氣體取樣分析在脈沖燃燒風洞試驗中的應用

伍軍，譚宇，劉偉雄，青龍，張小慶

(中國空氣動力研究與發展中心吸氣式高超聲速技術研究中心，四川綿陽621000)

氣體取樣分析在脈沖燃燒風洞試驗中的應用

伍軍*，譚宇，劉偉雄，青龍，張小慶

(中國空氣動力研究與發展中心吸氣式高超聲速技術研究中心，四川綿陽621000)

針對脈沖燃燒風洞試驗條件及超燃沖壓發動機燃燒室出口流場環境，設計了用于脈沖燃燒風洞流場氧氣組分濃度校核及發動機燃燒室出口氣流組分分析的探針取樣－氣相色譜分析測量系統，并在此基礎上完成了對取樣探針內部流場特性及燃氣化學反應凍結情況分析。分析結果表明，進入探針的氣流被有效冷卻，能夠實現化學反應凍結。利用風洞試驗氣流進行了系統校核，系統控制方面能夠滿足脈沖風洞試驗測量要求，所得到的氣流中氧氣含量測量值與理論值吻合較好，偏差小于5%，甚至低至0.4%。利用該系統對馬赫數2.6來流條件、直連式燃燒室模型燃燒工況下，出口不同位置處燃氣中O2、N2和CO2等主要氣體組分進行了直接測量，并進而估算了各測點處的表觀燃燒效率，獲得了其變化情況，所得到的結果在一定程度上反映了燃燒室中燃料的分布情況。

脈沖燃燒風洞;超燃沖壓發動機;燃燒室;組分分析;取樣

0 引言

超燃沖壓發動機內的燃燒效率是評估其性能的一個重要依據。對燃燒室出口氣流的組分進行測量進而推斷發動機的燃燒效率是性能分析中經常采用而且非常有效的方法。目前較常用的氣流組分測量方法包括非接觸式的光譜測量方法和接觸式的探針取樣測量法。相較而言，探針取樣測量法雖然會對流場產生一定干擾，但系統相對簡單，操作簡便，造價也比較低，并可以通過多點測量獲得全場濃度分布，有利于非均勻分布燃氣的衡量。

探針取樣法是基于取樣過程中化學反應凍結、氣體組分保持不變的假設上的，而在超聲速燃燒室出口的高溫高速氧化條件下保持氣體組分不變是比較困難的。20世紀60年代，國外開始針對高焓高超聲速氣流取樣技術進行研究，并推測膨脹驟冷和對流冷卻聯合作用可以應用于超聲速流動狀態下的反應氣體取樣分析。1974年，Anderson［1］利用水冷取樣測量系統在燃燒室出口處同時檢測到未反應的氫氣和氧氣。Colket等［2］對內徑0.075～2 mm取樣探針內的流動進行了研究，證實對于具有合適管道形狀及較大壓比條件的小管道，超聲速流動是可以建立的，而且傳統的流體力學規律也是完全適用的，為采用膨脹冷卻快速凍結化學反應的取樣探針設計提供了理論基礎。90年代，日本Mitani等［3-6］采用有截面變化、有對流換熱和有摩擦的一維流動模型和簡化化學反應模型，對超聲速流動狀態下的H2-Air反應系統和CH4-Air反應系統的化學反應凍結進行了詳細研究，結合試驗研究，證實了在超聲速反應流中進行氣體取樣并通過膨脹擴張和對流冷卻進行化學反應凍結是可行的，并最終將該技術應用于超燃沖壓發動機燃燒效率的測定。2004年，德國宇航試驗室Ciezki等［7-9］利用水冷氣體取樣系統進行了中間燃燒產物的測定，進而研究了超燃沖壓發動機燃燒室內部的燃燒過程。日本Hiraiwa等［10］利用氣體取樣方法獲得了馬赫數6條件下發動機尾噴流及火焰的局部/總體燃燒和混合特性，進而研究了發動機燃燒過程。

在國內，中科院力學所高溫氣體動力試驗室［11-12］自2004年建立了一套可適應于超燃沖壓發動機的探針取樣/色譜分析系統，對不同的燃燒狀態進行取樣分析，得到了燃燒效率沿發動機燃燒室出口的分布情況。2006年，鄭必可等［13］使用了兩次膨脹結構取樣探針，進行了取樣過程計算分析及試驗系統冷熱態校核，并對燃燒室尾氣進行了取樣分析及燃燒效率推算，所得結果與燃燒室壁面靜壓測量結果相吻合。2013年，上海交通大學張亞［14］采用CFD計算和PIV/紋影試驗相結合的方法，分析了取樣探針頭部繞流和探針內流場，并進行了校核試驗。

以上研究多集中于馬赫數不小于2，總溫2000 K左右的氣流環境組分測量。而對于燃燒室出口馬赫數小于2，總溫高于2500 K的情況，要在取樣探針頭部獲得理想的氣流流動結構以及在探針內達到有效的冷卻效果將更加困難。同時，對于燃燒加熱風洞這類進行超燃發動機試驗的重要地面設備，為了真實反映發動機的點火和推阻特性等，燃燒獲得的高焓氣流需要保證具有與實際飛行環境相一致的氧氣含量。美國NASA蘭利8英尺高溫風洞在20世紀90年代已經開始采用取樣分析方法進行風洞流場氧氣濃度分布測量［15］，而國內目前主要根據燃料和氧化劑流量實際配比計算得到氧氣濃度理論值，尚沒有將氧氣濃度測量作為風洞流場校測的常備手段。

本文從脈沖燃燒風洞高馬赫數試驗氣流組分測量入手，建立了一套探針取樣－氣相色譜分析測量系統，并根據對取樣探針內部流場特性及燃氣化學反應凍結情況的分析，進行了測量系統完善，完成了風洞流場氧氣濃度校核，實現了氣體取樣分析技術在脈沖燃燒風洞流場校測中的應用。之后嘗試針對脈沖燃燒風洞直連式平臺上的超燃沖壓發動機燃燒室模型出口氣流進行了取樣分析。直接測得了包括O2、N2和CO2在內的主要氣體組分，并利用測量結果估算了燃燒效率，為更深入發展長時間發動機燃燒效率測試技術積累了經驗。

1 取樣測量系統組成及原理

探針取樣－氣相色譜分析組分測量系統由氣體取樣系統和樣氣成分分析系統兩大部分組成，主要包括取樣探針、快速閥單元、樣品采集罐、管路和氣相色譜儀等，如圖1所示。取樣探針固定于測量排架上，入口正對風洞試驗來流或燃燒室出口氣流。

系統工作原理為:試驗前保持取樣管路和樣品采集罐低壓真空狀態，通過足夠低的背壓實現成功取樣，并減小樣品采集罐中殘留的空氣對測量結果帶來的誤差;進行氣體取樣時，被探針捕獲的高焓超聲速氣流在探針內部經過突然加速驟冷，化學反應被凍結;隨后通過壁面的冷卻抑制氣流在探針內由于摩擦減速造成的溫度升高影響，使得氣流的溫度和壓力保持在合適的范圍內，化學反應不會再度進行;整個取樣系統和風洞試驗系統通過計算機統一聯動控制，以保證合適的閥門動作時序和系統取樣時間;最后利用氣相色譜儀來分析采集到的燃氣組分。風洞或燃燒室穩定運行前進入取樣管路的氣體通過圖中旁路經真空泵抽出，減小測量誤差。

圖1 組分取樣測量系統結構示意圖Fig.1 Sketch of gas sampling probe system

對于這樣的組分取樣測量系統研制，考慮化學反應凍結的取樣探針的結構設計是非常關鍵的。

2 取樣探針設計

2.1 取樣探針結構設計

溫度是影響化學反應速度的重要因素，迅速凍結化學反應即在取樣過程中快速將氣樣溫度降至反應溫度以下。由此確定取樣探針設計的幾個關鍵點:

1)探針頭部應有一定錐度，避免因探針入口產生脫體激波而引起大分子組分優先取樣［4］，同時避免脫體激波后劇烈的溫升影響化學反應凍結;

2)探針內流道應存在面積突擴，使氣流流動時溫度驟降，以保證取樣過程中實現組分凍結;

3)探針口徑大小應合適，對于固定的樣品采集罐容積，既要保證采集到的樣品氣量足夠，又要保證整個取樣過程中背壓不能升高到影響探針入口處的流動。

本文采用的典型探針結構如圖2所示。

圖2 取樣探針結構Fig.2 Sketch of the probe structure

2.2 取樣過程流動分析

對于如圖3所示單膨脹探針結構。典型的取樣過程是:超聲速氣流在取樣探針頭部經過“λ”形激波進入探針［3］，之后經過膨脹冷卻加速進入長直段。

將氣流進入探針的流動過程分為如圖3所示四個區域進行一維計算分析:高速來流(①區)進入探針后產生激波(近似看作正激波);由于探針內壓力很低，探針入口直徑較小，激波后氣流(②區)在短直段中達到聲速(③區)，隨后探針內部流動截面擴張，氣流加速后進入長直段(④區)。

圖3 取樣探針流動區域劃分Fig.3 Division of flow regions in the probe

根據Damk?hler數(Da，流體微元在流場中運動的特征時間與化學反應達到平衡的特征時間的比值)來判定取樣探針內③、④兩個區域內流動是否被凍結，當Da?1時為凍結流。

以噴管出口流場測量為例:馬赫數6;靜壓(ps) 1423.9 Pa;靜溫(Ts)268.1 K;氣體組分體積百分比為:O221%，H2O 23%，N256%;氣體比熱比1.276。根據正激波關系式、等熵關系式和流動面積比分別求出②、③和④區參數，如表1所示?；瘜W反應達到平衡的特征時間根據H2-O2反應系統的主要支鏈反應H+O2→O+OH確定。由表1可以看出，探針內部③、④區流動的Damk?hler數遠小于1，可認為取樣過程中氣體組分保持不變，為凍結流。

表1 氣流進入探針的流動過程中各區流場參數Table 1 Flow parameters in each section during sam pling

對于燃燒室出口馬赫數小于2的流場環境，即使選擇較小的探針頭部錐角(如15°～20°)仍會產生很大的激波角，甚至產生脫體激波。圖4所示為探針頭部錐角δc=30°，來流馬赫數1.56、靜壓1.22×105Pa、靜溫2127K(模擬煤油燃燒不完全工況，按層流、絕熱壁計算的探針頭部流動情況。

由于馬赫數相對較低，探針頭部將形成有較大激波角的脫體激波(激波未被探針吞入)，難以獲得理想的探針頭部流動結構;同時，由于燃燒室出口燃氣總溫很高，在考慮探針尺寸的前提下，即使采用取樣探針內流道擴張和壁面水冷相結合的方法，探針出口處樣氣靜溫仍然達到1600 K左右，不利于化學反應的凍結。應用十組分十二方程煤油反應機理［16］進行了取樣過程探針內沿程組分變化情況計算，從沿程一維質量加權組分質量分數(見圖5)看，取樣過程中CO2和CO含量的變化小于1%，再考慮到樣氣在之后的管路中將繼續擴張降溫和被壁面冷卻，可認為基本實現取樣過程中組分凍結。

圖5 燃料未完全燃燒時探針內組分變化數值計算結果Fig.5 Calculated result of components variation inside probe for fuel incomp lete combustion

3 試驗結果及分析

3.1 取樣時間控制

脈沖燃燒風洞的有效試驗時間約為300ms，為保證獲得合適的取樣量，需要通過配套的快速閥單元及與風洞運行相匹配的控制時序來保證整個取樣過程處于風洞有效試驗時間內。取樣開始、終止的實際時間點通過測量得到的樣品采集罐取樣室內壓力pc開始爬升到停止爬升的變化過程判定，如圖6所示。有效采樣時間在風洞總壓p0相對平穩的有效試驗時間內。圖6中所對應的來流馬赫數6、總壓4.8MPa、總溫1600 K的試驗狀態，取樣結束時取樣室背壓上升為約0.025MPa。

圖6 取樣系統控制時序Fig.6 Controlling sequence of sampling probe system

為了檢驗取樣時間和取樣室體積是否合理，計算比較了該試驗狀態下不同取樣室背壓對探針內流動變化的影響情況，如圖7所示。

圖7 背壓變化對探針取樣過程的影響Fig.7 Effect of backpressure rising to gas sam pling

由圖7可以看到，背壓從高真空度升高到0.025 MPa，探針入口處流動幾乎沒有變化，說明取樣過程不受影響;但氣流經擴散段膨脹冷卻后的流動會受到影響，超聲速流動區域縮小，管內靜溫升高較快，需要非常有效的壁面冷卻?？偟膩碚f，取樣時間和取樣室體積的匹配是合理的。

3.2 風洞流場試驗氣流組分測量

利用研制的組分取樣測量系統進行了用氫氧燃燒作為加熱方式的脈沖燃燒風洞噴管出口流場組分測量，同時完成了對組分取樣測量系統的校核。

第一步，取樣過程中，同時收集圖1中流經旁路快速閥1和主路快速閥2的樣氣，并分別存儲于A、B兩個樣品采集罐;控制快速閥1和2動作時間，實現圖8所示采集時序。圖8中縱坐標電壓值對應壓力傳感器測量得到的取樣室內壓力值。

圖8 取樣系統校核所用不同采集控制時序Fig.8 Different control sequence for system checking

這樣，流場穩定前(有效試驗時間之前)進入取樣管路的氣體(以下簡稱初始氣體)全部收集到A采集罐，而B采集罐內收集到的只是有效試驗時間內的樣氣。

測量結果見表2，水蒸汽含量取理論值。有效時間段內(B罐)采集到的氣體中氧氣體積百分比分別為20.97%和20.74%，與理論值一致。而A罐由于存在初始氣體影響，測量值偏低(小于20%)，與風洞控制時序(空氣最先進入)吻合。測量結果表明，取樣分析結果合理，取樣系統可靠性較好。

表2 馬赫數5狀態風洞噴管出口氣流組分測量結果Table 2 Com ponent test results at the nozzle exit w ith Ma=5

第二步，在風洞噴管出口不同位置布置了兩個取樣點，對理論氧氣含量20.46%的馬赫數6試驗氣流進行了取樣分析。在有效試驗時間段內獲得的樣氣中氧氣含量分別為20.38%和20.00%，與理論值也吻合的較好，偏差最小達到0.4%。

第三步，在脈沖燃燒風洞直連式試驗臺上利用組分取樣測量系統對發動機燃燒室模型未注入燃料時(冷態工況)的出口氣流進行了取樣分析。顯然此時燃燒室出口氣流組分應與風洞試驗來流組分一致。在來流馬赫數2.6試驗狀態下的冷態校核結果(O2體積百分比)見表3。同一車次試驗中，對稱的兩個測點(Ⅰ#和Ⅱ#)的測量結果一致性很好，符合流場特性;所有測量值與理論值(21.5%)偏差均小于5%，一致性也比較好。

從風洞流場組分測量結果看，探針取樣－氣相色譜分析組分取樣測量系統已經具備評估脈沖燃燒風洞試驗流場組分分布情況的能力。

表3 直連臺馬赫數2.6冷態工況氣流組分測量結果Table 3 Com ponent test results at the combustor exit w ith Ma=2.6(cold state)

3.3 燒室燃燒工況測量結果

在直連式試驗臺進行冷態工況校核后，進行了來流馬赫數2.6狀態，燃燒工況(模型注入燃料)下的燃燒室出口氣流組分測量。取樣時間約0.11 s。在對稱安裝的兩個排架上交錯布置了四個測點，按離凹槽距離從近到遠分別記為Ⅰ#、Ⅱ#、Ⅲ#和Ⅳ#測點，如圖9所示。

圖9 燃燒工況組分測量測點布置Fig.9 Test points distribution at the combustor exit

測量過程中，色譜分析檢測到的燃燒產物主要是CO2，沒有檢測到CO等不完全燃燒產物。馬赫數2.6狀態下色譜分析可直接得到O2、N2和CO2三種組分的相對體積百分比，假定燃料為單分子式C12H24，按其完全反應的化學計量關系，可估算燃燒過程生成水蒸汽的相對量。處理后得到的燃燒室出口氣流中各組分體積百分含量列于表4中。

表4 馬赫數2.6燃燒工況下燃燒室出口氣流組分測量結果Table 4 Com ponent test results at the combustor exit(burning)w ith Ma=2.6

可以看到，燃燒室穩定工作后，來流中O2與燃料發生燃燒反應，被大量消耗，同時生成大量CO2。對不同車次試驗進行比較，相同位置測點的測量結果基本一致，重復性較好。

3.4 燃燒效率估算

按燃料分子式C12H24，根據取樣分析所得的CO2含量與理論上按化學當量比反應生成的CO2含量的比值來估算各測點處的燃燒效率(由于CO、H2等未測到，在此忽略不計)。由于很難獲得燃燒室出口流場中各測點當地的燃料和空氣的初始當量比，采用全場的平均當量比代替當地當量比進行計算，所得的表觀燃燒效率ηa僅用于定性比較，不作為定量依據。將表觀燃燒效率對測點與凹槽面的距離l作圖，可見其大致變化趨勢，如圖10所示。

圖10 離凹槽不同距離處燃燒效率Fig.10 Variations of apparent combustion efficiency across the combustor

從圖中可以看到，燃燒室出口各處獲得的表觀燃燒效率差異比較大，隨著與凹槽面距離的增大，表觀燃燒效率從85%逐漸降低到30%左右。分析其原因，這應該與燃燒室本身內部構型以及注入燃料本身的空間分布有關，因為直連式模型是在帶凹槽的上壁面使用半高注油支板，使得燃料分布更多地集中于凹槽一側。

4 結論

本文根據脈沖燃燒風洞實際試驗條件設計了用于脈沖燃燒風洞流場氧氣組分濃度校核及超燃沖壓發動機燃燒室出口氣流組分分析的探針取樣－氣相色譜分析測量系統，并完成了探針取樣過程流動分析。之后，分別在在風洞流場中以及直連式模型冷態工況下對該測量系統進行了校核，出口氣流中O2含量與理論值偏差小于5%，甚至低至0.4%。計算及試驗結果均驗證了系統的可靠性。

利用該組分取樣測量系統對來流馬赫數2.6燃燒工況下直連式燃燒室模型出口燃氣進行了取樣分析，得到了O2、N2和CO2等主要產物的相對含量。并利用測量結果按全場的平均當量比對燃料分布和燃燒情況進行了簡單評估。結果表明，燃燒室中各處燃料的分布以及燃燒情況存在較大的不均勻性，隨著離凹槽距離的增大，表觀燃燒效率從85%逐漸降低到30%左右。

下一步的工作將更多地關注取樣探針的冷卻結構設計和建立系統的測量精準的評估體系，實現該測量系統在長時間風洞試驗中的可靠應用。

致謝:在系統設計及試驗過程中，得到了李向東、毛雄兵、李宏斌、任虎、鄧和平、何粲等的大力幫助，特此表示謝意。

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Gas sam pling and analysis in pulse combustion w ind tunnel tests

Wu Jun*，Tan Yu，Liu Weixiong，Qing Long，Zhang Xiaoqing
(Airbreathing Hypersonic Technology Research Center of China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang 621000，China)

The gas composition at the scramjet combustor exit is necessary for the combustion efficiency evaluation.Based on the testing condition of the pulse combustion wind tunnel and the flow field environment at the exit of the scramjet combustor，a gas sampling analysis system was designed and established for the oxygen concentration calibrating in the flow field of the pulse combustion wind tunnel and then for the gas composition measuring at the exit of the scramjet combustor.The flow characteristics and the chemical reaction frozen in the probe during sampling were analyzed.The results indicated that the gas inbreathed by probe could be availably cooled and the chemical reaction could be quenched.The gas composition at the nozzle exit of the pulse combustion wind tunnel was measured for checking the gas sampling analysis system.The control sequence of the gas sampling system could suffice for the pulse combustion wind tunnel testing.The experimental results of the percentage composition of O2were agreed with the calculation results，and the deviation was less than 5%，even approached to 0.4%.At present，with the working condition of Ma=2.6 and fuel injection，the main components at the exit of the scramjet combustor，such as O2，N2and CO2were measured directly.The apparent combustion efficiencies for different locations were acquired through the experimental results.The variation of the apparent combustion efficiencies，in a manner，was found to be agreed with the fuel distribution.

pulse combustion wind tunnel;scramjet;combustor;component analysis;sampling

V211.752

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0130

0258-1825(2016)03-0362-06

2015-07-23;

2015-09-30

伍軍*(1981-)，男，四川廣安人，碩士，助理研究員，研究方向:超燃沖壓發動機試驗技術.E-mail:beiley1981@163.com

伍軍，譚宇，劉偉雄，等.氣體取樣分析在脈沖燃燒風洞試驗中的應用［J］.空氣動力學學報，2016，34(3):362-367.

10.7638/kqdlxxb-2015.0130 Wu J，Tan Y，Liu W X，et al.Gas sampling and analysis in pulse combustion wind tunnel tests［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34(3):362-367.