基于总温测量的超燃冲压发动机燃烧效率研究

冮 强，王 辽，郭金鑫，马雪松，刘建文

（中国航天科工集团三十一研究所 高超声速冲压发动机技术重点实验室，北京 100074）

0 引 言

燃烧室作为超燃冲压发动机的核心部件之一，其工作过程复杂，影响燃烧室性能的因素较多，且相互耦合，因此建立一个完备的燃烧室性能评价体系和评估方法是深入开展燃烧室研究必须解决的首要问题。燃烧效率是表征燃料燃烧过程完全程度的指标，能够部分反映出燃烧室性能的优劣，是燃烧室性能评价的重要指标之一。通常把燃烧效率定义为燃烧过程的某种实际性能（放热量［1］、温升［1－3］、燃气某组分的紫外辐射强度［4］等）与理论性能之比。一般来说，燃烧效率的定义应当满足以下要求：（1）能反映燃料燃烧过程的完善程度（就放热而言）；（2）符合试验测量的实际条件。燃烧效率通常不能直接获取，需要通过试验测量特定数据经过计算处理来获得。因此燃烧效率的定义形式与测量手段相匹配是十分重要的。例如，当试验分别测量燃气组分浓度和燃气总温时在选取燃烧效率定义时就要有所区别。因此建立与试验测量相配套的评价方法，并通过测量数据最终获得燃烧效率就成为评定燃烧室性能需要解决的关键问题之一。

目前，超燃冲压发动机的燃烧效率主要按照两种定义并结合相应的测量方法进行获取。一类是按照实际放热量与理论放热量之比的定义方法，主要基于燃气组分测量（取样分析［5－6］或光 学测量［7－9］）获取燃烧效率。但超燃冲压发动机燃烧室过高的燃气温度对取样装置、燃气冻结技术带来了较大的难题。而光学测量燃气组分方法目前技术成熟度和测量精度还相对较低，在工程应用上仍存在不少技术问题；另一类是按照实际温升与理论温升之比的定义方法，主要基于燃气总温测量或壁面压力测量、台架推力测量，利用一维冲量分析法［2，10］，推算燃气总温进而获取燃烧效率。在采用一维冲量法的计算过程中，壁面摩擦力、支板阻力、燃气成分等目前无法精确计算，需采用一定假设或工程经验公式，给燃烧效率计算结果带来误差。而采用基于总温测量获取燃烧效率的方法，无需知道燃气组分，同时避免了利用冲量方法计算总温的计算误差，是一种较好的燃烧效率获取方法。但超燃冲压发动机燃烧室出口气流总温最高接近3000K，超出了传统高温热电偶的测量范围，需要寻求熔点更高的热偶丝材料，并合理设计传感器结构，才能保证总温测量的可靠、准确。

简要介绍了基于温升的燃烧效率的获取方法，并采用新型高温气流总温传感器测量了超燃冲压发动机地面试验燃烧室出口的气流总温，获得了发动机燃烧效率。

1 基于温升的燃烧效率获取方法

1.1 燃烧效率的基本定义

衡量燃烧过程完全程度的最基本参数是燃烧过程的放热量，因此实际放热量与理论放热量之比是燃烧效率的最基本定义方式［1］。当忽略散热损失时，其表达式如下：

上标“°”表示在温度T°下进行的燃烧过程；

q°——单位质量燃料的理论放热量；

下标“r”表示实际的燃烧过程；

q°r——单位质量燃料的实际放热量。

应当注意，燃料的理论放热量以及其它的放热量与燃烧过程进行时的温度有关。因此在定义燃烧效率时，应当规定一个基准温度。通常规定测定燃料热值时的温度 （288.15～298.15K）作为基准温度。

1.2 基于温升的燃烧效率定义

设燃烧室进口的原始反应物由温度为T＊2的空气（或污染空气）和温度为Tf的燃料所组成，燃烧室出口的实际温度为T＊4。按燃烧过程温升定义的燃烧效率ηΔT表达式如下：

式中上标＊——滞止参数；

T＊4，e——燃烧产物达到化学平衡状态时的燃烧温度；

ΔTe——理论温升；

根据温升定义的燃烧效率与根据放热量定义的燃烧效率在数值上十分接近，文献［1］给出了相关的计算方法与结果。因此使用温升定义的燃烧效率可以很好地反映燃料燃烧的完善程度。

1.3 T＊4的获取方法和存在的问题

关于燃烧产物的实际温度T4＊的获取方法，有直接测量和间接测量计算两种途径确定，下面分别予以介绍。

1.3.1 直接测量法

在燃烧室出口利用接触式温度传感器直接测量燃气总温。超燃冲压发动机燃烧室出口气流温度高，流速快，采用接触式温度传感器测量总温需要进行耐高温、抗冲击、温度校准和计算修正等技术的攻关。

1.3.2 间接测量计算法

通过测量手段获得燃烧室沿程壁面压力，通过冲量法计算出燃烧室出口总温T＊4。需要指出的是，在计算过程中壁面摩擦力、支板阻力、燃气成分等目前无法精确计算，需采用一定假设或工程经验公式，给T＊4的计算结果带来误差。直连台应用推力测量直接获得燃烧室推力可以无需计算壁面摩擦力、支板阻力，但直连台推力测量要获得较高的精度也面临许多技术难题。

2 总温测量试验

2.1 试验设备与模型

试验在超燃冲压发动机直连试车台进行，来流加热系统采用燃烧直接加热方式模拟来流，通过控制加热器三组元氧、空气、煤油的流量实现试验所需模拟的总温、总压，并保证燃气中氧摩尔浓度等于21%且分布均匀。加热气流总温800～2100K。通过设计不同工作喷管提供试验所需的燃烧室进口马赫数。燃烧室（含隔离段）长2400mm，进口尺寸为80mm×190mm，燃烧室面积扩张比为2.4。图1为直连试验系统图。

2.2 试验状态

表1为试验状态参数。

2.3 总温传感器

2.3.1 设计方案

总温传感器以超燃冲压发动机燃烧室地面试验为应用对象，燃烧室出口气流总温最高接近3000K，选择钨合金为总温传感器壳体材料。钨的熔点高达3410℃，同时为抑制钨合金壳体的氧化，在其表面进行了镀膜处理。热电偶丝选用WRe5－WRe26，直径0.3～0.8mm，为了使热电偶能够适应氧化环境，采用电子束镀膜工艺对其表面进行了镀膜处理。

图1 直连试验系统图Fig.1 Direct－connect test facility

表1 试验状态参数Table1 Inlet flow simulated parameters

在总温传感器的设计中最重要的是滞止罩结构的设计，滞止罩需要将来流有效滞止，同时保证滞止罩内有较好的热交换性能，使得传感器能够快速响应。试验使用了图2所示的半屏蔽直吹式总温传感器滞止罩，半屏蔽滞止罩能够使来流有效滞止，同时热电偶直接接触高温来流，保证了传感器的快速响应。在滞止罩内安装了3支热电偶，其中T2热电偶测量气流温度。T1、T3热电偶测量滞止罩内壁温，用于对总温传感器的辐射误差的修正，热电偶丝的具体安装位置如图3所示。

图2 总温传感器滞止罩结构Fig.2 The structure of stagnation shield of total temperature sensor

图3 热电偶丝的安装位置Fig.3 Position of thermocouple

2.3.2 测量误差修正

总温传感器的测量误差主要包括速度误差ΔTv、辐射误差ΔTr、导热误差ΔTc，如总温修正如公式（3）所示：

Tj为修正前气流温度测量值。试验中热电偶结构的导热误差小于0.1K，因此修正中忽略不计［11］。

辐射误差在温度较低时体现并不明显，当气流总温达到2000K以上时，辐射误差不可忽略。根据热电偶丝辐射换热和对流换热的能量守恒关系，辐射误差计算公式如下：

式（4）中σ为波尔兹曼常数，h为偶丝处的对流换热系数，ε为热电偶丝的表面发射率，试验中使用热电偶丝的表面发射率为0.43。Tw为总温传感器加权环境温度值。

气流总温T0与恢复壁温Tg之差称为速度误差Tv，计算公式如下：

式（5）中，r为总温恢复系数，γ为气流比热比。总温恢复系数与其结构和外部工况有关，一般是在常温校准风洞上通过测量间接获得。试验采用的半屏蔽结构总温传感器速度恢复系数为0.96。

为验证修正方法，在中航工业北京长城计量测试技术研究所热风洞，利用标准总温传感器进行标定试验，该文传感器在1500K及1800K总温条件下修正后测量总温与标准传感器相比误差小于3%，验证了传感器测量结果及误差修正方法的可行性，总温传感器具有较高测量精度。

图4为试验中总温传感器的安装图，温度测点位于燃烧室出口截面的中心位置。

图4 总温传感器的安装图Fig.4 The set up of total temperature sensor for scramjet combustor

3 测量与计算结果

图5为热态条件下测量获得的壁面压力曲线，图6为总温传感器实测曲线，表2为试验测量数据。

图5 燃烧室热态壁面压力测量数据Fig.5 Axial wall static pressure distribution

在试验中总温传感器工作正常，达到热平衡，获得了燃烧室工作时稳定的总温数据。根据修正方法，总温传感器误差修正结果如表3所示。

图6 总温传感器测量曲线Fig.6 Temperature curve of scramjet combustor test（combustion condition）

表2 试验温度传感器测量数据Table2 Temperature data of scramjet combustor test

表3 总温传感器误差修正结果Table3 Error analysis of scramjet combustor test

经计算，表1所示状态下，采用平衡态热力计算方法，考虑来流污染空气实际组分，燃烧产物化学平衡状态时的总温为T＊4，e＝2749K。因此根据温升定义测点处的燃烧效率η1，ΔT为：

图7为采用数值计算方法得到的燃烧室出口截面的总温分布情况，通过统计，燃烧室中心位置的总温值为2740K，截面流量平均总温为2672K。根据测量值，按数值计算给出的燃烧室出口流场总温分布信息进行修正，则截面的流量平均总温为2628K，则根据温升定义的燃烧室出口气流的流量平均的燃烧效率η2，ΔT为：

4 结果与讨论

图7 数值计算得到的燃烧室出口截面总温分布Fig.7 Total temperature profile at combustor exit by CFD

（1）基于温升比和总温测量的超燃冲压发动机燃烧效率定义和获取方法能够较好地反映燃料燃烧的完全程度，同时不需要测量或计算燃气组分、摩擦力、支板阻力等，避免了上述过程带来的误差，是一种比较理想的燃烧性能评价方法；

（2）采用新型总温传感器测量了M6状态燃烧室出口总温，获得了总温测量数据和修正结果。通过该试验，验证了该总温传感器在超燃冲压发动机试验中的应用能力；

（3）试验获得的温度传感器测点处的燃烧效率为0.946，结合数值计算的流场信息，出口截面流量平均的燃烧效率为0.884，显示该发动机具有较好的燃烧组织性能。

［1］ 范作民，傅巽权.热力过程计算与燃气表（第一版）［M］.北京：国防工业出版社，1987.

［2］ 潘余，王振国，刘卫东.超燃冲压发动机燃烧效率测量方法简介［J］.实验流体力学，2007，21（2）：68－73.

［3］ MARTIN W DEPPE.Combustion efficiency in a dualinlet side－dump ramjet combustor［R］.ADA－283564.

［4］ 杨富荣，鲍伟义，刘亭序，等.OH基紫外发光强度方法测量氢燃料超音速燃烧效率［C］／／空气动力测控技术五届二次测控学术交流论文集.

［5］ 李锋，毕麟，彭浪清，等.超燃冲压发动机燃烧效率取样探针设计［J］.吉首大学学报（自然科学版），2006，27（2）：43－45.

［6］ 林然，陈立红，张新宇.直联式超燃实验台超声速燃气取样分析［J］.实验流体力学，2006，20（1）：67－71.

［7］ CHEN Shin－juh，JOEL A Silver，DAVID S Bomse.Combustion species sensor for scramjet flight instrumentation［R］.AIAA 2005－3574.

［8］ 郑龙江，李鹏，秦瑞峰，等.气体浓度检测光学技术的研究现状和发展趋势［J］.激光与光电子学进展，2008，45，（8）：24－32.

［9］ 刘建胜，刘晶儒，张振荣，等.利用拉曼散射测量燃烧场的组分浓度及温度［J］.光学学报，2008，20（9）：1263－1267.

［10］ 张鹏，俞刚.超燃燃烧室一维流场分析模型的研究［J］.流体力学实验与测量，2003，17（1）：88－92.

［11］ 赵俭，杨永军，秦存民，等.瞬态超高温气流温度测量技术初探［J］.技测技术，2008，28：26－27.