沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)地面實(shí)驗(yàn)技術(shù)研究

馮 欽，邵 博

（中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，陜西 西安 710089）

沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)因具有比沖高、射程較遠(yuǎn)等優(yōu)勢(shì)而愈來(lái)愈受到重視[1-3]，廣大科研工作者對(duì)其性能與工作過(guò)程進(jìn)行深入的研究。目前對(duì)于臨近空間、高超聲速武器而言，使用沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為其提供推力的可行性已經(jīng)得到充分的證明，其中發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流場(chǎng)流動(dòng)機(jī)理、發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火、超聲速燃等關(guān)鍵問(wèn)題已經(jīng)得到了充分的研究，但更深層次的流動(dòng)現(xiàn)象，發(fā)動(dòng)機(jī)性能數(shù)據(jù)等問(wèn)題仍需要通過(guò)大量的數(shù)值模擬、地面試驗(yàn)甚至飛行試驗(yàn)才能解決，而試驗(yàn)驗(yàn)證技術(shù)是從理論研究跨入實(shí)際應(yīng)用的關(guān)鍵。先進(jìn)的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的研制工作離不開(kāi)試驗(yàn)技術(shù)，盡管CFD 技術(shù)目前發(fā)展成熟，但其仍然不能完全模擬真實(shí)的燃燒特性。相比于代價(jià)高昂的飛行試驗(yàn)，地面試驗(yàn)設(shè)備投資小且實(shí)驗(yàn)方便，是目前主流的實(shí)驗(yàn)方案選擇之一。在地面實(shí)驗(yàn)設(shè)備中，直連式實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)風(fēng)洞氣動(dòng)壓比較低、運(yùn)行成本低以及運(yùn)行時(shí)間長(zhǎng)，因此除了進(jìn)行沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室實(shí)驗(yàn)，為發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室提供特定流量、馬赫數(shù)及總壓的氣流外還可以被用來(lái)進(jìn)行進(jìn)氣道吹風(fēng)實(shí)驗(yàn)。鑒于上述優(yōu)點(diǎn)，直連式實(shí)驗(yàn)仍可作為沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)領(lǐng)域的主要研究手段，為了進(jìn)一步增強(qiáng)在沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)研究領(lǐng)域的實(shí)驗(yàn)?zāi)芰?，本文主要研究了某直連式實(shí)驗(yàn)設(shè)備相關(guān)實(shí)驗(yàn)技術(shù)、性能參數(shù)、實(shí)驗(yàn)測(cè)量技術(shù)并基于LabVIEW 平臺(tái)“JKI-狀態(tài)機(jī)”框架搭建了測(cè)試系統(tǒng)。

1 直連式實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)組成及工作原理

在進(jìn)行固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)驗(yàn)之前，需要進(jìn)行進(jìn)氣模擬，進(jìn)氣模擬的方式有自由射流模擬以及直連進(jìn)氣模擬。自由射流進(jìn)氣模擬能夠真實(shí)的模擬導(dǎo)彈飛行情況，驗(yàn)證固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道的性能，但是自由射流進(jìn)氣設(shè)備昂貴以及實(shí)驗(yàn)費(fèi)用高。直連進(jìn)氣模擬設(shè)備投資小、能耗低及實(shí)驗(yàn)方便，雖不能真實(shí)模擬進(jìn)氣道在導(dǎo)彈飛行時(shí)外壓段波系結(jié)構(gòu)等特性，但利用壅塞原理可用于模擬進(jìn)氣道喉道后的流場(chǎng)情況。

直連式進(jìn)氣模擬利用壅塞原理模擬進(jìn)氣道激波系后的來(lái)流情況，使該處氣流的總壓與總溫達(dá)到特定要求。如圖1 所示。

圖1 直連式進(jìn)氣模擬示意圖

直連式實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)由空氣供應(yīng)系統(tǒng)、空氣加熱系統(tǒng)、實(shí)驗(yàn)臺(tái)控制系統(tǒng)、發(fā)動(dòng)機(jī)試車臺(tái)、以及實(shí)驗(yàn)測(cè)試系統(tǒng)組成?？諝夤?yīng)系統(tǒng)由空壓機(jī)與儲(chǔ)氣罐組成，在實(shí)驗(yàn)前利用空壓機(jī)向儲(chǔ)氣罐內(nèi)壓入氣體，保證儲(chǔ)氣罐內(nèi)具有足量空氣以滿足實(shí)驗(yàn)需求?？諝饧訜嵯到y(tǒng)采用直接加熱的方法，向來(lái)流中噴射燃料（航空煤油）并使其燃燒進(jìn)而達(dá)到提高氣流溫度的目的，這種加熱方式設(shè)備簡(jiǎn)單、熱慣性小但會(huì)消耗氣流中的氧氣含量，因此需要進(jìn)行額外補(bǔ)氧以保證氣流中氧氣質(zhì)量百分比為23%。發(fā)動(dòng)機(jī)試車臺(tái)及測(cè)試系統(tǒng)用于實(shí)驗(yàn)中安裝發(fā)動(dòng)機(jī)及測(cè)量發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)驗(yàn)參數(shù)[4-5]。如圖2 所示。

圖2 固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)直連式實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)流程圖

2 直連式實(shí)驗(yàn)臺(tái)測(cè)試系統(tǒng)

對(duì)于直連式實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)而言，固沖發(fā)動(dòng)機(jī)在工作過(guò)程中，燃?xì)獍l(fā)生器為高溫、高壓環(huán)境，補(bǔ)燃室內(nèi)為溫度、壓力較低但流動(dòng)狀況復(fù)雜，且實(shí)驗(yàn)時(shí)間較短，多為數(shù)十秒，因此對(duì)被測(cè)量的各參數(shù)之間同步性要求較高。根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)上述特點(diǎn)，對(duì)測(cè)試系統(tǒng)提出了以下要求：

（1）可采集溫度、壓力及推力等物理量。

（2）耐高溫、高壓。

（3）可適應(yīng)高低壓、高低溫測(cè)試需求，數(shù)據(jù)實(shí)時(shí)采集及保存。

圖3 給出了測(cè)試系統(tǒng)流程圖，測(cè)試系統(tǒng)硬件由傳感器、數(shù)據(jù)采集卡組成，其中傳感器包括溫度傳感器、壓力傳感器以及推力傳感器。

圖3 測(cè)試系統(tǒng)流程圖

基于LabVIEW 編寫了實(shí)驗(yàn)臺(tái)測(cè)試系統(tǒng)所用的測(cè)試軟件，軟件界面如圖4 所示。LabVIEW 作為一種圖形化編程語(yǔ)言，根據(jù)數(shù)據(jù)在程序框圖節(jié)點(diǎn)間的流動(dòng)來(lái)決定VI 及函數(shù)的執(zhí)行順序，該語(yǔ)言采用圖形化編程，避免了繁重的代碼，可以更加專注于編程方法和程序結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)[6-7]。該語(yǔ)言學(xué)習(xí)方便，是進(jìn)行測(cè)試軟件開(kāi)發(fā)的優(yōu)秀選擇。DAQ 作為L(zhǎng)abVIEW 的核心技術(shù)之一，可從傳感器或其他待測(cè)設(shè)備中自動(dòng)采集信息。以DAQ 為核心搭建數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，開(kāi)發(fā)速度快且使用范圍廣，滿足直連式實(shí)驗(yàn)臺(tái)對(duì)測(cè)試軟件的要求。

圖4（a）為軟件的數(shù)據(jù)采集顯示界面，其中包括壓力、溫度、推力及歸一化圖。歸一化圖功能，能夠直觀顯示各種不同參數(shù)的變化趨勢(shì)，便于在實(shí)驗(yàn)過(guò)程中觀察各參數(shù)間變化規(guī)律及相關(guān)聯(lián)系。圖4（b）為軟件采集設(shè)置界面，最多可同時(shí)采集32 路信號(hào)。可選擇單端、差分2 種接線方式，并設(shè)置其量程。進(jìn)行溫度測(cè)量時(shí)，可設(shè)置測(cè)量量程并修改冷端補(bǔ)償值，同時(shí)可選擇冷端補(bǔ)償通道，確保溫度采集的準(zhǔn)確性。測(cè)量壓力、推力時(shí)可設(shè)置其單位。

圖4 數(shù)據(jù)顯示及采集設(shè)置界面

圖5 為該測(cè)試軟件的總體框架“JKI-狀態(tài)機(jī)”。JKI狀態(tài)機(jī)是JKI 維護(hù)的一個(gè)開(kāi)源項(xiàng)目，具備“狀態(tài)打包”功能，并且能夠進(jìn)行數(shù)據(jù)傳輸，降低了程序復(fù)雜性的同時(shí)提高了程序開(kāi)發(fā)效率[8]。

圖5 測(cè)試軟件總框架“JKI-狀態(tài)機(jī)”

3 進(jìn)氣模擬實(shí)驗(yàn)及數(shù)值仿真

在實(shí)驗(yàn)時(shí)，儲(chǔ)氣罐內(nèi)氣體進(jìn)入直連式實(shí)驗(yàn)臺(tái)通過(guò)調(diào)節(jié)閥來(lái)控制來(lái)流總壓。在壓力增長(zhǎng)的過(guò)程中，調(diào)整燃油流量。在來(lái)流總壓達(dá)到實(shí)驗(yàn)設(shè)定壓力時(shí)使燃油流量達(dá)到計(jì)算值，觀測(cè)來(lái)流溫度。當(dāng)來(lái)流總壓達(dá)到設(shè)定的實(shí)驗(yàn)壓力時(shí)，實(shí)驗(yàn)臺(tái)氧氣電磁閥打開(kāi)，在空氣加熱系統(tǒng)前側(cè)補(bǔ)入氧氣，確保來(lái)流中氧氣含量為23%。

實(shí)驗(yàn)條件為飛行高度20 km、飛行馬赫數(shù)3，結(jié)合理論計(jì)算確定其典型飛行狀態(tài)下的總溫、總壓參數(shù)分別為330℃、0.2 MPa。圖6 給出該發(fā)動(dòng)機(jī)模擬進(jìn)氣實(shí)驗(yàn)時(shí)實(shí)驗(yàn)臺(tái)空氣加熱器后側(cè)的氣流總溫、總壓折線圖。由圖可看出，在100 s 時(shí)，后側(cè)壓力及溫度基本穩(wěn)定，達(dá)到實(shí)驗(yàn)要求，發(fā)動(dòng)機(jī)可正常點(diǎn)火。圖7 給出了在模擬進(jìn)氣實(shí)驗(yàn)中測(cè)試系統(tǒng)采集的進(jìn)氣道喉道處的總壓及總溫，截取了實(shí)驗(yàn)臺(tái)空氣來(lái)流穩(wěn)定時(shí)，進(jìn)氣道喉道處參數(shù)變化。由圖7 可看出，在實(shí)驗(yàn)臺(tái)來(lái)流穩(wěn)定時(shí)，進(jìn)氣道喉道處氣流也基本穩(wěn)定，穩(wěn)定時(shí)溫度為328℃，溫度差在0.06%，滿足實(shí)驗(yàn)要求。

圖6 空氣加熱器后側(cè)壓力及溫度

圖7 進(jìn)氣道喉道處總壓及總溫

對(duì)實(shí)驗(yàn)所用的模型進(jìn)行了數(shù)值仿真計(jì)算，得到喉道處壁面壓力如圖8 中所示，與實(shí)驗(yàn)測(cè)得數(shù)據(jù)進(jìn)行比較，誤差在5%之內(nèi)，理論計(jì)算、數(shù)值仿真計(jì)算與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合較好，在靠近壁面處，由于氣流黏性作用導(dǎo)致略小于中間點(diǎn)，所搭建測(cè)試系統(tǒng)能夠捕捉到各測(cè)量點(diǎn)各參數(shù)的實(shí)驗(yàn)值，能夠滿足實(shí)驗(yàn)要求。

圖8 進(jìn)氣道喉道壁面壓力

4 結(jié)束語(yǔ)

本文通過(guò)對(duì)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)地面實(shí)驗(yàn)技術(shù)的研究，并對(duì)某固沖發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了進(jìn)氣模擬實(shí)驗(yàn)，實(shí)驗(yàn)中確定了實(shí)驗(yàn)臺(tái)前側(cè)參數(shù)，壓力、溫度和燃油壓力等確保能夠模擬在高空飛行時(shí)進(jìn)氣道正常工作情況下喉道處的總壓、總溫，保證地面實(shí)驗(yàn)的準(zhǔn)確性?；贚abVIEW 平臺(tái)“JKI-狀態(tài)機(jī)”架構(gòu)編寫了測(cè)試系統(tǒng)的上位機(jī)軟件，該軟件最多可同時(shí)采集32 路信號(hào)，包括壓力、推力和溫度等參數(shù)。采集時(shí)可選擇單端、差分2 種接線方式，并設(shè)置其量程。進(jìn)行溫度測(cè)量時(shí)，可設(shè)置測(cè)量量程并修改冷端補(bǔ)償值，同時(shí)可選擇冷端補(bǔ)償通道，確保溫度采集的準(zhǔn)確性。測(cè)量壓力、推力時(shí)可設(shè)置其單位。軟件設(shè)置了歸一化視圖功能，在實(shí)驗(yàn)中可同步觀察多參數(shù)的變化趨勢(shì)，并通過(guò)模擬進(jìn)氣試驗(yàn)驗(yàn)證了測(cè)量系統(tǒng)的精度及可靠性，在使用過(guò)程中軟件操作及響應(yīng)正常，可在直連式實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)中使用并推廣。