专利名称：一种用于爆震燃烧研究的超声速地面实验风洞的制作方法
技术领域：
本发明涉及应用于航空、航天的吸气式超声速爆震发动机研究的地面试验系统， 可生成模拟实际高空条件下最高总温2000K、总压2MPa以上且当量比大范围变化的超声速 预混气流。
背景技术：
爆震燃烧具有能量释放速率快、热力循环效率高等优点，在推进领域中一直都备 受关注，目前采用爆震燃烧的超声速脉冲爆震发动机、斜爆震发动机等，已迅速成为高超声 速飞行器推进系统的研究热点。连续式高焓预混超声速气流加热器是超声速脉冲爆震发动 机、斜爆震发动机等地面模拟试验系统的关键设备，它连续产生模拟超声速爆震发动机入 口条件的超声速高焓预混气。预混超声速气流加热器与超声速爆震试验段和真空舱共同组 成超声速爆震发动机地面实验风洞。超声速预混实验风洞技术是吸气式超声速爆震发动机 地面试验的核心技术，也是研究采用爆震燃烧形式的超声速冲压发动机技术的必备。在超声速预混气流中进行爆震起爆和发展机理研究要求实验风洞预热燃烧室满 足总压高于IMPa，总温范围宽(1000 ^OOK)、空气流量大于lKg、预混气当量比调节范 围大、风洞出口流场品质高，可靠点火、稳定燃烧，对于燃烧室内表面局部过热有可靠的热 防护。目前国内外进行超声速爆震实验通常采用实验件高速运动、斜激波管设备等几 禾中方式° 目前公开报道的有论文〈〈Studies in connection with stabilized gaseous detonations waves》中介绍的冲压加速弹。该实验需通过发射器把加速弹或实验件加 速到特定的速度并进入预混实验气体中。一个固有的缺陷是由于实验件一般质量较轻， 运动中受到的阻力很大，特别当实验件前端产生爆震燃烧时将导致运动速度迅速下降。 论文《Onset of oblique detonation waves !comparison between experimental and numerical results for hydrogen-air mixtures》禾口《Three-dimensional structure of stabilization of oblique detonation wave in hypersonic flow》中介绍的斜激波管设 备，如图1，该设备先产生可爆驱动气体A与预混可燃实验气体B，初始压力相同并用一层约 10 μ m的薄膜隔开，混合物A的CJ爆震速度要比混合物B的大。实验时先在驱动混合物A 中产生速度为D。」的自持CJ爆震波，由于爆震波后压力上升，导致薄膜向混合物B中偏转形 成气动斜劈，并在实验气体B中产生以Dcu.速度传播的斜激波或斜爆震波。可通过调节驱动 气体A的成分来产生不同的气动斜劈角度与传播速度。这种实验设备的一个固有缺点是采 用了气动斜劈，一旦在混合物B中产生爆震，由于波后压力上升将导致薄膜再次发生偏转， 出现斜爆震状态难以控制等问题。目前主要用来研究来流马赫数与混合物的活性对斜激波 向斜爆震转变的影响。上述两种实验设备的共同问题是产生的斜爆震相对实验观测是高 速运动的，所以有效实验时间很短，难以进行起爆和发展动态过程研究；由于静止预混气体 是预先均勻混合的，为防止出现自燃爆炸等安全问题，预混气体的静温通常为常温。另一类进行预混超声速气流爆震研究的实验系统为激波膨胀管实验设备。论文((Expansion tube experiments for the investigation of ram-accelerator-related combustion and gasdynamic problems》， 论 文《Shock-induced combustion in high-speed wedge flows》禾口论文《Expansion tube investigation of ram accelerator projectile flow filelds))公布的超声速预混气流爆震研究实验系统实均由高压驱动段、 预混实验气体驱动段以及低压膨胀加速段组成，如错误！未找到引用源。所示。当驱动气 体压力达到设计值时，通过一定方式使主膜破裂，将在预混实验气体中产生很强的激波，使 得波后预混气体的温度与压力较高，流动马赫数可达2左右。当二级膜破后，由于加速气体 压力很低，预混实验气体进一步膨胀加速直到达到设计的工况。此实验方案的最大优点是 可保持实验件静止，缺陷在于采用激波管技术，实验有效时间非常短，一般只有100 μ s到 200 μ s ；虽然脉冲设备理论上可达到极高的总焓，但为防止在二级驱动段发生自燃，激波后 预混气体静温一般设计得较低，所以总焓受到一定的限制；由于激波管设备需要经过很长 管道的加速，边界层变得很厚，导致预混气流流场品质降低，并出现边界层高温区的自燃问 题。以上采用实验件高速运动、脉冲式激波风洞等实验方案，有效实验时间很短，通常 在微秒量级；产生的预混气流初始静温较低，一般为300Κ以下；工况参数调节范围有限。这 类实验方案都不便于进行高静温预混超声速气流中爆震起爆和发展等非定常现象的研究。 难以满足超声速爆震发动机研制所需的，连续工作和高静温来流等方面要求，无法进行爆 震起爆和发展过程的动态研究。目前公开报道的连续式超声速预混实验风洞只在俄罗斯新西伯利亚理论与 应用力学研究所研制成功，该实验风洞由气体供应系统、蓄热器、混合室、超声速喷管 组成论文〈〈Structure and propagation of detonations in gaseous mixtures in supersonic flow》禾口俄罗斯专利 No. 2157909 :《Supersonic pulsed detonation ramjet engine (SPDRE) and the way of operation of SPDRE》的Φ0. lm, ^ 2. 0m ^ ^! 焓高压空气膨胀产生超声速气流的连续式实验风洞，该实验风洞能保证每个工作周期内超 声速来流的Ma = 3-7，静压P彡200atm，静温T彡700K，持续工作时间为Is。但实验周期 长，费用高，总温低。在预热空气中加入燃料时，为了得到较好的混合效果，一种途径是在膨胀前的低 速气流中加入要燃料，但是此时气流的温度和压力很高，加入燃料容易发生燃烧。另一种 思路是论文《Research of supersonic combustion》禾口论文《A study of supersonic combustion》公布的在气流膨胀、静温下降后再通过喷射杆加入燃料，这种方式虽然避免了 预着火，但混合效率非常低，且在超声速流场中放置喷射杆将对气流造成很大的干扰，此设 计后来很少被采用。从以上列举的超声速预混实验风洞可知，目前采用燃烧方案的超声速预混实验风 洞需要在以下几个方面进行改进1、预混气高总焓2、预混气当量比大范围可调3、预混气混合均勻性好4、防止预混气进入实验段前出现预着火5、降低实验段的反压，提高超声速气流马赫数
发明内容
本发明目的综合上述超声速预混实验系统的设计特点，结合燃烧型加热器与阵 列喷管的设计思想，并把实验段连接到真空舱中，研制能产生混合均勻性好的连续式预混 超声速气流的实验风洞。本发明的技术方案是一种用于爆震研究的连续式超声速预混实验风洞，包括超 声速预混加热器、实验段及真空舱，超声速预混加热器包括喷注器6、预热燃烧室1、阵列喷 管模块、混合段3 ；阵列喷管模块包括阵列喷管5与燃料阵列喷嘴4 ；预热燃烧室1与阵列 喷管5采用法兰连接，阵列喷管5与混合段3模块采用法兰连接；喷注器6与预热燃烧室1 采用法兰连接，喷注器采用多对对撞式喷嘴阵列排布方式，喷注器组合件由喷注器本体、接 管嘴和喷注器盖板组成。预热燃烧室1包括头部、燃烧室圆筒段与燃烧室圆转方段，预热燃烧室头部包括 喷注器、冷却盖板等，喷注器与圆筒段同轴对接，燃烧室圆筒段与圆转方段采用整体加工的 方式，预热燃烧室出口为燃烧室圆转方段。燃烧室圆转方段与阵列喷管采用法兰连接。阵列喷管与混合段采用法兰连接方 式。采用这样的模块化设计方法，可以方便更换喷管为试验段提供多喷管出口气流Ma 数的选择。喷注器采用多对对撞式喷嘴阵列排布方式，喷注器组合件由喷注器本体、接管嘴 和喷注器盖板组成。喷注器本体是喷嘴与冷却通道的集合体，采用这种耦合设计可减少结 构质量，强化冷却性能，提高系统可靠性。喷嘴采用对撞式喷孔设计，使用氧气和氢气作为 推进剂。对撞式喷嘴包括空气喷孔11、氢喷孔9，多对喷嘴沿周向阵列均勻布置。氧气喷 嘴8沿喷注器的内壁周向阵列均勻布置。采用氢气作为燃料可以保证加热器可靠的点火与 燃烧，对实验段预混空气污染小，产生热值高。在喷注器中心安装电火花塞，采用火花点火 方式可以有效的缩短实验准备时间，保证点火的可靠性。为了保证预热燃烧室更高的结构强度，更方便喷注器及冷却道的排布，预热燃烧 室身部采用圆筒形设计。又由于超声速爆震实验段采用矩形设计的需要，预热燃烧室在出 口处设计圆转方结构以方便与超声速爆震试验段进行配接，在预热燃烧室出口进行一级收 缩，能初步整流并实现流道型面由圆向方的过渡。预热燃烧室采用先燃烧氢气和空气再补 入空气或氧气的方式得到高温高压的富氧气体来模拟来流空气，其总温总压连续可调。空气加热器燃烧室由预热燃烧室(1)与冷却夹套(12)焊接而成。预热燃烧室采用三组元燃烧方式，采用先进行氢气和空气燃烧再补氧气或空气的 方式，氢气与空气燃烧既能有效的降低燃烧剧烈区局部的温度，降低热防护的难度，又能在 保证燃烧总放热量不变的条件下，提高混合气的温度均勻性。预混气燃料喷注位置设计在 气流膨胀降温后的超声速气流中，在阵列喷管面上采用不同角度交错多个位置喷射方式加 入燃料，既有效的防止了预着火发生，又能达到较好的混合效果，还能减少对气流的干扰， 完全可满足超声速爆震实验研究的要求。同时，在混合段采用有效的冷却方式，可以完全避 免混合段边界层着火及边界层火焰前传。阵列喷管即为设置多个平行分布的喷管，喷管采用特征线设计准则，保证喷管出口气流良好的品质。阵列喷管5通过在阵列喷管喉部安装喷管隔段13，形成多个平行分布 的二维喷管，阵列喷管5截面上分布多个冷却孔14。在阵列喷管后端、气体已充分膨胀加 速并降温的位置设置多个燃料喷注孔4。这些燃料喷注孔之间具有一定间隔和角度，这些 燃料喷注孔的设计要权衡燃料的混合性能与喷注引起的流动损失，要尽可能的增加燃料的 穿透深度，同时减小喷流引起的总压损失。同时设计不同角度间隔交错喷注能形成较好的 湍流扰动，增加超声速气流中燃料混合效率。其特点为(1)在超声速气流横截面上多个位 置加入燃料进行混合，大大增强了混合效果；( 多喷嘴间采用交错角度设计，形成湍流扰 动，增强超声速中的混合效率；C3)由于燃料喷注孔分布在喷管扩张后的位置，预热气体静 温因膨胀而下降到着火温度以下，可有效防止混合段中预着火；(4)喷注孔布置在喷管型 面上，且喷注与气流方向的夹角较小，尽可能减小燃料加入对超声速气流的干扰。在阵列喷 管侧壁设计有燃料积气腔，可以有效的保证多喷孔的喷注压力一致。混合段是用来增加燃料和氧化剂混合距离以提高混合均勻度的矩形通道。为弥补 气流边界层的增长，混合段四个壁面以一定的小角度扩张。经过混合段超声速预混气不断 加速掺混，形成满足条件的连续高焓的超声速预混气。同时，混合段的冷却设计能很好的防 止混合段内的边界层着火现象，并防止火焰在低速边界层前传。冷却外套25与混合段3的 外壁之间形成冷却槽道26。实验中根据研究需要通过调节预热燃烧室的燃气总温来控制预混气温度，通过调 节总流量来控制实验风洞出口压力。对于给定的喷管型面，喷管出口气流马赫数基本不变， 但可通过适当调节预热空气的静温与混合气体的平均比热比来得到不同的预混气流速度。 预混气当量比通过调节喷管段的燃料流量来改变。由于实验段直接放置在大气环境中，实 验风洞出口压力设计为一个大气压左右，以减少在实验段气流中出现的波系。实验中要求该连续式实验风洞能够长时间可靠工作，分别对加热器喷注器、身部、 阵列喷管及混合段进行分段冷却。在喷注器面板外侧布置有冷却槽道，采用排放式水冷却 的方式对预热加热器喷注器进行有效的热防护。在加热器身部设计阵列排布的冷却道结 构，冷却道采用铣槽结构，固定槽宽，在身部收缩段改变肋宽保证冷却道数目不变。在阵列 喷管段，在矩形喷管侧壁设计积液腔，积液腔中的冷却水通过喷管上下壁面的孔型冷却道 对喷管零件进行冷却。该设计利用喷管材料良好的导热性能，大大简化了矩形喷管段的冷 却结构，同时保证了良好的冷却效果。当混合段没有进行冷却时，随着壁面温度和边界层温 度升高，在某些特定工况下在预混段中出现了延迟着火现象，即混合段中的预混气体正常 工作一段时间后发生了预着火。针对这些工况，在混合段外壁进行简单的冷却能有效降低 发生预着火的可能性。本发明的工作过程是适当比例的空气、氢气通过对撞式进入预热燃烧室，同时在喷注面板外圈喷入氧 气，在电火花点火器的作用下燃烧放热，可获得最高总温2000K以上、总压2MPa以上的高温 空气。通过阵列式的Laval喷管的加速作用，形成最高马赫数4以上的模拟气来流，同时， 在阵列喷管后段交错布置的喷注孔向超声速气流中加入燃料。通过混合段混合增强，在实 验段产生满足实验条件的连续高焓的超声速预混气。实验段后连接真空舱，有效抽除实验 段燃烧废气。采用本发明可以达到以下技术效果
1、预热燃烧室采用三组元燃烧方式，先对撞式喷注燃烧氢气和空气，再从外圈补 入氧气或空气，可满足产生不同含氧量的高温高压模拟气；能有效的降低燃烧剧烈区局 部的温度，降低热防护的难度；能在保证燃烧总放热量不变的条件下，提高混合气的温度均 勻性。这种方式生成空气模拟气最高总温2000K、总压2MPa以上。2、高温高压燃气经过阵列式二维Iaval喷管加速膨胀，同时在喷管表面分布式地 交错喷注燃料，可形成喷管出口气流最高马赫数4以上满足实验条件的超声速预混气。这 种小角度、交错喷注方式不仅能迅速增强混合，还能减少在超声速气流中诱导的激波损失。 另外，在膨胀后的低静温超声速气流中加入燃料，降低预着火风险的同时增大预混气的当 量比调节范围。3、在混合段外壁面上设置冷却结构，可减少由于边界层流动滞止、温度升高所导 致的预着火，以及防止在边界层内的火焰前传。4、在实验段后连接到真空舱，可降低实验段反压，拓宽实验风洞中超声速气流马 赫数的设计范围。5、本发明设计的采用燃烧加热方案的超声速预混实验风洞还具有结构紧凑，试 验成本低，试验周期短等诸多优点。
图1斜激波管示意2激波膨胀管示意3俄罗斯理论与应用力学研究所研制的Φ0. lm，长2. Om的连续式实验风洞结构
示意图。图4超声速预混气地面试验风洞图5超声速连续式预混加热器图6加热器头部喷注面板结构7加热器头部喷注面板剖面8喷注器的冷却结构9预热燃烧室身部结构10预热燃烧室内衬外壁面冷却槽结构示意11阵列喷管侧壁的冷却水循环结构及燃料氢供应结构12阵列喷管冷却结构13阵列喷管燃料氢喷注结构14阵列喷管燃料氢喷注结构A-A剖面15阵列喷管燃料氢喷注结构B-B剖面16预混燃料喷注孔局部示意17混合段示意图
具体实施例方式错误！未找到引用源。是俄罗斯理论与应用力学研究所研制的Φ0. lm，长2. Om的 连续式实验风洞结构示意图。该实验风洞采用高压空气作为气源，冷空气通过压力调节系统进入预燃室1，在这里高压空气流经电热式空气加热器2提高总温；在压力的驱动下热 空气进入混合室3，并在此处与燃料喷嘴4喷入的氢进行混合；最后通过喷管5的加速，获 得满足实验条件的连续超声速预混气流。图4是本发明设计的超声速预混气地面试验风洞，包括超声速预混加热器、实验 段及真空舱。超声速预混加热器包括喷注器6、预热燃烧室1、阵列喷管模块、混合段3。阵 列喷管模块包括阵列喷管5与燃料阵列喷嘴4共同组成。预热燃烧室1与阵列喷管5采用 法兰连接，阵列喷管5与混合段3模块也采用法兰连接。喷注器6与预热燃烧室1采用法 兰连接，喷注器采用多对对撞式喷嘴阵列排布方式，喷注器组合件由喷注器本体、接管嘴和 喷注器盖板组成。该实验风洞设计采用分段模块化的设计思想，喷注器6与预热燃烧室1采用法兰 连接，组成加热器燃烧室，采用燃烧氢气和空气气再补空气或氧气的方式得到高温高压的 富氧气体来模拟来流空气；该加热器燃烧室可通过更改喷注器6的对撞喷嘴阵列方式和空 气流量，为超声速爆震试验段提供不同流量的连续高焓空气来流；该喷注器6通过控制氢 气/氧气的流量，实现加热器总温总压连续可调。本发明在高温富氧空气经喷管膨胀加速、 降温后，再喷入燃料形成预混气，可有效的防止超声速爆震实验段前的预着火现象。通过改 变阵列喷管喉部大小及喷管设计形面为超声速爆震实验段提供不同Ma数条件的连续高焓 预混来流；由于阵列喷管5较短，本发明采用这种前后法兰连套设计，有效的简化了阵列喷 管5的连接设计，为阵列喷管5的冷却设计提供了更大的空间。喷注器6的主要部分由错误！未找到引用源。所示，该喷注器采用对撞式喷嘴，对 撞式喷嘴包括空气喷孔11、氢喷孔9。多对喷嘴沿周向阵列均勻布置。考虑到加工工艺中 存在的困难，氢喷孔9采用直孔，与之对撞的空气喷孔11采用斜孔。喷注器中心安装电火 花塞7，保证加热器点火的可靠性，有效的缩短实验周期。为形成富氧的高焓空气，补氧的氧 气从氧气喷嘴8进入预热燃烧室1，氧气喷嘴8沿喷注器的内壁周向阵列均勻布置，能很好 的满足混合均勻性的要求。喷注器设置有测压孔对。喷注器6背面设计有冷却槽10，如图 8，采用排放式水冷却的设计能有效的保护喷注器6，保证空气加热器长时间工作，为超声速 爆震试验段提供连续的高焓来流。空气加热器燃烧室由预热燃烧室1与冷却夹套12焊接而成，如图9。预热燃烧室 1为圆筒型设计，如图10，其外壁面采用切铣的方式加工有冷却槽17和肋片16。冷却槽17 和肋片16采用周向阵列的方式均勻分布在燃烧室身部，以保证均勻冷却。在燃烧室收缩 段，冷却槽17宽度不变，肋片16宽度缩小的，进行逐渐过渡，该设计保证冷却液流阻恒定， 同时便于加工。预热燃烧室1出口进行一级收缩，设计了圆转方段18，能初步整流并实现 流道型面由圆向方的过渡。阵列喷管5通过在阵列喷管喉部安装喷管隔段13，形成多个平行分布的二维喷 管，如图4和图12。阵列喷管5截面上分布多个冷却孔14，实现对阵列喷管5的冷却。由 于喷管喉部面积最小，通常是整个实验风洞热流密度最大的地方，本发明采用这种排放式 水冷却的方法对此处进行了有效的热防护。如错误！未找到引用源。1，冷却水从水供应管 路19进入冷却水积液腔20，在此处分多路流入图12的冷却孔14中，再从喷管另一侧的对 称结构中排出。图12中对阵列喷管5上所有的冷却孔14进行了标注，冷却水从这些孔中 流过对阵列喷管5周身进行冷却。
为防止预混气进入试验段之前出现预着火，在阵列喷管后端、气体已充分膨胀加 速并降温的位置设置多个燃料喷注孔4，如图4。为了在超声速气流横截面上多个位置加入 燃料以增强混合，在喷管每个型面的适当位置，布置多排一定间隔和特定角度的燃料喷注 孔4，如图13，喷注孔布置在喷管型面上，且喷注与气流方向的夹角较小，尽可能减小燃料 加入对超声速气流的干扰。如图11，燃料氢由氢气供应管路22进入燃料积气腔21，然后通过与积气腔21相 连的燃料供应孔15 (如图1 ，进入到分布在阵列喷管5壁面上的多个燃料喷孔4，从而喷 入超声速富氧的主流形成预混气。该超声速高焓预混气经过混合段3充分混合即形成满足实验条件的连续超声速 高焓预混气流。如图17所示，混合段采用排放式水冷却方式，冷却外套25与混合段3的外 壁之间形成冷却槽道沈，形成满足试验工况的冷却设计，能够很好的防止因混合段边界层 过热而出现的边界层预混气着火现象。
权利要求
1.一种用于爆震燃烧研究的超声速地面实验风洞，包括超声速预混加热器、实验段及 真空舱，其特征在于，超声速预混加热器包括喷注器(6)、预热燃烧室(1)、阵列喷管模块、 混合段(3)；阵列喷管模块包括阵列喷管(5)与燃料阵列喷嘴；预热燃烧室(1)与阵列 喷管( 采用法兰连接，阵列喷管( 与混合段( 采用法兰连接；喷注器(6)与预热燃烧 室(1)采用法兰连接；喷注器采用多对对撞式喷嘴阵列排布方式，喷注器组合件由喷注器 本体、接管嘴和喷注器盖板组成。
2.根据权利要求1所述的一种用于爆震燃烧研究的超声速地面实验风洞，其特征在 于对撞式喷嘴包括空气喷孔(11)、氢喷孔(9)，多对喷嘴沿周向阵列均勻布置。
3.根据权利要求1所述的一种用于爆震燃烧研究的超声速地面实验风洞，其特征在 于氧气喷嘴(8)沿喷注器的内壁周向阵列均勻布置。
4.根据权利要求1所述的一种用于爆震燃烧研究的超声速地面实验风洞，其特征在 于空气加热器燃烧室由预热燃烧室(1)与冷却夹套(1 焊接而成，预热燃烧室(1)为圆 筒型设计，其外壁面采用切铣的方式加工有冷却槽(17)和肋片(16)，冷却槽(17)和肋片 (16)采用周向阵列的方式均勻分布在燃烧室身部，预热燃烧室(1)出口进行一级收缩，设 计了圆转方段(18)。
5.根据权利要求1所述的一种用于爆震燃烧研究的超声速地面实验风洞，其特征在 于阵列喷管(5)通过在阵列喷管喉部安装喷管隔段(13)，形成多个平行分布的二维喷管， 阵列喷管(5)截面上分布多个冷却孔(14)。
6.根据权利要求1所述的一种用于爆震燃烧研究的超声速地面实验风洞，其特征在 于冷却外套05)与混合段(3)的外壁之间形成冷却槽道06)。
7.根据权利要求1所述的一种用于爆震燃烧研究的超声速地面实验风洞，其特征在 于在阵列喷管后端、气体已充分膨胀加速并降温的位置设置多个燃料喷注孔G)。
8.根据权利要求1所述的一种用于爆震燃烧研究的超声速地面实验风洞，其特征在 于预热燃烧室采用三组元燃烧方式，即先燃烧氢气和空气再补入空气或氧气。
9.根据权利要求1所述的一种用于爆震燃烧研究的超声速地面实验风洞，其特征在 于氢喷孔(9)采用直孔，与之对撞的空气喷孔(11)采用斜孔。
全文摘要
本发明公开了一种用于爆震燃烧研究的超声速地面实验风洞。该实验风洞，包括超声速预混加热器、实验段及真空舱，超声速预混加热器包括喷注器6、预热燃烧室1、阵列喷管模块、混合段3。预热燃烧室采用三种组元进行燃烧，通过燃烧氢气和空气再补氧气或空气，同时设计成对撞式喷注方式。这种技术的优点有可有效降低燃烧局部高温，降轻热防护难度；能保证混合气温度、组分等流场参数的均匀性；可任意调节混合气的含氧量。在实验段后连接到真空舱，可降低实验段反压，拓宽实验风洞中超声速气流马赫数的设计范围。
文档编号G01M9/02GK102121870SQ20101059474
公开日2011年7月13日 申请日期2010年12月17日 优先权日2010年12月17日
发明者吴海燕, 周进, 李自然, 林志勇, 赖林, 韩旭 申请人:中国人民解放军国防科学技术大学