超燃冲压发动机(超音速燃烧冲压发动机)在高速推进方面比火箭有很大的性能优势。超燃冲压发动机进入太空或高速飞行的常规部署仍然存在重大障碍。
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入口UNSTART是与扰扰相关的一个特别关键的问题。这是原始入口冲击系统的上游位移或倾向。大型流量溢出可能是由此产生的脱离冲击引起的，在进口前形成，这将降低性能，并导致发动机上的暴力，不稳定加载的生产，可能导致其破坏。
发动机燃烧室内的异常工况是进气不启动的一个潜在原因。这将导致压力扰动的上游传播，它可以取代进口冲击系统。例如，第二次X-51飞行的失败据说就是由这一过程造成的。
因此，有必要检查内部的责任机制燃烧室，并了解伴随初始不启动的瞬态现象如何表现出来，以预测、检测和防止此类不启动事件。
实验配置
所有的实验都是在德国航空航天中心(DLR)的HEG(高焓激波隧道Göttingen)设施内进行的，HEG是一个反射激波风洞，能够在马赫数大约为6到10的情况下再现各种各样的流动条件。
该设备将测试时间限制在几毫秒，这使得一系列高速流动问题的研究，但可视化，特别是不稳定现象，尤其具有挑战性。
在本研究中，模型配置是Hyshot II飞行实验的燃料流动路径的全规模再现，在澳大利亚昆士兰大学运营的Hyshot计划中的第一次成功测试。
该程序旨在在超声波马赫数产生引用超声波燃烧数据。因此，配置比实际推力的生产发动机更为学术。然而，由于简单的设计和方便的光学接入，Hyshot II被认为是本研究的理想候选者。
图1的右侧显示了流路径。进气部分由一个简单的18º楔组成。这个表面的附面层被附面层的排气通道所吞噬，而不是被允许进入燃烧室。燃烧室是一个长300毫米，高9.8毫米，宽75毫米的等面积管道。
在进气侧前缘下游约58 mm处，氢燃料通过四个孔沿壁法向喷射。一个简单的二维膨胀就可以弥补这个缺陷。图1左侧为HEG试验段内的模型示意图。
在这些实验中，Hyshot II飞行试验的飞行条件在28公里的海拔地区与风洞再现。自由流马赫数约为7.4。为了诱导稳定和不稳定的燃烧条件，在各种压力下注射氢燃料。
图1。（剩下）HEG试验部分Hyshot II Scramjet模型的示意图：（a）heg喷嘴;(b)注氢阀。(右)HyShot II超燃冲压发动机的流道(相对于左侧示意图倒置):(c)进气坡道;(d)边界层放气通道;(e)注射位置;(f)整流罩侧燃烧室壁;(g) injector-side墙;(h)排气的表面。图片来源:Cavitar。
流动和燃烧特性的可视化是本研究的重要组成部分。因此，为了提供几乎整个燃烧室的光学通道，在模型中安装了窗户。
具有传统Z型布置的Schlieren是第一种实现的成像。流动密度的第一空间导数用Schlieren技术可视化，使其可用于成像特征，例如冲击，边界层和剪切层不可压缩流动。
在赫格等设施中，高速Schlieren成像由于短的测试时间和测试流程中的热气体产生的大量自发光程度而挑战。光源有可能被这种亮度淹没。
如果气流燃烧，亮度问题就会进一步恶化。通过使用CAVILUX智能照明激光进行可视化，解决了这个问题。这是因为，由于产生的光的单色性，可以在光路中插入一个窄带通滤波器，从而有效地消除了自光度。
通常，随着光的不连贯性，还消除了通常与激光光源相关联的斑点和衍射边缘。短脉冲持续时间（此处〜30 ns）是该光源的另一个优点，因为它有效地冻结了流动结构。这Cavilux Smart.与Shimadzu HPV-1高速相机结合使用，帧速率为16或32 KFPS。
OH*化学发光可视化是第二种成像类型，也使用岛津HPV-1(没有光源)。在氢的燃烧过程中，OH是中间产物之一，因此，电子激发自由基OH*的浓度可以很好地指示火焰的开始。
OH*的另一个优点是它在狭窄的波段(310 nm附近)发出强烈的光。这意味着如果在相机前放置一个窄的这个波长的带通滤波器，就可以得到这个基团的视线强度分布。通过结合纹影和OH*化学发光可视化，可以绘制出燃烧室内的流动和燃烧特征之间的联系。
结果
低氢注射压力导致燃烧室内部的稳定燃烧条件的发展。
图2显示了靠近注射位置(大约80毫米长)的流动区域的纹影和OH*可视化。
图2。(上图)Hyshot II燃烧室的流量的Schlieren图像在注射位置附近（在左下角看到），用于稳定的燃烧条件。(下图)OH*同一区域的化学发光图像。图片来源:Cavitar。
在每个图像的左下角是注入端口孔。在Schlieren图像中，通过注入的氢气与进入的测试流的相互作用产生的桶冲击很清楚，并与管道上的几个反射。
也可见是注射夹具本身;通过短的激光脉冲持续时间很好地指示湍流结构的冻结。
关于研发燃烧纹影成像Cavitar Ltd的应用说明可以在这里找到:www.cavitar.com.．
在可视化窗口的下游端有一个接近管道高度的一半的穿透深度。在OH*图像中没有证据表明燃烧直接发生在喷射点。相反，燃烧似乎是由枪管冲击的第一次反射在喷射器侧壁附近引起的。
因此，似乎在冲击时的温度和压力似乎足够增加，以使喷射射流的侧面的边界层中的热氢引起点火条件。直到枪管冲击的第二反射，燃烧保持与边界层隔离。这将进一步进入管道并加剧燃烧。因此，在这些图像中的流动和燃烧特征之间示出了清晰的链接。
图3。瞬态流动的准同步纹影和OH*化学发光显示(附近)靠近喷射器和（对）在中央燃烧室。图片来源:Cavitar。
压力传感器测量结果显示，随着注入氢气量的增加，压力扰动开始向上游发展并传播，这标志着不启动的开始。不清楚这种干扰的性质是什么，因此，高速可视化捕捉了不稳定的发展。图3显示了这些序列。
靠近注入位置的流动区域序列如图所示。在最初的1.4 ms中，可以看到图像与稳态燃烧情况相似。观察到的燃烧的明显弱点是由于OH*图像的曝光时间在这里减少了。
首先在3.5毫秒的Schlieren图像中的牛仔侧壁上看到冲击结构，在OH *图像中具有伴随的凸起特征。当出现准稳态配置时，这些继续向上移动，直到大约4.4ms。
就在喷油器的下游，激波停留在整流罩的侧壁上，并且位于这个激波在喷油器侧壁撞击点的直接下游，是主要的燃烧区域。随着OH*结构的出现，在喷射器侧壁上形成了一个分离的流动区域。
在这些区域中的停留时间增加大大增强了氢气点火。在Schlieren图像中的不稳定流结构也支持此解释。乘7.0ms，冲击结构继续在喷射器上游移动。然而，正如这是在稳定的测试时间之后，它可能是随后发展的不稳定流入条件的结果。
图3右侧显示了来自更下游的中央燃烧室的相应图像。在整流罩侧壁上形成了一个激波序列，从2.5 ms可见;这列激波迅速增强并向上游移动。
在超燃冲压发动机燃烧室中，这种激波序列通常是由以下两种机制之一引起的:由逆压梯度引起的边界层分离，或由过度的热释放导致的热阻塞，导致流动进入音速条件。
在OH *图像中可以看到燃烧的逐渐增强。然而，遵循冲击火车运动的OH *特征是显着的，这表明震动火车的发展与层分离无关，而是又是热窒息的结果。这与先前调查的调查结果相矛盾。因此，在上游序列中看到的边界层分离必须在震动火车传播的稍后的点处开发。
结论
采用高速纹影可视化技术，对某型超燃冲压发动机的非定常流动和燃烧现象进行了研究Cavilux智能激光器和哦*化学发光成像。
初期的unstart似乎采取了一个在中央燃烧室开始并在上游传播的冲击火车的形式。通过比较Schlieren和OH *图像，排除了边界层分离作为这种不稳定的开发的主要机制。因此，由于过热释放，负责机制被鉴定为热窒息。
致谢
由德国航空航天中心(DLR)欧洲杯足球竞彩的斯图亚特·劳伦斯博士(博士)原创的材料制作，Göttingen。
此信息已采购，审查和调整野外乐广达提供的材料。欧洲杯足球竞彩
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