同轴喷嘴自发激励高频燃烧不稳定性试验研究

王延涛，薛帅杰，杨岸龙，张 锋

(西安航天动力研究所液体火箭发动机技术重点实验室，西安710100)

0 引言

高频燃烧不稳定性问题一直被国内外液体火箭发动机研究者视为发动机研制中的关键技术之一和最大风险，自发激励高频燃烧不稳定性，不仅是评估发动机稳定性裕度的通行手段之一［1］，而且也是研究人员探索不稳定性机理的重要方式之一［2］。

文献［3－9］中利用能发生自发激励高频燃烧不稳定性的燃烧室对一种被称为“Smart Injector”的气液喷嘴进行了研究，通过探索“Smart Injector”的雾化、化学反应区位置等参数［3－5］对稳定性边界的影响，实现了对燃烧不稳定性的实时控制［6－7］，并发现自发激励燃烧不稳定性存在“滞后”现象［8－9］。文献［10－13］中通过改变CVRC燃烧室的长度激励出不同声波结构高频燃烧不稳定性，在研究不稳定性声特征［2，10］的基础上，建立了一种精确预测自发激励不稳定性的数值模型［11－13］。文献［14］中根据自发激励燃烧不稳定性工况下气气撞击式喷嘴的火焰特征，找到了该喷嘴不稳定性的关键机理。俄罗斯甚至建立了一套独特的低压稳定性评估理论［15－17］，认为可以通过研究大气压环境下同轴喷嘴气气燃烧的自发激励燃烧不稳定性边界，推测喷嘴在高压超临界燃烧室内的稳定性表现。

本文亦通过自发激励手段在大气压环境下的单喷嘴模拟燃烧室内产生高频燃烧不稳定性，通过研究气气同轴离心喷嘴自发激励高频燃烧不稳定性的声压特征以及不稳定性工况下的火焰特征，尝试找到气气同轴离心喷嘴的火焰特征长度和燃烧特征时间，以增进对液氧煤油火箭发动机气液同轴离心喷嘴燃烧不稳定性的理解。

1 试验系统与试验方法

1．1试验系统

燃烧试验系统原理如图1所示，主要包括推进剂组元供应系统、试验支架、模拟喷嘴面板、模拟燃烧室、氧化剂换热器、燃料换热器、测控系统以及通风与自动报警系统等。模拟燃烧室为敞口圆筒形结构，直径DC=156 mm，高HC=277 mm，垂直安放在模拟喷嘴面板(水冷平板)上。试验用喷嘴安装在模拟喷嘴面板上，且位于模拟燃烧室中间位置，喷嘴出口与模拟喷嘴面板平齐。

试验用喷嘴(见图2)为带缩进室的同轴离心喷嘴，由外喷嘴和内喷嘴组成，外喷嘴为离心煤油喷嘴，离心喷嘴出口(亦为喷嘴出口)直径Di=16．4 mm，内喷嘴为直流氧化剂喷嘴，直流喷嘴出口直径Dj=13．4 mm。缩进室长度为8．5 mm。该喷嘴结构与液氧煤油补燃循环发动机推力室主喷嘴的结构一致。

试验用氧化剂为400℃的氧气与空气混合形成的富氧气，氧质量含量为88%，试验用燃料为410℃的煤油蒸气。氧气和空气的混合物用氧化剂换热器加热，煤油用燃料换热器加热为煤油蒸气。根据俄罗斯的低压稳定性评估理论［16］，大气压环境下高温富氧空气与高温煤油蒸气的燃烧过程在一定程度上能够模拟液氧煤油补燃循环发动机推力室内的燃烧速率控制过程。

图2 带缩进室的同轴离心喷嘴Fig．2 Coaxial swirl injector with recess

热试中煤油流量由储箱压力以及管路流阻控制，通过科氏力质量流量计测得;氧化剂流量由声速孔板控制，通过科氏力质量流量计测得。试验中使用的各类传感器在试验前均通过检定。

1．2高速数据测量方法

热试中脉动压力传感器数目为1只，安装在模拟燃烧室壁面并距模拟喷嘴面板20 mm的位置(见图1)，型号为Kistler 6043A型(含水冷套)，与高速数字采样系统LMS相连，采样记录频率为12．8 kHz。

试验利用Phantom V12．1型黑白高速COMS相机及其镜头直接拍摄喷嘴出口燃烧火焰，拍摄时试验供应系统正常工作，但模拟燃烧室及其脉动压力传感器未安装。为尽可能减小较长曝光时间带来的时间累积观测误差，相机曝光时间设置为4．8μs(某些不稳定性工况，因喷嘴出口火焰亮度较弱，为获得火焰图像，将曝光时间设置为10μs，详见表1)，拍摄频率为28000 Hz(相邻两帧图像间的时间间隔为35．7μs)。拍摄图像为8位灰度图像，每个像素表示约0．41 mm×0．41 mm的区域。

1．3试验方法和试验工况

试验通过稳定燃料流量，先逐步增加氧化剂流量至各预设工况点(以下简称上行试验)，再继续增加氧化剂流量至某值，后逐步减小氧化剂流量至各预设工况点(以下简称下行试验)，进行试验。各预设试验工况见表1(工况编号的第一个数字表示氧化剂的流量，第二个字母表示上/下行试验，UP/DOWN，第三个字母表示该工况热试时，在模拟燃烧室安装在模拟喷嘴面板上的条件下，燃烧的稳定性，S表示燃烧稳定，N表示发生了自发激励不稳定性;˙mf和˙mOx表示质量流量。)。试验中先将模拟燃烧室安装在模拟喷嘴面板上进行各预设工况热试，通过工况的改变使模拟燃烧室内产生了自发激励高频燃烧不稳定性，利用脉动压力传感器激励各预设工况的声压脉动特征;然后去掉模拟燃烧室重新进行各预设工况热试，利用高速相机记录已知的稳定燃烧预设工况和高频燃烧不稳定性预设工况下的喷嘴出口处火焰特征。

表1 上、下行试验中的各预设工况点Table 1 Operating conditions

2 试验结果与分析

2．1自发激励高频燃烧不稳定性声压特征

试验在由9US工况变化至11UN工况过程中，氧化剂流量增加，燃烧室内脉动压力振荡幅值增加，自发激励高频燃烧不稳定性出现。图3给出了稳定燃烧工况9US和高频不稳定燃烧工况11UN的脉动压力传感器采样数据及其幅频特性曲线(对脉动压力数据进行FFT后得到)。9US工况下燃烧室的压力振荡的“峰－峰”值不大于大气压的3%，脉动压力的幅频特性曲线无明显幅值峰，燃烧平稳。11UN工况下模拟燃烧室内压力振荡的幅值大幅增加，有限幅值振荡的“峰－峰”值达到30 kPa，为大气压的30%，燃烧“粗暴”，燃烧室出现高频啸叫。

不稳定燃烧工况下燃烧室压力振荡的特征频率可采用幅频特性曲线上幅值峰位置的频率，对11UN工况，为3212 Hz(见图3，幅值峰高度2．6 kPa)，接近一阶切向特征频率的理论值(根据小扰动线性声学理论［18］，对均匀介质，f1T=1．841c/(2πRC)=4058 Hz，c为燃 气声 速，11UN工况下CEA计算c=1080．3 m/s)，可初步判断11UN工况的燃烧不稳定性为一阶切向不稳定性。

对上下行试验中的其它不稳定工况的压力振荡特征频率，亦可采用幅频特性曲线上幅值峰位置的频率。因模拟燃烧室上仅安装了一只脉动压力传感器，且热试中模拟燃烧室内的温度场较不均匀，仅根据压力振荡频率判断不稳定性的振型较困难，本文仅给出利用脉动压力幅频特性曲线获得的各不稳定性工况的压力振荡特征频率fmode(见表2)及其幅值(见图4)，用于火焰特征研究。

工况的改变仅是通过m˙Ox/m˙f的改变实现的，m˙Ox/m˙f与模拟燃烧室内不稳定性是否发生直接相关。将上下行工况燃烧室内压力振荡的幅值用直线相连(见图4)，可看到m˙Ox/m˙f变化过程中燃烧室压力振荡幅值的变化情况。上行试验过程中，当m˙Ox/m˙f＞9/3．2时，模拟燃烧室内压力振荡幅值出现阶跃式增加，发生自发激励高频燃烧不稳定性;下行试验中m˙Ox/m˙f≤8/3．2时，燃烧室内的自发激励高频燃烧不稳定性消失。上下行试验中燃烧不稳定性发生和消失时的m˙Ox/m˙f值是不同的，这就在图4中形成了一个“环”，这个“环”就是所说的双稳态现象或滞后现象［8］。系统在给定参数下响应的改变情况是历史相关的，滞后的存在说明了动力系统存在两个重要特性:非线性和反馈［9］。

图3 UP3和UP4工况燃烧室压力脉动曲线及其幅频特性曲线Fig．3 Pressure variation and its fast Fourier transform in UP3 and UP4 hot fire tests

表2 不稳定性工况的振型和频率Table 2 Oscillation frequency and its amplitude of unstable hot fire tests

图4 上行和下行工况下燃烧室压力振荡幅值变化Fig．4 Oscillatory pressure amplitude in all of the hot fire tests

2．2火焰特征

图5给出了不同工况下的瞬态(单帧)火焰图像和约0．29 s(8192帧)的时间平均火焰图像。图6对比了9US工况和9DN工况的时间平均火焰图像。各幅图像中的喷嘴均位于图像的中间位置且喷嘴出口均与图像的下边沿平齐。由图5和图6可以看出，未发生不稳定性工况的燃烧火焰均为典型的非预混湍流扩散火焰，火焰根部固定在喷嘴出口内［19］，而发生燃烧不稳定的工况的燃烧火焰均为脱口火焰(火焰特征亦出现了与声压特征类似的滞后现象)，且不同试验工况下火焰脱口距离大致相等，火焰脱口距离未随主流推进剂［14］(本文为氧化剂，因氧化剂的喷孔面积、流量和流速均高于燃料)流速的增加而有明显的改变。脱口火焰临界流速［20］可定义为9US工况或9DN工况的氧化剂出口流速，为75．7 m/s。且可以推测气气同轴喷嘴自发燃烧不稳定性的发生与脱口火焰的形成相关。

15UN和15DN工况的燃烧火焰图像亦不同于其它工况，图像范围内不仅火焰的整体亮度明显低于其它工况，而且火焰在喷嘴出口外形成了一个脱口火焰团;两工况的脱口火焰团的直径相当，均稍大于喷嘴出口直径;火焰的发光强度可认为与燃烧化学反应的剧烈程度正相关，15UN和15DN工况在图像范围内的燃烧反应和放热主要发生在脱口火焰团区域。

热试时，若增加氧化剂流量(即增加氧化剂流速)至16．0 g/s，并继续增加氧化剂流量至火焰熄灭，从现场视频监控可看到，此时随氧化剂流量增加火焰脱口距离增加。这种火焰脱口距离与主流推进剂流速的关系与轴对称圆柱气态燃料射流在气态氧化剂(如空气)氛围内形成的湍流扩散火焰的情况［21］(火焰脱口距离与燃料在喷嘴出口处的速度线性相关)是不同的，造成这种差别的根本原因可能是二者喷嘴结构和喷嘴工作方式的显著差别。

图5 不同工况下的瞬态及其时间平均火焰图像(第一排为瞬态火焰图像，第二排为时间平均火焰图像)Fig．5 Single-frame flame and time-average flame in different hot fire tests

图6 9US工况和9DN工况的时间平均火焰图像对比Fig．6 Comparison of time average flame in 9USand 9DN hot fire tests

2．3关于火焰特征时间的讨论

一般来说，燃烧过程的特征时间对燃烧不稳定性的开始有直接影响［1］，即若燃烧室内存在一个与推进剂相互作用过程相关的时间延迟，且该延迟时间与燃烧不稳定性特征振荡周期(声学特征时间)有相同数量级，则燃烧不稳定性更可能发生［22］。燃烧特征时间由燃烧速率控制过程决定［22］。对高温富氧空气与高温煤油蒸气的气气燃烧过程，可以假设燃烧速率控制过程为混合过程［16］，而混合特征时间可以通过推进剂从喷嘴出口到燃烧区域的停留迟滞时间来估计［14］，计算方法为:

式(1)中U为特征速度，本文选择氧化剂在喷嘴处的出口速度UOxi为特征速度，Lcz为火焰特征长度。

根据图5的火焰时间平均图像，喷嘴出口(即喷注面)至脱口火焰根部的平均距离Lcz1约为11．9 mm，15UN和15DN工况火焰团上部距喷嘴出口的平均距离Lcz2约为33．2 mm，即推进剂离开喷嘴后在距喷注面11．9 mm～33．2 mm的位置上才形成了可燃气团［22］并燃烧放热。根据式(1)，推进剂从喷嘴出口到脱口火焰团的时间及其倒数的计算结果如表3所示。

对比表2和表3，各不稳定工况的声学振荡频率fmode均在各工况对应的与之间，不仅与和同数量级，而且与的偏差不超过fmode的19%(9DN工况时的偏差)，可以认为推进剂从喷嘴出口到脱口火焰团上沿的时间与不稳定工况下声学振荡周期大致相当，即混合特征时间与燃烧室的声学特征时间大致相当，火焰特征长度可认为是喷嘴出口到脱口火焰团上沿的距离(该距离约为喷嘴出口直径的2倍)，此时一旦声学振荡过程获得的能量大于其耗散的能量且非稳态放热与声学振荡的相位差小于90°，高频燃烧不稳定性就会被激发。气气同轴离心喷嘴燃烧不稳定性的发生原因可以被认为是因混合特征时间与声学特征时间相关。

表3 不稳定工况的停留迟滞时间及其倒数Table 3 Time-lag and its reciprocal value of unstable hot fire tests

3 结论

针对液氧煤油同轴离心喷嘴火箭发动机燃烧不稳定性问题，在大气环境下进行了单同轴离心喷嘴敞口模拟燃烧室的自发激励燃烧不稳定性试验。试验结果表明:

(1)气气同轴离心喷嘴燃烧室的自发激励高频燃烧不稳定性过程出现了“滞后”现象;

(2)高频不稳定性工况下，气气同轴离心喷嘴的火焰均为脱口火焰，且脱口距离受主流推进剂流速影响大不;

(3)对气气同轴离心喷嘴，火焰特征长度可认为是喷嘴出口到脱口火焰团上沿的距离，约为喷嘴出口直径的2倍;

(4)气气同轴离心喷嘴燃烧不稳定性的发生原因可以被认为是因混合特征时间与声学特征时间相关。

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