環”，這個“環”就是所說的雙穩態現象或滯后現象［8］。系統在給定參數下響應的改變情況是歷史相關的，滯后的存在說明了動力系統存在兩個重要特性:非線性和反饋［9］。

圖3 UP3和UP4工況燃燒室壓力脈動曲線及其幅頻特性曲線Fig．3 Pressure variation and its fast Fourier transform in UP3 and UP4 hot fire tests

表2 不穩定性工況的振型和頻率Table 2 Oscillation frequency and its amplitude of unstable hot fire tests

圖4 上行和下行工況下燃燒室壓力振蕩幅值變化Fig．4 Oscillatory pressure amplitude in all of the hot fire tests

2．2火焰特征

圖5給出了不同工況下的瞬態(單幀)火焰圖像和約0．29 s(8192幀)的時間平均火焰圖像。圖6對比了9US工況和9DN工況的時間平均火焰圖像。各幅圖像中的噴嘴均位于圖像的中間位置且噴嘴出口均與圖像的下邊沿平齊。由圖5和圖6可以看出，未發生不穩定性工況的燃燒火焰均為典型的非預混湍流擴散火焰，火焰根部固定在噴嘴出口內［19］，而發生燃燒不穩定的工況的燃燒火焰均為脫口火焰(火焰特征亦出現了與聲壓特征類似的滯后現象)，且不同試驗工況下火焰脫口距離大致相等，火焰脫口距離未隨主流推進劑［14］(本文為氧化劑，因氧化劑的噴孔面積、流量和流速均高于燃料)流速的增加而有明顯的改變。脫口火焰臨界流速［20］可定義為9US工況或9DN工況的氧化劑出口流速，為75．7 m/s。且可以推測氣氣同軸噴嘴自發燃燒不穩定性的發生與脫口火焰的形成相關。

15UN和15DN工況的燃燒火焰圖像亦不同于其它工況，圖像范圍內不僅火焰的整體亮度明顯低于其它工況，而且火焰在噴嘴出口外形成了一個脫口火焰團;兩工況的脫口火焰團的直徑相當，均稍大于噴嘴出口直徑;火焰的發光強度可認為與燃燒化學反應的劇烈程度正相關，15UN和15DN工況在圖像范圍內的燃燒反應和放熱主要發生在脫口火焰團區域。

熱試時，若增加氧化劑流量(即增加氧化劑流速)至16．0 g/s，并繼續增加氧化劑流量至火焰熄滅，從現場視頻監控可看到，此時隨氧化劑流量增加火焰脫口距離增加。這種火焰脫口距離與主流推進劑流速的關系與軸對稱圓柱氣態燃料射流在氣態氧化劑(如空氣)氛圍內形成的湍流擴散火焰的情況［21］(火焰脫口距離與燃料在噴嘴出口處的速度線性相關)是不同的，造成這種差別的根本原因可能是二者噴嘴結構和噴嘴工作方式的顯著差別。

圖5 不同工況下的瞬態及其時間平均火焰圖像(第一排為瞬態火焰圖像，第二排為時間平均火焰圖像)Fig．5 Single-frame flame and time-average flame in different hot fire tests

圖6 9US工況和9DN工況的時間平均火焰圖像對比Fig．6 Comparison of time average flame in 9USand 9DN hot fire tests

2．3關于火焰特征時間的討論

一般來說，燃燒過程的特征時間對燃燒不穩定性的開始有直接影響［1］，即若燃燒室內存在一個與推進劑相互作用過程相關的時間延遲，且該延遲時間與燃燒不穩定性特征振蕩周期(聲學特征時間)有相同數量級，則燃燒不穩定性更可能發生［22］。燃燒特征時間由燃燒速率控制過程決定［22］。對高溫富氧空氣與高溫煤油蒸氣的氣氣燃燒過程，可以假設燃燒速率控制過程為混合過程［16］，而混合特征時間可以通過推進劑從噴嘴出口到燃燒區域的停留遲滯時間來估計［14］，計算方法為:

式(1)中U為特征速度，本文選擇氧化劑在噴嘴處的出口速度UOxi為特征速度，Lcz為火焰特征長度。

根據圖5的火焰時間平均圖像，噴嘴出口(即噴注面)至脫口火焰根部的平均距離Lcz1約為11．9 mm，15UN和15DN工況火焰團上部距噴嘴出口的平均距離Lcz2約為33．2 mm，即推進劑離開噴嘴后在距噴注面11．9 mm～33．2 mm的位置上才形成了可燃氣團［22］并燃燒放熱。根據式(1)，推進劑從噴嘴出口到脫口火焰團的時間及其倒數的計算結果如表3所示。

對比表2和表3，各不穩定工況的聲學振蕩頻率fmode均在各工況對應的與之間，不僅與和同數量級，而且與的偏差不超過fmode的19%(9DN工況時的偏差)，可以認為推進劑從噴嘴出口到脫口火焰團上沿的時間與不穩定工況下聲學振蕩周期大致相當，即混合特征時間與燃燒室的聲學特征時間大致相當，火焰特征長度可認為是噴嘴出口到脫口火焰團上沿的距離(該距離約為噴嘴出口直徑的2倍)，此時一旦聲學振蕩過程獲得的能量大于其耗散的能量且非穩態放熱與聲學振蕩的相位差小于90°，高頻燃燒不穩定性就會被激發。氣氣同軸離心噴嘴燃燒不穩定性的發生原因可以被認為是因混合特征時間與聲學特征時間相關。

表3 不穩定工況的停留遲滯時間及其倒數Table 3 Time-lag and its reciprocal value of unstable hot fire tests

3 結論

針對液氧煤油同軸離心噴嘴火箭發動機燃燒不穩定性問題，在大氣環境下進行了單同軸離心噴嘴敞口模擬燃燒室的自發激勵燃燒不穩定性試驗。試驗結果表明:

(1)氣氣同軸離心噴嘴燃燒室的自發激勵高頻燃燒不穩定性過程出現了“滯后”現象;

(2)高頻不穩定性工況下，氣氣同軸離心噴嘴的火焰均為脫口火焰，且脫口距離受主流推進劑流速影響大不;

(3)對氣氣同軸離心噴嘴，火焰特征長度可認為是噴嘴出口到脫口火焰團上沿的距離，約為噴嘴出口直徑的2倍;

(4)氣氣同軸離心噴嘴燃燒不穩定性的發生原因可以被認為是因混合特征時間與聲學特征時間相關。

［1］ 哈杰D T，里爾登F H．液體推進劑發動機不穩定燃燒［M］．朱昌寧，張寶炯譯．北京:國防工業出版社，1980．

［2］Miller K，Sisco J，Nugent N，et al．Combustion instability with a single-element swirl injector［J］．Journal of Propulsion and Power，2007，23(5):1102－1112．

［3］Lee J，Lubarsky E，Zinn B．Suppression of combustion instability by controlling the atomizing properties in liquid-fueled combustors［R］．AIAA 2003－1007，2003．

［4］Conrad T，Bibik A，Shcherbik D，et al．‘Slow’control of combustion instabilities by fuel spray modification using smart fuel injector［R］．AIAA 2004－1034，2004．

［5］Conrad T，Bibik A，Shcherbik D，et al．Control of instabilities in liquid fueled combustor by modification of the reaction zone using smart fuel injector［R］．AIAA 2004－4029，2004．

［6］Conrad T，Bibik A，Shcherbik D，et al．Control of the stability margin in a liquid fueled combustor using a smart fuel injector［R］．AIAA 2006－4797，2006．

［7］Zinn B，Lubarsky E．Real-time control for optimal liquid rocket combustor performance［R］．AD－A443134，2006．

［8］Cordeiro H，Lubarsky E，Zinn B．Stochastic system identification frommeasured dynamic pressure data for combustors stability margin assessment［R］．AIAA 2008－1004，2008．

［9］Cordeiro H．Stochastic dynamical system identification applied to combustor stability margin assessment［D］．Georgia:Georgia Institute of Technology，2009．

［10］Smith R，Nugent N，Sisco J，et al．Experimental and computational investigation of combustor acoustics and instabilities，Part I:longitudinal modes［R］．AIAA 2006－537，2006．

［11］Smith R，Ellis M，Xia G，et al．Computational investigation of acoustics and instabilities in a longitudinal-mode rocket combustor［J］．AIAA Journal，2008，46(11):2659－2673．

［12］Smith R，Xia G，Anderson W，et al．Computational simulations of the effect of backstep height on nonpremixed combustion instability［J］．AIAA Journal，2010，48(9):1857－1868．

［13］Sankaran V，Harvazinski M，Anderson W，et al．Progress and challenges in liquid rocket combustion stability modeling［C］．Seventh International Conference on Computational Fluid Dynamics，Big Island，Hawaii，July 9－13，2012．

［14］Sohn C，Seol W，Shibanov A，et al．Combustion stability boundaries of the subscale rocket chamber with impinging jet injectors［J］．Journal of Propulsion and Power，2007，23(1):131－139．

［15］ 張蒙正．液體火箭發動機燃燒不穩定性實驗研究簡述［J］．火箭推進，2005，31(6):12－18．［Zhang Meng-zheng．Review of combustion instability testing research on liquid propellant rocket engine［J］．Journal of Rocket Propulsion，2005，31(6):12－18．］

［16］ 張蒙正．燃燒不穩定性模擬實驗技術［M］．西安:西北工業大學出版社，2009．

［17］ 王楓，李龍飛，張貴田．液氧煤油補燃發動機噴嘴高頻燃燒不穩定性的試驗研究［J］．宇航學報，2012，33(2):260－264．［Wang Feng，Li Long-fei，Zhang Gui-tian．Experimental study on high frequency combustion instability with coaxial injector of staged combustion LOX/kerosene rocket engine［J］．Journal of Astronautics，2012，33(2):260－264．］

［18］ 杜功煥，朱哲民，龔秀芬．聲學基礎［M］．南京:南京大學出版社，2001．

［19］Lux J，Haidn O．Effect of recess in high-pressure liquid Oxygen/methane coaxial injection and combustion［J］．Journal of Propulsion and Power，2009，25(1):24－32．

［20］Wu C，Chao Y，Cheng T，et al．The blowout mechanism of turbulent jet diffusion flames［J］．Combustion and Flame，2006，145:481－494．

［21］Pitts W．Importance of isothermal mixing process to the understanding of lift-off and blowout of turbulent jet diffusion flames［J］．Combustion and Flame，1989，76:197－212．

［22］Bennewitz J，Frederick R．Overview of combustion instabilities in liquid rocket engines-coupling mechanisms＆control techniques［R］．AIAA 2013－4106，2013．