趙 坤，刁志成，何立明，曾 昊，杜宏亮，劉圣平

（1.空軍工程大學(xué)航空工程學(xué)院，西安710038；2.中國人民解放軍某部隊，天津301700；3.中國人民解放軍某部隊，北京100076）

0 引言

2級脈沖爆震發(fā)動機[1-2]（2-Stage Pulse Detonation Engine）是1種基于激波聚焦起爆爆震方式的新概念脈沖爆震發(fā)動機，由俄羅斯的Levin教授首次提出，具有結(jié)構(gòu)簡單、尺寸小和質(zhì)量輕、不需要額外點火起爆裝置及機械閥、爆震頻率高等諸多優(yōu)點。其工作過程主要分為2個階段[3]：第1階段：霧化燃油與空氣混合在預(yù)燃室內(nèi)富油燃燒，將大分子燃油裂解為化學(xué)活性高的小分子中間產(chǎn)物，形成易燃混合氣；第2階段：易燃混合氣與第2股空氣再次混合后經(jīng)過環(huán)形射流噴管以超聲速射流形式噴入凹面腔，在凹面腔內(nèi)對撞誘導(dǎo)激波聚焦起爆爆震。其中，超聲速射流對撞誘導(dǎo)激波聚焦起爆爆震是2級脈沖爆震發(fā)動機工作的關(guān)鍵環(huán)節(jié)。

目前，國內(nèi)外學(xué)者對超聲速射流對撞誘導(dǎo)激波聚焦起爆爆震開展了大量的研究工作[4-9]，但是無論是試驗還是數(shù)值模擬方面，目前的研究多集中于暫沖式激波的對撞、聚焦，對于連續(xù)超聲速射流對撞誘導(dǎo)激波聚焦的研究較少，僅有少數(shù)單位開展過相關(guān)試驗，而且主要進行的是2級脈沖爆震發(fā)動機的整機試驗，偏重于宏觀分析，對連續(xù)超聲速射流對撞詳細機理的研究還不夠充分。本文在前人[10-13]研究的基礎(chǔ)上，開展了自由空間內(nèi)連續(xù)超聲速射流對撞的試驗，通過分析流場陰影、動態(tài)壓力和輻射噪聲揭示連續(xù)超聲速射流對撞的機理。

1 試驗系統(tǒng)

試驗系統(tǒng)主要包括供氣系統(tǒng)、射流對撞試驗段、陰影拍攝系統(tǒng)（如圖1所示）和壓力測量系統(tǒng)（如圖2所示）。供氣系統(tǒng)包括空壓機、儲氣罐和冷干機，首先空壓機將空氣壓縮儲存在儲氣罐內(nèi)，當(dāng)達到設(shè)定壓力后打開閥門，高壓氣體經(jīng)過冷干機冷卻干燥并去除雜質(zhì)后進入試驗段，通過拉瓦爾噴管噴出。試驗段主要包括2個相對設(shè)置的穩(wěn)壓罐及拉瓦爾噴管，其中拉瓦爾噴管的尺寸設(shè)計由式（1）、（2）決定。即在設(shè)計射流馬赫數(shù)Ma為1.5的情況下，拉瓦爾噴管入口壓力為0.367 MPa，噴管出口面積（A2）與喉部面積（A1）之比A2/A1=1.345。

圖1 紋影拍攝系統(tǒng)

圖2 壓力測量系統(tǒng)

式中：p0為拉瓦噴管入口壓力；p1為拉瓦噴管出口壓力；k為空氣熱力指數(shù)；Ma為射流馬赫數(shù)。

陰影拍攝系統(tǒng)包括光源、凹面鏡和CCD高速相機，其中高速相機的拍攝頻率為115000幀/s，曝光時間為960 ns，照片分辨率為128×256。壓力測量系統(tǒng)主要包括測量2個噴管中點的PCB動態(tài)壓力傳感器、測量拉瓦爾噴管入口前總壓的總壓傳感器、測量射流對撞區(qū)域輻射噪聲的聲壓傳感器以及相應(yīng)的數(shù)據(jù)采集器，由于PCB動態(tài)壓力傳感器位于射流對撞區(qū)域，必然會影響流場，根據(jù)多次試驗結(jié)果的分析，其壓力測量的不確定度為5.12%。

2 試驗結(jié)果與分析

由于高壓氣流從儲氣罐流向拉瓦爾噴管的過程中會有壓力損失，所以首先通過空氣壓縮機向儲氣罐內(nèi)壓縮氣體達到0.5 MPa，然后打開閥門，穩(wěn)壓罐內(nèi)的壓力瞬間升高后逐漸下降，當(dāng)總壓傳感器測量到的壓力下降到0.367 MPa時，啟動高速相機并拍攝0.2 s，同時測量射流對撞中心的動態(tài)壓力及輻射噪聲的聲壓。

2.1 流場演化分析

通過分析射流對撞區(qū)域的陰影圖片，觀測到了超聲速射流對撞后產(chǎn)生的激波陣面的演化過程以及激波的一些特殊運動模態(tài)。

圖3 拉鋸脈動模態(tài)的陰影

超聲速射流對撞后產(chǎn)生左右2個激波陣面，同時在水平方向呈現(xiàn)出周期性的小幅高頻拉鋸式脈動。激波拉鋸脈動模態(tài)的流場演化過程如圖3所示，即射流對撞后形成的激波陣面經(jīng)歷從合并到分開再到合并的過程。在t=75697 μs時，2股超聲速射流對撞后能量迅速聚集并形成1道狹長的激波，在陰影照片中明顯可見對撞面呈現(xiàn)1道細線，隨后對撞區(qū)域逐漸變寬，對撞后形成的狹長激波分開形成左右2個激波陣面（如圖 3（b）所示），在 t=76077 μs時射流對撞區(qū)域?qū)挾冗_到最大，激波陣面運動至左右極限位置；之后對撞區(qū)域逐漸變窄，左右激波陣面逐漸合并（如圖5（d）所示），在 t=76552 μs時，對撞區(qū)域?qū)挾冗_到最小，左右兩側(cè)激波陣面合并形成2道狹長的激波，此時完成對撞激波的拉鋸脈動模態(tài)循環(huán)；之后對撞區(qū)域再次變寬，狹長激波再次分開形成左右2個激波陣面，進入下1個循環(huán)。激波在水平方向呈現(xiàn)周期性的拉鋸式脈動，原因在于射流對撞區(qū)域的壓力周期性的增大與減小。兩側(cè)射流對撞導(dǎo)致對撞區(qū)域的能量瞬間聚集，從而產(chǎn)生激波，同時對撞區(qū)域的壓力迅速增大直到大于兩側(cè)射流的壓力，此時在壓差的作用下，兩側(cè)射流分開，在陰影圖中呈現(xiàn)的就是激波陣面的分開，當(dāng)射流分開后，對撞區(qū)域的壓力下降直到低于2側(cè)射流的壓力，當(dāng)射流再次對撞，在陰影圖中呈現(xiàn)出激波陣面的合并，此時射流對撞的1個循環(huán)完成。

圖4 左右搖擺模態(tài)的陰影

通過觀察陰影圖片，觀測到除激波的拉鋸脈動模態(tài)之外，射流對撞后形成的激波還呈現(xiàn)出2種特殊的運動模態(tài)：左右搖擺模態(tài)與弓形旋擰模態(tài)。

激波的左右搖擺模態(tài)陰影如圖4所示，從圖中可見，射流對撞后形成的激波呈現(xiàn)周期性的左右搖擺。在t=92513 μs時，激波處于左右搖擺模態(tài)的初始狀態(tài)，與2個噴管的對稱面平行，隨后激波逆時針偏轉(zhuǎn)并在t=92531 μs時到達極限位置；之后激波又順時針偏轉(zhuǎn)，在t=92559 μs時與對稱面平行，直到在t=92576 μs時到達極限位置；隨后再次反向沿逆時針偏轉(zhuǎn)并在t=92594 μs時與對稱面平行，完成左右搖擺模態(tài)1個循環(huán)；之后激波繼續(xù)逆時針偏轉(zhuǎn)，進入下1個循環(huán)。

圖5 弓形旋擰模態(tài)的陰影

激波的弓形旋擰模態(tài)陰影如圖5所示，首先在t=15109 μs時激波與2個噴管的對稱面平行，然后激波中部逐漸向右側(cè)突起并演變成反C型曲面，如圖5（a）所示，然后激波上下兩端向右偏移，并在t=15145 μs時演化成明顯的弓型曲面；之后激波上下兩端向左偏移逐漸恢復(fù)到反C型曲面，如圖5（d）所示，最后激波中部突起部分向左偏移并在t=15179 μs時恢復(fù)到與2個噴管對稱面平行的位置，此時完成弓型旋擰模態(tài)的1一個循環(huán)；之后激波中部再次向右側(cè)突起，進入下1個循環(huán)。

由于加工誤差等因素，兩側(cè)噴管流出的超聲速射流不可能保證完全一致，當(dāng)兩側(cè)射流的流速相差較小時，射流對撞基本穩(wěn)定，呈現(xiàn)出拉鋸脈動模態(tài)，而當(dāng)流速相差較大時，射流對撞不穩(wěn)定，呈現(xiàn)出左右搖擺、弓形旋擰等模態(tài)。

2.2 動態(tài)壓力特性分析

布置于2個噴管出口連線中點的動態(tài)壓力傳感器采集到的動態(tài)壓力局部時域如圖6所示，從圖中可見，在少數(shù)情況下壓力脈動幅值比較大，最大值約為1.534 MPa；在多數(shù)情況下壓力脈動幅值比較小，約為1 MPa，最小約為0.5 MPa。造成這種現(xiàn)象的原因是超聲速射流對撞不穩(wěn)定性，即射流對撞后可能出現(xiàn)拉鋸脈動模態(tài)，也可能出現(xiàn)2種特殊的運動模態(tài)。當(dāng)拉鋸脈動模態(tài)的激波合并時，對撞區(qū)域壓力大，動壓傳感器采集到的動壓幅值較大，從圖中可見，2次較大峰值之間的時間間隔大約為1050 μs，即激波拉鋸脈動模態(tài)的頻率大約為956 Hz；當(dāng)對撞后出現(xiàn)2種特殊模態(tài)時，動壓傳感器采集到的動態(tài)壓力幅值較小，沒有明顯的周期性，具有一定的隨機性。

圖6 動態(tài)壓力時域

將噴管出口中心動態(tài)壓力進行傅里葉變換后得到頻域圖如圖7所示。從圖中可見，動態(tài)壓力頻譜中同時存在基頻為1068、3952 Hz的2種壓力脈動，其2倍頻分別為2316、7903 Hz，其3倍頻分別為3452、11850 Hz。其中的1068 Hz與根據(jù)時域圖計算得到的激波拉鋸脈動模態(tài)頻率956 Hz比較接近。而圖中基頻為3952 Hz的峰值僅為1根單一線段，推測此頻率代表的壓力脈動與激波拉鋸脈動模態(tài)產(chǎn)生的壓力脈動不同?？紤]到動態(tài)壓力傳感器是由1根具有一定高度的鋼制支架固定在基座上的，相當(dāng)于1根懸臂梁，在強擾動作用下很可能會發(fā)生振蕩，由此推測，3952 Hz可能是動態(tài)壓力傳感器支架的固有振蕩頻率。

為了說明3952 Hz的壓力脈動的成因，使用Hypermesh軟件進行建模分析，壓力傳感器基座上部的5種振蕩模態(tài)如圖8所示。模擬中采用六面體網(wǎng)格，同時根據(jù)支座材料為45#碳鋼，確定計算中的彈性模量E=200 GMPa，泊松比μ=0.269。設(shè)置基座底部橫向支架兩端為固定點，即此 2 點的 dx、dy、dz、wx、wy、wz均為零。約束支座頭部（即傳感器固定處）x、y、z方向的平動自由度以及繞 x、y、z軸方向的旋轉(zhuǎn)自由度。經(jīng)過計算得到的各模態(tài)的固有頻率fg分別為939.8、2019、3697、3810.5、8557 Hz。從圖 8（d）中可見，模態(tài)的振蕩頻率為3810.5 Hz與頻域圖中基頻為3952 Hz的壓力振蕩頻率在數(shù)值上非常相近，因此可以判定3952 Hz的基頻為動態(tài)壓力傳感器基座的固有振蕩頻率。

圖8 動態(tài)壓力傳感器基座5種振蕩模態(tài)

2.3 輻射噪聲特性分析

射流對撞中通常包含3種輻射噪聲：嘯叫、寬頻帶激波相關(guān)噪聲、湍流摻混噪聲，并且每種噪聲都有其相對應(yīng)的聲源，如湍流結(jié)構(gòu)所輻射的湍流摻混噪聲[14-15]；激波胞格結(jié)構(gòu)與湍流不穩(wěn)定波動的相互作用產(chǎn)生的寬頻帶激波相關(guān)噪聲[14-15]；非定常小擾動在噴口與激波胞格間的正反饋產(chǎn)生的嘯叫[16]。

圖9 輻射噪聲頻譜

超聲速射流對撞過程中產(chǎn)生的輻射噪聲的頻域如圖9所示。從圖中可見，在低頻段存在頻率較低的湍流摻混噪聲，其頻率比較穩(wěn)定，所占的頻帶較寬；在高頻段存在寬頻帶激波相關(guān)噪聲；除此之外，還可以看到基頻為1043 Hz的嘯叫及其攜帶的2次與3次諧波，這由激波拉鋸脈動模態(tài)引起的，但是，嘯叫頻率為1043 Hz較動態(tài)壓力傳感器直接測得的動態(tài)壓力頻率1068 Hz略有降低。根據(jù)Powell[16]提出的嘯叫聲反饋放大機制可知，由于激波拉鋸脈動模態(tài)引起的壓力脈動作為初始的外界擾動經(jīng)過了較長的聲反饋回路，產(chǎn)生的嘯叫頻率必然低于聲源的壓力脈動頻率。

3 結(jié)論

開展了自由空間內(nèi)連續(xù)超聲速射流對撞的試驗，通過分析流場陰影、動態(tài)壓力和輻射噪聲來揭示連續(xù)超聲速射流對撞的機理，得出如下結(jié)論：

（1）自由空間內(nèi)連續(xù)超聲速射流對撞后產(chǎn)生的激波呈現(xiàn)3種不同的運動模態(tài)：拉鋸脈動模態(tài)、左右搖擺模態(tài)和弓型旋擰模態(tài)；拉鋸脈動模態(tài)的過程實質(zhì)上是射流對撞產(chǎn)生的激波陣面的小幅高頻拉鋸式脈動。

（2）在射流馬赫數(shù)為1.5的工況條件下，激波的拉鋸脈動模態(tài)導(dǎo)致的壓力幅值可達1.534 MPa，具有周期性，其頻率為1068 Hz；激波的左右搖擺模態(tài)和弓型旋擰模態(tài)導(dǎo)致的壓力幅值較小，具有隨機性。

（3）激波拉鋸脈動模態(tài)引起的壓力脈動作為初始的外界擾動經(jīng)過了較長的聲反饋回路，其產(chǎn)生的嘯叫頻率低于聲源的壓力脈動頻率。

[1]Mawid M A,Park T W.Performance analysis of a pulse detonation device as an afterburner[R].AIAA-2000-3474.

[2]Roy G D,Frolov S M,Borisov A A,et al.Pulsed detonation propulsion:challenges,current status,and future perspective[J].Progress in Energy and Combustion Science,2004,30（6）:545-672．

[3]Levin V A,Nechaev J N,Tarasov A I,et al.A new approach to organizing operation cycles in pulse detonation engines[C]//High-Speed Deflagration and Detonation:Fundamentals and Control,Moscow:Elex-KM,2001:223-238.

[4]Khokhlov A M,Oran S.Numerical simulation of deflagration-to-detonation transition:the role of shock-flame interactions in turbulent flames[J].Combustion and Fame,1999,11（7）:323-339.

[5]蔡曉東，梁劍寒，林志勇，等.基于自適應(yīng)網(wǎng)格加密的超聲速可燃氣熱射流起爆詳細反應(yīng)數(shù)值模擬 [J].航空動力學(xué)報，2014,29（10）:2385-2392.CAI Xiaodong,LIANG Jianhan,LIN Zhiyong,et al.Adaptive mesh refinement-based numerical simulation of initiation in supersonic combustible mixtures using hot jet with detailed reaction model[J].Journal of Aerospace Power，2014,29（10）:2385-2392.（in Chinese）

[6]HAN Xu,ZHOU Jin,LIN Zhiyong.Experimental investigations of detonation initiation by hot jets in supersonic premixed airstream[J].Chi-nese Physics:B,2012,21（12）:1-5.

[7]曾昊，何立明，吳春華，等.不同形式擴張噴管對兩級PDE性能的影響[J].推進技術(shù),2013,34（8）:1139-1146.ZENG Hao,HE Liming,WU Chunhua,et al.Investigation for effects of diverging nozzles on two-stage PDE performance[J].Journal of Propulsion Technology,2013,34（8）:1139-1146.（in Chinese）

[8]李海鵬，何立明，陳鑫，等.凹面腔內(nèi)激波聚焦起爆爆震波過程的數(shù)值模擬[J].推進技術(shù)，2010，31（1）:87-91.LI Haipeng,HE Liming,CHEN Xin,et al.Numerical investigation by shock wave focusing over cavity reflector [J].Journal of Propulsion Technology,2010,31（1）:87-91.（in Chinese）

[9]曾昊，何立明，章雄偉，等.環(huán)形射流噴口位置對激波聚焦起爆的影響分析[J].推進技術(shù)，2011,32（3）：437-442.ZENG Hao,HE Liming,ZHANG Xiongwei,et al.Investigation on the influence of jets spout location on detonation initiation via imploding annular shock waves[J].Journal of Propulsion Technology,2011,32,（3）:437-774.（in Chinese）

[10]葛其明，姚朝暉，崔雨.凹凸板沖擊射流噪聲特性的實驗研究[J].清華大學(xué)學(xué)報,2005,45（5）:681-684.GE Qiming,YAO Chaohui,CUI Yu,et al.Experimental investigation on noise characteristics of jet impinging on concave and convex plates[J].Journal of Tsinghua University （Science and Technology）,2005,45（5）:681-684.（in Chinese）

[11]張強，陳鑫，何立明,等.矩形噴口欠膨脹超聲速射流實驗研究[J].物理學(xué)報，2013，62（8）:1-6.ZHANG Qiang,CHEN Xin,HE Liming,et al.An experimental study of rectangular under-expanded supersonic jets collision [J].Acta Physica Sinica,2013,62（8）:1-6.（in Chinese）

[12]何帆，郝鵬飛，張希文,等.超聲速射流嘯叫模式切換不穩(wěn)定性[J].聲學(xué)學(xué)報,2003,28（2）:182-186.HE Fan,HAO Pengfei,ZHNAG Xiwen,et al.Instability of screech switch for under-expanded free jet[J].Acta Acustica,2003，28（2）:182-186.（in Chinese）

[13]陳喆，吳九匯，陳鑫.流經(jīng)矩形噴嘴的超音速射流嘯叫模式切換的實驗研究[J].物理學(xué)報，2015.64（5）:1-7.CHEN Zhe,WU Jiuhui,CHEN Xin.Experimental study on screech tone mode switching of supersonic jet flowing through rectangular nozzles[J].Acta Physica Sinica,2015，64（5）:1-7.（in Chinese）

[14]Tam C K W.Jet noise:since 1952[J].Theoretical Computational Fluid Dynamics,1998,10（1）:393-405.

[15]Tam C K W.Turbulent mixing noise from supersonic jets[J].AIAA Journal.1994,32（9）:1774-1780.

[16]刁志成.連續(xù)超聲速射流對撞誘導(dǎo)激波聚焦的機理研究[D].西安：空軍工程大學(xué)，2016.DIAO Zhicheng.Mechanism research of shock focus induced by continuous supersonic jet collision[D].Xian:Air Force Engineering University,2016.（in Chinese）