赵 坤，刁志成，何立明，曾 昊，杜宏亮，刘圣平

（1.空军工程大学航空工程学院，西安710038；2.中国人民解放军某部队，天津301700；3.中国人民解放军某部队，北京100076）

0 引言

2级脉冲爆震发动机[1-2]（2-Stage Pulse Detonation Engine）是1种基于激波聚焦起爆爆震方式的新概念脉冲爆震发动机，由俄罗斯的Levin教授首次提出，具有结构简单、尺寸小和质量轻、不需要额外点火起爆装置及机械阀、爆震频率高等诸多优点。其工作过程主要分为2个阶段[3]：第1阶段：雾化燃油与空气混合在预燃室内富油燃烧，将大分子燃油裂解为化学活性高的小分子中间产物，形成易燃混合气；第2阶段：易燃混合气与第2股空气再次混合后经过环形射流喷管以超声速射流形式喷入凹面腔，在凹面腔内对撞诱导激波聚焦起爆爆震。其中，超声速射流对撞诱导激波聚焦起爆爆震是2级脉冲爆震发动机工作的关键环节。

目前，国内外学者对超声速射流对撞诱导激波聚焦起爆爆震开展了大量的研究工作[4-9]，但是无论是试验还是数值模拟方面，目前的研究多集中于暂冲式激波的对撞、聚焦，对于连续超声速射流对撞诱导激波聚焦的研究较少，仅有少数单位开展过相关试验，而且主要进行的是2级脉冲爆震发动机的整机试验，偏重于宏观分析，对连续超声速射流对撞详细机理的研究还不够充分。本文在前人[10-13]研究的基础上，开展了自由空间内连续超声速射流对撞的试验，通过分析流场阴影、动态压力和辐射噪声揭示连续超声速射流对撞的机理。

1 试验系统

试验系统主要包括供气系统、射流对撞试验段、阴影拍摄系统（如图1所示）和压力测量系统（如图2所示）。供气系统包括空压机、储气罐和冷干机，首先空压机将空气压缩储存在储气罐内，当达到设定压力后打开阀门，高压气体经过冷干机冷却干燥并去除杂质后进入试验段，通过拉瓦尔喷管喷出。试验段主要包括2个相对设置的稳压罐及拉瓦尔喷管，其中拉瓦尔喷管的尺寸设计由式（1）、（2）决定。即在设计射流马赫数Ma为1.5的情况下，拉瓦尔喷管入口压力为0.367 MPa，喷管出口面积（A2）与喉部面积（A1）之比A2/A1=1.345。

图1 纹影拍摄系统

图2 压力测量系统

式中：p0为拉瓦喷管入口压力；p1为拉瓦喷管出口压力；k为空气热力指数；Ma为射流马赫数。

阴影拍摄系统包括光源、凹面镜和CCD高速相机，其中高速相机的拍摄频率为115000帧/s，曝光时间为960 ns，照片分辨率为128×256。压力测量系统主要包括测量2个喷管中点的PCB动态压力传感器、测量拉瓦尔喷管入口前总压的总压传感器、测量射流对撞区域辐射噪声的声压传感器以及相应的数据采集器，由于PCB动态压力传感器位于射流对撞区域，必然会影响流场，根据多次试验结果的分析，其压力测量的不确定度为5.12%。

2 试验结果与分析

由于高压气流从储气罐流向拉瓦尔喷管的过程中会有压力损失，所以首先通过空气压缩机向储气罐内压缩气体达到0.5 MPa，然后打开阀门，稳压罐内的压力瞬间升高后逐渐下降，当总压传感器测量到的压力下降到0.367 MPa时，启动高速相机并拍摄0.2 s，同时测量射流对撞中心的动态压力及辐射噪声的声压。

2.1 流场演化分析

通过分析射流对撞区域的阴影图片，观测到了超声速射流对撞后产生的激波阵面的演化过程以及激波的一些特殊运动模态。

图3 拉锯脉动模态的阴影

超声速射流对撞后产生左右2个激波阵面，同时在水平方向呈现出周期性的小幅高频拉锯式脉动。激波拉锯脉动模态的流场演化过程如图3所示，即射流对撞后形成的激波阵面经历从合并到分开再到合并的过程。在t=75697 μs时，2股超声速射流对撞后能量迅速聚集并形成1道狭长的激波，在阴影照片中明显可见对撞面呈现1道细线，随后对撞区域逐渐变宽，对撞后形成的狭长激波分开形成左右2个激波阵面（如图 3（b）所示），在 t=76077 μs时射流对撞区域宽度达到最大，激波阵面运动至左右极限位置；之后对撞区域逐渐变窄，左右激波阵面逐渐合并（如图5（d）所示），在 t=76552 μs时，对撞区域宽度达到最小，左右两侧激波阵面合并形成2道狭长的激波，此时完成对撞激波的拉锯脉动模态循环；之后对撞区域再次变宽，狭长激波再次分开形成左右2个激波阵面，进入下1个循环。激波在水平方向呈现周期性的拉锯式脉动，原因在于射流对撞区域的压力周期性的增大与减小。两侧射流对撞导致对撞区域的能量瞬间聚集，从而产生激波，同时对撞区域的压力迅速增大直到大于两侧射流的压力，此时在压差的作用下，两侧射流分开，在阴影图中呈现的就是激波阵面的分开，当射流分开后，对撞区域的压力下降直到低于2侧射流的压力，当射流再次对撞，在阴影图中呈现出激波阵面的合并，此时射流对撞的1个循环完成。

图4 左右摇摆模态的阴影

通过观察阴影图片，观测到除激波的拉锯脉动模态之外，射流对撞后形成的激波还呈现出2种特殊的运动模态：左右摇摆模态与弓形旋拧模态。

激波的左右摇摆模态阴影如图4所示，从图中可见，射流对撞后形成的激波呈现周期性的左右摇摆。在t=92513 μs时，激波处于左右摇摆模态的初始状态，与2个喷管的对称面平行，随后激波逆时针偏转并在t=92531 μs时到达极限位置；之后激波又顺时针偏转，在t=92559 μs时与对称面平行，直到在t=92576 μs时到达极限位置；随后再次反向沿逆时针偏转并在t=92594 μs时与对称面平行，完成左右摇摆模态1个循环；之后激波继续逆时针偏转，进入下1个循环。

图5 弓形旋拧模态的阴影

激波的弓形旋拧模态阴影如图5所示，首先在t=15109 μs时激波与2个喷管的对称面平行，然后激波中部逐渐向右侧突起并演变成反C型曲面，如图5（a）所示，然后激波上下两端向右偏移，并在t=15145 μs时演化成明显的弓型曲面；之后激波上下两端向左偏移逐渐恢复到反C型曲面，如图5（d）所示，最后激波中部突起部分向左偏移并在t=15179 μs时恢复到与2个喷管对称面平行的位置，此时完成弓型旋拧模态的1一个循环；之后激波中部再次向右侧突起，进入下1个循环。

由于加工误差等因素，两侧喷管流出的超声速射流不可能保证完全一致，当两侧射流的流速相差较小时，射流对撞基本稳定，呈现出拉锯脉动模态，而当流速相差较大时，射流对撞不稳定，呈现出左右摇摆、弓形旋拧等模态。

2.2 动态压力特性分析

布置于2个喷管出口连线中点的动态压力传感器采集到的动态压力局部时域如图6所示，从图中可见，在少数情况下压力脉动幅值比较大，最大值约为1.534 MPa；在多数情况下压力脉动幅值比较小，约为1 MPa，最小约为0.5 MPa。造成这种现象的原因是超声速射流对撞不稳定性，即射流对撞后可能出现拉锯脉动模态，也可能出现2种特殊的运动模态。当拉锯脉动模态的激波合并时，对撞区域压力大，动压传感器采集到的动压幅值较大，从图中可见，2次较大峰值之间的时间间隔大约为1050 μs，即激波拉锯脉动模态的频率大约为956 Hz；当对撞后出现2种特殊模态时，动压传感器采集到的动态压力幅值较小，没有明显的周期性，具有一定的随机性。

图6 动态压力时域

将喷管出口中心动态压力进行傅里叶变换后得到频域图如图7所示。从图中可见，动态压力频谱中同时存在基频为1068、3952 Hz的2种压力脉动，其2倍频分别为2316、7903 Hz，其3倍频分别为3452、11850 Hz。其中的1068 Hz与根据时域图计算得到的激波拉锯脉动模态频率956 Hz比较接近。而图中基频为3952 Hz的峰值仅为1根单一线段，推测此频率代表的压力脉动与激波拉锯脉动模态产生的压力脉动不同。考虑到动态压力传感器是由1根具有一定高度的钢制支架固定在基座上的，相当于1根悬臂梁，在强扰动作用下很可能会发生振荡，由此推测，3952 Hz可能是动态压力传感器支架的固有振荡频率。

为了说明3952 Hz的压力脉动的成因，使用Hypermesh软件进行建模分析，压力传感器基座上部的5种振荡模态如图8所示。模拟中采用六面体网格，同时根据支座材料为45#碳钢，确定计算中的弹性模量E=200 GMPa，泊松比μ=0.269。设置基座底部横向支架两端为固定点，即此 2 点的 dx、dy、dz、wx、wy、wz均为零。约束支座头部（即传感器固定处）x、y、z方向的平动自由度以及绕 x、y、z轴方向的旋转自由度。经过计算得到的各模态的固有频率fg分别为939.8、2019、3697、3810.5、8557 Hz。从图 8（d）中可见，模态的振荡频率为3810.5 Hz与频域图中基频为3952 Hz的压力振荡频率在数值上非常相近，因此可以判定3952 Hz的基频为动态压力传感器基座的固有振荡频率。

图8 动态压力传感器基座5种振荡模态

2.3 辐射噪声特性分析

射流对撞中通常包含3种辐射噪声：啸叫、宽频带激波相关噪声、湍流掺混噪声，并且每种噪声都有其相对应的声源，如湍流结构所辐射的湍流掺混噪声[14-15]；激波胞格结构与湍流不稳定波动的相互作用产生的宽频带激波相关噪声[14-15]；非定常小扰动在喷口与激波胞格间的正反馈产生的啸叫[16]。

图9 辐射噪声频谱

超声速射流对撞过程中产生的辐射噪声的频域如图9所示。从图中可见，在低频段存在频率较低的湍流掺混噪声，其频率比较稳定，所占的频带较宽；在高频段存在宽频带激波相关噪声；除此之外，还可以看到基频为1043 Hz的啸叫及其携带的2次与3次谐波，这由激波拉锯脉动模态引起的，但是，啸叫频率为1043 Hz较动态压力传感器直接测得的动态压力频率1068 Hz略有降低。根据Powell[16]提出的啸叫声反馈放大机制可知，由于激波拉锯脉动模态引起的压力脉动作为初始的外界扰动经过了较长的声反馈回路，产生的啸叫频率必然低于声源的压力脉动频率。

3 结论

开展了自由空间内连续超声速射流对撞的试验，通过分析流场阴影、动态压力和辐射噪声来揭示连续超声速射流对撞的机理，得出如下结论：

（1）自由空间内连续超声速射流对撞后产生的激波呈现3种不同的运动模态：拉锯脉动模态、左右摇摆模态和弓型旋拧模态；拉锯脉动模态的过程实质上是射流对撞产生的激波阵面的小幅高频拉锯式脉动。

（2）在射流马赫数为1.5的工况条件下，激波的拉锯脉动模态导致的压力幅值可达1.534 MPa，具有周期性，其频率为1068 Hz；激波的左右摇摆模态和弓型旋拧模态导致的压力幅值较小，具有随机性。

（3）激波拉锯脉动模态引起的压力脉动作为初始的外界扰动经过了较长的声反馈回路，其产生的啸叫频率低于声源的压力脉动频率。

[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]蔡晓东，梁剑寒，林志勇，等.基于自适应网格加密的超声速可燃气热射流起爆详细反应数值模拟 [J].航空动力学报，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，吴春华，等.不同形式扩张喷管对两级PDE性能的影响[J].推进技术,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]李海鹏，何立明，陈鑫，等.凹面腔内激波聚焦起爆爆震波过程的数值模拟[J].推进技术，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，章雄伟，等.环形射流喷口位置对激波聚焦起爆的影响分析[J].推进技术，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，姚朝晖，崔雨.凹凸板冲击射流噪声特性的实验研究[J].清华大学学报,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]张强，陈鑫，何立明,等.矩形喷口欠膨胀超声速射流实验研究[J].物理学报，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，郝鹏飞，张希文,等.超声速射流啸叫模式切换不稳定性[J].声学学报,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]陈喆，吴九汇，陈鑫.流经矩形喷嘴的超音速射流啸叫模式切换的实验研究[J].物理学报，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.连续超声速射流对撞诱导激波聚焦的机理研究[D].西安：空军工程大学，2016.DIAO Zhicheng.Mechanism research of shock focus induced by continuous supersonic jet collision[D].Xian:Air Force Engineering University,2016.（in Chinese）