自1949年Tsien等[1]提出超声速燃烧概念至今, 超燃冲压发动机技术取得巨大进展, Mach数7以下(Ma < 7)的超燃冲压发动机技术已转向型号工程应用, Ma≥7(高Mach数)超燃冲压发动机技术仍处于实验室探索阶段, 仍面临诸多关键科学技术难题[2-6].因此, 很有必要丰富地面实验能力, 建立匹配的实验技术, 为开展高Mach数超燃推进实验提供有力支撑.
对于超燃推进实验, 必须模拟的物理量包括气体组分、压力、温度和速度[7]. Anderson[8]认为, 描述超声速燃烧的物理量还应该包括模型尺度, 对应的相似参数为Mach数、Reynolds数、Stanton数、第一和第二Damkohler数及总壁焓比, 而且要想化学与流动耦合过程尽可能接近真实情况, 上述主要物理量必须全部复现.实际上, 地面设备不可能全部实现这些指标, 往往选择模拟Mach数、总压、总焓.即便这样, 在地面实现Ma≥8超燃飞行条件的模拟仍然十分困难, 主要体现在所需提供的气源能量方面.例如, 在31 km高空进行Ma=8飞行, 地面设备的气源压力高达10 MPa, 温度高达3 000 K(总焓3 MJ/kg).若模拟该飞行条件的风洞喷管出口直径为Φ=1.2 m, 则必须提供输出功率不小于145 MW的动力源向风洞气源输入能量.
按照气源加热方式, 地面实验设备可分为燃烧加热、电弧加热、蓄热加热和激波加热等风洞.燃烧加热风洞(如NASA的8-ft HTT[9])和电弧加热风洞(如NASA的AHSTF[10])的实验时间可达数十秒, 但总温和总压模拟能力不足, 且实验介质存在污染组分.此外, 受氧气组分比例及化学释热能力限制, 燃烧加热风洞几乎无法实现Ma=8飞行总焓(3 MJ/kg)的模拟; 电弧加热风洞模拟总焓可达100 MJ/kg, 但受结构强度强制, 其总压模拟能力有限, 目前也无法实现Ma=8超燃飞行条件的模拟.蓄热加热风洞的模拟总温最低, 目前最先进的日本RJTF设备[11]的总温也只有1 700 K(Ma=6飞行总温)左右.以上这3种长时间、下吹暂冲式设备还普遍面临着严重的热防护问题.相较而言, 高焓激波加热风洞通过特别驱动方式(重活塞、加热轻气体及爆轰等驱动方法), 提高激波管内入射激波强度, 获得高压、高温气源, 是当前唯一已经实现Ma≥8超燃飞行条件的地面设备, 如美国的LENS风洞[7, 12-13]和Hypulse风洞[7, 13]、澳大利亚的T4风洞[14]、日本的HIEST风洞[7, 11, 13]、德国的HEG风洞[7, 13]和国内的JF-12风洞[15-17]及FD-21风洞[18-19]等.高焓激波加热风洞不仅投资相对少, 而且实验气体为空气, 可模拟的气流总焓和总压极高(膨胀管设备总焓可达100 MJ/kg, 总压可达GPa量级), 运行成本也比较低, 热防护问题几乎不用考虑.国外这类设备已在超燃冲压发动机相关研究上得到广泛应用[11, 14, 20-31].
近年来, 国内各单位陆续启动了高Mach数超燃冲压发动机技术研究[32-34], 却面临匹配实验能力严重不足难题[35].基于此背景, 本文率先尝试利用航天十一院新建的FD-21高能脉冲风洞, 进行高Mach数超燃飞行条件的地面模拟能力开发, 初步实现了Ma=8、高度31 km飞行条件的风洞模拟, 获得了总焓2.9 MJ/kg、总压11.01 MPa实验条件.在此基础上, 研发了匹配的氢燃料供应及喷注时序控制系统, 设计了超燃冲压发动机模型, 开展了超燃冲压发动机模型自由射流应用性风洞实验.
1 FD-21高能脉冲风洞概述 1.1 总体结构FD-21高能脉冲风洞是一座采用重活塞驱动的大尺寸高焓激波风洞, 主要由高压储气室(活塞发射机构)、压缩管、激波管、喷管、夹膜机构、实验段及真空罐组成, 如图 1所示.高压储气室容积24 m3, 承压20 MPa, 用于重活塞的发射.压缩管长75 m, 内径0.668 m, 一般充入的驱动气体为氦氩混合气体.激波管长34 m, 内径0.29 m, 一般充入的实验气体为空气, 也可以是氮气或二氧化碳等.配备多套Ma=10~18的喷管和不同质量的活塞.实验段及真空罐总容积230 m3, 承压0.3 MPa, 最大真空度5 Pa.压缩管与激波管通过主夹膜机构连接, 激波管与喷管通过单夹膜机构连接.为减少运行过程中的轴向冲击, 洞体采用全浮动设置.
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| 图 1 FD-21高能脉冲风洞主体结构 Fig.1 Sketch of FD-21 high-energy impulse wind tunnel |
表 1给出了世界主要高焓激波风洞的设备参数.采用自由活塞驱动的典型激波风洞有澳大利亚昆士兰大学(UQ)T4[14]、美国加州理工学院(Caltech)T5[35]、德国宇航中心(DLR)HEG[7, 13]以及日本宇航中心(JAXA)HIEST[7, 11, 13].与国外这些自由活塞驱动设备相比, FD-21高能脉冲风洞的压缩管(驱动段)、激波管(被驱动段)的长度和内径等结构尺寸大幅增加, 从而为大尺度、长时间模拟流场的实现提供了基本保障.在喷管口径同为1.2 m情况下, FD-21高能脉冲风洞的结构尺度显著增大, 为调试出比HIEST风洞更长的实验时间提供了可能, 也为在实验时间与国际先进风洞近似一致情况下获得更大尺度模拟流场提供了可能.与LENS系列风洞相比, 在同样有效流场尺度下FD-21高能脉冲风洞的结构尺寸显得有些笨重, 但是LENS风洞需要大量氢气作为驱动气体, 且需要进行加热处理, 使得其运行成本高昂.此外, 大量氢气的存储、运输、加热和排放存在诸多不安全因素, 也使得其模拟总焓受限.与采用爆轰驱动的JF-12等风洞相比, FD-21高能脉冲风洞的结构尺寸小了不少, 这也充分说明结构尺度是高焓激波风洞实验时长和模拟流场大小的重要保障, 因为JF-12风洞是目前实验时间最长、且具有较大模拟流场的高焓激波风洞.
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下载CSV 表 1 世界主要高焓脉冲风洞设备参数 Tab.1 Simulation parameters of worldwide high-enthalpy impulse wind tunnels |
高能脉冲风洞运行过程如图 2所示.首先根据实验参数模拟需求, 分别向压缩管和激波管充入一定压力的驱动气体和实验气体.压缩管一般充入的是一定比例的氦/氩混合驱动气体.激波管内的实验气体则根据模拟需求, 充入不同气体, 一般为空气, 也可以是氮气、二氧化碳气体等.实验时, 高压储气室充入高压空气, 驱动重活塞沿压缩管向下游运动, 快速压缩压缩管内的驱动气体.当驱动气体达到预定压力时, 主夹膜机构中的主膜片破裂, 产生高速运动激波、膨胀波和接触面, 同时驱动气体流入激波管内.运动激波沿激波管向下游运动, 在末端反射, 并使二道膜片破裂, 产生所需的高温高压气源, 经喷管膨胀、加速产生所需的实验气流.
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| 图 2 FD-21风洞运行过程 Fig.2 Operation process of FD-21 shock tunnel |
伴随主膜片破裂产生的膨胀波, 先向上游压缩管侧运动, 遭遇到运动活塞后端面反射, 继而向下游传播, 穿过接触面, 与实验气体作用后, 虽然对实验气体的总温影响较小, 但会显著降低实验气体的总压.因此, 膨胀波达到激波管末端的时间, 是风洞模拟流场有效实验时间结束的标准之一.
此外, 主膜片破裂后, 驱动气体也随之进入激波管内, 受黏性影响, 运动激波与管壁边界层相互作用会促使驱动气体卷吸到实验气体内, 形成驱动气体污染效应, 降低有效实验时间.当实验气体中的驱动气体含量达到一定比例之后, 将对模拟流场的性质产生重要影响.例如, 对燃烧实验而言, 驱动气体比例过高直接影响燃烧效率和程度.因此, 驱动气体的污染程度也是衡量有效实验时间结束的另一个标准.
可见, 高能脉冲风洞模拟流场的有效实验时间受膨胀波到达时间和驱动气体污染程度双重约束, 其中任何一因素超过相应实验所允许的基准, 即认为模拟流场失效、有效时间截止.
1.3 模拟能力调整活塞运行质量、压缩管驱动气体特性及其初始状态和激波管实验气体的初始状态, FD-21高能脉冲风洞可实现宽范围飞行环境的风洞模拟, 如图 3所示, 包括再入环境、高Mach数超燃飞行环境、深空探测进入环境等, 最大模拟速度约为7.0 km/s, 最大的模拟高度可达100 km, 与国际先进风洞性能指标相媲美, 如表 1所示.
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| 图 3 FD-21高能脉冲风洞的模拟能力 Fig.3 Simulation ability of FD-21 shock tunnel |
面向型号实验模拟多样化需求, FD-21高能脉冲风洞设计了3种运行模式, 包括常规反射型激波风洞运行模式、传统自由活塞驱动反射型激波风洞运行模式、长时间运行模式.在常规运行模式下, 采用常规高压气体作为驱动源, 主要模拟飞行Mach数和Reynolds数, 对应的总焓很低, 不超过2 MJ/kg.在传统自由活塞驱动运行模式下, 利用自由活塞压缩产生高压、高温驱动气体, 模拟总焓很高, 最大可达25 MJ/kg, 但实验时间一般比较短, 而且存在驱动气体污染和膨胀波干扰问题.长时间运行模式为传统自由活塞驱动运行模式与常规运行模式的融合, 即压缩管与激波管之间增加一段过渡段, 作为过渡驱动, 与压缩管组成传统自由活塞驱动运行模式, 与激波管组成常规运行模式, 有效解决了膨胀波在自由活塞端面过早反射产生的总压大幅衰减问题, 能够延长实验时间. 3种运行模式大幅度提高了风洞模拟包线范围, 同时兼顾了长实验时间的模拟需求.
2 Ma=8飞行条件的风洞模拟 2.1 飞行弹道点的选取为保证超燃冲压发动机的性能, 飞行动压既不能太大, 也不能太小.动压太大, 气动热及结构压力载荷过大, 热防护系统和结构均难以实现.动压过小, 飞行环境空气过于稀薄, 无法满足推力需求. Heiser等[2]指出, 超燃冲压发动机的飞行走廊对应的动压大约在20~100 kPa之间. FD-21高能脉冲风洞能够模拟Ma=6~13(速度1.8~4 km/s)之间动压20~100 kPa内的所有弹道点, 而Ma>13时只能模拟动压50 kPa以下的弹道点, 如图 3所示.
经过近几年的研究, 十一院研究团队基本掌握了自由活塞驱动激波风洞的运行技术, 可根据实验需求实现对不同飞行导弹点的模拟[36-40].考虑到现有燃烧加热超燃实验台的总温模拟上限是Ma=8飞行总温, 我们第一步选择Ma=8超燃飞行条件作为攻关的焦点, 旨在将不同类型风洞之间的实验数据联系起来, 形成交叉检验与确认, 完成FD-21高能脉冲风洞超燃实验数据的有效性评估.
比热比取1.4, 则Ma=8飞行条件下, 动压20 kPa, 100 kPa对应的飞行高度分别为37 km, 26 km, 即Ma=8超燃飞行高度范围为26~37 km.为与燃烧加热超燃实验台的动压模拟能力衔接, 本文选取中等动压50 kPa作为模拟弹道点, 对应飞行高度为31 km(大气的压力为1 070 Pa, 温度为225 K), 进而可得风洞模拟总压为10.4 MPa、总温3 150 K(总焓3.2 MJ/kg).
2.2 风洞运行参数的设计以模拟弹道点Ma=8, H=31 km为前提, 基于所开发的风洞运行参数优化平台, 推算风洞运行参数.由模拟弹道点飞行条件, 计算驻室压力、温度即总压和总焓.通过激波管理论, 在缝合接触面约束下, 考虑激波衰减影响, 计算主膜破裂时压缩管内的驱动气体压力、温度和激波管内的实验气体压力、温度.利用所开发的基于Lagrange形式活塞运动预测程序, 兼顾活塞调谐运行条件, 以活塞末端运动控制为约束, 优化获得活塞质量、用于活塞发射的高压储气室的压力和压缩管内驱动气体初始条件包括气体类型、质量分数、压力、温度等.作为活塞驱动激波风洞的核心技术, 活塞运动的预测与控制最为关键, 但其解并不唯一, 即活塞质量、高压储气室的压力与驱动气体初始条件等有很多种组合.
经过多轮反复迭代及风洞实验优化, 确定了风洞运行参数, 如表 2所示, 包括压缩管氦气-氩气组分和填充压力、激波管实验气体填充压力以及活塞质量等.
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下载CSV 表 2 模拟弹道点Ma=8, H=31 km对应的风洞运行参数 Tab.2 Operation parameters of FD-21 shock tunnel to simulate flight conditions of Ma=8 and H=31 km |
为测量活塞运动轨迹, 压缩管内布置了一系列FS-N型光电传感器, 通过测量光信号在活塞表面的反射获得活塞到达测点位置的时间和速度[39], 以G标记.同时, 沿压缩管布置一系列AK-1型应变式压力传感器以监测压缩管内气体状态, 以K标记.沿激波管布置一系列CY-YD-205型压电传感器以监测激波运动过程, 以S标记.其中, 在激波管末端布置了1个CY-YD-205型压电传感器和1个AK-1型应变式压力传感器, 以监测气源的压力情况, 记为S10-1和S10-2.传感器的具体标号及位置如图 4和表 3所示, 这里仅给出激波管测点位置, 便于下文分析风洞的总焓、总压模拟情况, 其他测点详见文献[40].
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| 图 4 压缩管及激波管上的测点位置示意图 Fig.4 Measure porthole locations on compression and shock tubes(not scale) |
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下载CSV 表 3 激波管上压电传感器安装位置 Tab.3 Locations of piezoelectric sensors on shock tube |
激波风洞的总温或总焓无法直接测量, 一般通过测量激波管内的激波运动速度, 再由激波理论计算获得. 图 5给出了风洞运行过程中激波管内各测点压力随时间的变化关系.结合激波前后压力突变特征, 可得激波扫过激波管沿程不同位置的时刻, 再由各测点之间的距离, 即可计算出激波运动速度.在数据处理时, 各测点突变时刻压力存在一定脉动, 给判读带来一定困难, 实际操作时取压力达到0.3 MPa(初始压力5倍)对应的时刻为激波到达时间.
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| 图 5 激波管各测点压力随时间变化情况 Fig.5 Variation of pressure distributed in shock tube with time |
图 6给出了不同实验车次对应的激波管内激波Mach数变化特性.由于S9和S10安装的传感器主要用于测量压力绝对值, 频响不足以捕获激波速度, 故在计算激波速度时不计入这两点.可以看出, 激波Mach数先增加后逐渐减小.这主要是主膜片破裂后压缩活塞继续向下游运动导致.多次重复实验表明, 激波管上游激波Mach数波动较大, 而激波管末端附近激波Mach数一致性较好.以距离激波管末端6 m(S7)与2 m(S8)之间的平均激波Mach数(见图 6中横轴32 m对应的数据)为例, 6次实验所得的激波Mach数平均值为4.95, 各车次与均值误差均在±5%之内, 如表 4所示.因此, 本文选取S7与S8之间平均Mach数粗估模拟总焓.根据激波Mach数及激波管初始状态, 由化学平衡模型及一维激波管理论, 可得总焓为3.13 MJ/kg、总压12.14 MPa.
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| 图 6 激波Mach数在激波管内的变化 Fig.6 Distributions of shock Mach number in shock tube |
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下载CSV 表 4 激波管末端入射激波Mach数及模拟总压 Tab.4 Shock Mach number and simulated total pressure at the end of shock tube |
图 7及图 8进一步给出了激波管末端附近S9和S10测点压力数据, 其中横坐标的时间为采集时间, 未作归零处理, 以减少人工误差. S9测点压力变化幅度直接反映了入射激波及反射激波的增压效果.由于S10测点距离末端只有0.04 m, 会受到二道膜片破裂干扰, 故其数据难以分辨出入射激波与反射激波作用差异.联合S9测点反射激波作用后的压力增幅, 即可确认S10测点压力为反射激波波后压力, 即模拟的总压.有效实验时间取为-2.7~-1 ms(图 8中两竖实线之间), 可得表 4所示的模拟总压, 6次实验所得的总压平均值为10.09 MPa, 各车次与均值误差均在±5%之内, 但与激波Mach数预估的总压12.14 MPa存在较大差异.这种差异可能是由两方面因素造成, 一是激波Mach数继续衰减, 二是理想气体模型无法完全描述实验气体热力学过程. Igra等[13]指出, 激波Mach数小于5时理想气体模型预测偏差可忽略不计.于是, 采用打靶法, 计算模拟总焓, 修正激波衰减影响, 即: 由激波管初始状态及激波管理论, 输入一系列的激波Mach数, 可得一系列的总焓、总压, 直到理论预估总压与实测总压误差小于0.001, 可得激波Mach数和总焓分别为4.60和2.70 MJ/kg.打靶法所得总焓与激波Mach数所得总焓差异较大, 进一步分析发现, 总压取样时间的末段存在较大下降, 缩小取样时间即-2.7~-1.7 ms, 可得实测总压11.01 MPa, 再由打靶法可得激波Mach数和总焓为4.77和2.90 MJ/kg, 达到预期值, 实现了对Ma=8、高度31 km飞行条件的模拟, 其中模拟总压误差为5.9%, 总焓模拟误差为9.4%.
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| 图 7 激波管上S9测点的压力随时间变化 Fig.7 Variation of pressure at S9 with time |
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| 图 8 激波管上S10测点的压力随时间变化 Fig.8 Variation of pressure at S10 with time |
考虑燃烧组织需求, 采用双波减速进气压缩和带凹腔的等直燃烧室设计, 如图 9所示, 总长为0.955 m.一级压缩面角度δ=16°, 喉道高度H=20 mm.燃烧室凹腔深度D=10 mm, 长深比L/D=6, 凹腔下游壁面倾角为22.5°, 凹腔前端面距离燃烧室入口150 mm, 为喉道高度的7.5倍.燃料由4个直径1.5 mm的小孔垂直喷注到燃烧室内, 喷注位置距离燃烧室入口120 mm, 其中小孔与喷注前室相连.喷注前室安装有压力传感器, 用于计算喷注流量.通过数值分析, 唇口激波入射到压缩面肩点, 会形成较大分离, 影响下游燃烧场的研究.借鉴HyShot II模型[41-42], 增设抽吸缝, 简化燃烧室入口流场结构.通过转接头, 将模型喷注前室与高速电磁阀连接到一起, 然后由喷注控制系统精确控制高速电磁阀的开启时刻和时长, 实现氢气喷注流动与风洞来流流动的时空耦合以及实验段内氢气总量的控制.
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| 图 9 实验模型及压力、热电偶测点 Fig.9 Scramjet test article with pressure and thermocouple porthole |
燃料喷注一侧的壁面中心线布置17个NS-2型压力传感器, 其中一级压缩面有两个(RP1, RP2), 其余布置在燃烧室内(P1~P15), 同时距离中心线20 mm处布置一排同轴热电偶(T1~T12), 以便下文燃料喷注与燃烧情况的分析.
3.2 燃料供应系统及喷注时序控制系统结合高Mach数超燃冲压发动机燃料使用情况, 研发了图 10所示的氢气燃料供应系统, 有软硬件两部分.硬件部分由气源、阀组、配套管路系统及实验舱内的缓冲罐等组成.其中, 配套管路系统包括氢气充装管路、氮气吹除管路、排空管路、安全吹扫管路等.软件部分主要用于气路的控制, 由电磁阀、上位工控机、急停按钮、电源等组成.控制软件含有氢气充装、氮气充装、放空、氮气吹除及急停等功能.
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| 图 10 燃料供应系统 Fig.10 Fuel supply system for FD-21 shock tunnel |
为了确保在毫秒量级实验时间内将燃料输送实验模型内, 本文采用燃料喷注提前喷注的方法, 并研发了喷注时序控制系统, 如图 11所示, 由压力传感器、NI-PXI高频时序控制器、固态继电器、电源等构成, 核心是PXIe-6143板卡的数字I/O线, 实现可控延迟触发.通过压缩管末端附近的壁面压力信号控制NI-PXI时序控制器的启动, 实现氢气喷注和风洞流场的时空耦合, 同时在氢气喷注关闭后启动氮气吹扫功能, 向实验舱吹入氮气, 稀释实验舱内氢气浓度, 确保实验安全.
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| 图 11 喷注时序控制系统示意图 Fig.11 Sketch of time sequencing control system |
基于名义Mach数10、出口直径Φ=1.2 m的喷管, 进行了超燃冲压发动机模型自由射流应用性风洞实验.实验条件包括Ma=8(激波Mach数4.77)、Ma=10(激波Mach数6.55)等模拟飞行总焓.由于Ma=10模拟飞行总焓对应的总压衰减过快, 且重复性很差, 本文仅介绍Ma=8模拟总焓对应的实验.
考虑高温气体效应, 采用Tannehill平衡空气模型[43-44]和k-ω SST湍流模型, 结合喷管型线, 数值分析了轴对称喷管流动, 其中喷管入口参数为总焓2.90 MJ/kg(总温2 650 K)、总压11.01 MPa.所得喷管出口参数如图 12所示, 可以看出流场均匀区大小为Φ=0.72 m.取核心区的流量加权平均可得出口Mach数、静压、静温、速度及比热比分别为Ma=9.30, P=271 Pa, T=166 K, V=2 408 m/s及γ=1.4.
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| 图 12 基于Tannehill平衡空气模型及k-ωSST湍流模型, 轴对称数值计算所得Φ=1.2 m的喷管出口参数分布 Fig.12 Axial parameters distributions at the FD-21 Φ= 1.2 m nozzle exit from CFD with Tannehill equilibrium air model and k-ω SST turbulence model |
结合风洞来流参数, 一维分析可知, 仅靠模型自身压缩, 燃烧室入口气流静压为18 kPa, 静温为935 K, 难以实现氢气的点燃.调整攻角, 经过几轮调试, 最终在10°攻角下获得了两组典型实验数据, 如图 13和14所示.从模型壁面压力与燃料喷注前室压力随时间变化情况可以看出, 燃料喷注场比模型来流流场提前建立, 确保了有效实验时间内来流空气与燃料共存于推进实验模型的燃烧室, 解决了毫秒时间内的燃料喷注、混合及燃烧问题.从总压与燃料喷注前室压力随时间变化情况可以看出, 喷注时序控制系统成功实现了燃料供应系统与风洞运行之间的协调配合.
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| 图 13 空气来流条件下, 总压、模型壁面静压及氢气喷注前室压力数据曲线(65车次, 总压Pt=10.96 MPa, PH2 -inj=0.698 MPa, 当量比ϕ=0.71) Fig.13 Variation of total pressure, model wall pressure and hydrogen injection pressure with time for shot 65 of air inflow, where Pt=10.96 MPa, PH2 -inj=0.698 MPa, ϕ=0.71 |
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| 图 14 氮气来流条件下, 总压、模型壁面静压及氢气喷注前室压力数据曲线(67车次, 总压Pt=10.36 MPa, PH2-inj=0.625 MPa, 当量比ϕ=0.69) Fig.14 Variation of total pressure, model wall pressure and hydrogen injection pressure with time for shot 67 of nitrogen inflow, where Pt=10.36 MPa, PH2-inj=0.625 MPa, ϕ=0.69 |
从总压与模型壁面压力随时间变化情况可以看出, 总压起跳时刻比模型壁面压力起跳时刻提前约3 ms.调整总压起跳时刻和模型壁面压力起跳时刻, 使其处于同一时刻, 即归一处理. Rogers等[45]研究表明燃料混合建立需要3~4倍的模型长度流动时间.进一步考虑燃料混合建立所需的时间，可得有效流场起始时刻.取3倍模型长度流动时间即1.2 ms，可确定有效实验时间为0.205 5~0.206 5 ms，取有效实验时间内的压力平均值，可得实验模型沿程压力分布，如图 15所示.可以看出, 压缩面压力几乎完全一致, 而燃烧室内则明显不同, 氮气来流(图 15中的蓝色实三角▲标示)对应的模型壁面压力显著低于空气来流(图 15中的红色实方块
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| 图 15 空气(65车次)/氮气(67车次)来流条件下, 实验及数值所得模型壁面静压沿程分布 Fig.15 Time-average wall pressure distributions along the centre line of injection-side wall under the condition of air (slot 65) and nitrogen(slot 67), together with numerical results |
进一步采用k-ω SST湍流模型, 基于RANS求解器, 开展了通流、氢气混合等条件下的三维数值计算.数值计算所得实验模型捕获的空气流量为0.131 kg/s.考虑到燃烧室压力远小于氢气喷注前室压力, 即氢气喷注孔流动拥塞, 可得两组实验氢气喷注流量分别3.03 g/s(65车次)和2.71 g/s(67车次), 于是可得65车次和67车次的当量比分别为0.71和0.61.与实验对比发现, 压缩面壁面压力近似一致, 而燃烧室压力明显不同:通流条件下, 燃烧室壁面压力最小; 空气与氢气的混合数值模拟结果与氮气来流、氢气喷注实验结果接近, 处于中间值; 空气来流、氢气喷注实验对应的壁面压力最大.
4 结论针对高Mach数超燃冲压发动机实验能力空缺问题, 基于航天十一院新建的FD-21高能脉冲风洞, 进行了Ma=8超燃飞行条件的模拟能力设计与调试, 并开展了超燃实验探索研究.
(1) 获得了总焓2.9 MJ/kg, 总压11.01 MPa实验条件, 与设计目标-总焓3.2 MJ/kg, 总压10.4 MPa分别相差5.9%, 9.4%, 实现了Ma=8、高度31 km飞行条件的风洞模拟.
(2) 在Ma=8飞行模拟条件下, 成功开展了超燃冲压发动机模型自由射流应用性风洞实验, 获得了氢气燃料与空气、氮气超声速气流耦合流动作用下的实验模型壁面压力数据.
(3) 在当量比近似一致条件下, 空气来流对应的燃烧室壁面压力明显高于氮气来流情况, 表明氢气在1 ms有效实验时间内完成了与超声速空气来流的混合、点火与燃烧, 获得燃烧释热特性, 确认了在FD-21高能脉冲风洞开展高Mach数超燃实验是切实可行的, 为后续研究奠定了良好的基础.
致谢 感谢中国航天空气动力技术研究院郭俊翔、张进国专家在实验安全技术的指导与把控及院科技部的项目资助.感谢崔洪波在氢气使用上的全力支撑, 确保了实验安全进行.| [1] |
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