超燃冲压发动机燃烧效率评价方法摘要：超燃冲压发动机是未来快速飞行器的心脏，是目前世界各国正投入巨大精力研究的科研制高点。
在评估发动机和燃烧室的各项性能时，燃烧效率是评价的重要性能指标之一。
本文针对这一性能指标，将介绍几种评价超燃冲压发动机燃烧效率的方法：氢燃料特征原子团光谱辐射强度测量换算氢燃料燃烧效率的方法，探针取样组份分析方法、一维流动参数评估方法。
在这些燃烧效率计算方法中涉及燃烧学的基本知识。
在介绍这些评价燃烧效率的方法时，本文还将对这种方法做简单评价，并学习它们解决问题的思路。
关键词：超燃冲压发动机、燃烧效率、一维评价方法超燃冲压发动机简单地说就是燃料在超声速气流中进行燃烧的冲压发动机。
，其飞行速度一般都在马赫5以上，以美国X-51高超声速飞行器为例，其飞行速度达到马赫数6。
但从速度来讲，高超声速飞行器在国防和军事领域将有很好的发展前景，可以应用于高超声速导弹和空天飞机，这也是为什么如今有实力的世界大国都在争先发展这种飞行器的主要原因。
图 1高超声速导弹超燃冲压发动机属于冲压发动机范畴。
与一般的冲压发动机不同的是发动机进气前与进气后其气流都维持在5马赫的高超音速以上。
而一般的冲压发动机则需要把气流减速增压。
但气流速度一旦达到了5马赫的高超音速以上时，气流减速增压所带来的高压强高温度会超过发动机材料承受极限。
所以解决最好的办法就是以高超音速吸气后经过燃烧后马上高超音速喷出。
这样发动机内滞留的静压静温就不会威胁发动机正常运作。
当然要在这种速度下正常飞行，也是有很大的难度的，目前而言，困难主要集中在两个方面：一是点火困难，在高超音速中添加燃料并点火无异于在龙卷风中点燃一根火柴；二是飞行器热防护问题，在Ma>5时，飞行器将受到空气急剧地加热效应，这种加热是一般材料承受不了的，因此，高温条件下的主动热防护成为研究的关键之一。
对于超燃冲压发动机的研究，前人已经做了很多工作。
在对超燃冲压发动机及其燃烧室的研究过程中，对其性能的评价是非常重要的工作。
在评估发动机和燃烧室的各项性能时，燃烧效率是评价的重要性能指标之一。
在这方面，人们也做了很多研究，取得了丰硕的成果。
燃烧效率不能直接测量，需要通过一些测量的参数经过处理换算求出。
经过多年研究，燃烧效率的评估方法不断得到完善，目前，各国研究中常用的方法有氢燃料特征原子团光谱辐射强度测量换算氢燃料燃烧效率的方法、探针取样组份分析方法、一维流动参数评估方法等。
本文将着重于这三种评估方法，介绍它们的评估思想和算法，并从可实现度、准确度、适用性等方面对这几种评价方法作简单的评估和比较。
在分析和学习前人的燃烧效率的方法时，将举出他们所用到的燃烧学知识，学习他们解决问题的思路和特点，以期对未来的实践有所帮助。
1.超燃冲压发动机研究现状从上世纪50年代开始，超燃冲压发动机的研究已经半个世纪了。
这期间在该领域取得了很大的进步，积累了大量的理论和实验的研究结果和数据，研究的问题涉及到发动机及其各部件的各个方面。
研究表明，在马赫数3~6范围内，亚燃冲压发动机具有较好的性能；当马赫数大于6时，超燃冲压发动机性能已经优于亚燃冲压发动机。
大量的地面试验、俄罗斯的五次M6附近的飞行试验、美国X-43A的M7和M10飞行试验、美国X-51的M6飞行试验的成功，都证明了用超燃冲压发动机作动力的高超声速飞行器在技术上是可行的。
然而，超燃冲压发动机的研究道路还很长，要研究的问题还很多，研究任务还很艰巨。
特别是我国，这方面的研究工作起步较晚，基础薄弱，从超燃冲压发动机的点火燃烧、试验研究方法、试验设施和测试手段、CFD模拟、数学物理模型的建立和验证到系统研究方法、地面试验演示验证、飞行演示验证、应用背景等方面均需要大量的研究工作。
为了缩短与发达国家的技术差距，我国正在这个领域进行全方位的研究工作。
美国、俄罗斯、欧洲、澳大利亚、日本等国家，对超燃冲压发动机的研究已经进行了多年，目前进行试验样机的飞行演示和应用研究工作。
2.超燃冲压发动机燃烧效率评价方法2.1氢燃料特征原子团光谱辐射强度测量换算氢燃料燃烧效率的方法[1]特征原子团光辐射强度测量判断氢燃料燃烧效率的方法目前已经成熟。
碳氢燃料特征原子团测量方法是目前各国正在探索的问题，由于碳氢燃料燃烧的化学反应机理比较复杂，这种方法目前的难点在于构筑方法，根据目前光学系统可以达到的水平，碳氢燃料特征原子团的测量通常选取OH、CH、C2。
对于较为简单且有代表性的碳氢燃料乙烯说，较为完全的反应模型就有500多步。
所以尽管在用的化学反应模型很多，但能找到与可测量的特征原子团建立关系的反应模型却很少。
美国和日本在这方面已经取得了一些进展，其中日本的Kojima等人已经可以根据光辐射光强得到燃烧的当量油气比，但还没有找到与燃烧效率的关系。
另外该方法需要的测量系统比较复杂，对环境条件要求比较高、费用也很高。
2.2探针取样组份分析方法[1]探针取样进行燃气组份分析，是亚声速燃烧环境（如涡喷发动机燃烧室、亚燃冲压发动机燃烧室）常用的方法。
该方法使用中空的探针，探针置于流场中，将燃气通过探针导入气样收集器，再用色谱仪对燃气的组份进行测量，与完全燃烧后的燃气组份进行比较就可以得到燃烧效率。
但是把该方法应用于超燃发动机流场测量时，需要解决很多问题。
比如应用于高温高速流场的探针的制作问题、数据的测量精度问题，尤其是能否成功地冻结化学反应是测量技术的关键。
由于要把探针插入流场，如果插入位置是超声速流时就会在探针前面形成激波，气体通过激波后静温会上升，这样一些原来没有完全反应的燃烧产物可能会继续反应，使取样环境不确定；即使通过一定的消波技术削弱探针前激波的强度，波后燃气的急冷过程是否能够彻底消除续燃现象，也还是有争论的问题；此外，该系统正确运行的条件很苛刻，测量精度与控制系统的运行条件密切相关。
总之，这种方法面临取样失真问题，测量精度还难以说清楚。
2.3一维流动参数评估方法一维流动参数评估方法利用部分试验数据、根据一维流动守恒方程组求解燃烧效率，该方法应用于强燃烧工况，在气流相对均匀的流场部分（燃烧室后部），具有相当的可信度。
与详细的CFD模拟相比，虽然显得粗糙了一些，但在试验研究中比较实用、快捷，因而各国超燃冲压发动机研究单位均发展了自己的一维流动燃烧效率评估方法。
该方法在使用过程中，需要结合实际的燃烧状况，合理选取相关参数，如果不合理地忽略了一些因素，会影响其适用范围。
下面，将介绍两种燃烧效率一维评价方法。
其中一种作了一些假设，及忽略了一些因素，另一种则考虑到这些因素。
2.3.1一种作适当假设的燃烧效率一维评定方法[2]该方法做如下几点基本假设:(1)发动机内工质气体为理想气体，符合理想气体状态方程;(2)自由来流气体经过一个绝热压缩过程，完成从自由来流到隔离段入口(即进气道出口)气流状态的改变，且压缩过程绝热指数为常数;(3)模型发动机燃烧室出口气流经过一个假想的绝热等嫡膨胀过程，气流静压达到自由流静压，以最大限度地产生推力，且膨胀过程绝热指数为常数;(4)超燃冲压发动机前体和进气道压缩过程不产生推力，超燃冲压发动机推力为燃烧室和喷管产生推力之和。
超燃冲压发动机的热力循环过程可以大致划分为飞行器前体好的进气道的压缩过程、燃烧室内加热过程和喷管膨胀过程。
相应地，超燃冲压发动机的总效率是压缩效率、加热效率和膨胀效率的乘积，即：（1）当把超燃冲压发动机的所有工作过程看做一个整体的角度出发，直接给出超燃冲压发动机的总效率。
超燃冲压发动机单位时间内对包括发动机本身的飞行器系统所做的功，称为推力功率，用下式表示:（2）式中，eN一发动机推力功率;Fe一发动机推力;V--气飞行器飞行速度。
定义单位时间内供给发动机系统燃料的化学能为发动机系统的化学能供应率，用下式表示：（3）式中，fm.一燃料质量秒流量，kg/s;uH一燃料低热值，kgJ/。
从能量角度讲，超燃冲压发动机的能量利用总效率是推力功率和推进剂化学能量供应率之比，即：（4）即：（5）式(5)中包含了压缩效率、燃烧效率和膨胀效率，本文研究关注的是燃烧效率b根据基本假设二，自由来流气体经过一个绝热压缩过程，完成从自由来流到隔离段入口(即进气道出口)气流状态的转变。
超燃冲压发动机直连式试验中，模型发动机隔离段入口条件是确定的，其总压恢复系数和压缩效率从就可以计算出来。
因此，只要能够给出膨胀过程的效率认和超燃冲压发动机推力凡，就可以计算出模型发动机燃烧效率。
根据基本假设三，模型发动机出口气体经过一个假想的绝热等嫡膨胀过程而达到试验模拟飞行高度自由流静压，膨胀过程的效率即为该过程的效率，膨胀过程发动机产生的推力即为该过程产生的推力。
根据基本假设四，超燃冲压发动机前体和进气道压缩过程不产生推力，发动机推力是燃烧室和喷管产生推力之和，即:（6）式中b F 是燃烧室产生的推力，可以经过对实验数据的分析处理获得，也可以通过数值计算获得。
压缩效率由下式计算：（7）式中ψ为压缩过程循环静温比，c π为压缩过程总压恢复系数，c γ为压缩过程的绝热等熵指数，假定其为常数1.36。
（8）（9）膨胀效率e η可由下式计算：（10）式中，0P 为发动机飞行高度自由流静压，4P 为发动机燃烧室出口压力，膨胀过程绝热等熵指数e k 取1.24，膨胀过程总压恢复系数：（11）式中，4M 为发动机燃烧室出口气流马赫数，10M 为燃烧室出口气流膨胀到自由流静压后的马赫数。
由于等膨胀过程总压不变，故其总压恢复系数为1，膨胀效率为1。
结合连续方程、理想气体状态方程和前面推到出的方程推导出膨胀过程喷管产生的推力：（12）上式中气流膨胀到自由流静压后的静温10T 可根据理想气体绝热过程静温变化与静压变化的关系式求出：（13）绝热等熵过程总压守恒，即：（14）据此可得到气流膨胀到自由流状态后的马赫数10M ，再由音速公式和马赫数的关系可得：（15）可以求出气流膨胀到自由流静压后的速度。
至此，由式(13)和式(14)可以求出喷管出口气体绝热等嫡膨胀到自由流静压后的静温和速度，再由式(12)可以求出该膨胀过程中喷管能够产生的推力。
发动机燃烧室产生的推力可由试验测量得到。
发动机飞行状态飞行速度、发动机燃料流量、燃料低热值已知，压缩过程的效率由式(7)计算，而假想的绝热等嫡膨胀过程效率为1，把这些参数代入式(5)就可以求得模型发动机燃烧效率b η。
从以上分析来看，该方法的种种假设忽略了一些本来存在的因素，燃烧室内真实工况复杂多变，并不严格遵守某种或几种假设，在一定程度上限制了它的适用范围。
2.3.2一种考虑真实工况的燃烧效率一维评价方法[2]图 2超燃冲压发动机典型结构典型的冲压发动机流道和部件上图所示，流动中影响气流参数的因素[3]有： 1）发动机内流道的面积变化； 2）壁面和喷嘴的摩擦力； 3）燃料的质量添加作用； 4）燃料带入系统的动量； 5）气流和壁面的热交换；6）燃料带入系统的能量（不含化学能）； 7）燃料燃烧释热。