超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換及推力突變實(shí)驗(yàn)研究

連 歡, 顧洪斌,*, 周芮旭,2, 李 拓,2, 李忠朋,2

1. 中國科學(xué)院力學(xué)研究所 高溫氣體動(dòng)力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 北京 100190；2. 中國科學(xué)院大學(xué), 北京 101408

0 引 言

雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)具有幾何尺寸固定、單通道的特點(diǎn)，可有效減少重量和迎風(fēng)面積，擴(kuò)展了吸氣式?jīng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)的工作范圍和飛行包線。自20世紀(jì)60年代Builder[1]提出雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)概念后，各國開展了大量理論研究、地面試驗(yàn)及飛行試驗(yàn)[2-6]，通過隨飛行馬赫數(shù)變化調(diào)整供油規(guī)律進(jìn)行燃燒室內(nèi)釋熱分布調(diào)控，已實(shí)現(xiàn)了雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)性能包線及穩(wěn)定工作包線內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)總壓恢復(fù)系數(shù)、燃燒室流動(dòng)形式及發(fā)動(dòng)機(jī)推力的平穩(wěn)過渡。然而亞燃及超燃工作模態(tài)下的發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)特性、燃燒模式卻存在明顯差異[7]，導(dǎo)致氣動(dòng)性能失穩(wěn)、發(fā)動(dòng)機(jī)推力突變的瞬態(tài)流動(dòng)-燃燒機(jī)制仍不清楚，限制了飛行軌跡適應(yīng)性釋熱控制方法的復(fù)雜程度,影響飛行軌跡設(shè)計(jì)。因此，需要針對雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室模型開展模態(tài)轉(zhuǎn)換及推力突變機(jī)制研究，發(fā)展預(yù)測及主動(dòng)控制方法以擴(kuò)展雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定工作包線。

固定幾何構(gòu)型的雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)宏觀特性由熱力學(xué)基本定律描述[2]，主要包括絕熱壓縮、等壓釋熱及膨脹釋熱物理過程。燃燒室通常由等截面隔離段及擴(kuò)張型燃燒段組成，隔離段的主要作用是防止預(yù)燃激波串向上游傳播引發(fā)進(jìn)氣道不啟動(dòng)，燃燒室截面設(shè)計(jì)應(yīng)保證燃燒室出口流速為聲速或超聲速，采用擴(kuò)張型尾噴管從而不受傳統(tǒng)亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)固定幾何喉道尾噴管對氣動(dòng)性能要求的限制。據(jù)此設(shè)計(jì)的雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)可同時(shí)具有由理論沿程馬赫數(shù)表征的亞燃和超燃2種工作模態(tài)，模態(tài)轉(zhuǎn)換過程可由H-K圖描述[8]，主要由隔離段預(yù)燃激波串狀態(tài)定義亞燃和超燃工作模態(tài)[9-13]。為簡化雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流形式，開展模態(tài)轉(zhuǎn)換及推力突變過程研究，本文基于單邊擴(kuò)張的雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室模型，采用凹腔回流區(qū)穩(wěn)焰及固定質(zhì)量流量的壁面橫向射流燃料噴注方式。

從氣動(dòng)特性角度分析，非燃燒狀態(tài)下，雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)亞燃及超燃工作模態(tài)內(nèi)流道流速均為超聲速。燃燒狀態(tài)下，亞燃工作模態(tài)通過燃燒釋熱形成反壓，當(dāng)燃燒釋熱反壓超過邊界層抗反壓能力后向上游傳播，在隔離段中形成預(yù)燃激波串，使燃燒室入口來流減速至亞聲速，并在亞聲速氣流中組織燃燒；隨著飛行馬赫數(shù)增加，將來流減速至亞聲速并組織燃燒造成的總壓損失無法保證足夠的總壓恢復(fù)系數(shù)及發(fā)動(dòng)機(jī)正推力，隔離段中預(yù)燃激波串的強(qiáng)度逐漸衰減，結(jié)構(gòu)形式由邊界層附著擬正激波變化至斜激波至耗散消失，燃燒室入口來流為超聲速，在超聲速氣流中組織燃燒。因此，雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)涉及的主要流動(dòng)現(xiàn)象可總結(jié)為：1) 燃燒段釋熱反壓上行及隔離段預(yù)燃激波串結(jié)構(gòu)演變[14-15]；2) 燃燒室邊界層抗反壓及流動(dòng)分離[16-19]。以上2種流動(dòng)現(xiàn)象對發(fā)動(dòng)機(jī)推力的貢獻(xiàn)相反。在亞燃及超燃工作模態(tài)，以及通過控制供油位置使釋熱分布后移實(shí)現(xiàn)的亞燃至超燃模態(tài)平穩(wěn)過渡過程中，釋熱反壓與邊界層抗反壓作用保持動(dòng)態(tài)平衡；而雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換中導(dǎo)致推力突變的流動(dòng)特征尚不明確，由此構(gòu)成本文主要研究內(nèi)容。

國內(nèi)外實(shí)現(xiàn)模態(tài)轉(zhuǎn)換的地面試驗(yàn)研究主要包括：冷流狀態(tài)下，通過機(jī)械/空氣節(jié)流產(chǎn)生反壓以獲得氣動(dòng)特性匹配規(guī)律[15,20-23]；燃燒狀態(tài)下，由于燃燒上行反壓和預(yù)燃激波串主要與釋熱量相關(guān)，大量研究通過調(diào)節(jié)燃料的質(zhì)量流量和當(dāng)量比實(shí)現(xiàn)亞燃和超燃工作模態(tài)轉(zhuǎn)換[24-28]，其過程伴隨推力滯環(huán)等非線性特征[29]；邊界層抗反壓能力由邊界層熱流輸運(yùn)特性決定,主要受壁面熱流及溫度影響，國內(nèi)外研究人員通過被動(dòng)改變壁面溫度實(shí)現(xiàn)模態(tài)轉(zhuǎn)換[30]，對支板凹腔穩(wěn)焰燃燒室構(gòu)型模態(tài)轉(zhuǎn)換規(guī)律及時(shí)間序列定量方法已基本掌握[31-38]。過去，與動(dòng)態(tài)飛行軌跡相關(guān)的研究僅通過改變來流總溫實(shí)現(xiàn)模態(tài)轉(zhuǎn)換及推力突變[7,31,39-42]；Meng等[43]建設(shè)了來流連續(xù)可變的地面直連燃燒實(shí)驗(yàn)臺(tái)，通過連續(xù)改變來流總溫總壓以及飛行馬赫數(shù)，模擬了真實(shí)的動(dòng)態(tài)飛行軌跡，獲得了模態(tài)平穩(wěn)過渡的基本規(guī)律。本文在Meng等[43]的研究基礎(chǔ)上，開展來流連續(xù)變化的地面直連燃燒試驗(yàn)，對碳?xì)淙剂想p模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換及推力突變現(xiàn)象進(jìn)行研究，重點(diǎn)討論碳?xì)淙剂想p模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換及推力突變過程中預(yù)燃激波串強(qiáng)度及流動(dòng)特征變化規(guī)律。

值得注意的是，國內(nèi)外地面試驗(yàn)研究還包括通過改變噴注角度和噴注位置實(shí)現(xiàn)模態(tài)轉(zhuǎn)換[42,44-47]，這涉及到橫向射流混合層演變強(qiáng)耦合物理化學(xué)過程，橫向射流混合層對發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流氣動(dòng)特性的影響主要包括：1) 橫向射流混合層氣動(dòng)節(jié)流特性[30]；2) 橫向射流混合層與燃燒釋熱的強(qiáng)耦合特性[48]。橫向射流自身產(chǎn)生的反壓對來流具有減速效果,表現(xiàn)為氣動(dòng)節(jié)流特性。橫向射流混合層與燃燒釋熱的強(qiáng)耦合特性主要包括以下物理內(nèi)涵：1) 橫向射流氣相分子擴(kuò)散及多相湍流輸運(yùn)特性決定混合層時(shí)空演變，影響混合速率及混合效率；2) 混合層的當(dāng)量比空間分布決定燃燒特性，影響點(diǎn)火、火焰?zhèn)鞑ヌ匦约搬専崧史植迹?) 燃燒釋熱反壓造成的預(yù)燃激波串與混合層界面強(qiáng)干擾，改變氣相分子擴(kuò)散及多相湍流輸運(yùn)過程,影響混合層時(shí)空演變。因此，本文關(guān)注碳?xì)淙剂匣旌蠈友葑兲卣骷斑\(yùn)動(dòng)激波串與混合層界面干擾對雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換及推力突變的影響規(guī)律。

綜上所述，為闡明亞燃及超燃工作模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中導(dǎo)致推力突變的瞬態(tài)流動(dòng)-燃燒過程，本文開展來流馬赫數(shù)連續(xù)變化的推力突變模態(tài)轉(zhuǎn)換直連實(shí)驗(yàn)研究，重點(diǎn)關(guān)注碳?xì)淙剂想p模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換及推力突變過程中瞬態(tài)流動(dòng)特征，討論運(yùn)動(dòng)激波串與混合層界面干擾以及穩(wěn)焰模式火焰動(dòng)力學(xué)與流動(dòng)特征之間的相互作用規(guī)律。

1 連續(xù)變馬赫數(shù)直連實(shí)驗(yàn)臺(tái)

1.1 連續(xù)變馬赫數(shù)直連實(shí)驗(yàn)臺(tái)主體

連續(xù)變馬赫數(shù)直連試驗(yàn)臺(tái)主體由流量動(dòng)態(tài)調(diào)節(jié)氣源、可調(diào)加熱器、可調(diào)噴管以及實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ腿紵医M成[43]。通過壓力調(diào)節(jié)閥實(shí)現(xiàn)空氣、氫氣、氧氣流量動(dòng)態(tài)調(diào)節(jié)，采用環(huán)形多孔噴注中心燃燒的燒氫補(bǔ)氧方式對來流進(jìn)行加熱，通過氣源流量動(dòng)態(tài)調(diào)節(jié)實(shí)現(xiàn)加熱器內(nèi)模擬總溫總壓實(shí)時(shí)可調(diào)，可調(diào)噴管型面按照高低馬赫數(shù)雙設(shè)計(jì)點(diǎn)非對稱方法設(shè)計(jì)，由機(jī)電伺服機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)改變喉道面積實(shí)現(xiàn)模擬飛行馬赫數(shù)實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)。可調(diào)加熱器和可調(diào)噴管均采用水冷熱防護(hù)。流量動(dòng)態(tài)調(diào)節(jié)氣源、可調(diào)加熱器、可調(diào)噴管通過PLC工業(yè)控制系統(tǒng)進(jìn)行精確時(shí)序控制，接受實(shí)驗(yàn)控制臺(tái)操作指令，并根據(jù)指令執(zhí)行流量調(diào)節(jié)、伺服機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)等相應(yīng)動(dòng)作，同時(shí)具有實(shí)驗(yàn)臺(tái)主體氣源壓力、直連臺(tái)雙螺柱安裝型推力傳感器數(shù)據(jù)采集和處理能力。實(shí)驗(yàn)臺(tái)模擬最大氣體流量2.5 kg/s，最高總溫1900 K，最高總壓4 MPa，最長工作時(shí)間30 s，模擬飛行馬赫數(shù)范圍4.5～6.5。

1.2 診斷技術(shù)

直連實(shí)驗(yàn)臺(tái)推力傳感器選擇Omega LC203-500雙螺柱安裝稱重傳感器，采樣頻率為1 kHz，安裝于直連實(shí)驗(yàn)臺(tái)前端滑動(dòng)架與地面支架之間，發(fā)動(dòng)機(jī)推力增量由加熱器和發(fā)動(dòng)機(jī)共同工作時(shí)實(shí)測臺(tái)架推力與加熱器單獨(dú)工作時(shí)臺(tái)架推力的差值表示。低頻壓力測點(diǎn)布置在實(shí)驗(yàn)段上壁面中心線，共60個(gè)。測壓接頭連接內(nèi)徑1 mm的銅質(zhì)導(dǎo)管至量程為0～690 kPa的壓力模塊處，導(dǎo)管長度約為20 cm；實(shí)驗(yàn)前對測量零點(diǎn)進(jìn)行了標(biāo)定，實(shí)驗(yàn)中忽略導(dǎo)管中的壓力損失。通過DTC Initium系統(tǒng)進(jìn)行數(shù)據(jù)采集，采樣頻率為300 Hz。同時(shí)分別在隔離段入口、燃燒室入口上壁面、凹腔底部及凹腔后緣布設(shè)高頻壓力傳感器。傳感器采用Kulite XTL-190(M)高頻壓力傳感器，量程0.7 MPa，采樣頻率為100 kHz。燃燒場測量實(shí)驗(yàn)采用Phantom v1612高速相機(jī)，并在鏡頭前部安裝中心波長為430 nm、帶寬±10 nm的定制窄帶濾光片(峰值透過率為0.882)記錄燃燒場CH(A)*自由基的高速攝影圖像，相機(jī)快門曝光時(shí)間為20 μs，幀頻為6000幀/s，分辨率1280 pixel×800 pixel，記錄時(shí)間為10 s。實(shí)驗(yàn)采用常規(guī)Z型紋影布局。利用氙燈冷光源及Phantom v2640高速相機(jī)拍攝紋影圖像，相機(jī)快門曝光時(shí)間為2 μs，幀頻為6000幀/s，分辨率1920 pixel×700 pixel，記錄時(shí)間為10 s，與對CH(A)*高速攝像的Phantom v1612相機(jī)通過DG645-#1延時(shí)發(fā)生器進(jìn)行同步。低頻壓力測量系統(tǒng)、高頻壓力測量系統(tǒng)、CH(A)*以及紋影高速攝影相機(jī)均經(jīng)DG645-#2與直連臺(tái)主體PLC工業(yè)控制系統(tǒng)共同按照實(shí)驗(yàn)控制臺(tái)操作指令觸發(fā)以實(shí)現(xiàn)設(shè)備運(yùn)行與測量時(shí)序同步。

實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ腿紵覟榻孛?0 mm×40 mm的等截面隔離段和單邊擴(kuò)張雙凹腔燃燒室模型，其中隔離段長度為337 mm，燃燒室模型下壁面擴(kuò)張角為2°，凹腔位于隔離段入口下游447 mm處，長度為65 mm，深度為17 mm，傾角為22.5°。凹腔上游60.5和9.5 mm處分別安裝煤油噴塊和引導(dǎo)氫噴塊。此外，凹腔底部安裝火花塞輔助點(diǎn)火。實(shí)驗(yàn)段燃燒室模型及壓力傳感器布設(shè)方式如圖1所示，其中pref,p1,p2,p3分別對應(yīng)隔離段入口、隔離段出口、燃燒室入口、第二凹腔前緣低頻壓力測點(diǎn)位置，紅色框線為石英觀察窗口安裝位置。

圖1 雙模態(tài)模型燃燒室Fig. 1 Dual-mode model combustor

2 來流連續(xù)變化的模態(tài)轉(zhuǎn)換及推力突變實(shí)驗(yàn)

來流連續(xù)變化的地面試驗(yàn)?zāi)M飛行馬赫數(shù)為5.0～6.0，對應(yīng)燃燒室入口馬赫數(shù)為2.5～3.0。為簡化混合層耦合特性及燃料供應(yīng)系統(tǒng)對實(shí)驗(yàn)結(jié)果的影響，在來流變化過程中，采用固定質(zhì)量流量和固定位置壁面垂直噴注RP-3航空煤油，燃料當(dāng)量比和通量比僅隨來流馬赫數(shù)變化。模擬飛行高度等實(shí)驗(yàn)工況(ABCD)見圖2。本文討論2種加速上行實(shí)驗(yàn)工況(ABC、ADC)以及2種減速下行實(shí)驗(yàn)工況(CBA、CDA)的發(fā)動(dòng)機(jī)性能、非定常流動(dòng)-燃燒特性及影響規(guī)律。實(shí)驗(yàn)參數(shù)如表1所示。

圖2 試驗(yàn)工況Fig.2 Experimental conditions

表1 試驗(yàn)工況Table 1 Experimental parameters

實(shí)驗(yàn)工況A、B、C分別對應(yīng)固定馬赫數(shù)工作狀態(tài)Ma=5.0、5.6和6.0，固定來流條件下的發(fā)動(dòng)機(jī)沿程壓力、沿程馬赫數(shù)、推力曲線等基本工作特性，以及流動(dòng)、混合層演變、火焰動(dòng)力學(xué)特征用作開展來流連續(xù)變化模態(tài)轉(zhuǎn)換及推力突變過程的研究基準(zhǔn)。以實(shí)驗(yàn)工況ABC為例，表示在10 s穩(wěn)定實(shí)驗(yàn)時(shí)間內(nèi)，加熱氣體模擬總溫總壓按照AB～BC段線形變化，燒氫補(bǔ)氧加熱器各路氣體(空氣、氫氣、氧氣)流量在AB～BC固定實(shí)驗(yàn)狀態(tài)理論計(jì)算值基礎(chǔ)上線形擬合構(gòu)成分段函數(shù)。為模擬飛行馬赫數(shù)在AB～BC段線性變化，拉瓦爾噴管型面及喉道高度由伺服機(jī)構(gòu)在AB～BC按線性擬合分段函數(shù)作動(dòng)，通過加熱氣體總溫總壓調(diào)節(jié)及拉瓦爾噴管型面變化的精確時(shí)序配合實(shí)現(xiàn)加減速來流連續(xù)變化的實(shí)驗(yàn)工況。典型10 s加速上行實(shí)驗(yàn)工況ABC及ADC的加熱器實(shí)驗(yàn)總壓曲線如圖3所示，加熱器5.0～10.0 s形成穩(wěn)定冷態(tài)空氣，10.0 s時(shí)加熱器點(diǎn)火通過燒氫補(bǔ)氧形成高焓空氣，14.5～24.5 s為模擬動(dòng)態(tài)飛行路徑實(shí)驗(yàn)，各路氣源流量以及噴管型面根據(jù)模擬路徑需求進(jìn)行動(dòng)態(tài)調(diào)節(jié)，發(fā)動(dòng)機(jī)于14.5 s通過火花點(diǎn)火器和引導(dǎo)氫點(diǎn)火。

圖3 可調(diào)加熱器總壓Fig. 3 Total pressure of the transient operation heater

3 結(jié)果及討論

3.1 直連實(shí)驗(yàn)推力曲線

2種加速上行實(shí)驗(yàn)工況(ABC、ADC)以及2種減速下行實(shí)驗(yàn)工況(CBA、CDA)的直連實(shí)驗(yàn)燃燒室推力曲線(臺(tái)架實(shí)測推力與相應(yīng)工況加熱器推力差值)如圖4所示。

推力傳感器采樣率為1 kHz，最小時(shí)間解析為1 ms，由圖4(a)可見ABC與ADC上行路徑均發(fā)生推力突變現(xiàn)象，其中ABC路徑推力突變發(fā)生于t4,ABC=18.986 s，ADC路徑推力突變發(fā)生于t3,ADC=21.809 s。圖4(b) 表示減速下行工況CBA及CDA，推力持續(xù)增加，且下行路徑對推力特性具有明顯影響。

圖4 推力傳感器測量數(shù)據(jù)Fig.4 Thrust measurement during simulated acceleration and deceleration

本文研究所用單邊擴(kuò)張燃燒室熱壅塞煤油當(dāng)量比上限約為0.4，實(shí)驗(yàn)時(shí)煤油質(zhì)量流量不變，當(dāng)量比根據(jù)來流變化改變約為0.2～0.3，引導(dǎo)氫當(dāng)量比約為0.1，因此，在引導(dǎo)氫與煤油共同燃燒階段(14.5～16.0 s)，引導(dǎo)氫釋熱量對推力特性影響較明顯，推力高于煤油穩(wěn)定燃燒階段(16.0～24.5 s)。在不同飛行路徑條件下火花點(diǎn)火器頻率為15 Hz，單脈沖能量約為50 J，通過點(diǎn)火器電壓電流實(shí)時(shí)測量，確保點(diǎn)火功率穩(wěn)定。同時(shí)，引導(dǎo)氫噴注壓力實(shí)時(shí)測量，確保引導(dǎo)氫流量穩(wěn)定。ABC、ADC和CBA、CDA飛行路徑的主要區(qū)別是在煤油穩(wěn)定燃燒階段(16.0～24.5 s)由加熱器和噴管聯(lián)動(dòng)實(shí)現(xiàn)動(dòng)態(tài)飛行軌跡的飛行動(dòng)壓差異。

3.2 時(shí)間離散沿程馬赫數(shù)計(jì)算

時(shí)間離散質(zhì)量加權(quán)沿程馬赫數(shù)計(jì)算方法描述如下：首先，對模擬飛行馬赫數(shù)變化曲線進(jìn)行時(shí)間以及馬赫數(shù)離散，得到各個(gè)時(shí)刻隔離段入口所對應(yīng)的馬赫數(shù)；其次，將各個(gè)時(shí)刻隔離段入口馬赫數(shù)作為初始條件代入定常一維質(zhì)量加權(quán)馬赫數(shù)計(jì)算程序中,得到該時(shí)刻的馬赫數(shù)沿程分布；最后，將各個(gè)時(shí)刻的沿程馬赫數(shù)沿時(shí)間軸排列，得到馬赫數(shù)時(shí)空分布圖。本文針對連續(xù)可變飛行馬赫數(shù)5.0～6.0，采用300個(gè)時(shí)間離散點(diǎn)(同沿程壓力傳感器采樣率)和三次Hermite內(nèi)插值方法，將計(jì)算得到的100個(gè)空間離散沿程壓力數(shù)據(jù)進(jìn)行時(shí)間離散的沿程馬赫數(shù)計(jì)算。質(zhì)量加權(quán)沿程馬赫數(shù)的時(shí)空分布演變?nèi)鐖D5所示。

圖5(a)～(c)分別表示固定馬赫數(shù)工作狀態(tài)A、B和C(Ma=5.0，5.6和6.0)。14.5 s對應(yīng)非燃燒狀態(tài)，燃燒室內(nèi)為超聲速氣流;14.5～16.0 s為輔助點(diǎn)火引導(dǎo)氫與煤油共同燃燒階段，形成預(yù)燃激波對來流進(jìn)行減速，在雙凹腔內(nèi)以亞聲速組織燃燒；16.0～19.5 s為煤油穩(wěn)定燃燒階段，A、B工況均為亞燃工作模態(tài)，在第一凹腔內(nèi)以亞聲速組織燃燒，C工況為超燃工作模態(tài)，全流道超聲速組織燃燒。

圖5(d)表示加速上行ABC路徑。14.5～16.0 s,輔助點(diǎn)火引導(dǎo)氫與煤油共同燃燒形成預(yù)燃激波，燃燒室入口為亞聲速；從16.0 s起為煤油穩(wěn)定燃燒階段，在第一凹腔內(nèi)以亞聲速組織燃燒，至17.050 s左右第一凹腔內(nèi)燃燒狀態(tài)發(fā)生亞燃-超燃工作模態(tài)轉(zhuǎn)換，第一凹腔內(nèi)以超聲速組織燃燒，在第二凹腔內(nèi)穩(wěn)焰以亞聲速組織燃燒，18.960 s左右第二凹腔燃燒狀態(tài)發(fā)生工作模態(tài)轉(zhuǎn)換。由上節(jié)可知推力突變發(fā)生于18.986 s，說明推力突變可能與雙凹腔燃燒組織方式相關(guān)。

圖5(e)表示加速上行ADC路徑。ADC路徑14.5～16.0 s，輔助點(diǎn)火引導(dǎo)氫與煤油共同燃燒形成預(yù)燃激波，燃燒室入口為亞聲速; 從16.0 s起為煤油穩(wěn)定燃燒階段，在第一凹腔內(nèi)以亞聲速組織燃燒，至21.750 s左右第一凹腔內(nèi)燃燒狀態(tài)發(fā)生亞燃-超燃工作模態(tài)轉(zhuǎn)換，第一凹腔及第二凹腔均以超聲速組織燃燒。由上節(jié)可知推力突變發(fā)生于21.809 s。

圖5(f)和(g)表示減速下行工況CBA及CDA，全程為亞燃工作模態(tài)。

圖5 質(zhì)量加權(quán)馬赫數(shù)Fig. 5 Mass weighted average Ma during simulated acceleration and deceleration

3.3 模態(tài)轉(zhuǎn)換及推力突變過程的瞬態(tài)流動(dòng)特征

針對ABC路徑第一、第二凹腔模態(tài)轉(zhuǎn)換以及推力突變時(shí)刻，在17.052～17.061 s、18.965～18.967 s、18.986 s之后時(shí)段內(nèi)燃燒室入口至第一凹腔的紋影以及CH*自發(fā)光的高速攝影圖像如圖6所示。其中，17.052～17.061 s對應(yīng)由沿程馬赫數(shù)定義的亞燃燃燒模態(tài)，動(dòng)態(tài)流動(dòng)現(xiàn)象為預(yù)燃激波串由擬正激波向斜激波變化，強(qiáng)度減弱，隨著來流加速過程，預(yù)燃激波串持續(xù)后移并伴隨小范圍振蕩。預(yù)燃激波向下游移動(dòng)造成運(yùn)動(dòng)激波與混合層界面干擾，降低了橫向射流穿透深度，削弱了橫向射流氣動(dòng)節(jié)流作用，同時(shí)改變了混合效率。如圖6(b)中CH*自發(fā)光圖像所示，釋熱區(qū)面積隨之減少，穩(wěn)焰模式由尾跡凹腔穩(wěn)焰逐漸過渡至剪切層穩(wěn)焰。18.965～18.967 s對應(yīng)由沿程馬赫數(shù)定義的超燃燃燒模態(tài)，可見第二凹腔上游維持一定的燃燒反壓；隨來流馬赫數(shù)持續(xù)增大至18.986 s時(shí)不足以維持燃燒反壓，發(fā)生推力突變，推力突變后燃燒仍然穩(wěn)定，穩(wěn)焰模式為剪切層穩(wěn)焰。18.986 s之后流動(dòng)特征均與圖6中18.986 s流動(dòng)特征相同。

圖6 (a) ABC加速上行軌跡紋影;(b) ABC加速上行軌跡CH*自發(fā)光Fig. 6 (a) Schlieren imaging during acceleration ABC; (b) CH* chemiluminescence during acceleration ABC

針對ADC路徑模態(tài)轉(zhuǎn)換及推力突變時(shí)刻，在21.750～21.759 s時(shí)段以及21.809 s內(nèi)燃燒室入口至第一凹腔的紋影以及CH*自發(fā)光的高速攝影圖像如圖7所示。與圖6中ABC路徑相同，預(yù)燃激波串由擬正激波向斜激波變化，強(qiáng)度減弱，隨著來流加速過程，預(yù)燃激波串持續(xù)后移并伴隨小范圍振蕩。預(yù)燃激波向下游移動(dòng)造成運(yùn)動(dòng)激波與混合層界面干擾，降低了橫向射流穿透深度，且與圖6中ABC路徑相同。如圖7中CH*自發(fā)光圖像所示，假設(shè)CH*自發(fā)光強(qiáng)度與釋熱量正相關(guān)，則在加速軌跡的亞燃-超燃模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中,釋熱量逐漸減少。21.758～21.809 s可見超燃模態(tài)轉(zhuǎn)換及推力突變對應(yīng)的流動(dòng)特征；21.809 s推力突變之后的流動(dòng)特征均與推力突變時(shí)刻相同。

圖7 (a) ADC加速上行軌跡紋影;(b) ADC加速上行軌跡CH*自發(fā)光Fig.7 (a) Schlieren imaging during acceleration ADC; (b) CH* chemiluminescence during acceleration ADC

ABC與ADC路徑模態(tài)轉(zhuǎn)換及推力突變過程具有相同的瞬態(tài)流動(dòng)發(fā)展過程，根據(jù)圖6及7所示ADC與ABC路徑的共性動(dòng)態(tài)紋影圖像特征，將來流變化導(dǎo)致的亞燃-超燃模態(tài)轉(zhuǎn)換及推力突變現(xiàn)象中的瞬態(tài)流動(dòng)過程總結(jié)為以下4個(gè)階段：

第I階段：隔離段預(yù)燃激波階段，以亞聲速組織燃燒，尾跡穩(wěn)焰及凹腔穩(wěn)焰，加速上行ABC與ADC路徑亞燃-超燃模態(tài)轉(zhuǎn)換均發(fā)生于第I階段；

第II階段：運(yùn)動(dòng)激波與混合層界面干擾階段，以亞聲速組織燃燒，氣動(dòng)反壓能力逐漸減弱，尾跡穩(wěn)焰及剪切層穩(wěn)焰；

第III階段：燃燒反壓維持階段，亞聲速組織燃燒向超聲速組織燃燒過渡，剪切層穩(wěn)焰；

第IV階段：超聲速核心流與附面層階段，超聲速組織燃燒，剪切層穩(wěn)焰，加速上行ABC與ADC路徑推力突變均發(fā)生于第IV階段。

減速下行工況CBA及CDA，全程為亞燃工作模態(tài)，流動(dòng)特征及穩(wěn)焰模式與圖7第I階段隔離段預(yù)燃激波亞燃模態(tài)完全相同。

3.4 模態(tài)轉(zhuǎn)換及推力突變過程流動(dòng)機(jī)制初步討論

雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒分區(qū)規(guī)律通常在固定來流總壓條件下由當(dāng)量比和總溫界定，射流通量影響暫不討論。相應(yīng)的燃燒組織方式分別對應(yīng)幾種穩(wěn)焰模式，主要包括尾跡穩(wěn)焰、凹腔穩(wěn)焰、剪切層穩(wěn)焰以及幾種穩(wěn)焰模式之間的振蕩模式。本文實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ腿紵业娜紵謪^(qū)規(guī)律如圖8所示，其中熱壅塞邊界由Rayleigh分析方法估計(jì)給出，實(shí)驗(yàn)中變總壓條件下的A、B和C工況位于亞燃與超燃理論工作邊界，分別對應(yīng)尾跡穩(wěn)焰、凹腔穩(wěn)焰、剪切層穩(wěn)焰模式。

圖8 A、B和C工況燃燒模式Fig. 8 Combustion regime of case A, B and C

釋熱總量和亞燃與超燃理論工作邊界是本文討論流動(dòng)機(jī)制的基礎(chǔ)，首先在絕熱無黏假設(shè)條件下討論隔離段預(yù)燃激波演變特性。隔離段出口及入口壓比p1/pref可表示為[2]：

(1)

超聲速核心流與隔離段入口截面積比值可表示為：

(2)

理論上，超聲速核心流與隔離段入口截面積比值與壓比為拋物線關(guān)系，如圖9所示。圖9(a)和(b)顯示了路徑ABC及ADC亞燃到超燃模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，Ma=5.0時(shí)預(yù)燃激波尚未形成，隔離段預(yù)燃激波形成后由正激波向斜激波強(qiáng)度衰減至耗散消失。圖9(c)和(d)則顯示了路徑CBA和CDA亞燃模態(tài)，Ma=6.0時(shí)預(yù)燃激波尚未形成,建立預(yù)燃激波后激波強(qiáng)度先發(fā)生衰減，之后逐漸向正激波強(qiáng)度過渡。首次衰減是引導(dǎo)氫停止導(dǎo)致釋熱減少造成的。

該分析方法給出了超聲速核心流截面與預(yù)燃激波強(qiáng)度的相對關(guān)系，可以用于說明加速及減速過程中隔離段預(yù)燃激波結(jié)構(gòu)的演化規(guī)律。根據(jù)上述分析可知，釋熱總量與內(nèi)流道匹配是模態(tài)轉(zhuǎn)換及推力變化過程的根本，隔離段預(yù)燃激波是主要的流動(dòng)特征。加速上行ABC和ADC路徑發(fā)生模態(tài)轉(zhuǎn)換和推力突變的根本原因是亞燃與超燃理論工作邊界釋熱總量差別；減速下行CBA和CDA未發(fā)生模態(tài)轉(zhuǎn)換及推力突變是由于點(diǎn)火引導(dǎo)氫釋熱導(dǎo)致釋熱量差別不大。

由于上述分析方法不考慮熱流邊界層作用，故此處通過加速上行ABC和ADC路徑沿程壓力與隔離段入口靜壓比的時(shí)空演變關(guān)系，討論模態(tài)轉(zhuǎn)換及推力突變過程瞬態(tài)流動(dòng)特征，如圖10所示。實(shí)驗(yàn)段燃燒室模型及壓力傳感器布設(shè)方式見圖1，其中pref,p1,p2,p3分別對應(yīng)隔離段入口、隔離段出口、燃燒室入口第一凹腔前緣、第二凹腔前緣低頻壓力測點(diǎn)位置。

加速上行ABC及ADC路徑連續(xù)變化來流引起的亞燃-超燃模態(tài)轉(zhuǎn)換發(fā)生在第I階段(ABC：17.050 s，ADC：21.750 s)。從圖6和7可以觀察到主導(dǎo)流動(dòng)特征是預(yù)燃激波結(jié)構(gòu)演變。相應(yīng)的，圖10(a)和(b)定量表示亞燃-超燃模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中由靜壓比表征的預(yù)燃激波串強(qiáng)度逐漸減弱，且隔離段預(yù)燃激波串位置后移。且圖10(a)所示為ABC路徑雙凹腔燃燒組織影響模態(tài)轉(zhuǎn)換規(guī)律，由圖10(b)可見ADC路徑僅在第一凹腔組織燃燒。推力突變發(fā)生于第IV階段(ABC：18.986 s，ADC：21.809 s)，圖6和7表示推力突變時(shí)內(nèi)流道已觀察不到明顯的預(yù)燃激波結(jié)構(gòu)。相應(yīng)的，圖10(a)和(b) 定量表示推力突變發(fā)生于加速上行ABC和ADC路徑沿程壓比均大幅度降低之后。

燃燒室入口第二凹腔前緣、第二凹腔前緣低頻壓力測點(diǎn)位置與隔離段入口靜壓比(p2/pref,p3/pref)截面如圖11所示，所描述及結(jié)論與圖10一致。

圖9 動(dòng)態(tài)飛行路徑超聲速核心流截面與預(yù)燃激波強(qiáng)度分析Fig. 9 Impulse function analysis during simulated acceleration and deceleration

圖10 (a) ABC沿程壓比; (b) ADC沿程壓比Fig. 10 (a) Pressure ratio during acceleration ABC; (b) Pressure ratio during acceleration ADC

圖11 (a) ABC及ADC路徑截面壓比p2/pref; (b) ABC及ADC路徑截面壓比p3/prefFig. 11 (a) p2/pref cutoff with route ABC and ADC; (b) p3/pref cutoff with route ABC and ADC

釋熱總量與內(nèi)流道匹配是模態(tài)轉(zhuǎn)換及推力變化過程的根本，主導(dǎo)流動(dòng)特征是隔離段預(yù)燃激波強(qiáng)度演變特性。然而燃料橫向射流氣動(dòng)節(jié)流以及釋熱反壓在隔離段預(yù)燃激波削弱耗散之后，仍然可對來流進(jìn)行減速并維持推力。

動(dòng)態(tài)飛行軌跡相關(guān)氣動(dòng)熱及燃燒熱積分效應(yīng)，可改變熱流邊界層特性以及發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流道抗反壓能力，造成亞燃與超燃工作邊界變化。熱壁面模態(tài)擾動(dòng)及湍流輸運(yùn)機(jī)制復(fù)雜[54-55]，基于目前研究的局限性，變動(dòng)壓條件下釋熱反壓與邊界層抗反壓的動(dòng)態(tài)失穩(wěn)可能是導(dǎo)致瞬態(tài)推力突變的流動(dòng)機(jī)制。如圖12所示，動(dòng)態(tài)飛行軌跡氣動(dòng)熱和燃燒熱帶來的熱流邊界層效應(yīng)可以改變抗反壓能力，造成亞燃與超燃工作邊界的變化，因此在進(jìn)行飛發(fā)一體軌跡優(yōu)化設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)予以關(guān)注。目前，由于缺乏反應(yīng)流邊界層演化的有效定量實(shí)驗(yàn)測量手段以及壁面熱流時(shí)間積分效應(yīng)邊界層演化理論預(yù)測方法[56-57]，故尚無法提供足夠的實(shí)驗(yàn)證據(jù)和理論解釋動(dòng)態(tài)飛行軌跡帶來的氣動(dòng)熱及燃燒熱問題對亞燃與超燃工作邊界的定量影響。未來可參考熱湍流邊界層研究,通過定量化紋影技術(shù)以及壁面溫度、熱流測量技術(shù)輔助認(rèn)知反應(yīng)流邊界層演化規(guī)律。

圖12 熱流邊界層影響工作邊界示意圖Fig. 12 Illustration of mode transition shift due to boundary layer disturbance

4 結(jié) 論

本文基于單邊擴(kuò)張的雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室模型，采用雙凹腔回流區(qū)穩(wěn)焰及固定質(zhì)量流量的壁面橫向射流燃料噴注方式,開展來流連續(xù)變化飛行馬赫數(shù)5.0～6.0加速上行和減速下行的地面直連試驗(yàn)。結(jié)論如下：

1) 通過地面實(shí)驗(yàn)觀察到加速上行過程中來流變化可導(dǎo)致亞燃-超燃工作模態(tài)轉(zhuǎn)換及推力突變，且沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推力性能受飛行路徑強(qiáng)烈影響。

2) 加速上行模態(tài)轉(zhuǎn)換及推力突變過程的瞬態(tài)流動(dòng)特征包括以下4個(gè)階段：第I階段,隔離段預(yù)燃激波階段，以亞聲速組織燃燒，尾跡穩(wěn)焰及凹腔穩(wěn)焰；第II階段,運(yùn)動(dòng)激波與混合層界面干擾階段，以亞聲速組織燃燒，尾跡穩(wěn)焰及剪切層穩(wěn)焰；第III階段,燃燒反壓維持階段，亞聲速組織燃燒向超聲速組織燃燒過渡，剪切層穩(wěn)焰；第IV階段,超聲速核心流與附面層階段，超聲速組織燃燒，剪切層穩(wěn)焰。加速上行ABC及ADC路徑亞燃-超燃模態(tài)轉(zhuǎn)換均發(fā)生于第I階段，推力突變均發(fā)生于第IV階段。

3) 釋熱總量與內(nèi)流道匹配是模態(tài)轉(zhuǎn)換及推力變化過程的根本，主導(dǎo)流動(dòng)特征是隔離段預(yù)燃激波強(qiáng)度演變特性，然而燃料橫向射流氣動(dòng)節(jié)流以及釋熱反壓在隔離段預(yù)燃激波削弱耗散之后，仍然可對來流進(jìn)行減速并維持推力。同時(shí)，動(dòng)態(tài)飛行軌跡相關(guān)氣動(dòng)熱及燃燒熱積分效應(yīng)，可改變熱流邊界層特性以及發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流道抗反壓能力，造成亞燃與超燃工作邊界變化。這在飛發(fā)一體軌跡優(yōu)化設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)予以關(guān)注。然而由于目前缺乏反應(yīng)流邊界層演化的有效定量實(shí)驗(yàn)測量手段以及壁面熱流時(shí)間積分效應(yīng)邊界層演化理論預(yù)測方法，故尚無法給出氣動(dòng)熱及燃燒熱問題對亞燃與超燃工作邊界的定量影響規(guī)律。