超燃冲压发动机喷焰辐射试验研究

曾学军，石安华，韩冬，李向东，胡华雨，张军

（1.中国空气动力研究与发展中心高超声速冲压发动机技术重点实验室绵阳分部，四川绵阳621000；2.中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所，四川绵阳621000）

超燃冲压发动机喷焰辐射试验研究

曾学军1，石安华2，韩冬2，李向东1，胡华雨2，张军2

（1.中国空气动力研究与发展中心高超声速冲压发动机技术重点实验室绵阳分部，四川绵阳621000；2.中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所，四川绵阳621000）

介绍了超燃冲压发动机喷焰辐射特性试验与测量方法，在燃料为航空煤油、来流马赫数为6、当量油气比为0.8的试验状态下，获得了长1m量级超燃冲压发动机喷焰辐射强度和光谱。喷焰辐射强度在发动机喷口附近随喷射距离缓慢下降；辐射强度显现出的高频震荡、低频稳定特性，反映出燃料燃烧过程的微观脉动性和宏观稳定性。根据喷焰光谱，喷焰辐射能量集中在波长4.364 3μm附近，主要辐射源为CO2.

航空、航天科学技术基础学科；超燃冲压发动机；喷焰；辐射强度；光谱

0　引言

超燃冲压发动机是临近空间高超声速飞行器的关键分系统，其工作状态既决定了高超声速飞行器的飞行能力，其喷焰辐射又是高超声速飞行器光辐射的重要来源，是临近空间高超声速飞行器光学探测的重要信息源。

对喷焰的光学测量内容主要有光谱、图像和强度。光谱测试技术已应用于多种发动机的火焰化学成分诊断［1-9］。火箭发动机喷焰发射光谱［10］、图像［11］和强度［12-14］已做了大量试验研究。通过光谱测试技术得到了火箭发动机喷焰温度［6］；在紫外和中波红外波段研究了火箭发动机喷焰中的铝颗粒光学特性［15］；使用激光背景散射技术测量了烟尘颗粒尺寸和质量［16］；发动机喷焰辐射数值计算结果使用试验结果进行了验证［17-19］；从空间站上测量了在轨火箭发动机喷焰图像和光谱［20-22］；工业用光学测量系统的超燃冲压发动机流场测试技术得到了发展［23］；近期，可调谐二极管激光吸收光谱技术［24-28］和激光诱导荧光技术［29-34］广泛应用于发动机工况监测和火焰结构研究；学位论文中也常见火焰光学测量内容［35-36］。

国内外针对火箭发动机喷焰和航空发动机喷焰辐射特性开展了大量的研究工作，对导弹发射的光学预警探测技术发展和飞机的红外探测、跟踪、制导技术发展起到了巨大的推动作用。但针对超燃冲压发动机喷焰辐射特性开展的研究，还鲜见报道。中国空气动力研究与发展中心在高温高超声速风洞上开展了长1m量级超燃冲压发动机喷焰辐射强度、辐射光谱特性试验研究，获得了典型试验状态下发动机喷焰的辐射光谱特征及辐射强度，对于超燃冲压发动机喷焰光辐射特性计算分析方法验证、临近空间高超声速飞行器光学探测技术分析具有启发意义。

1　试验模型

试验使用的长1m量级吸气式超燃冲压发动机模型（见图1）由进气道、燃烧室和尾喷管等三大部件组成，模型全长1 068.5mm，采用三波系进气道，气流捕获面积82.6 mm×120mm，尾喷管出口高度131.9mm，宽度为378 mm，面积扩张比为5.03，采用支板加注燃料。

图1　超燃冲压发动机模型示意图Fig.1 Schematic diagram of scramjet model

2　测试设备

试验使用的辐射测量设备包括:

1）近紫外辐射计，光谱响应范围317.4～383.4 nm；

2）近紫外～可见光辐射计，光谱响应范围303.4～524.6 nm；

3）中波红外辐射计，光谱响应范围2.8957～5.5167μm；

4）傅里叶光谱仪，光谱响应范围0.9～8.3μm；

5）高速摄影机，光谱响应范围400～700 nm；

6）红外热像仪，光谱响应范围7.7～9.3μm.

3　喷焰辐射测量试验方案

3.1试验状态

吸气式超燃冲压发动机喷焰辐射测量试验在中国空气动力研究与发展中心的φ600 mm高温高超声速风洞上开展（喷管出口直径600mm）。发动机模型安装在流场均匀区内，由支架支撑（见图2），喷焰辐射通过风洞试验段侧壁上的光学窗口进行测量（见图3）。风洞喷管出口参数见表1，发动机燃料为航空煤油，试验当量油气比0.8，发动机工作时间5 s.

图2　安装在风洞内的发动机模型Fig.2 Scramjet model installed in measurement section

图3　辐射测量设备布置Fig.3 Radiation measurement equipment and optical windows

3.2喷焰辐射测量方法

风洞运行系统在开始运行时向辐射测量系统输出触发信号，辐射测量系统开始记录空气进入试验段、风洞工作、发动机进油、发动机工作、发动机停机直至风洞停车过程中被测区域内的辐射信号。

表1　风洞喷管出口参数Tab.1 Parameters of incoming flow

3.2.1辐射强度测量方法

辐射强度使用双狭缝辐射计测量，测量视场内的辐射通过视场狭缝和接收狭缝照射到探测器上，经过放大和滤波转换为电压信号，由数据采集系统记录和显示。探测器感光面积由接收狭缝限制，测量视场由视场狭缝和测量距离限制，测量波段由滤光片透射波段确定，辐射计输出电压与接收到的辐射功率呈确定的函数关系。

辐射计使用光学斩波器对喷焰辐射信号进行调制，调制频率400Hz，辐射强度数据采样率150 kHz，使一个调制周期内能采集100个点以上的辐射强度数据便于分析。

辐射强度测量方案见图4，在垂直发动机轴线方向上测量距发动机喷口170 mm和330 mm两个位置的喷焰辐射强度，近紫外、近紫外至可见光波段辐射强度测量视场在发动机轴线处的截面为39.0mm（长）×272.7mm（高）矩形，中波红外波段辐射强度测量视场在发动机轴线处的截面为41.8mm（长）× 292.4mm（高）矩形。

图4　辐射强度测量方案Fig.4 Schematic diagram of radiation intensity measurement scheme

3.2.2辐射光谱测量方法

辐射光谱使用光谱仪配合反射光路测量，测量视场内的辐射经平面镜反射到凹面镜上，再经凹面镜成像在光谱仪的光阑平面，进入光阑的辐射由光谱仪处理成光谱强度数据，由数据采集系统记录和显示。测量视场由光阑尺寸、物距、凹面镜焦距共同控制。光谱仪通过氟化钙窗口进行测量。

光谱仪使用4 cm-1的光谱分辨率，一个扫描周期约0.1 s，为提高信噪比，以8个扫描周期光谱数据的平均值作为光谱测量结果。

辐射光谱测量方案见图5，在垂直发动机轴线方向上测量距发动机喷口160mm处的喷焰辐射光谱，测量视场在发动机轴线处的截面为直径35 mm的圆形。

图5　辐射光谱测量方案Fig.5 Schematic diagram of radiation spectrum measurement scheme

3.2.3发动机工作有效性光辐射监测方法

采用可见光高速摄影机和红外热像仪记录发动机从点火到关机全过程的发动机喷流辐射图像，以监测发动机工作是否稳定和燃烧是否充分。

4　试验结果与分析

4.1喷焰辐射强度测量结果与分析

喷焰辐射特性测量试验共进行了14次，其中前6次为超燃冲压发动机工作状态调试，以使发动机点火和喷油系统工作稳定，满足试验状态要求，后8次为喷焰辐射测量试验。

喷焰辐射强度测量结果如图6所示，获得了距发动机喷口170 mm和330 mm两处，近紫外、近紫外至可见光、中波红外3个波段，沿发动机轴线方向单位长度喷焰的辐射强度。

辐射强度测量结果显示，同一测量位置同一测量波段的不同车次测量结果基本一致，说明风洞运行状态和发动机工作状态稳定，也表明测试结果具有比较高的可信度。

发动机喷焰辐射强度在3个测量波段上都有高频震荡、2 ms以上时间平均值稳定的特征。近紫外、近紫外至可见光波段辐射强度震荡幅度在一个调制周期内超过最大值的50％，其中330 mm处试验7数据中1个约1.7μW/（sr·mm）的辐射强度峰值在试验中偶然出现，原因不明，不计入辐射强度统计。中波红外波段辐射强度稳定性比前述两个波段略好，震荡幅度在1个调制周期内小于最大值的50％.辐射强度在3个波段和2个位置的测量值列于表2.

图6　喷焰辐射强度测量结果Fig.6 The measured exhaust plume radiation intensity

表2　喷焰平均辐射强度统计Tab.2 Statistics of the max and average radiation intensities

在3个测量波段上，170mm处的辐射强度都略大于330mm.图7为试验测量到的可见光辐射图像，亮度越高的部位辐射强度越大。从图7中也可以看出，在喷射方向上辐射强度缓慢下降。图8所示的长波红外辐射图像也具有相似的特性。

图7　喷焰可见光辐射图像Fig.7 Visible radiation of exhaust plume

图8　喷焰长波红外辐射图像Fig.8 Long wave infrared radiation of exhaust plume

从试验记录的可见光辐射图像和红外辐射图像看，发动机均正常点火燃烧并能维持工作状态，在工作状态下，喷焰图像亮度会出现小波动，与强度测量结果相似，喷焰中没有出现二次燃烧现象，说明燃料在发动机燃烧室内得到了充分燃烧。

在两个测量位置处，喷焰平均辐射强度在近紫外波段和可见光波段都不大于1μW/（sr·mm），中波红外波段是10mW/（sr·mm）量级，喷焰辐射的近紫外和可见光辐射对总辐射强度贡献很小。

喷焰辐射强度在一个调制周期内的震荡性说明了燃料燃烧在0.1ms以下时间尺度上是不稳定的，燃料雾化程度、燃料纯净度、来流稳定性等因素都会影响燃料的燃烧速度。根据喷焰流场温度模拟结果（见图9），喷焰大部分区域温度低于1 100 K，是中波红外辐射主要来源，在x=170 mm和x=330 mm两处喷焰中心温度分别为920 K和850 K；只有燃料浓度过大的区域和大尺寸液滴在发动机内没完全燃烧，喷出后还继续燃烧的少部分喷焰的温度可以达到1 100 K以上高温，是近紫外辐射和可见光辐射的主要来源，燃料燃烧速度和燃烧程度的微小变化对这部分高温气体的温度和浓度影响很大，是紫外和可见光辐射强度剧烈震荡的主要原因，也影响了中波红外辐射强度的稳定性。

图9　喷焰流场温度模拟结果Fig.9 Exhaust plume temperature distribution simulated by CFD

4.2喷焰辐射光谱测量结果与分析

获得了距发动机喷口160mm处直径35mm圆形视场内喷焰在0.9～8.3μm波段红外辐射光谱，如图10所示。

图10　喷焰辐射光谱测量结果Fig.10 Measured results of exhaust plume spectrum

喷焰红外光谱存在中心波长4.364 3μm、半高全宽0.101 6μm的辐射带，具有明显的气体带状谱特征，通过对比光谱数据库，测试结果与燃烧产物之一的CO2光谱相符。

喷焰红外光谱还呈现出强度很弱的连续谱，来源于喷焰中的气体热辐射，强度峰值位置在3.3μm附近，根据维恩位移定律计算出测量视场内喷焰气体平均辐射温度约880 K，与图9的喷焰流场温度模拟结果相符。

考虑煤油分子式可近似写为CnH2n，根据简化的化学反应方程式CnH2n+1.5n O2=n CO2+n H2O，另一种燃烧产物H2O具有与CO2相同的分子数，将相同分子数密度条件下的H2O与CO2相对辐射强度示于图11，可以看到H2O的最大光谱辐射强度只有CO2的6％，所以在测试结果中不会出现明显的H2O光谱。

图11　H2O和CO2的相对辐射强度Fig.11 Relative radiation intensities of H2O and CO2

5　结论

在燃料为航空煤油、来流马赫数6、当量油气比0.8的试验状态下，长1 m量级超燃冲压发动机稳定工作后的喷焰辐射具有如下特征:

1）辐射强度在0.1ms以下时间尺度上震荡剧烈，在2ms以上时间尺度上平均值稳定，反映出燃料燃烧过程的微观脉动性和宏观稳定性。

2）辐射强度在发动机喷口附近随喷射距离缓慢下降，喷焰平均辐射强度在近紫外波段和可见光波段都不大于1μW/（sr·mm），在中波红外波段为10mW/（sr·mm）量级，喷焰辐射的近紫外和可见光辐射对总辐射强度贡献很小。

3）辐射光谱具有明显的特征谱带，距发动机喷口160mm处在0.9～8.3μm红外波段内存在中心波长4.364 3μm、半高全宽0.101 6μm的特征辐射带，主要辐射源为CO2.

4）距发动机喷口160mm处的喷焰平均温度约880 K.

（References）

［1］ Paradis P F.Spectroscopic diagnostics of aircraft engines at NRC［C］∥33rd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference＆amp;Exhibit.Seattle，WA，US:AIAA，1997.

［2］ Patrick M C.An optical plume anomaly system to fly on DC-XA［C］∥33rd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference＆amp;Exhibit.Seattle，WA，US:AIAA，1997.

［3］ McVay G P，Bircher FE，TejwaniGD，et al.Development of an atomic absorption system for the Space Shuttle Main Engine［C］∥33rd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference＆amp;Exhibit.Seattle，WA，US:AIAA，1997.

［4］ Tejwani G D，Bircher F E，et al.SSME health monitoring at SSC with exhaust plume emission spectroscopy［C］∥33rd AIAA/ ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference＆amp;Exhibit.Seattle，WA，US:AIAA，1997.

［5］ Markusic T E，Spores R A.Spectroscopic emission measurements of a pulsed plasma thruster plume［C］∥33rd AIAA/ASME/SAE/ ASEE Joint Propulsion Conference＆amp;Exhibit.Seattle，WA，US: AIAA，1997.

［6］ Kurtz J，Nam M K，Beeson H D.Chemical species identification in Space Shuttle Thruster plumes using FTIR spectroscopy［C］∥33rd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference＆amp;Exhibit.Seattle，WA，US:AIAA，1997.

［7］ Jenkins T P，Hanson R K.Soot diagnostic for pulse detonation engine studies［C］∥36th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit.Huntsville，AL，US:AIAA，2000.

［8］ Allen M G，Upschulte B L，Sonnenfroh D M，et al.Infrared characterization of particulate and pollutant emissions from gas turbine combustors［C］∥39th Aerospace Sciences Meeting and Exhibit. Reno，Nevada，US:AIAA，2001.

［9］ Lamoureux N，Western C M，et al.Reinvestigation of the spectroscopy of thetransition of the NCN radical at high temperature:application to quantitative NCN measurement in flames［J］.Combustion and Flame，2013，160（4）:755-765.

［10］ Wilson EW，Jr，Mackey JE，et al.OH emission spectra of hybrid rocket motors using PMMA［C］∥41st AIAA/ASME/SAE/ ASEE Joint Propulsion Conference＆amp;Exhibit.Tucson，Arizona，US:AIAA，2005.

［11］ 袁生学，赵伟，黄志澄.激波风洞中超声速燃烧现象的初步实验研究［J］.燃烧科学与技术，2001，7（2）:149-152. YUAN Sheng-xue，ZHAOWei，HUANG Zhi-cheng.Preliminary experimental investigation on supersonic combustion phenomena with shock tunnel［J］.Journal of Combustion Science and Technology，2001，7（2）:149-152.（in Chinese）

［12］ Maxwell K L，Chouinard A P，Hudson M K.Investigation of metallic molecular bands in hybrid rocket plumes［C］∥35th AIAA/ ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit.Los Angeles，US:AIAA，1999.

［13］ Goldfeld M，Mironov S，Mishunin A.Application of OH radical radiation for determination of kerosene combustion efficiency［C］∥10th AIAA/NAL-NASDA-ISAS International Space Planes and Hypersonic Systemsand Technologies Conference.Kyoto，Japan: AIAA，2001.

［14］ 朱定强，张小英，向红军，等.固体火箭发动机喷流红外辐射实验及计算研究［J］.宇航学报，2008，29（1）:255-259. ZHU Ding-qiang，ZHANG Xiao-ying，XIANG Hong-jun，et al. Measurement and calculation research of infrared radiation for solid rocket motor plume［J］.Journal of Astronautics，2008，29（1）:255-259.（in Chinese）

［15］ Plastinin Y A，Sipatchev H P，Karabadzhak G F，et al.Influence of alumina particles'phase transition on its radiation in the middle infrared and ultraviolet regions of spectrum［C］∥38thAerospace Sciences Meeting and Exhibit.Reno，Nevada，US: AIAA，2000.

［16］ Stryjewski J.Sootmass loading and particle size effects on laser backscatter from rocket plumes［C］∥39th Aerospace Sciences Meeting and Exhibit.Reno，Nevada，US:AIAA，2001.

［17］ Devir A，Lessin A，Lev M，et al.Comparison of calculated and measured radiation from a rocket motor plume［C］∥39th Aerospace Sciences Meeting and Exhibit.Reno，Nevada，US:AIAA，2001.

［18］ Roblin A，Dubois I，Grisch F，et al.Comparison between computations and measurements of a H2/LOX rocket motor plume［C］∥8th AIAA/ASME Joint Thermophysics and Heat Transfer Conference.St.Louis，Missouri，US:AIAA，2002.

［19］ Plastinin Y A，Karabadzhakt G F，Khmelinin B A.Modeling of OH ultraviolet radiation in atlas motor plume and comparison with recent experimental data［C］∥41st AIAA Aerospace Sciences Meeting＆amp;Exhibit.Reno，Nevada，US:AIAA，2003.

［20］ Johnson L K，Spanjers G G，Bromaghim D R，et al.On-orbit optical observations of the ESEX 26 kW ammonia arcjet［C］∥35th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit.Los Angeles，US:AIAA，1999.

［21］ Karabadzhak G F，Plastinin Y，Szhenov E，et al.Mir-based measurements of the ultraviolet emissions from rocket exhaust plume interactions with the atmosphere at 380km altitude［C］∥38th Aerospace Sciences Meeting and Exhibit.Reno，Nevada，US:AIAA，2000.

［22］ Karabadzhak G F，Khmelinin B A，Plastinin Y A，et al.Analysis of new spacecraft plume glow data taken onboard of the Mir Space Station［C］∥41st AIAA Aerospace Sciences Meeting＆amp; Exhibit.Reno，Nevada，US:AIAA，2003.

［23］ BouchezM，Minard JP，Legras O，et al.RAPIERE-an innovative industrial optical measurement system for scramjet flows［C］∥10th AIAA/NAL-NASDA-ISAS International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference.Kyoto，Japan: AIAA，2001.

［24］ Peterson K A，Oh D B.Quantitative，high sensitivity diagnostics of combustion radicals using wavelength modulated UV sources［C］∥38th Aerospace Sciences Meeting and Exhibit.Reno，Nevada，US:AIAA，2000.

［25］ Anderson T，Barron J R，et al.Combustion exhaust measurements using a diode-laser-based ultraviolet absorption sensor for nitric oxide［C］∥41st AIAA Aerospace Sciences Meeting＆amp;Exhibit.Reno，Nevada，US:AIAA，2003.

［26］ Griffiths A D，Houwing A F P.Diode laser absorption spectroscopy of water vapor in a scramjet combustor［J］.Applied Optics， 2005，44（31）:6653-6659.

［27］ Gregory B R，Liu TC，Jay B J，etal.Diode laser sensor for gas temperature and H2O concentration in a scramjet combustor using wavelength modulation spectroscopy［C］∥41st AIAA/ASME/ SAE/ASEE Joint Propulsion Conference＆amp;Exhibit.Tucson，Arizona，US:AIAA，2005.

［28］ Gruber M，Carter C，Ryan M.Laser-based measurements of OH，temperature，and water vapor concentration in a hydrocarbon-fueled scramjet［C］∥44th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference＆amp;Exhibit.Harford CT，US:AIAA，2008.

［29］ Lee T，Jeffries J，Hanson R，etal.Quantitative NO-LIF temperature imaging in high pressure flames［C］∥41st AIAA Aerospace Sciences Meeting＆amp;Exhibit.Reno，Nevada，US:AIAA，2003.

［30］ Yang P，Seitzman JM.Soot concentration and velocity measurement in an acoustic burner［C］∥41st AIAA Aerospace Sciences Meeting＆amp;Exhibit.Reno，Nevada，US:AIAA，2003.

［31］ Micka D J，Driscoll J F.Reaction zone imaging in a dual-mode scramjet combustor using CH-PLIF［C］∥44th AIAA/ASME/ SAE/ASEE Joint Propulsion Conference＆amp;Exhibit，Harford CT，US:AIAA，2008.

［32］ 耿辉，翟振辰，桑艳，等.利用OH-PLIF技术显示超声速燃烧的火焰结构［J］.国防科技大学学报，2006，28（2）:1-6. GENG Hui，ZHAI Zhen-chen，SANG Yan，et al.Reveal the flame structure of supersonic combustion using OH-PLIF technology［J］.Journal of National University of Defense Technology，2006，28（2）:1-6.（in Chinese）

［33］ 杨仕润，赵建荣，俞刚，等.超音速燃烧室氢氧基平面激光诱导荧光测量［J］.激光技术，2004，28（1）:20-22. YANG Shi-run，ZHAO Jian-rong，YUGong，et al.Planar laser induced fluorescence imaging of OH radical in supersonic combustor［J］.Laser Technology，2004，28（1）:20-22.（in Chinese）

［34］ 范周琴，刘卫东，林志勇，等.凹腔喷射超声速燃烧火焰结构实验研究［J］.推进技术，2013，34（1）:62-68. FAN Zhou-qin，LIU Wei-dong，LIN Zhi-yong，etal.Experimental investigation on supersonic combustion flame structure with cavity injectors［J］.Journal of Propulsion Technology，2013，34（1）:62-68.（in Chinese）

［35］ Schmidt JR.Strategies for optical measurements in rocket plumes［D］.Wisconsin:University of Wisconsin-Madison，2006.

［36］ 费立森煤油在冷态超声速气流中喷射和雾化现象的初步研究［D］.合肥:中国科学技术大学，2007. FEI Li-sen，Pilot study onthe injection and atomization of kerosene in cold supersonic flow［D］.Hefei:University of Science and Technology of China，2007.（in Chinese）

Experimental Research on Exhaust Plume Radiation of Scram jet

ZENG Xue-jun1，SHI An-hua2，HAN Dong2，LI Xiang-dong1，HU Hua-yu2，ZHANG Jun2
（1.Mianyang Division，Science and Technology on Scramjet Laboratory，China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang 621000，Sichuan，China；2.Hypervelocity Aerodynamics Institute，China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang 621000，Sichuan，China）

The radiation measurement methods and test of scramjet exhaust plume are introduced.The exhaust plume radiation intensity and spectrum from 1m scale level scramjet are obtained for the aerial kerosene fuel under the test state of Mach number6 with equivalent fuel-to-air ratio of0.8.The radiation intensities of near ultraviolet band，near ultraviolet to visible light band，and mid-infrared band are reduced slowly along the exhaust direction near the exit of the scramjet.The high frequency instability and low frequency stability of radiation intensity reflect the micro instability and macro stability of combustion. According to the spectrum of plume，the radiation energy concentrates around the band of 4.364 3μm. The main radiation component is identified to be CO2.

basic disciplines of aerospace science and technology；scramjet；exhaust plume；radiation intensity；spectrum

O432.1

A

1000-1093（2016）09-1655-07

10.3969/j.issn.1000-1093.2016.09.015

2016-01-19

装备预先研究基金项目（9140A03030111KG903）

曾学军（1962—），男，研究员，博士生导师。E-mail:ahtrc@cardc.cn；石安华（1968—），男，研究员。E-mail:shianhua@cardc.cn