利用TDLAS技術(shù)評(píng)估火箭基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)性能

楊 斌，黃 斌，劉佩進(jìn)，楊薈楠，何國強(qiáng)

(1.上海理工大學(xué)上海市動(dòng)力工程多相流動(dòng)與傳熱重點(diǎn)試驗(yàn)室，上海200093;2.西北工業(yè)大學(xué)燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場(chǎng)重點(diǎn)試驗(yàn)室，西安710072;3.北京機(jī)電工程總體設(shè)計(jì)部，北京100854)

0 引言

火箭基組合循環(huán)(Rocket Based Combined Cycle，RBCC)將火箭發(fā)動(dòng)機(jī)、亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)與超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)有機(jī)地結(jié)合在一個(gè)流道中，在高速來流情況下實(shí)現(xiàn)燃料的噴射、摻混、霧化、點(diǎn)火以及穩(wěn)定燃燒，最大限度地將化學(xué)能轉(zhuǎn)化為動(dòng)能［1］。在RBCC研究中，性能是發(fā)動(dòng)機(jī)總體設(shè)計(jì)［2］、燃燒組織和結(jié)構(gòu)優(yōu)化的主要依據(jù):RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的推力決定飛行器的飛行速度、飛行高度和爬升率等，而比沖和燃燒效率則表征了能量的利用情況與發(fā)動(dòng)機(jī)的經(jīng)濟(jì)性。長(zhǎng)期以來，RBCC試驗(yàn)性能分析主要依靠傳統(tǒng)表面接觸式測(cè)量手段開展相應(yīng)的壓強(qiáng)、溫度等參數(shù)的測(cè)量，并基于這些參數(shù)逐一開展性能評(píng)估［3］。以燃燒效率為例，利用膨脹－冷卻結(jié)構(gòu)探針對(duì)RBCC出口超音速燃?xì)膺M(jìn)行采樣，并由氣相色譜儀對(duì)已凍結(jié)化學(xué)反應(yīng)的采樣燃?xì)膺M(jìn)行組分分析，獲得CO2、O2、N2等氣體組分濃度，由此確定已燃燒燃料質(zhì)量，從而計(jì)算燃燒效率［4－5］。在該方法中，插入式采樣探針影響高速流場(chǎng)，屬于離線測(cè)量，采樣后燃?xì)馀c采樣點(diǎn)真實(shí)燃?xì)獾慕M分有所偏差，并且試驗(yàn)操作流程較為復(fù)雜，人為影響因素較多，難于準(zhǔn)確分析發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒效率。并且各種性能依靠各自相應(yīng)的傳感器，試驗(yàn)系統(tǒng)十分復(fù)雜，發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)急需一種能夠通過關(guān)鍵參數(shù)的實(shí)時(shí)測(cè)量直接計(jì)算多個(gè)性能參數(shù)的系統(tǒng)。

目前，隨著光學(xué)手段及激光光譜技術(shù)的發(fā)展，近紅外可調(diào)諧半導(dǎo)體激光器吸收光譜(Tunable Diode Laser Absorption Spectroscopy，TDLAS)技術(shù)以其對(duì)碳?xì)淙剂先紵哂邢到y(tǒng)簡(jiǎn)單可靠和多參數(shù)實(shí)時(shí)在線測(cè)量的優(yōu)勢(shì)而備受矚目［6－9］，可實(shí)現(xiàn)燃?xì)鉁囟?、組分濃度和流場(chǎng)速度等多參數(shù)同時(shí)、非接觸式、實(shí)時(shí)在線測(cè)量［10－11］，主要應(yīng)用于微重力火焰［12］、渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)［13］、脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)［14］、超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)［15－16］等研究。值得一提的是，近年來，斯坦福大學(xué)、弗吉尼亞大學(xué)等科研機(jī)構(gòu)通過大量的地面試驗(yàn)驗(yàn)證，最終研制出用于國際高超聲速飛行研究與試驗(yàn)項(xiàng)目飛行試驗(yàn)的 TDLAS系統(tǒng)［17－18］，這一成果極大地帶動(dòng)了各國開展TDLAS技術(shù)研究的熱潮。

本文基于TDLAS技術(shù)開展發(fā)動(dòng)機(jī)出口燃?xì)鉁囟?、組分濃度和速度等多參數(shù)同時(shí)測(cè)量，為RBCC試驗(yàn)參數(shù)測(cè)量提供非接觸式、實(shí)時(shí)在線的測(cè)量手段，并通過數(shù)值模擬方法校驗(yàn)了測(cè)量的有效性，同時(shí)基于測(cè)量結(jié)果直接計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)推力、比沖和燃燒效率等性能，為RBCC燃燒組織和結(jié)構(gòu)優(yōu)化提供直接數(shù)據(jù)支撐。

1 TDLAS參數(shù)測(cè)量原理

1. 1 Beer-Lambert定律

圖1 TDLAS技術(shù)示意圖Fig.1 Schematic of TDLAStechnique

TDLAS技術(shù)是將激光波長(zhǎng)調(diào)制到特定組分吸收頻域，通過測(cè)量激光束經(jīng)待測(cè)區(qū)域的衰減程度，實(shí)現(xiàn)氣態(tài)流場(chǎng)參數(shù)測(cè)量的一種燃燒診斷技術(shù)。如圖1所示，半導(dǎo)體激光器產(chǎn)生激光，光強(qiáng)為Ii，激光通過待測(cè)氣體后由光電探測(cè)器接收，透射光強(qiáng)為It。當(dāng)激光頻率v(cm－1)與氣體吸收組分躍遷頻率相同時(shí)，激光能量被吸收。定義傳播分?jǐn)?shù)Tv，入射光強(qiáng)與透射光強(qiáng)滿足Beer-Lambert定律:

式中:I0為零吸收基線強(qiáng)度，由于光束散射等因素影響，其值一般小于 Ii，kv(cm－1)為光譜吸收系數(shù)，L(cm)為激光光程，將(kvL)稱為光譜吸收率αv，P(atm)為總壓，Xabs為吸收組分摩爾濃度，φ(cm)為線型函數(shù)，滿足∫φd v≡1，S(T)(cm－2atm－1)為譜線強(qiáng)度［19］，是溫度 T(K)的函數(shù):

式中:h(J·s)為Planck常數(shù)，c(cm/s)為真空中光速，k(J/K)為 Boltzmann常數(shù)，E″(cm－1)為低能級(jí)能量，T0(K)為參考溫度，通常取296 K，v0(cm－1)為譜線中心頻率，Q(T)為吸收組分配分函數(shù)，是溫度的分段函數(shù)［20］。

定義積分吸收率A(cm－1):

1. 2 參數(shù)測(cè)量原理

圖2 雙線測(cè)溫原理Fig.2 Schematic of two-line thermometry

如圖2所示，通過試驗(yàn)獲得雙譜線吸收光譜，由于雙線經(jīng)過同一光程，在相同壓強(qiáng)和組分濃度下，測(cè)量雙線積分吸收率(即圖中吸收光譜積分面積)。雙線積分吸收率比值可化簡(jiǎn)為譜線強(qiáng)度比值，為溫度的單值函數(shù):

因此，氣體溫度由測(cè)量的雙線積分吸收率比值推得:

一旦溫度確定，便由式(3)計(jì)算得到該溫度下譜線強(qiáng)度，從而根據(jù)積分吸收率計(jì)算吸收組分摩爾濃度:

式中:v0(cm－1)為吸收譜線中心頻率，θ為兩激光束夾角的一半，u(m/s)為流場(chǎng)速度。

2 RBCC地面試驗(yàn)系統(tǒng)及主要性能分析方法

2. 1 直連式RBCC地面試驗(yàn)系統(tǒng)

地面試驗(yàn)研究被認(rèn)為是RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)原理驗(yàn)

圖3 氣流速度測(cè)量原理Fig.3 Schematic of velocity measurement

對(duì)于速度測(cè)量，TDLAS技術(shù)利用兩束激光交叉通過流場(chǎng)，由多普勒現(xiàn)象可知，吸收譜線中心將發(fā)生頻移，通過試驗(yàn)可測(cè)得多普勒頻移量Δv(cm－1)，從而計(jì)算出流場(chǎng)速度。其系統(tǒng)組成如圖3(a)所示，典型測(cè)量結(jié)果如圖3(b)所示。其中，速度參數(shù)按下式進(jìn)行計(jì)算:證、規(guī)律探索和性能優(yōu)化的主要手段。相較于傳統(tǒng)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)來說，RBCC這種吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)性能與燃燒組織方式與來流狀態(tài)密切相關(guān);因此，RBCC地面試驗(yàn)研究關(guān)鍵在于真實(shí)模擬發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行狀態(tài)和工作條件。本文采用可模擬Mach0－6.0飛行狀態(tài)的直連式RBCC地面試驗(yàn)系統(tǒng)［21］，該系統(tǒng)主要包括來流模擬系統(tǒng)、試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)和測(cè)控系統(tǒng)等。

1)來流模擬系統(tǒng)

為準(zhǔn)確模擬高速飛行狀態(tài)下的空氣焓值，來流模擬系統(tǒng)采用造價(jià)較低的直連式燃燒加熱式風(fēng)洞。系統(tǒng)如圖4所示，通過給定空氣流量、酒精－氧氣加熱火箭參數(shù)與補(bǔ)充氧氣流量，在混合器中形成空氣流以模擬來流總壓、總溫與氧氣含量參數(shù)，空氣流經(jīng)柔性軟管以消除氣流速度對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能影響，后經(jīng)一定長(zhǎng)度的穩(wěn)定段穩(wěn)定后，利用設(shè)備噴管模擬相應(yīng)的馬赫數(shù)。

圖4 RBCC直連式來流模擬系統(tǒng)示意圖Fig.4 Schematic of directly-connected incoming flow simulation system of RBCC

2)試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)

RBCC地面試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)包括試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)供給系統(tǒng)組成。發(fā)動(dòng)機(jī)供給系統(tǒng)包括酒精與氧氣供給系統(tǒng)(用于一次火箭)、冷卻水系統(tǒng)(用于一次火箭)和二次燃料供給系統(tǒng)(用于二次燃燒)。目前，試驗(yàn)室RBCC研究主要針對(duì)引射和亞燃模態(tài)燃燒組織與性能優(yōu)化，試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)由一次火箭、燃燒室與尾噴管組成，如圖5所示。利用一次火箭(流量可調(diào)范圍:80～160 g/s)的高溫富燃燃?xì)庾鳛辄c(diǎn)火源及引導(dǎo)火焰，結(jié)合小支板與凹腔組合方式增強(qiáng)燃料與空氣摻混及火焰穩(wěn)定，在燃燒室組織高效燃燒，以獲得較優(yōu)的發(fā)動(dòng)機(jī)性能。

圖5 RBCC試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)Fig.5 Test engine of RBCC

2. 2 主要性能分析方法

1)燃燒室內(nèi)推力和比沖

圖6 燃燒室推力處理示意圖Fig.6 Schematic of thrust calculation in combustor

以燃燒室氣流為控制體，定義燃燒室入口(隔離段出口)平面為1，燃燒室出口平面為2，如圖6所示，只考慮發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)氣流受力，不考慮外阻力，由沖量定理可得:

式中:P1，A1，m1，v1分別為燃燒室入口平面的靜壓、橫截面積，質(zhì)量流率、氣流速度;P2、A2、m2、v2分別為出口平面的對(duì)應(yīng)量。

進(jìn)而可得氣流作用力(即發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)推力):

由此，可計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)比沖:

式中:mf為二次燃料質(zhì)量流率。

由于燃燒室入口平面流場(chǎng)參數(shù)主要受試驗(yàn)工況參數(shù)影響，當(dāng)試驗(yàn)工況確定，設(shè)備噴管出口(即燃燒室入口)便可準(zhǔn)確確定，無需測(cè)量，而壓強(qiáng)參數(shù)可利用傳感器準(zhǔn)確測(cè)量，因此燃燒室內(nèi)推力和比沖計(jì)算的關(guān)鍵在于測(cè)量燃燒室出口平面的流場(chǎng)速度。

2)燃燒效率

燃燒效率分析采用基于燃?xì)饨M分分析的方法，以H2O組濃度推算已燃燒燃料質(zhì)量，從而計(jì)算燃燒效率。對(duì)于RBCC直連式地面試驗(yàn)，加熱火箭與一次火箭酒精燃料可認(rèn)為燃燒完全，忽略燃?xì)庵蠧O與小分子碳?xì)浠衔?，并可認(rèn)為H2O組分和未燃燒的燃料為氣體狀態(tài)，發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒反應(yīng)方程式為:

RBCC地面試驗(yàn)各過程組分摩爾數(shù)的變化如表1所示。表中，λ為加熱火箭燃?xì)膺M(jìn)入混合器百分比，a、b、c分別為加熱火箭、一次火箭和二次燃料酒精摩爾數(shù)流率，x、y、z分別為加熱火箭、混合器補(bǔ)氧和一次火箭氧氣摩爾數(shù)流率，m、n分別為空氣中氮?dú)夂脱鯕獾哪枖?shù)流率，η為燃燒效率，M表示加熱燃?xì)庵醒鯕獾哪枖?shù)流率，N表示RBCC來流工況中氧氣的摩爾數(shù)流率。

表1 RBCC地面試驗(yàn)各過程組分摩爾數(shù)流率變化Table 1 Moles rate changes of species in each stage of ground-testing of RBCC

因此，燃?xì)庵蠬2O組分摩爾濃度X為:

由式(12)可計(jì)算燃燒效率η:

由此可知，若燃燒室出口平面H2O組分濃度已知，便可根據(jù)式(13)計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室燃燒效率。

3 試驗(yàn)系統(tǒng)

圖7為利用雙激光器時(shí)分復(fù)用－掃描波長(zhǎng)TDLAS系統(tǒng)開展RBCC出口平面燃?xì)鉁囟扰cH2O組分濃度測(cè)量的試驗(yàn)系統(tǒng)。利用雙通道信號(hào)發(fā)生器(Tektonix AFG3022B)產(chǎn)生交錯(cuò)鋸齒波(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)輸出電流，從而調(diào)制DFB半導(dǎo)體激光器(NTT Electronics Corporation;CH1:1343 nm;CH2:1392 nm)。激光器輸出激光利用2×1耦合器耦合，通過光纖傳輸至RBCC地面試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)后，由1×2分路器形成兩束激光，經(jīng)準(zhǔn)直器準(zhǔn)直后交叉通過待測(cè)流場(chǎng)，經(jīng)凸透鏡后由探測(cè)器接收，其中光束1垂直于流場(chǎng)方向，光束2與光束1成30°夾角。探測(cè)器電壓信號(hào)由數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)(NI PXI－1042，1000 kHz)記錄。RBCC試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)出口尺寸139×150 mm，激光光程距離底面63 mm，試驗(yàn)系統(tǒng)實(shí)物照片如圖8所示。

圖8 試驗(yàn)測(cè)量段Fig.8 Experiment measurements section

圖9 地面試驗(yàn)時(shí)序控制圖Fig.9 Sequence diagram of ground test

圖7 RBCC出口燃?xì)鉁y(cè)量試驗(yàn)系統(tǒng)Fig.7 Experiment system of measurements for exhaust in RBCC

發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)控制時(shí)序如圖9所示。以空氣閥打開時(shí)刻為時(shí)間零點(diǎn)，5.0 s時(shí)刻加熱火箭點(diǎn)火工作，二次燃料 6.5 s時(shí)刻噴入，7.0 s時(shí)刻一次火箭點(diǎn)火工作，試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定工作3.0 s后，于10.0 s時(shí)刻關(guān)機(jī)，12.0 s時(shí)刻關(guān)閉空氣閥，完成試驗(yàn)。

4 試驗(yàn)結(jié)果及分析

4. 1 試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理及分析

1)探測(cè)器典型數(shù)據(jù)

對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行時(shí)均處理，發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間內(nèi)探測(cè)器典型信號(hào)如圖10所示。由于時(shí)分復(fù)用技術(shù)使1343 nm和1392 nm兩個(gè)激光器交替工作，因此圖示的探測(cè)器的兩個(gè)鋸齒波信號(hào)分別為1343 nm和1392 nm。當(dāng)?shù)孛嬖囼?yàn)系統(tǒng)空氣閥打開，干燥空氣進(jìn)入流道中，因無H2O存在，未出現(xiàn)吸收信號(hào);而當(dāng)加熱火箭工作時(shí)，燃料燃燒加熱空氣，流道中出現(xiàn)H2O，出現(xiàn)吸收信號(hào)，兩個(gè)探測(cè)器的吸收信號(hào)分別對(duì)應(yīng) (7444.352+7444.371)cm－1和 7185.597 cm－1譜線，由于加熱火箭工作，流場(chǎng)氣體中H2O組分濃度較小，吸收信號(hào)較弱;當(dāng)試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作后，大量燃料燃燒轉(zhuǎn)化為發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力，流道中H2O濃度急劇增高，吸收信號(hào)明顯加強(qiáng)。

2)發(fā)動(dòng)機(jī)出口平面參數(shù)測(cè)量結(jié)果

如圖11(a)所示，對(duì)光束1探測(cè)器數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，根據(jù)雙線積分吸收率之比與溫度的對(duì)應(yīng)關(guān)系，得到溫度隨時(shí)間的變化曲線。根據(jù)溫度測(cè)量結(jié)果，由雙線積分吸收率可計(jì)算H2O濃度隨時(shí)間的變化，如圖11(b)所示。試驗(yàn)中，5.6～12.0 s時(shí)間段為加熱火箭與試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作狀態(tài);此時(shí)，測(cè)量段中部有H2O組分存在，因此，以該時(shí)間段數(shù)據(jù)開展分析。根據(jù)交叉光束多普勒頻移量計(jì)算速度隨時(shí)間變化曲線，如圖11(c)所示。

3)測(cè)量結(jié)果與計(jì)算結(jié)果對(duì)比分析

計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)(Computational Fluid Dynamic，CFD)方法是發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒研究的重要手段之一［22］，對(duì)于復(fù)雜的RBCC燃燒流場(chǎng)，燃燒參數(shù)測(cè)量結(jié)果常用CFD計(jì)算結(jié)果校驗(yàn)其準(zhǔn)確性。在試驗(yàn)工況下，開展RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)CFD計(jì)算，計(jì)算模型與方法采用參考文獻(xiàn)［23］所述模型和方法，將TDLAS測(cè)量溫度、H2O濃度、速度平均值與CFD計(jì)算值對(duì)比，如圖12所示。由圖可知，TDLAS技術(shù)測(cè)量值均比CFD計(jì)算值低，這是因?yàn)镃FD計(jì)算采用較多理想條件假設(shè)，并且壁面采用絕熱邊界，計(jì)算結(jié)果會(huì)比真實(shí)值偏高;此外對(duì)于TDLAS技術(shù)，由于測(cè)量結(jié)果為光程上的積分平均值，并受邊界層與環(huán)境光路的影響，測(cè)量結(jié)果將比真實(shí)值偏低。測(cè)量結(jié)果與CFD計(jì)算結(jié)果對(duì)比如表2所示，雖然TDLAS測(cè)量結(jié)果比CFD計(jì)算結(jié)果偏低，但是對(duì)于燃燒組織與發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)優(yōu)化仍然具有參考價(jià)值。

圖11 RBCC地面試驗(yàn)燃?xì)鉁囟取2 O組分濃度和氣流速度測(cè)量結(jié)果Fig.11 Temperature，H2 O species concentration，velocity measurements of RBCC ground test

表2 參數(shù)測(cè)量結(jié)果與數(shù)值模擬計(jì)算結(jié)果對(duì)比Table 2 Comparison between TDLASresults and CFD results

4. 2 地面試驗(yàn)主要性能計(jì)算

對(duì)于RBCC地面試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)性能分析來說，主要是針對(duì)穩(wěn)定工作狀態(tài)下的性能，無需考慮發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)的動(dòng)態(tài)變化。因此，以發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定工作狀態(tài)下TDLAS技術(shù)參數(shù)測(cè)量平均值開展計(jì)算。

1)燃燒室出口平面參數(shù)分布規(guī)律

如圖13所示，在出口平面中設(shè)置21條水平線，以發(fā)動(dòng)機(jī)底面為0，距離地面距離為y軸，21條水平線坐標(biāo)分別為2、7、14、21、28、35、42、49、56、63、70、77、84、91、98、105、112、119、126、133、138 mm，將這些水平線上速度與H2O組分濃度平均后，平均值在y軸上的分布分別如圖14所示，通過水平平均值的縱向分布可計(jì)算出整個(gè)平面的平均值。

圖13 出口平面縱向分布取線示意圖Fig.13 Schematic of vertical lines in exit plane

圖14 發(fā)動(dòng)機(jī)出口平面y軸上氣流速度和H2 O組分濃度參數(shù)分布規(guī)律Fig.14 Distribution regularities of flow velocity and H2 O concentration on y-axis in exit plane of the engine

通過此數(shù)值模擬方法來了解燃燒出口平面參數(shù)的分布規(guī)律，得到63 mm處值與平面平均值的關(guān)系:

2)發(fā)動(dòng)機(jī)性能計(jì)算

y=63 mm水平線上參數(shù)TDLAS測(cè)量值v=944.8 m/s，XH2O=0.0960(雙線測(cè)量結(jié)果的平均值)依據(jù)式(14)可確定發(fā)動(dòng)機(jī)出口平面平均值:

由此，結(jié)合隔離段氣流速度(v=675.5 m/s)便可開展發(fā)動(dòng)機(jī)性能計(jì)算。

試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)時(shí)刻(10.0 s)燃燒室入口壓強(qiáng) p1=0.151 MPa，燃燒出口壓強(qiáng) p2=0.065 MPa，發(fā)動(dòng)機(jī)推力為:

比沖:

試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒效率計(jì)算:

5 結(jié)論

本文獲得結(jié)論如下:

1)利用(7444.352+7444.371)/7185.597 cm－1譜線對(duì)時(shí)分復(fù)用 －掃描波長(zhǎng) TDLAS系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)了RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)出口燃?xì)鉁囟?、H2O組分濃度和速度參數(shù)的同時(shí)在線測(cè)量，并與數(shù)值模擬結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，相對(duì)偏差均在12%以內(nèi)。

2)基于TDLAS技術(shù)RBCC試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)出口燃?xì)鉁囟取2O組分濃度和速度參數(shù)測(cè)量結(jié)果，建立了發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)性能計(jì)算模型，實(shí)現(xiàn)了基于關(guān)鍵參數(shù)實(shí)時(shí)測(cè)量的發(fā)動(dòng)機(jī)推力、比沖及燃燒效率等性能的直接評(píng)估。

3)利用數(shù)值計(jì)算方法，獲得了流場(chǎng)參數(shù)縱向分布情況，據(jù)此基于TDLAS光程平均的測(cè)量結(jié)果計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)的整體性能，這一理想假設(shè)對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室整體性能評(píng)估具有參考意義。

［1］ 何國強(qiáng)，劉佩進(jìn)，王國輝，等.支板簇引射發(fā)動(dòng)機(jī)——21世紀(jì)新型航天動(dòng)力［J］.宇航學(xué)報(bào)，2000，21(Z1):111－115.［He Guo-qiang，Liu Pei-jin，Wang Guo-hui，et al.Strutjet engine — a new aerospace power for the21stcentury［J］.Journal of Astronautics，2000，21(Z1):111 －115.］

［2］ 呂翔，何國強(qiáng)，劉佩進(jìn)，等.RBCC推進(jìn)系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)要求評(píng)估方法研究［J］.宇航學(xué)報(bào)，2008，29(5):1583－1588.［Lv Xiang，He Guo-qiang，Liu Pei-jin，et al.An analysis model of system design requirements for RBCC propulsion［J］.Journal of Astronautics，2008，29(5):1583 －1588.］

［3］ Miller K J，Sisco J C，Austin B L，et al.Design and ground testing of a hydrogen peroxide/kerosene combustion for RBCC application［R］.AIAA 2003 －4477.

［4］ Helmut K C，F(xiàn)rithjof S，Wiehan K.Investigation of the combustion process in a scramjet model combustor with a sampling probe system［R］.AIAA 2004－4166.

［5］ 鄭必可，陳立紅，林然，等.高焓超聲速氣體取樣分［J］.航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2006，21(6):967－971.［Zheng Bi-ke，Chen Li-hong，Lin Ran，et al.Gas sampling ＆ analysis in the high enthalpy flow［J］.Journal of Aerospace Power，2006，21(6):967 －971.］

［6］ Allen M G.Diode laser absorption sensors for gas-dynamic and combustion flows［J］.Measurement Science ＆ Technology，1998(9):545－562.

［7］ Hanson R K，Jeffries J B.Diode laser sensors for ground testing［R］.AIAA 2006－3441.

［8］ Ronald K H.Applications of quantitative laser sensors to kinetics， propulsion and practical energy systems ［J］.Proceedings of the Combustion Institute，2011，33(1):1－40.

［9］ McKenzie R L.Progress in laser spectroscopic techniques for aerodynamic measurements:an overview［J］.AIAA Journal，1993，31(3):465－477.

［10］ Baer D S，Hanson R K，Newfield M E，et al.Multiplexed diode-laser sensor system for simultaneous H2O， O2， and temperature measurements［J］.Optics Letters，1994，19(22):1900.

［11］ Allen M G，Kessler WJ.Simultaneous water vapor concentration and temperature measurements using 1.31 μm diode lasers［J］.AIAA Journal，1996，34(3):483 －488.

［12］ Joel A S，Daniel JK.Diode laser measurements of concentration and temperature in microgravity combustion［J］.Measurement Science＆ Technology，1999(10):845－852.

［13］ Liu X，Jeffries J B，Hanson R K，et al.Development of a tunable diode laser sensor for measurements of gas turbineexhaust temperature［J］.Applied Physics B-Lasers and Optics，2006，82:469－478.

［14］ Scott T S.Diode-laser sensors for harsh environments with application to pulse detonation engines［D］.California:Stanford University，2001.

［15］ Liu J T C，Rieker G B，Jeffries J B，et al.Near-infrared diode laser absorption diagnostic for temperature and water vapor in a scramjet combustor［J］.Applied Optics，2005，44(31):6701－6711.

［16］ Li F，Yu X L，Ma L，et al.Simultaneous measurements of multiple flow parameters for scramjet characterization using tunable diode laser sensors［J］.Applied Optics，2011 50(36):6697－6707.

［17］ Sappey A，McCormick P，Masterson P，et al.Development of a flight-worthy TDLAS-based oxygen sensor for HIFiRE-1［R］.AIAA 2009－4971.

［18］ Kevin R J，Mark R G，Todd F B.The HIFIRE flight 2 experiment:an overview and status update［R］.AIAA 2009 －5029.

［19］ Rothman L S，Gordon I E，Barbe A，et al.The HITRAN 2008 molecular spectroscopic database［J］.Journal of Quantitative Spectroscopy＆ Radiative Transfer，2009，110:533－572.

［20］ Gamache R R，Kennedy S，Hawkins R，et al.Total internal partition sums for molecules in the terrestrial atmosphere［J］.Journal of Molecular Structure，2000，517:407－425.

［21］ 李宇飛.RBCC引射/亞燃模態(tài)熱力調(diào)節(jié)機(jī)理研究［D］.西安:西北工業(yè)大學(xué)，2007.［Li Yu-fei.Thermal adjustment mechanism research on ejector and ramjet mode of RBCC［D］.Xi’an:Northwestern Polytechnical University，2007.］

［22］ 張漫，何國強(qiáng)，劉佩進(jìn).RBCC直擴(kuò)燃燒室煤油噴霧燃燒火焰穩(wěn)定與放熱規(guī)律的數(shù)值模擬［J］.宇航學(xué)報(bào)，2008，29(5):1570 －1576.［Zhang Man，He Guo-qiang，Liu Pei-jin.Numerical investigation of flame stability and heat release laws of kerosene spray combustion in RBCC Engine［J］.Journal of Astronautics，2008，29(5):1570 －1576.］

［23］ 潘科瑋.RBCC亞燃模態(tài)燃燒組織及燃油噴注規(guī)律研究［D］.西安:西北工業(yè)大學(xué)，2012.［Pan Ke-wei.Investigation of combustion organization and the rule of fuel jet in ramjet mode of RBCC［D］.Xi’an:Northwestern Polytechnical University，2012.］