利用TDLAS技术评估火箭基组合循环发动机试验性能

杨 斌，黄 斌，刘佩进，杨荟楠，何国强

(1.上海理工大学上海市动力工程多相流动与传热重点试验室，上海200093;2.西北工业大学燃烧、热结构与内流场重点试验室，西安710072;3.北京机电工程总体设计部，北京100854)

0 引言

火箭基组合循环(Rocket Based Combined Cycle，RBCC)将火箭发动机、亚燃冲压发动机与超燃冲压发动机有机地结合在一个流道中，在高速来流情况下实现燃料的喷射、掺混、雾化、点火以及稳定燃烧，最大限度地将化学能转化为动能［1］。在RBCC研究中，性能是发动机总体设计［2］、燃烧组织和结构优化的主要依据:RBCC发动机的推力决定飞行器的飞行速度、飞行高度和爬升率等，而比冲和燃烧效率则表征了能量的利用情况与发动机的经济性。长期以来，RBCC试验性能分析主要依靠传统表面接触式测量手段开展相应的压强、温度等参数的测量，并基于这些参数逐一开展性能评估［3］。以燃烧效率为例，利用膨胀－冷却结构探针对RBCC出口超音速燃气进行采样，并由气相色谱仪对已冻结化学反应的采样燃气进行组分分析，获得CO2、O2、N2等气体组分浓度，由此确定已燃烧燃料质量，从而计算燃烧效率［4－5］。在该方法中，插入式采样探针影响高速流场，属于离线测量，采样后燃气与采样点真实燃气的组分有所偏差，并且试验操作流程较为复杂，人为影响因素较多，难于准确分析发动机燃烧效率。并且各种性能依靠各自相应的传感器，试验系统十分复杂，发动机试验急需一种能够通过关键参数的实时测量直接计算多个性能参数的系统。

目前，随着光学手段及激光光谱技术的发展，近红外可调谐半导体激光器吸收光谱(Tunable Diode Laser Absorption Spectroscopy，TDLAS)技术以其对碳氢燃料燃烧具有系统简单可靠和多参数实时在线测量的优势而备受瞩目［6－9］，可实现燃气温度、组分浓度和流场速度等多参数同时、非接触式、实时在线测量［10－11］，主要应用于微重力火焰［12］、涡轮发动机［13］、脉冲爆震发动机［14］、超燃冲压发动机［15－16］等研究。值得一提的是，近年来，斯坦福大学、弗吉尼亚大学等科研机构通过大量的地面试验验证，最终研制出用于国际高超声速飞行研究与试验项目飞行试验的 TDLAS系统［17－18］，这一成果极大地带动了各国开展TDLAS技术研究的热潮。

本文基于TDLAS技术开展发动机出口燃气温度、组分浓度和速度等多参数同时测量，为RBCC试验参数测量提供非接触式、实时在线的测量手段，并通过数值模拟方法校验了测量的有效性，同时基于测量结果直接计算发动机推力、比冲和燃烧效率等性能，为RBCC燃烧组织和结构优化提供直接数据支撑。

1 TDLAS参数测量原理

1. 1 Beer-Lambert定律

图1 TDLAS技术示意图Fig.1 Schematic of TDLAStechnique

TDLAS技术是将激光波长调制到特定组分吸收频域，通过测量激光束经待测区域的衰减程度，实现气态流场参数测量的一种燃烧诊断技术。如图1所示，半导体激光器产生激光，光强为Ii，激光通过待测气体后由光电探测器接收，透射光强为It。当激光频率v(cm－1)与气体吸收组分跃迁频率相同时，激光能量被吸收。定义传播分数Tv，入射光强与透射光强满足Beer-Lambert定律:

式中:I0为零吸收基线强度，由于光束散射等因素影响，其值一般小于 Ii，kv(cm－1)为光谱吸收系数，L(cm)为激光光程，将(kvL)称为光谱吸收率αv，P(atm)为总压，Xabs为吸收组分摩尔浓度，φ(cm)为线型函数，满足∫φd v≡1，S(T)(cm－2atm－1)为谱线强度［19］，是温度 T(K)的函数:

式中:h(J·s)为Planck常数，c(cm/s)为真空中光速，k(J/K)为 Boltzmann常数，E″(cm－1)为低能级能量，T0(K)为参考温度，通常取296 K，v0(cm－1)为谱线中心频率，Q(T)为吸收组分配分函数，是温度的分段函数［20］。

定义积分吸收率A(cm－1):

1. 2 参数测量原理

图2 双线测温原理Fig.2 Schematic of two-line thermometry

如图2所示，通过试验获得双谱线吸收光谱，由于双线经过同一光程，在相同压强和组分浓度下，测量双线积分吸收率(即图中吸收光谱积分面积)。双线积分吸收率比值可化简为谱线强度比值，为温度的单值函数:

因此，气体温度由测量的双线积分吸收率比值推得:

一旦温度确定，便由式(3)计算得到该温度下谱线强度，从而根据积分吸收率计算吸收组分摩尔浓度:

式中:v0(cm－1)为吸收谱线中心频率，θ为两激光束夹角的一半，u(m/s)为流场速度。

2 RBCC地面试验系统及主要性能分析方法

2. 1 直连式RBCC地面试验系统

地面试验研究被认为是RBCC发动机原理验

图3 气流速度测量原理Fig.3 Schematic of velocity measurement

对于速度测量，TDLAS技术利用两束激光交叉通过流场，由多普勒现象可知，吸收谱线中心将发生频移，通过试验可测得多普勒频移量Δv(cm－1)，从而计算出流场速度。其系统组成如图3(a)所示，典型测量结果如图3(b)所示。其中，速度参数按下式进行计算:证、规律探索和性能优化的主要手段。相较于传统火箭发动机来说，RBCC这种吸气式发动机性能与燃烧组织方式与来流状态密切相关;因此，RBCC地面试验研究关键在于真实模拟发动机的飞行状态和工作条件。本文采用可模拟Mach0－6.0飞行状态的直连式RBCC地面试验系统［21］，该系统主要包括来流模拟系统、试验发动机系统和测控系统等。

1)来流模拟系统

为准确模拟高速飞行状态下的空气焓值，来流模拟系统采用造价较低的直连式燃烧加热式风洞。系统如图4所示，通过给定空气流量、酒精－氧气加热火箭参数与补充氧气流量，在混合器中形成空气流以模拟来流总压、总温与氧气含量参数，空气流经柔性软管以消除气流速度对发动机性能影响，后经一定长度的稳定段稳定后，利用设备喷管模拟相应的马赫数。

图4 RBCC直连式来流模拟系统示意图Fig.4 Schematic of directly-connected incoming flow simulation system of RBCC

2)试验发动机系统

RBCC地面试验发动机系统包括试验发动机与发动机供给系统组成。发动机供给系统包括酒精与氧气供给系统(用于一次火箭)、冷却水系统(用于一次火箭)和二次燃料供给系统(用于二次燃烧)。目前，试验室RBCC研究主要针对引射和亚燃模态燃烧组织与性能优化，试验发动机由一次火箭、燃烧室与尾喷管组成，如图5所示。利用一次火箭(流量可调范围:80～160 g/s)的高温富燃燃气作为点火源及引导火焰，结合小支板与凹腔组合方式增强燃料与空气掺混及火焰稳定，在燃烧室组织高效燃烧，以获得较优的发动机性能。

图5 RBCC试验发动机Fig.5 Test engine of RBCC

2. 2 主要性能分析方法

1)燃烧室内推力和比冲

图6 燃烧室推力处理示意图Fig.6 Schematic of thrust calculation in combustor

以燃烧室气流为控制体，定义燃烧室入口(隔离段出口)平面为1，燃烧室出口平面为2，如图6所示，只考虑发动机内气流受力，不考虑外阻力，由冲量定理可得:

式中:P1，A1，m1，v1分别为燃烧室入口平面的静压、横截面积，质量流率、气流速度;P2、A2、m2、v2分别为出口平面的对应量。

进而可得气流作用力(即发动机内推力):

由此，可计算发动机比冲:

式中:mf为二次燃料质量流率。

由于燃烧室入口平面流场参数主要受试验工况参数影响，当试验工况确定，设备喷管出口(即燃烧室入口)便可准确确定，无需测量，而压强参数可利用传感器准确测量，因此燃烧室内推力和比冲计算的关键在于测量燃烧室出口平面的流场速度。

2)燃烧效率

燃烧效率分析采用基于燃气组分分析的方法，以H2O组浓度推算已燃烧燃料质量，从而计算燃烧效率。对于RBCC直连式地面试验，加热火箭与一次火箭酒精燃料可认为燃烧完全，忽略燃气中CO与小分子碳氢化合物，并可认为H2O组分和未燃烧的燃料为气体状态，发动机燃烧反应方程式为:

RBCC地面试验各过程组分摩尔数的变化如表1所示。表中，λ为加热火箭燃气进入混合器百分比，a、b、c分别为加热火箭、一次火箭和二次燃料酒精摩尔数流率，x、y、z分别为加热火箭、混合器补氧和一次火箭氧气摩尔数流率，m、n分别为空气中氮气和氧气的摩尔数流率，η为燃烧效率，M表示加热燃气中氧气的摩尔数流率，N表示RBCC来流工况中氧气的摩尔数流率。

表1 RBCC地面试验各过程组分摩尔数流率变化Table 1 Moles rate changes of species in each stage of ground-testing of RBCC

因此，燃气中H2O组分摩尔浓度X为:

由式(12)可计算燃烧效率η:

由此可知，若燃烧室出口平面H2O组分浓度已知，便可根据式(13)计算发动机燃烧室燃烧效率。

3 试验系统

图7为利用双激光器时分复用－扫描波长TDLAS系统开展RBCC出口平面燃气温度与H2O组分浓度测量的试验系统。利用双通道信号发生器(Tektonix AFG3022B)产生交错锯齿波(CH1:0 ～1.5 V;CH2:0 ～2.0 V;f=1 kHz)控制激光控制器(ILXLightwave Inc LDC－3900;CH1:30.2℃，0 mA;CH2:26.1℃，0 mA)输出电流，从而调制DFB半导体激光器(NTT Electronics Corporation;CH1:1343 nm;CH2:1392 nm)。激光器输出激光利用2×1耦合器耦合，通过光纤传输至RBCC地面试验现场后，由1×2分路器形成两束激光，经准直器准直后交叉通过待测流场，经凸透镜后由探测器接收，其中光束1垂直于流场方向，光束2与光束1成30°夹角。探测器电压信号由数据采集系统(NI PXI－1042，1000 kHz)记录。RBCC试验发动机出口尺寸139×150 mm，激光光程距离底面63 mm，试验系统实物照片如图8所示。

图8 试验测量段Fig.8 Experiment measurements section

图9 地面试验时序控制图Fig.9 Sequence diagram of ground test

图7 RBCC出口燃气测量试验系统Fig.7 Experiment system of measurements for exhaust in RBCC

发动机试验控制时序如图9所示。以空气阀打开时刻为时间零点，5.0 s时刻加热火箭点火工作，二次燃料 6.5 s时刻喷入，7.0 s时刻一次火箭点火工作，试验发动机稳定工作3.0 s后，于10.0 s时刻关机，12.0 s时刻关闭空气阀，完成试验。

4 试验结果及分析

4. 1 试验数据处理及分析

1)探测器典型数据

对试验数据进行时均处理，发动机工作时间内探测器典型信号如图10所示。由于时分复用技术使1343 nm和1392 nm两个激光器交替工作，因此图示的探测器的两个锯齿波信号分别为1343 nm和1392 nm。当地面试验系统空气阀打开，干燥空气进入流道中，因无H2O存在，未出现吸收信号;而当加热火箭工作时，燃料燃烧加热空气，流道中出现H2O，出现吸收信号，两个探测器的吸收信号分别对应 (7444.352+7444.371)cm－1和 7185.597 cm－1谱线，由于加热火箭工作，流场气体中H2O组分浓度较小，吸收信号较弱;当试验发动机正常工作后，大量燃料燃烧转化为发动机动力，流道中H2O浓度急剧增高，吸收信号明显加强。

2)发动机出口平面参数测量结果

如图11(a)所示，对光束1探测器数据进行处理，根据双线积分吸收率之比与温度的对应关系，得到温度随时间的变化曲线。根据温度测量结果，由双线积分吸收率可计算H2O浓度随时间的变化，如图11(b)所示。试验中，5.6～12.0 s时间段为加热火箭与试验发动机正常工作状态;此时，测量段中部有H2O组分存在，因此，以该时间段数据开展分析。根据交叉光束多普勒频移量计算速度随时间变化曲线，如图11(c)所示。

3)测量结果与计算结果对比分析

计算流体动力学(Computational Fluid Dynamic，CFD)方法是发动机燃烧研究的重要手段之一［22］，对于复杂的RBCC燃烧流场，燃烧参数测量结果常用CFD计算结果校验其准确性。在试验工况下，开展RBCC发动机CFD计算，计算模型与方法采用参考文献［23］所述模型和方法，将TDLAS测量温度、H2O浓度、速度平均值与CFD计算值对比，如图12所示。由图可知，TDLAS技术测量值均比CFD计算值低，这是因为CFD计算采用较多理想条件假设，并且壁面采用绝热边界，计算结果会比真实值偏高;此外对于TDLAS技术，由于测量结果为光程上的积分平均值，并受边界层与环境光路的影响，测量结果将比真实值偏低。测量结果与CFD计算结果对比如表2所示，虽然TDLAS测量结果比CFD计算结果偏低，但是对于燃烧组织与发动机结构优化仍然具有参考价值。

图11 RBCC地面试验燃气温度、H2 O组分浓度和气流速度测量结果Fig.11 Temperature，H2 O species concentration，velocity measurements of RBCC ground test

表2 参数测量结果与数值模拟计算结果对比Table 2 Comparison between TDLASresults and CFD results

4. 2 地面试验主要性能计算

对于RBCC地面试验发动机性能分析来说，主要是针对稳定工作状态下的性能，无需考虑发动机参数的动态变化。因此，以发动机稳定工作状态下TDLAS技术参数测量平均值开展计算。

1)燃烧室出口平面参数分布规律

如图13所示，在出口平面中设置21条水平线，以发动机底面为0，距离地面距离为y轴，21条水平线坐标分别为2、7、14、21、28、35、42、49、56、63、70、77、84、91、98、105、112、119、126、133、138 mm，将这些水平线上速度与H2O组分浓度平均后，平均值在y轴上的分布分别如图14所示，通过水平平均值的纵向分布可计算出整个平面的平均值。

图13 出口平面纵向分布取线示意图Fig.13 Schematic of vertical lines in exit plane

图14 发动机出口平面y轴上气流速度和H2 O组分浓度参数分布规律Fig.14 Distribution regularities of flow velocity and H2 O concentration on y-axis in exit plane of the engine

通过此数值模拟方法来了解燃烧出口平面参数的分布规律，得到63 mm处值与平面平均值的关系:

2)发动机性能计算

y=63 mm水平线上参数TDLAS测量值v=944.8 m/s，XH2O=0.0960(双线测量结果的平均值)依据式(14)可确定发动机出口平面平均值:

由此，结合隔离段气流速度(v=675.5 m/s)便可开展发动机性能计算。

试验发动机工作状态时刻(10.0 s)燃烧室入口压强 p1=0.151 MPa，燃烧出口压强 p2=0.065 MPa，发动机推力为:

比冲:

试验发动机燃烧效率计算:

5 结论

本文获得结论如下:

1)利用(7444.352+7444.371)/7185.597 cm－1谱线对时分复用 －扫描波长 TDLAS系统实现了RBCC发动机出口燃气温度、H2O组分浓度和速度参数的同时在线测量，并与数值模拟结果进行对比，相对偏差均在12%以内。

2)基于TDLAS技术RBCC试验发动机出口燃气温度、H2O组分浓度和速度参数测量结果，建立了发动机试验性能计算模型，实现了基于关键参数实时测量的发动机推力、比冲及燃烧效率等性能的直接评估。

3)利用数值计算方法，获得了流场参数纵向分布情况，据此基于TDLAS光程平均的测量结果计算发动机的整体性能，这一理想假设对于发动机燃烧室整体性能评估具有参考意义。

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