高焓风洞液氧酒精空气燃烧加热器设计与试验.pdf

2023 年 8 月第 44 卷 第 8 期推进技术JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGYAug.2023Vol.44 No.8210882-1高焓风洞液氧酒精空气燃烧加热器设计与试验*麻军德，张洪春，于广雷（西安航天动力试验技术研究所，陕西 西安 710100）摘 要：高焓风洞是进行吸气式发动机地面模拟试验的重要设施，为满足高温、高压来流模拟的需求，研制了一种基于液氧酒精燃烧的空气加热器。该加热器采用液液自击喷注与空气直流分区组织燃烧，并利用等离子体点火器实现中心点火，生成高焓来流。10kg/s量级燃烧加热器点火调试表明：该装置点火启动迅速，建压平稳并在点火器关闭后维持了稳定来流的生成，覆盖范围宽，在地面试验领域具有良好的应用前景。关键词：高焓风洞；空气液氧酒精三组元；燃烧加热；试验；加热器中图分类号：V416.8 文献标识码：A 文章编号：1001-4055（2023）08-210882-09DOI：10.13675/ki.tjjs.210882Design and Test of Liquid Oxygen Alcohol Air Combustion Heater in High Enthalpy Wind TunnelMA Jun-de，ZHANG Hong-chun，YU Guang-lei（Xi an Aerospace Propulsion Test Technique Institute，Xi an 710100，China）Abstract：High enthalpy wind tunnel is an important facility for ground simulation test of air-breathing engine.In order to meet the demand of high temperature and high pressure flow simulation，an air heater based on liquid oxygen alcohol combustion was developed.The heater uses liquid-liquid self-impinging injection and air-direct current zone combustion，and uses plasma igniter to realize central ignition and generate high enthalpy to flow.The ignition debugging of the 10kg/s combustion heater shows that the device has a fast start-up，stable build-up pressure and maintains steady flow after the igniter is closed.The range is wide，and has a potential application prospect in ground testing field.Key words：High enthalpy wind tunnel；Air/LOX/alcohol three-component；Combustion heating；Test；Heater1 引 言关于高超声速高焓流动的研究已经成为具有鲜明学科特色和重大需求背景的气体动力学的前沿学科1。作为学科发展所依赖的基础研究手段，高超声速高焓流动试验技术主要指用来产生高总温和高总压试验气流的风洞试验技术2。为产生高温、高压气流，模拟发动机进气道入口气流特性，需要对试验气流进行加热，并保证模拟来流氧含量与大气一致。常用的加热方式有燃烧、蓄热、电弧与激波加热，相比而言，燃烧加热具有释热快、效率高、运行与维护成本低等优点，在吸气式发动机试验中广泛使用3。美国 NASA 兰利研究中心的 8英尺风洞4作为世界高焓风洞的典型代表，采用空气甲烷燃烧加热，总温可达 2000K，可实现 Ma37 模拟来流生成，运行时间为 120s5，支撑了美国多个高超声速飞行器项目的*收稿日期：2021-12-19；修订日期：2022-07-08。通讯作者：麻军德，硕士，高工，研究领域为高焓风洞及高超声速试验技术。E-mail：引用格式：麻军德，张洪春，于广雷.高焓风洞液氧酒精空气燃烧加热器设计与试验 J.推进技术，2023，44（8）：210882.（MA Jun-de，ZHANG Hong-chun，YU Guang-lei.Design and Test of Liquid Oxygen Alcohol Air Combustion Heater in High Enthalpy Wind Tunnel J.Journal of Propulsion Technology，2023，44（8）：210882.）高焓风洞液氧酒精空气燃烧加热器设计与试验第 44 卷 第 8 期2023 年210882-2基础研究。美国阿诺德中心的气动与推进试验设施（APTU）6采用异丁烷与液氧燃烧加热空气，最高总温可达 2600K，来流总流量最大 408kg/s，完成了高超声速推进系统的大量地面试验。日本航空航天研究机构（JAXA）建立的超燃冲压发动机地面试验设施（RJTF）7采用多级组合加热的模式实现了最高总温2600K，试验时间可至 60s。此外，以色列8、澳大利亚9、荷兰10以及韩国11等都建立了应用于高超声速动力装置的地面试验设施，包括燃烧型来流模拟装置等。国内吸气式发动机的研究相对于发达国家起步较晚，试验设施的建设与应用相对滞后，中科院力学所建造了我国第一台超燃冲压发动机地面实验设施，总温可达 2000K，总压可达 5MPa，流量可达 4.5kg/s。二维喷管可将主气流加速到 Ma5.812，来流模拟系统采用“烧氢补氧”的方式。中国空气动力研究与发展中心来流模拟系统采用氢/氧13及液氧/异丁烷/空气14的燃烧方式开展加热器设计，实现了 50kg/s 加热器可靠点火，马赫数可达 6，喷管出口直径=1m，该加热器空气和液氧掺混形成低温空气与燃料燃烧加热，其低温空气为直流喷注，燃料为离心喷注，启动、关机峰较大，参数的稳定性有待改善。北京航天长征飞行器研究所15来流模拟系统采用“气氧/煤油”气液同轴外旋离心式喷嘴的燃烧方法加热空气，主要用于材料热防护研究，其特征速度效率可达99%，工作性能优异，燃烧室压力 1.26MPa，喷管出口直径=65740mm，同时建成了国内 200MW 的燃气流风洞试验系统，喷管出口直径=1.5m，但加热器喷嘴与隔板之间加工过程需钎焊，制造成本高、加工周期较长。北京动力机械研究所研制的来流模拟系统采用多种加热方式：“烧氢补氧”，“液氧（气氧）/酒精/空气”等燃烧加热16-17。西安航天动力试验技术研究所采用液氧/酒精/空气离心喷注的燃烧方式，可覆盖 Ma38的试验能力18。此外西北工业大学直连台具备总温 500900K，总压 0.52.5MPa，主流空气流量 0.51.5kg/s 的模拟能力，覆盖模拟飞行马赫数3419，国防科技大学20-21等高校设计了一系列用于中 小 尺 度 冲 压 发 动 机 基 础 理 论 研 究 的 燃 烧 型 加热器。加热器是采用氧化剂、燃料燃烧加热空气的装置，工作环境苛刻，在地面使用时却需要高效燃烧、安全可靠、长时间运行等要求，同时需要与试验台供应系统组成、工质种类相结合并兼顾运行的安全性、经济性、维修性等因素。采用离心喷嘴，蜂窝式布局的喷注结构，需要钎焊连接三底两腔（见图 1），钎焊的质量决定了喷注器的可靠性，地面设备需长寿命使用，使用频次方面是与推力室最大的区别点。冷热疲劳交替钎焊缝容易开裂，极端情况下导致窜腔爆炸。从目前研究文献中可知，大部分喷注方式为同轴离心式或在此基础上对结构进行局部调整，喷注器需要钎焊连接各腔体的隔板及隔板与喷嘴之间的结构，往往是一条焊缝两边是氧化剂与燃料，存在因钎焊质量问题而导致氧化剂与燃料窜腔发生烧蚀、爆燃及爆炸等安全事故，同时采用高温合金钎焊连接的喷注器因焊接方式、材质等维护保养成本高。本文提出了一种整体锻造、一体化加工的喷注器结构，采用不锈钢加工，工艺性良好、互换性强，从根本上解决了窜腔的问题，同时在燃烧装置运行方面提出安全控制的方法。经过热点火调试验证，该燃烧装置具有温度覆盖范围宽、长时间、安全可靠的优势，是高焓风洞地面试验加热方式的一次有益探索。2 燃烧加热器设计2.1 设计原理及流程2.1.1 总体设计 加热器属于热力组件，其核心是通过两组元燃烧产生高温、高压燃气，同时将空气掺混进燃气中，达到发动机进气道所需总温、总压的燃气。燃气温度及燃气氧含量通过氧化剂、燃料及空气的配比控制，燃料消耗氧的质量需要液氧补充剩余的氧质量。2.1.2 燃烧模式选择 从国内外燃烧装置燃烧组织形式来看，主要有气气燃烧、气液燃烧、液液燃烧等形式，燃烧组织在推进剂种类确定后，主要考虑的因素为流量密度分布、燃烧效率及良好的头部冷却等。液体火箭发动机推力室因循环方式的区别一般采用富氧燃气与液体燃料燃烧22（气液模式）或液氧通过再生冷却后成Fig.1Structure of swirl injector推进技术2023 年第 44 卷 第 8 期210882-3为气氧与富燃燃气燃烧23（气气燃烧），气-气或气-液因一种组元已经处于高温气体状态（发生器出口），因此蒸发、混合与点燃液体组元更容易，火焰锋面会扩大，相比而言，液-液燃烧雾化、混合需要一定的距离，火焰锋面距离头部较气-气或气-液远，热防护设计相对更容易实现。因此作为吸气式发动机的地面试验设施，选择液-液燃烧模式，适当延长燃烧室燃气停留时间，可兼顾燃烧效率的要求。加热器参与燃烧的氧化剂与燃料的种类的选择与各个试验单位的试验类型、试验目的及传承经验等相关。燃料的选择种类较多，如煤油、异丁烷、酒精等，从发动机试验考核目的、地面试验与天地飞行差异性、试验台模拟准则出发，需要综合考虑工质使用经验选择。本方案氧化剂选择液氧，燃料选择酒精，兼顾了直连试验与自由射流试验的模拟准则、工质的使用经验及操作的安全性等。2.1.3 喷注结构设计 一体化锻造、环槽式布局的自击式喷注结构，从物理上进行了两腔之间的隔离。中心环槽为燃料腔，次外层环槽为液氧腔，自击式喷嘴环状分布，最外层环槽为空气腔（见图 2）。采用直流自击喷注单元组织燃烧形成高温高压燃气，喷注器面板采用环槽式加工，头部结构具有整体性强、刚性好等优点，环槽式集液腔可兼顾喷注器面板的冷却，喷注器与身部法兰连接，具有良好的互换性，身部热防护采用铣槽式水冷却结构，加热器启动采用高能等离子体点火器中心点火的方式。加热器的总体结构见图 3所示。2.2 参数计算2.2.1 设计流程 以发动机工作的马赫数和高度作为输入条件，结合试验台模拟准则，计算自由来流参数。本方案的加热器室压确定为 1.04.5MPa，总温 12001700K。根据总温、总压考虑保温效率、总压损失计算各系统流量参数及工作时序。最后通过热调试校测修正各系统的参数，使得燃烧室出口气流状态满足发动机试验需求。详细计算流程如图 4所示，计算的各系统参数如表 1所示。2.2.2 总体参数计算 加热器总体设计中，燃烧室内径、燃气停留时间及喷注压降作为总体参数首先应确定，同时这些参数相互有一定程度的关联，需要兼顾试验台实际布局、安装空间、供应系统压力等级及调节能力等方面因素，通过多种参数匹配计算后确定。（1）燃烧室内径加热器燃烧室内径作为总体设计的关键参数通过流密来计算，同时应兼顾喷嘴的排列而定，加热器流密关系式24如下：qmd=m pcA0（1）式中qmd为相对流密，s/m；m 为燃气总流量，kg/s；pc为加热器室压，MPa；A0为燃烧室横截面积，mm2。理论设计流密为（0.82.5）10-4kg/（Ns），加热器在设计过程中可适当进行调整。（2）燃气停留时间氧化剂与燃料雾化、混合、蒸发与燃烧需要一定Fig.3General structure of the heating deviceFig.2Structure of impact injectorFig.4Computational process高焓风洞液氧酒精空气燃烧加热器设计与试验第 44 卷 第 8 期2023 年210882-4时间，为了保证液体推进剂的充分燃烧，燃气需要在燃烧室停留足够的时间，燃气停留时间22关系式为s=pVm RT（2）式中s为停留时间，ms；V为加热器容积，mm3；R为燃气常数，J/（kgK）；T为加热器燃气温度，K。燃气停留时间一般取 18ms，由于加热器对燃气的组分、温度场均匀性等要求，燃气停留时间要更长，一般可按照 520ms确定。（3）喷注压降对于直流撞击式喷嘴，为保证一定的喷雾性能，喷嘴压降需不低于 0.5MPa。同时考虑室压的波动，应取得略高一些。考虑到加热器的工况调节特性，过高的喷嘴压降则会对供应系统产生不必要的负担。初步确定液氧、酒精设计工况喷注器压降为0.65MPa，计算撞击孔喷孔直径，空气压降设计工况取 0.5MPa，其计算公式为m L=fA2p（3）m g=aApgi2(-1)R0Tgi (pgipc)2-(pgipc)+1（4）式中m L，f，A，p，分别为加热器的液路喷嘴流量（kg/s）、液路喷嘴流量系数、喷孔面积（mm2）、喷嘴压降（MPa），液体密度（kg/m3）；m g，a，pgi，R0，Tgi，分别为加热器空气流量（kg/s）、气路喷嘴流量系数、空气喷嘴入口压力（MPa）、气体常数、空气路入口温度、比热比。2.3 点火设计大部分加热器选择气氧/酒精或气氧/煤油火炬的方式进行点火，也需考虑点火器的冷却等，供应系统复杂，影响可靠性的因素多，同时火炬点火器本身是燃烧装置，其自身的工作参数匹配性等影响着加热器点火启动特性。电弧等离子体点火器利用热等离子体能量集中、化学反应活性离子多的特点，可在极短时间内引发燃烧反应，完成燃料点火25。等离子体点火器内部剖面结构示意图如图 5 所示，等离子射流出口采用台阶型结构约束电弧运动。等离子体在工作时，首先通过高压电源击穿高压工质气体，建立电离通道，形成闭合回路，恒流源模块产生稳定的电流用于能量的维持。等离子电流为1535A，工作电压为160280V，点火功率约为5kW。等离子体点火器位于燃烧室喷注器中心，周围为富燃区域。加热器启动工作时，首先通入空气，启动等离子体工作电源，点火器自身产生的活化粒子与高温引起空气中的氧活化粒子的存在，对点火助燃和化学反应存在促进作用26，因此在燃料通入燃烧室之前，高温等离子体与空气存在活化粒子作用形成富氧高温环境，利于加热器点火，快速引燃撞击雾化的氧化剂与燃料。2.4 燃烧组织设计加热器采用液路自击、气路直流的喷注结构，燃烧室喷注器与身部，身部与喉部均采用法兰连接。喷注单元在设计过程中主要关注撞击角度、撞击点高度、喷注单元的布局等因素，同时需要考虑高温燃气对喷注器面的热辐射影响。（1）撞击角度撞击角度通常取 5090，选取合适的撞击角可以得到较好喷雾扇的质量分布和液滴尺寸分布，防止回流引起喷注器的烧蚀。在自击式的喷注器中液氧喷注单元的撞击角度通常小于酒精的撞击角度。Fig.5Plasma ignitorTable 1 Main design parameters of heating deviceCase12345Alcohol flux/（kg/s）0.300.500.300.300.30Oxygen flux/（kg/s）0.891.480.890.890.89Air flux/（kg/s）4.307.176.312.284.30Total flux/（kg/s）5.499.157.503.475.49Total temperature/K14781478120120051478Total pressure/MPa1.622.711.991.201.62Time/s10101010100推进技术2023 年第 44 卷 第 8 期210882-5（2）撞击点高度喷注单元的撞击高度，一般取 h=（25）d（喷注孔径），撞击点高度过大，射流自由行程长，撞击精度降低，影响喷雾扇形质量分布的均匀性；撞击点过小影响喷雾扇的展开，会引起喷注器面的烧蚀。（3）喷注器面布局喷注器为环槽式分布，环槽容腔为推进剂的集液腔，腔体的大小需要兼顾酒精、液氧与空气充填特性，必要时需要设置均流器来分配充填过程的均匀性。酒精与液氧自击雾化后混合，通过点火器点燃。通过设置两种组元不同的撞击点高度，形成近壁面极度富氧或富燃区域，结合环槽中的液体冷却，实现近喷注器面的热防护。燃烧室作为液氧与酒精雾化、混合与燃烧的主要场所，身部采用铣槽式夹层水冷结构进行冷却，同时在喷注面布局时最外圈设置空气可兼具气膜冷却的效果。（4）径向流密分析喷注器的径向流密分布见图 6 所示。由于氧化剂与燃料的流密基本接近，空气流密较大。加热器半径方向（r）的混合比在 45.5mm 处达到最大，在径向为陡的驼峰式分布可抑制不稳定燃烧。喷嘴之间形成的回流可实现火焰的稳定。中心环槽为燃料，点火器位于环槽中心，为富燃点火，有助于推进剂的蒸发混合与强化点火，同时富燃区域有利于喷注器辐射热防护。喷注面布局时，酒精喷注与液氧喷嘴数量尽量保持一致，可实现更好的混合，进而提高燃烧效率。3 试验系统与方法3.1 试验系统组成及方法试验系统包括液氧、酒精、空气、氮气及冷却水供应系统、测控系统及点火系统。加热器热调试系统组成如图 7所示，各系统入口设置压力、温度测点，各测点纳入紧急关机判读程序。试验方法分为试前准备、试验实施、试后处理。试前准备包括对系统状态的检查、相关设备及分系统的测试，确保试验准备状态按照要求完成，必要时需要对试验分系统进行调试，确定热试状态。试验实施是按照既定的流程开展试验，包括各系统的准备、电源上电、液气系统的充填，所有准备工作完成后，即可点火启动。试验过程中，所有供应系统入口阀门均采用程序自动控制，加热器启动时采用富氧点火，关机时酒精与液氧同时关机，也可采用富氧关机，防止积碳。试后处理包括系统断电、推进剂贮箱压力卸除、管路介质回收等操作。试后处理必须按照既定的流程开展。3.2 试验安全控制方法试验状态确定后需要进行模拟测试，模拟测试时施加相应的模拟载荷（压力、流量、温度等），同时对 紧 急 情 况 下 的 各 种 可 能 性 开 展 必 要 的 测 试 与检查。加热器启动与关机设置吹除系统。启动吹除利于低压条件下液体推进剂的良好雾化，关机吹除利于减小“后效冲量”，防止喷注器烧蚀。运行过程中实时监测并设置不同时段、不同系统的故障自动判读。加热器自动控制时序中设置全程异常判断程序，对冷却水压力、流量全程判读。同时对等离子点火状态、加热器工作状态进行判读，如有异常按照紧Fig.6Flow density distribution of injectorFig.7Facility for testing the combustion heater高焓风洞液氧酒精空气燃烧加热器设计与试验第 44 卷 第 8 期2023 年210882-6急情况处理，执行紧急关机执行，见图 8 中异常处理程序。故障模式下的工作时序与正常模式下关机时序有区别，需要严格制定，保证逻辑上与控制执行上无歧义（一般控制执行会有滞后，需要判读滞后带来的影响），紧急关机时序制定的原则是“任何时刻都有可能执行紧急关机，测控系统应具备随时自动关机与手动关机的功能”。试验系统指挥人员根据试验台具体情况，例如断水、停电、漏液、漏火等异常情况下，通过口令下达系统关机的指令。4 试验结果与分析试验工况见表 1，共 5种工况，主要目的是验证加热器燃烧组织、点火及热防护方案的合理性和可行性。获得不同总温条件下的点火、燃烧组织及热防护特性。4.1 试验工况分析加热器热调试供应系统液路流量通过涡轮流量计进行测量，流量计在安装前进行标校。可压缩气体采用在管道上安装的文氏管测量，其流量系数通过标校得到，气体流量计算公式为m g=aApgiKTgi（5）图 9给出了加热器典型弹道点试验测试参数，点火器工作时间覆盖空气、酒精和液氧压力建立的整个过程，点火器正常工作后对其反馈信号进行判读，正常点火后按照时序要求依次打开空气、液氧、酒精阀门，三组元工质在燃烧室建立压力，对加热器燃烧室压力进行判读，无异常后视为来流模拟系统启动正常。图 9 中空气、液氧和酒精的建压时间均低于 1s，燃烧室建压时间低于 1s，燃烧室在正常工作 10s开始关机，按照先酒精后液氧的次序关闭系统阀门，同时打开酒精、液氧系统的吹扫阀门，将集液腔内残余工质吹扫进燃烧室完全燃烧，吹扫氮气会在酒精、液氧喷前建立关机峰，燃烧室关机峰低于两路喷前峰值。通过调试确定点火器工作时间段、三组元在各自集流腔压力建立的时间、点火器故障判读、加热器故障判读及关机吹扫时刻，可实现加热器燃烧室启动平稳，关机防回火烧蚀。工况 3 设计值与试验值对比见表 2，表 2 中液路流量偏差低于 4%，液氧偏差因低温组元在供应过程中预冷的温度不同导致密度变化，最终影响供应流量。空气路通过控制文氏管前压力保证流量，压力偏差低于 3%。同时液路撞击孔的压降设计值与试验值存在一定的偏差，与设计时给定的流量系数准确性相关。总温根据喉道几何尺寸和超声速流动状态估算为 1105.2K，与设计值偏差 95.7K，分析认为燃烧效率为主要影响因素，同时受壁面水冷、热沉等影响，总温偏低。4.2 点火特性分析加热器点火受到液体组元的喷注、雾化、混合与流动等过程影响，是一个非常复杂的非稳态的过程。同时液氧作为低温组元工质对点火不利，一方面低温组元喷注导致启动时燃烧室温度低，另一方面低Fig.8Test timing principle of the heating deviceFig.9Typical ballistic points in working condition推进技术2023 年第 44 卷 第 8 期210882-7温组元的汽化需要吸热，会导致点火器能量降低，给加热器点火及火焰传播扩散带来困难27。为了研究加热器点火启动特性28，定义两个参数：点火时间 ti和着火延迟时间 ts。点火时间定义为燃料主阀打开时刻到室压突跃时刻的间隔。着火延迟时间定义为室压突跃至额定室压的 95%时刻的间隔。如图 10所示。点火时间与着火延迟时间见表 3，表 3 中工况 1，2在相同理论总温条件下，总压越高、流量越大，点火时间和着火延迟时间越短。对比工况 3，4，流量越大，点火时间和着火延迟时间越短。通过热调试基本验证了加热器室压在预定的时序下，可平稳爬升，结合液氧、酒精、空气喷前压力爬升的过程，可判断着火点时刻，为不同工况工作时序的制定提供理论依据。4.3 燃烧特性分析加热器点火热调试曲线见图 11，图 11（a）包含 4种不同工况，图 11（b）为工况 5，表明在点火器正常工作期间，加热器成功点燃，4 种不同工况的室压均迅速爬升，建压时间不大于 1s。加热器点燃后必须关闭点火器，防止点火延迟发生爆燃或启动峰。在稳态工作时间段内，室压波动低于1%，启动与关机过程平稳。启动段前 30s呈现低频波动，其波动幅值超过 1%，主要受空气压力波动，加热器室压呈现跟随空气压力波动，空气压力采用 PID 闭环控制，在调节过程中波动与参数的设置相关。4 种工况，温度范围跨度大，总流量范围接近 3倍，各工况下加热器室压爬升起始段基本重合，燃料流量越大，室压爬升的速率越大。在相对宽的温度与流量范围内，加热器均能成功实现燃烧组织，点火可靠，启动关机迅速，室压稳定，未出现燃烧不稳定现象，同时该加热器经过了 100s长时间考核，喷注器面、身部状态良好，表明该结构实现了可靠热防护。加热器推进剂的能量在转换过程中存在不完全燃烧带来的能量损失，该种损失与燃烧组织、高温离Fig.11Heater ignition test curveFig.10Pressure curve of heater device in start-up phaseTable 2 Comparison between test parameters and design parametersParameterAlcohol flow rate/（kg/s）Alcohol pressure drop/MPaLiquid oxygen flow rate/（kg/s）Liquid oxygen pressure drop/MPaAir inlet pressure/MPaTotal temperature/KDesignvalue0.300.650.890.654.681201Test value0.310.680.920.714.801105Deviation/%3.004.153.608.772.54-7.97Table 3 Ignition characteristics comparison of test results of heater deviceCase12345Theoretical total temperature/K14781478120120051478pc/MPa1.52.51.91.1-ti/s0.420.390.420.44-ts/s0.660.470.530.58-高焓风洞液氧酒精空气燃烧加热器设计与试验第 44 卷 第 8 期2023 年210882-8解及喷注器结构等相关。按照火箭发动机推力室比冲效率计算加热器热调试的燃烧效率为=pcAtm Cth（6）式中At，Cth分别为加热器喉道几何面积（m2）、理论特征速度（m/s）。计算效率见图 12所示，燃烧效率总体高于 85%，随着空气流量加大，工况提高，燃烧效率增加。分析原因：（1）撞击角度加工质量不均匀性造成；（2）液氧孔径较酒精大，雾化质量较酒精差；（3）高速气流剪切作用辅助液氧雾化，提高了燃烧效率。对比图 12 中工况 1 和工况 5，在相同的工况下，燃烧效率有所下降，工况 5 在长时间工作过程中，管路气体高速流动，温度下降，实际供应的流量大于计算流量导致总温偏低，同时液氧、酒精撞击孔的液流速度、孔对数的匹配及撞击相交度均影响撞击雾化的效果，从而将影响燃烧效率，后续需进一步分析验证，液氧、酒精采用不同撞击对、不同撞击速度验证，提高燃烧效率。5 结 论通过加热器试验研究，得到如下结论：（1）该加热器燃烧组织、点火方案可行，在温度、流量较大范围内实现长时间、可靠点火、稳定燃烧，具有启动迅速、着火延迟小等特性。（2）采用等离子点火器点火、直流自击式喷注式燃烧组织单元等技术设计的加热器，可实现高焓来流的生成，为高焓风洞模拟来流生成提供了一种有效的技术方案。（3）采用加热器启动、关机吹除的技术方案，可保证加热器启动、关机平稳，防止启动爆燃、关机烧蚀喷注器，同时通过调节供应系统流量、压力，可实现不同状态的来流模拟要求。（4）良好的试验安全控制方法是试验组织管理的重要环节，对于风险的控制与预判、紧急情况下的故障排除、试验安全控制的自动化程度等均制约着试验成败与效率的提升，试验安全控制方法需要长期不断迭代优化。参考文献 1 Bertin J J，Cummings R M.Fifty Years of Hypersonics；Where We ve Been，Where We re Going J.Progress in Aerospace Sciences，2003，39：511-536.2 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