利用TDLAS技術評估火箭基組合循環發動機試驗性能

楊 斌，黃 斌，劉佩進，楊薈楠，何國強

(1.上海理工大學上海市動力工程多相流動與傳熱重點試驗室，上海200093;2.西北工業大學燃燒、熱結構與內流場重點試驗室，西安710072;3.北京機電工程總體設計部，北京100854)

0 引言

火箭基組合循環(Rocket Based Combined Cycle，RBCC)將火箭發動機、亞燃沖壓發動機與超燃沖壓發動機有機地結合在一個流道中，在高速來流情況下實現燃料的噴射、摻混、霧化、點火以及穩定燃燒，最大限度地將化學能轉化為動能［1］。在RBCC研究中，性能是發動機總體設計［2］、燃燒組織和結構優化的主要依據:RBCC發動機的推力決定飛行器的飛行速度、飛行高度和爬升率等，而比沖和燃燒效率則表征了能量的利用情況與發動機的經濟性。長期以來，RBCC試驗性能分析主要依靠傳統表面接觸式測量手段開展相應的壓強、溫度等參數的測量，并基于這些參數逐一開展性能評估［3］。以燃燒效率為例，利用膨脹－冷卻結構探針對RBCC出口超音速燃氣進行采樣，并由氣相色譜儀對已凍結化學反應的采樣燃氣進行組分分析，獲得CO2、O2、N2等氣體組分濃度，由此確定已燃燒燃料質量，從而計算燃燒效率［4－5］。在該方法中，插入式采樣探針影響高速流場，屬于離線測量，采樣后燃氣與采樣點真實燃氣的組分有所偏差，并且試驗操作流程較為復雜，人為影響因素較多，難于準確分析發動機燃燒效率。并且各種性能依靠各自相應的傳感器，試驗系統十分復雜，發動機試驗急需一種能夠通過關鍵參數的實時測量直接計算多個性能參數的系統。

目前，隨著光學手段及激光光譜技術的發展，近紅外可調諧半導體激光器吸收光譜(Tunable Diode Laser Absorption Spectroscopy，TDLAS)技術以其對碳氫燃料燃燒具有系統簡單可靠和多參數實時在線測量的優勢而備受矚目［6－9］，可實現燃氣溫度、組分濃度和流場速度等多參數同時、非接觸式、實時在線測量［10－11］，主要應用于微重力火焰［12］、渦輪發動機［13］、脈沖爆震發動機［14］、超燃沖壓發動機［15－16］等研究。值得一提的是，近年來，斯坦福大學、弗吉尼亞大學等科研機構通過大量的地面試驗驗證，最終研制出用于國際高超聲速飛行研究與試驗項目飛行試驗的 TDLAS系統［17－18］，這一成果極大地帶動了各國開展TDLAS技術研究的熱潮。

本文基于TDLAS技術開展發動機出口燃氣溫度、組分濃度和速度等多參數同時測量，為RBCC試驗參數測量提供非接觸式、實時在線的測量手段，并通過數值模擬方法校驗了測量的有效性，同時基于測量結果直接計算發動機推力、比沖和燃燒效率等性能，為RBCC燃燒組織和結構優化提供直接數據支撐。

1 TDLAS參數測量原理

1. 1 Beer-Lambert定律

圖1 TDLAS技術示意圖Fig.1 Schematic of TDLAStechnique

TDLAS技術是將激光波長調制到特定組分吸收頻域，通過測量激光束經待測區域的衰減程度，實現氣態流場參數測量的一種燃燒診斷技術。如圖1所示，半導體激光器產生激光，光強為Ii，激光通過待測氣體后由光電探測器接收，透射光強為It。當激光頻率v(cm－1)與氣體吸收組分躍遷頻率相同時，激光能量被吸收。定義傳播分數Tv，入射光強與透射光強滿足Beer-Lambert定律:

式中:I0為零吸收基線強度，由于光束散射等因素影響，其值一般小于 Ii，kv(cm－1)為光譜吸收系數，L(cm)為激光光程，將(kvL)稱為光譜吸收率αv，P(atm)為總壓，Xabs為吸收組分摩爾濃度，φ(cm)為線型函數，滿足∫φd v≡1，S(T)(cm－2atm－1)為譜線強度［19］，是溫度 T(K)的函數:

式中:h(J·s)為Planck常數，c(cm/s)為真空中光速，k(J/K)為 Boltzmann常數，E″(cm－1)為低能級能量，T0(K)為參考溫度，通常取296 K，v0(cm－1)為譜線中心頻率，Q(T)為吸收組分配分函數，是溫度的分段函數［20］。

定義積分吸收率A(cm－1):

1. 2 參數測量原理

圖2 雙線測溫原理Fig.2 Schematic of two-line thermometry

如圖2所示，通過試驗獲得雙譜線吸收光譜，由于雙線經過同一光程，在相同壓強和組分濃度下，測量雙線積分吸收率(即圖中吸收光譜積分面積)。雙線積分吸收率比值可化簡為譜線強度比值，為溫度的單值函數:

因此，氣體溫度由測量的雙線積分吸收率比值推得:

一旦溫度確定，便由式(3)計算得到該溫度下譜線強度，從而根據積分吸收率計算吸收組分摩爾濃度:

式中:v0(cm－1)為吸收譜線中心頻率，θ為兩激光束夾角的一半，u(m/s)為流場速度。

2 RBCC地面試驗系統及主要性能分析方法

2. 1 直連式RBCC地面試驗系統

地面試驗研究被認為是RBCC發動機原理驗

圖3 氣流速度測量原理Fig.3 Schematic of velocity measurement

對于速度測量，TDLAS技術利用兩束激光交叉通過流場，由多普勒現象可知，吸收譜線中心將發生頻移，通過試驗可測得多普勒頻移量Δv(cm－1)，從而計算出流場速度。其系統組成如圖3(a)所示，典型測量結果如圖3(b)所示。其中，速度參數按下式進行計算:證、規律探索和性能優化的主要手段。相較于傳統火箭發動機來說，RBCC這種吸氣式發動機性能與燃燒組織方式與來流狀態密切相關;因此，RBCC地面試驗研究關鍵在于真實模擬發動機的飛行狀態和工作條件。本文采用可模擬Mach0－6.0飛行狀態的直連式RBCC地面試驗系統［21］，該系統主要包括來流模擬系統、試驗發動機系統和測控系統等。

1)來流模擬系統

為準確模擬高速飛行狀態下的空氣焓值，來流模擬系統采用造價較低的直連式燃燒加熱式風洞。系統如圖4所示，通過給定空氣流量、酒精－氧氣加熱火箭參數與補充氧氣流量，在混合器中形成空氣流以模擬來流總壓、總溫與氧氣含量參數，空氣流經柔性軟管以消除氣流速度對發動機性能影響，后經一定長度的穩定段穩定后，利用設備噴管模擬相應的馬赫數。

圖4 RBCC直連式來流模擬系統示意圖Fig.4 Schematic of directly-connected incoming flow simulation system of RBCC

2)試驗發動機系統

RBCC地面試驗發動機系統包括試驗發動機與發動機供給系統組成。發動機供給系統包括酒精與氧氣供給系統(用于一次火箭)、冷卻水系統(用于一次火箭)和二次燃料供給系統(用于二次燃燒)。目前，試驗室RBCC研究主要針對引射和亞燃模態燃燒組織與性能優化，試驗發動機由一次火箭、燃燒室與尾噴管組成，如圖5所示。利用一次火箭(流量可調范圍:80～160 g/s)的高溫富燃燃氣作為點火源及引導火焰，結合小支板與凹腔組合方式增強燃料與空氣摻混及火焰穩定，在燃燒室組織高效燃燒，以獲得較優的發動機性能。

圖5 RBCC試驗發動機Fig.5 Test engine of RBCC

2. 2 主要性能分析方法

1)燃燒室內推力和比沖

圖6 燃燒室推力處理示意圖Fig.6 Schematic of thrust calculation in combustor

以燃燒室氣流為控制體，定義燃燒室入口(隔離段出口)平面為1，燃燒室出口平面為2，如圖6所示，只考慮發動機內氣流受力，不考慮外阻力，由沖量定理可得:

式中:P1，A1，m1，v1分別為燃燒室入口平面的靜壓、橫截面積，質量流率、氣流速度;P2、A2、m2、v2分別為出口平面的對應量。

進而可得氣流作用力(即發動機內推力):

由此，可計算發動機比沖:

式中:mf為二次燃料質量流率。

由于燃燒室入口平面流場參數主要受試驗工況參數影響，當試驗工況確定，設備噴管出口(即燃燒室入口)便可準確確定，無需測量，而壓強參數可利用傳感器準確測量，因此燃燒室內推力和比沖計算的關鍵在于測量燃燒室出口平面的流場速度。

2)燃燒效率

燃燒效率分析采用基于燃氣組分分析的方法，以H2O組濃度推算已燃燒燃料質量，從而計算燃燒效率。對于RBCC直連式地面試驗，加熱火箭與一次火箭酒精燃料可認為燃燒完全，忽略燃氣中CO與小分子碳氫化合物，并可認為H2O組分和未燃燒的燃料為氣體狀態，發動機燃燒反應方程式為:

RBCC地面試驗各過程組分摩爾數的變化如表1所示。表中，λ為加熱火箭燃氣進入混合器百分比，a、b、c分別為加熱火箭、一次火箭和二次燃料酒精摩爾數流率，x、y、z分別為加熱火箭、混合器補氧和一次火箭氧氣摩爾數流率，m、n分別為空氣中氮氣和氧氣的摩爾數流率，η為燃燒效率，M表示加熱燃氣中氧氣的摩爾數流率，N表示RBCC來流工況中氧氣的摩爾數流率。

表1 RBCC地面試驗各過程組分摩爾數流率變化Table 1 Moles rate changes of species in each stage of ground-testing of RBCC

因此，燃氣中H2O組分摩爾濃度X為:

由式(12)可計算燃燒效率η:

由此可知，若燃燒室出口平面H2O組分濃度已知，便可根據式(13)計算發動機燃燒室燃燒效率。

3 試驗系統

圖7為利用雙激光器時分復用－掃描波長TDLAS系統開展RBCC出口平面燃氣溫度與H2O組分濃度測量的試驗系統。利用雙通道信號發生器(Tektonix AFG3022B)產生交錯鋸齒波(CH1:0 ～1.5 V;CH2:0 ～2.0 V;f=1 kHz)控制激光控制器(ILXLightwave Inc LDC－3900;CH1:30.2℃，0 mA;CH2:26.1℃，0 mA)輸出電流，從而調制DFB半導體激光器(NTT Electronics Corporation;CH1:1343 nm;CH2:1392 nm)。激光器輸出激光利用2×1耦合器耦合，通過光纖傳輸至RBCC地面試驗現場后，由1×2分路器形成兩束激光，經準直器準直后交叉通過待測流場，經凸透鏡后由探測器接收，其中光束1垂直于流場方向，光束2與光束1成30°夾角。探測器電壓信號由數據采集系統(NI PXI－1042，1000 kHz)記錄。RBCC試驗發動機出口尺寸139×150 mm，激光光程距離底面63 mm，試驗系統實物照片如圖8所示。

圖8 試驗測量段Fig.8 Experiment measurements section

圖9 地面試驗時序控制圖Fig.9 Sequence diagram of ground test

圖7 RBCC出口燃氣測量試驗系統Fig.7 Experiment system of measurements for exhaust in RBCC

發動機試驗控制時序如圖9所示。以空氣閥打開時刻為時間零點，5.0 s時刻加熱火箭點火工作，二次燃料 6.5 s時刻噴入，7.0 s時刻一次火箭點火工作，試驗發動機穩定工作3.0 s后，于10.0 s時刻關機，12.0 s時刻關閉空氣閥，完成試驗。

4 試驗結果及分析

4. 1 試驗數據處理及分析

1)探測器典型數據

對試驗數據進行時均處理，發動機工作時間內探測器典型信號如圖10所示。由于時分復用技術使1343 nm和1392 nm兩個激光器交替工作，因此圖示的探測器的兩個鋸齒波信號分別為1343 nm和1392 nm。當地面試驗系統空氣閥打開，干燥空氣進入流道中，因無H2O存在，未出現吸收信號;而當加熱火箭工作時，燃料燃燒加熱空氣，流道中出現H2O，出現吸收信號，兩個探測器的吸收信號分別對應 (7444.352+7444.371)cm－1和 7185.597 cm－1譜線，由于加熱火箭工作，流場氣體中H2O組分濃度較小，吸收信號較弱;當試驗發動機正常工作后，大量燃料燃燒轉化為發動機動力，流道中H2O濃度急劇增高，吸收信號明顯加強。

2)發動機出口平面參數測量結果

如圖11(a)所示，對光束1探測器數據進行處理，根據雙線積分吸收率之比與溫度的對應關系，得到溫度隨時間的變化曲線。根據溫度測量結果，由雙線積分吸收率可計算H2O濃度隨時間的變化，如圖11(b)所示。試驗中，5.6～12.0 s時間段為加熱火箭與試驗發動機正常工作狀態;此時，測量段中部有H2O組分存在，因此，以該時間段數據開展分析。根據交叉光束多普勒頻移量計算速度隨時間變化曲線，如圖11(c)所示。

3)測量結果與計算結果對比分析

計算流體動力學(Computational Fluid Dynamic，CFD)方法是發動機燃燒研究的重要手段之一［22］，對于復雜的RBCC燃燒流場，燃燒參數測量結果常用CFD計算結果校驗其準確性。在試驗工況下，開展RBCC發動機CFD計算，計算模型與方法采用參考文獻［23］所述模型和方法，將TDLAS測量溫度、H2O濃度、速度平均值與CFD計算值對比，如圖12所示。由圖可知，TDLAS技術測量值均比CFD計算值低，這是因為CFD計算采用較多理想條件假設，并且壁面采用絕熱邊界，計算結果會比真實值偏高;此外對于TDLAS技術，由于測量結果為光程上的積分平均值，并受邊界層與環境光路的影響，測量結果將比真實值偏低。測量結果與CFD計算結果對比如表2所示，雖然TDLAS測量結果比CFD計算結果偏低，但是對于燃燒組織與發動機結構優化仍然具有參考價值。

圖11 RBCC地面試驗燃氣溫度、H2 O組分濃度和氣流速度測量結果Fig.11 Temperature，H2 O species concentration，velocity measurements of RBCC ground test

表2 參數測量結果與數值模擬計算結果對比Table 2 Comparison between TDLASresults and CFD results

4. 2 地面試驗主要性能計算

對于RBCC地面試驗發動機性能分析來說，主要是針對穩定工作狀態下的性能，無需考慮發動機參數的動態變化。因此，以發動機穩定工作狀態下TDLAS技術參數測量平均值開展計算。

1)燃燒室出口平面參數分布規律

如圖13所示，在出口平面中設置21條水平線，以發動機底面為0，距離地面距離為y軸，21條水平線坐標分別為2、7、14、21、28、35、42、49、56、63、70、77、84、91、98、105、112、119、126、133、138 mm，將這些水平線上速度與H2O組分濃度平均后，平均值在y軸上的分布分別如圖14所示，通過水平平均值的縱向分布可計算出整個平面的平均值。

圖13 出口平面縱向分布取線示意圖Fig.13 Schematic of vertical lines in exit plane

圖14 發動機出口平面y軸上氣流速度和H2 O組分濃度參數分布規律Fig.14 Distribution regularities of flow velocity and H2 O concentration on y-axis in exit plane of the engine

通過此數值模擬方法來了解燃燒出口平面參數的分布規律，得到63 mm處值與平面平均值的關系:

2)發動機性能計算

y=63 mm水平線上參數TDLAS測量值v=944.8 m/s，XH2O=0.0960(雙線測量結果的平均值)依據式(14)可確定發動機出口平面平均值:

由此，結合隔離段氣流速度(v=675.5 m/s)便可開展發動機性能計算。

試驗發動機工作狀態時刻(10.0 s)燃燒室入口壓強 p1=0.151 MPa，燃燒出口壓強 p2=0.065 MPa，發動機推力為:

比沖:

試驗發動機燃燒效率計算:

5 結論

本文獲得結論如下:

1)利用(7444.352+7444.371)/7185.597 cm－1譜線對時分復用 －掃描波長 TDLAS系統實現了RBCC發動機出口燃氣溫度、H2O組分濃度和速度參數的同時在線測量，并與數值模擬結果進行對比，相對偏差均在12%以內。

2)基于TDLAS技術RBCC試驗發動機出口燃氣溫度、H2O組分濃度和速度參數測量結果，建立了發動機試驗性能計算模型，實現了基于關鍵參數實時測量的發動機推力、比沖及燃燒效率等性能的直接評估。

3)利用數值計算方法，獲得了流場參數縱向分布情況，據此基于TDLAS光程平均的測量結果計算發動機的整體性能，這一理想假設對于發動機燃燒室整體性能評估具有參考意義。

［1］ 何國強，劉佩進，王國輝，等.支板簇引射發動機——21世紀新型航天動力［J］.宇航學報，2000，21(Z1):111－115.［He Guo-qiang，Liu Pei-jin，Wang Guo-hui，et al.Strutjet engine — a new aerospace power for the21stcentury［J］.Journal of Astronautics，2000，21(Z1):111 －115.］

［2］ 呂翔，何國強，劉佩進，等.RBCC推進系統總體設計要求評估方法研究［J］.宇航學報，2008，29(5):1583－1588.［Lv Xiang，He Guo-qiang，Liu Pei-jin，et al.An analysis model of system design requirements for RBCC propulsion［J］.Journal of Astronautics，2008，29(5):1583 －1588.］

［3］ Miller K J，Sisco J C，Austin B L，et al.Design and ground testing of a hydrogen peroxide/kerosene combustion for RBCC application［R］.AIAA 2003 －4477.

［4］ Helmut K C，Frithjof S，Wiehan K.Investigation of the combustion process in a scramjet model combustor with a sampling probe system［R］.AIAA 2004－4166.

［5］ 鄭必可，陳立紅，林然，等.高焓超聲速氣體取樣分［J］.航空動力學報，2006，21(6):967－971.［Zheng Bi-ke，Chen Li-hong，Lin Ran，et al.Gas sampling ＆ analysis in the high enthalpy flow［J］.Journal of Aerospace Power，2006，21(6):967 －971.］

［6］ Allen M G.Diode laser absorption sensors for gas-dynamic and combustion flows［J］.Measurement Science ＆ Technology，1998(9):545－562.

［7］ Hanson R K，Jeffries J B.Diode laser sensors for ground testing［R］.AIAA 2006－3441.

［8］ Ronald K H.Applications of quantitative laser sensors to kinetics， propulsion and practical energy systems ［J］.Proceedings of the Combustion Institute，2011，33(1):1－40.

［9］ McKenzie R L.Progress in laser spectroscopic techniques for aerodynamic measurements:an overview［J］.AIAA Journal，1993，31(3):465－477.

［10］ Baer D S，Hanson R K，Newfield M E，et al.Multiplexed diode-laser sensor system for simultaneous H2O， O2， and temperature measurements［J］.Optics Letters，1994，19(22):1900.

［11］ Allen M G，Kessler WJ.Simultaneous water vapor concentration and temperature measurements using 1.31 μm diode lasers［J］.AIAA Journal，1996，34(3):483 －488.

［12］ Joel A S，Daniel JK.Diode laser measurements of concentration and temperature in microgravity combustion［J］.Measurement Science＆ Technology，1999(10):845－852.

［13］ Liu X，Jeffries J B，Hanson R K，et al.Development of a tunable diode laser sensor for measurements of gas turbineexhaust temperature［J］.Applied Physics B-Lasers and Optics，2006，82:469－478.

［14］ Scott T S.Diode-laser sensors for harsh environments with application to pulse detonation engines［D］.California:Stanford University，2001.

［15］ Liu J T C，Rieker G B，Jeffries J B，et al.Near-infrared diode laser absorption diagnostic for temperature and water vapor in a scramjet combustor［J］.Applied Optics，2005，44(31):6701－6711.

［16］ Li F，Yu X L，Ma L，et al.Simultaneous measurements of multiple flow parameters for scramjet characterization using tunable diode laser sensors［J］.Applied Optics，2011 50(36):6697－6707.

［17］ Sappey A，McCormick P，Masterson P，et al.Development of a flight-worthy TDLAS-based oxygen sensor for HIFiRE-1［R］.AIAA 2009－4971.

［18］ Kevin R J，Mark R G，Todd F B.The HIFIRE flight 2 experiment:an overview and status update［R］.AIAA 2009 －5029.

［19］ Rothman L S，Gordon I E，Barbe A，et al.The HITRAN 2008 molecular spectroscopic database［J］.Journal of Quantitative Spectroscopy＆ Radiative Transfer，2009，110:533－572.

［20］ Gamache R R，Kennedy S，Hawkins R，et al.Total internal partition sums for molecules in the terrestrial atmosphere［J］.Journal of Molecular Structure，2000，517:407－425.

［21］ 李宇飛.RBCC引射/亞燃模態熱力調節機理研究［D］.西安:西北工業大學，2007.［Li Yu-fei.Thermal adjustment mechanism research on ejector and ramjet mode of RBCC［D］.Xi’an:Northwestern Polytechnical University，2007.］

［22］ 張漫，何國強，劉佩進.RBCC直擴燃燒室煤油噴霧燃燒火焰穩定與放熱規律的數值模擬［J］.宇航學報，2008，29(5):1570 －1576.［Zhang Man，He Guo-qiang，Liu Pei-jin.Numerical investigation of flame stability and heat release laws of kerosene spray combustion in RBCC Engine［J］.Journal of Astronautics，2008，29(5):1570 －1576.］

［23］ 潘科瑋.RBCC亞燃模態燃燒組織及燃油噴注規律研究［D］.西安:西北工業大學，2012.［Pan Ke-wei.Investigation of combustion organization and the rule of fuel jet in ramjet mode of RBCC［D］.Xi’an:Northwestern Polytechnical University，2012.］