鐘　戰(zhàn)，王振國，孫明波

(1.國防科技大學(xué) 航天科學(xué)與工程學(xué)院， 湖南 長沙　410073；2.國防科技大學(xué) 高超聲速沖壓發(fā)動機技術(shù)重點實驗室， 湖南 長沙　410073)

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凹腔布置方案對氣化煤油超聲速燃燒特性的影響*

鐘戰(zhàn)1,2，王振國1,2，孫明波1,2

(1.國防科技大學(xué) 航天科學(xué)與工程學(xué)院， 湖南 長沙410073；2.國防科技大學(xué) 高超聲速沖壓發(fā)動機技術(shù)重點實驗室， 湖南 長沙410073)

摘要：針對兩種凹腔布置方案，模擬馬赫數(shù)6.0的來流條件，采用氣化RP-3開展了一系列直連式燃燒試驗。依據(jù)燃燒流場的可見光圖像、燃燒室壁面靜壓分布和推力增益，對比分析了凹腔布置方案對氣化煤油超聲速燃燒特性的影響。結(jié)果表明，凹腔布置方案和當(dāng)量比對燃燒室內(nèi)的火焰分布、燃料的釋熱特性和發(fā)動機燃燒性能有顯著影響。并聯(lián)凹腔的火焰與釋熱主要集中在凹腔附近，燃料比沖對當(dāng)量比不敏感；單凹腔的火焰與釋熱分布更加分散，燃料比沖隨當(dāng)量比的增加而提高。

關(guān)鍵詞：超燃沖壓發(fā)動機；氣化煤油；凹腔；當(dāng)量比；燃燒特性

當(dāng)飛行馬赫數(shù)低于8時，利用吸熱型碳?xì)淙剂系奈锢砗突瘜W(xué)熱沉對高超聲速飛行器進(jìn)行再生冷卻是目前常用的熱防護(hù)方案[1-3]。冷卻通道內(nèi)，當(dāng)壓強和溫度均超過熱力學(xué)臨界點后，液態(tài)煤油碳?xì)淙剂峡梢灾苯舆M(jìn)入超臨界態(tài)。范學(xué)軍[4]和高偉[5]等研究發(fā)現(xiàn)當(dāng)溫度足夠高時，噴注過程中超臨界RP-3可以聲速進(jìn)入燃燒室而不經(jīng)歷相變過程。因為省略了霧化和蒸發(fā)過程，超臨界RP-3的燃燒性能相對于室溫RP-3有大幅提升[4,6]。但由于RP-3的化學(xué)活性[7]遠(yuǎn)低于氫氣和乙烯等燃料，如何在毫秒級的燃燒室停留時間內(nèi)實現(xiàn)可靠的火焰穩(wěn)定與高效燃燒，仍然是發(fā)動機設(shè)計過程面臨的重大挑戰(zhàn)之一。

由于具有穩(wěn)焰范圍寬和總壓損失小的優(yōu)點，凹腔火焰穩(wěn)定器[8-14]廣泛應(yīng)用于超燃沖壓發(fā)動機中。凹腔形成的低速回流區(qū)改善了燃料與空氣的混合程度和火焰穩(wěn)定性[15-17]，同時對釋熱分布有重大影響[18-19]。為進(jìn)一步改善燃料與空氣的混合、優(yōu)化釋熱分布和增強超燃沖壓發(fā)動機性能，有研究人員采用了多凹腔組合的方法。俞剛等[20-21]對比了單凹腔和串聯(lián)凹腔(凹腔安裝于燃燒室同側(cè)壁面)的液體煤油點火與燃燒特性，發(fā)現(xiàn)串聯(lián)凹腔改善了液體煤油的點火與火焰穩(wěn)定性、提高了發(fā)動機燃燒性能。Collatz等[22]發(fā)現(xiàn)相比于單凹腔，超聲速燃燒室采用并聯(lián)凹腔(凹腔安裝于燃燒室異側(cè)壁面)后，乙烯的燃燒性能有顯著提升。潘余等[23-24]研究了超燃沖壓發(fā)動機燃燒室內(nèi)凹腔并聯(lián)和串聯(lián)安裝時的燃燒流場，發(fā)現(xiàn)凹腔安裝構(gòu)型對流場有重大影響：串聯(lián)凹腔形成了單邊火焰分布，而并聯(lián)凹腔使得兩側(cè)壁面火焰充滿了整個流道。范周琴等[25]采用大渦模擬方法和火焰面模型分析了超燃沖壓發(fā)動機多凹腔燃燒室內(nèi)的混合與燃燒過程。結(jié)果表明：凹腔串聯(lián)和并聯(lián)均能增強混合，混合效率最大可提高20.95%和9.52%；凹腔串聯(lián)和并聯(lián)均能增強燃燒，燃燒效率最大可提高14%和16.94%；燃燒時凹腔串聯(lián)總壓損失更小，但凹腔并聯(lián)燃燒釋熱更快。

現(xiàn)有研究已證明凹腔布置方案對超燃沖壓發(fā)動機的混合與燃燒性能有重大影響。但目前針對凹腔布置方案對發(fā)動機火焰穩(wěn)定、釋熱特性和燃燒性能的影響的研究還不夠系統(tǒng)深入，尤其是這種影響隨當(dāng)量比等工況參數(shù)的變化規(guī)律更是少見；同時，現(xiàn)有研究主要以液體煤油或乙烯為燃料，針對氣化煤油的研究較少。鐘戰(zhàn)等通過改變?nèi)剂蠂娮簭姡诓煌?dāng)量比下對比研究了氣化煤油在單凹腔和并聯(lián)凹腔燃燒室中的火焰穩(wěn)定特性、釋熱特性和燃燒性能。研究結(jié)果可以為吸熱型碳?xì)淙剂系娜紵M織方法提供參考。

1試驗裝置

圖1　超燃沖壓發(fā)動機直連式試驗系統(tǒng)示意圖Fig.1　Schematic of direct-connect scramjet test facility

試驗所用的直連式超聲速燃燒實驗系統(tǒng)[7,26-27]如圖1所示，包括空氣加熱器、超聲速噴管、超燃模型燃燒室、燃料供應(yīng)系統(tǒng)和測控系統(tǒng)?？諝饧訜崞髂M飛行馬赫數(shù)6.0的來流條件，生成的熱空氣總流量為1.71 kg/s。模型燃燒室入口來流的具體參數(shù)見表1。

表1　試驗工況

模型燃燒室結(jié)構(gòu)如圖2所示(圖中長度單位為mm)，包含1個入口尺寸為54.5 mm×75 mm(H×W)的等截面隔離段和3個擴張角分別為2.5°，3.5°和4°的擴張段。擴張段安裝有2個尺寸相同的噴注與火焰穩(wěn)定一體化凹腔，分別記為T1和B1。凹腔結(jié)構(gòu)如圖3所示，深度D、長度L和后緣傾角A分別為15 mm，110 mm和45°。進(jìn)行單凹腔試驗時，采用凹腔堵塊將B1凹腔堵上。氣化煤油通過T1和B1凹腔上游的噴嘴I1和I2以聲速噴注進(jìn)入燃燒室，噴嘴規(guī)格為3×Φ2.0 mm(噴孔數(shù)量×噴孔直徑)，安裝位置距凹腔前緣8 mm。試驗采用高能火花塞點燃的引導(dǎo)氫氣進(jìn)行點火，火花塞和引導(dǎo)氫氣噴注孔的安裝位置如圖2所示。試驗用氣化RP-3溫度約為780 K，采用自行研制的煤油加熱器[7,26,28]制備，該溫度下RP-3可以直接以氣態(tài)進(jìn)入燃燒室而不經(jīng)歷相變過程，同時熱裂解很弱，可以忽略。

圖2　超燃沖壓發(fā)動機模型燃燒室示意圖Fig.2　Schematic of scramjet model combustor

圖3　凹腔結(jié)構(gòu)示意圖Fig.3　Schematic of cavity structure

2結(jié)果與討論

2.1火焰分布

通過調(diào)節(jié)RP-3的流量，在當(dāng)量比φ約為0.68，0.85和1.06的條件下進(jìn)行了單凹腔和并聯(lián)凹腔的燃燒試驗，圖4給出了不同試驗工況下典型的可見光圖像?？偟膩碚f，隨著當(dāng)量比的增加，并聯(lián)凹腔和單凹腔的火焰亮度增加、火焰分布范圍擴大，這表明燃燒室內(nèi)燃燒強度相應(yīng)提高。但并聯(lián)凹腔和單凹腔的火焰分布特征以及其隨當(dāng)量比的變化規(guī)律有顯著差別。采用并聯(lián)凹腔時，經(jīng)噴嘴I1和I2噴注的燃料分別在T1和B1凹腔附近形成了穩(wěn)定的火焰；三個當(dāng)量比下，火焰均主要分布在凹腔附近，凹腔下游火焰十分微弱，說明燃燒主要發(fā)生在凹腔附近。采用單凹腔時，經(jīng)噴嘴I1噴注的煤油在T1凹腔附近形成了穩(wěn)定的火焰，而由噴嘴I2噴注的煤油的著火位置則與當(dāng)量比有關(guān)，隨著當(dāng)量比的提高，下壁面附近煤油的著火位置越來越靠近燃料噴注點。同時，單凹腔時的火焰分布更加分散，在凹腔下游仍然有明亮的火焰，這意味著燃燒室內(nèi)的燃燒釋熱更分散。

圖4　不同試驗工況下的可見光圖像Fig.4　Visible light images under different tests

2.2釋熱分布

圖5給出了不同工況下的燃燒室壁面靜壓分布情況，壁面靜壓以燃燒室入口靜壓為基準(zhǔn)進(jìn)行了無量綱化，同樣給出了并聯(lián)凹腔無燃料噴注時的冷流靜壓作為參考。如圖5所示，單凹腔和并聯(lián)凹腔下，燃燒室壁面靜壓水平均隨當(dāng)量比增加而迅速升高，標(biāo)志著燃燒室內(nèi)燃燒強度有相應(yīng)提高。并聯(lián)凹腔時，三個當(dāng)量比下燃燒室壁面靜壓均呈現(xiàn)出明顯的單峰分布特征，靜壓峰值位于T1凹腔后緣，在峰值前后靜壓水平分別急劇升高和降低。與并聯(lián)凹腔相比，相近當(dāng)量比下單凹腔的靜壓分布更加平緩，其在凹腔附近更低而在凹腔下游更高。

圖5　不同試驗工況下的靜壓分布Fig.5　Static pressure distributions under different tests

圖6　不同試驗工況下的釋熱速率分布Fig.6　Heat release rate distributions under different tests

圖6給出了采用文獻(xiàn)[29]中的準(zhǔn)一維分析方法計算得到的不同工況下燃燒效率沿流向的微分(dηc/dx)分布情況。dηc/dx作為單位長度內(nèi)的釋熱率，其沿流向分布反映了燃燒室內(nèi)的釋熱分布特征。該準(zhǔn)一維分析方法基于單步化學(xué)反應(yīng)和燃燒室壁面溫度恒定的假設(shè)，以燃燒室入口空氣參數(shù)、燃燒室面積變化和壁面靜壓分布作為輸入條件計算隔離段和燃燒室沿程的平均流動參數(shù)分布。Micka[29]采用該方法計算了雙模態(tài)沖壓發(fā)動機燃燒室內(nèi)的流動參數(shù)分布，并指出該方法最大的不確定性來自于估算氣流向壁面?zhèn)鳠岬恼`差。受此影響，采用計算得到的燃燒效率(ηc)的絕對值隨所假設(shè)的壁面溫度而變，但不同壁面溫度下dηc/dx分布曲線具有相同的形狀。由圖6可以看出，釋熱分布對凹腔布置方案和當(dāng)量比十分敏感。采用并聯(lián)凹腔時，不同當(dāng)量比下的釋熱分布曲線具有明顯的單峰分布特征，峰值位于凹腔附近且隨當(dāng)量比增加而升高，這表明釋熱主要集中在凹腔附近。采用單凹腔時，釋熱分布特征隨當(dāng)量比而變，φ=0.68和φ=0.85時，凹腔附近的釋熱分布較弱，在遠(yuǎn)離凹腔的下游位置釋熱率有顯著增大，這表明燃料的釋熱分散且主要發(fā)生在遠(yuǎn)離噴注點的下游；φ=1.06時，釋熱分布主要集中在凹腔附近，但在凹腔下游仍然有明顯的釋熱。

2.3發(fā)動機燃燒性能

圖7給出了不同試驗工況下的推力增益和燃料比沖。可以看到，當(dāng)量比對推力增益和燃料比沖的影響與凹腔布置方案有關(guān)。在試驗當(dāng)量比范圍內(nèi)，并聯(lián)凹腔下燃料比沖對當(dāng)量比不敏感，但單凹腔下燃料比沖隨當(dāng)量比增加而迅速提高，使得單凹腔下推力增益隨當(dāng)量比增加的升高幅度更大，這表明單凹腔下燃燒室性能對當(dāng)量比更敏感。

圖7　不同試驗工況下的推力增益與比沖Fig.7　Thrust augmentation and specific impulse under different tests

凹腔布置方案對氣化煤油燃燒特性有重大影響是因為其改變了燃燒室內(nèi)的火焰穩(wěn)定位置，進(jìn)而影響了釋熱分布和燃燒室性能。單凹腔時，火焰穩(wěn)定位置、釋熱分布和發(fā)動機燃燒性能對當(dāng)量比變化很敏感，這是燃燒室內(nèi)釋熱與流動強烈耦合的體現(xiàn)。一方面，隨著當(dāng)量比的增加，燃燒室內(nèi)的絕對釋熱量增加，升高的燃燒反壓在燃燒區(qū)前形成了更強的預(yù)燃激波串，使得來流的平均流速降低、靜溫升高，從而為煤油與空氣的混合和反應(yīng)創(chuàng)造了更有利的流動條件；另一方面，流動條件的改善縮短了下壁面附近煤油與空氣的混合與著火距離，使得下壁面附近火焰能穩(wěn)定在更靠近上游的位置，這有利于煤油的釋熱。簡而言之，良好的流動環(huán)境促進(jìn)了燃燒室內(nèi)的燃燒釋熱過程，而釋熱量的增加又使得流動條件向更有利于該區(qū)域燃燒釋熱的方向發(fā)展。

可見，火焰穩(wěn)定器的布置方案和工況參數(shù)對發(fā)動機燃燒特性有重大影響，其作用機制與超燃沖壓發(fā)動機燃燒室內(nèi)釋熱與流動強烈耦合有關(guān)，這一點在發(fā)動機設(shè)計和性能優(yōu)化過程中必須充分考慮。

3結(jié)論

模擬飛行馬赫數(shù)6.0的來流條件，采用單邊擴張型超燃模型燃燒室和直連式試驗臺，在不同當(dāng)量比下對比研究了氣化煤油在單凹腔和并聯(lián)凹腔燃燒室中的超聲速燃燒特性。得到如下結(jié)論：

1)凹腔布置方案對火焰穩(wěn)定和釋熱分布有重大影響，并且這種影響隨當(dāng)量比而變；不同凹腔布置方案下，推力增益和燃料比沖隨當(dāng)量比的變化規(guī)律也不相同。

2)采用并聯(lián)凹腔時，火焰分布和燃燒釋熱主要集中在凹腔附近，燃料比沖對當(dāng)量比不敏感。

3)采用單凹腔時，火焰和釋熱分布在流動方向上更加分散；隨著當(dāng)量比的增加，下壁面附近的火焰穩(wěn)定位置離燃料噴注點更近、燃燒室內(nèi)的釋熱分布更靠近上游、燃料比沖升高。

參考文獻(xiàn)(References)

[1]Edwards T. Liquid fuel and propellant for aerospace propulsion: 1903-2003[J]. Journal of Propulsion and Power, 2003, 19(6): 1089-1107.

[2]Lander H, Nixon A C. Endothermic fuels for hypersonic vehicles[J]. Journal of Aircraft, 1971, 8(4): 200-207.

[3]Huang H, Spadaccini L Jr, Sobel D R. Fuel-cooled thermal management for advanced aero-engines[J]. Journal of Engineering for Gas Turbines and Power, 2004, 126(2):284-293.

[4]Fan X J, Yu G, Li J G, et al. Investigation of vaporized kerosene injection and combustion in a supersonic model combustor[J]. Journal of Propulsion and Power, 2006, 22(1): 103-110.

[5]Gao W, Liang H S, Xu Q H, et al. Injection of supercritical aviation kerosene fuel into quiescent atmospheric environment[C]//Proceedings of 45th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, AIAA 2009-4927， 2009.

[6]Fan X J, Yu G, Li J G, et al. Combustion and ignition of thermally cracked kerosene in supersonic model combustors[J]. Journal of Propulsion and Power, 2007, 23(2): 317-324.

[7]Zhong Z, Wang Z G, Sun M B. Effects of fuel cracking on combustion characteristics of a supersonic model combustor[J]. Acta Astronautica, 2015， 110(1): 1-8.

[8]Ukai T, Zare-Behtash H, Erdem E, et al. Effectiveness of jet location on mixing characteristics inside a cavity in supersonic flow[J]. Experimental Thermal and Fluid Science, 2014, 52(1): 59-67.

[9]Mathur T, Gruber M, Jackson K, et al. Supersonic combustion experiments with a cavity-based fuel injector[J]. Journal of Propulsion and Power, 2001, 17(6):1305-1312.

[10]Sun M B, Wang Z G, Liang J H, et al. Flame characteristics in supersonic combustor with hydrogen injection upstream of cavity flameholder[J]. Journal of Propulsion and Power, 2008, 24(4): 688-696.

[11]Wang Z G, Wang H B, Sun M B. Review of cavity-stabilized combustion for scramjet applications[J]. Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers, Part G: Journal of Aerospace Engineering, 2014, 228(14): 2718-2735.

[12]Ben-Yakar A, Hanson R K. Cavity flame-holders for ignition and flame stabilization in scramjets: an overview[J]. Journal of Propulsion and Power, 2001, 17(4): 869-878.

[13]Micka D J, Driscoll J F. Combustion characteristics of a dual-mode scramjet combustor with cavity flameholder[J]. Proceedings of the Combustion Institute, 2009, 32(2): 2397-2404.

[14]Gruber M R, Baurle R A, Mathur T. Fundamental studies of cavity-based flameholder concepts for supersonic combustors[J]. Journal of Propulsion and Power, 2001, 17(1): 146-153.

[15]Gruber M R, Donbar J M, Carter C D, et al. Mixing and combustion studies using cavity-based flameholders in a supersonic flow[J]. Journal of Propulsion and Power, 2004, 20(5): 769-778.

[16]Kang S H, Lee Y J, Yang S S, et al. Cowl and cavity effects on mixing and combustion in scramjet engines[J]. Journal of Propulsion and Power, 2011, 27(6): 1169-1177.

[17]Rasmussen C C, Dhanuka S K, Driscoll J F. Visualization of flameholding mechanisms in a supersonic combustor using PLIF[J]. Proceedings of the Combustion Institute, 2007, 31(2): 2505-2512.

[18]Wang H B, Sun M B, Wang Z G, et al. Combustion characteristics in a supersonic combustor with hydrogen injection upstream of cavity flameholder[J]. Proceedings of the Combustion Institute, 2013, 34(2): 2073-2082.

[19]Tian L, Chen L H, Chen Q, et al. Modeling and measurements of heat release distributions in dual-mode scramjet combustor[C]//Proceedings of 18th AIAA/3AF International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference, AIAA 2012-5833, 2012.

[20]Yu G, Li J G, Chang X Y, et al. Investigation of kerosene combustion characteristics with pilot hydrogen in model supersonic combustors[J]. Journal of Propulsion and Power, 2001, 17(6): 1263-1272.

[21]Yu G, Li J G, Chang X Y, et al. Fuel injection and flame stabilization in a liquid-kerosene-fueled supersonic combustor[J]. Journal of Propulsion and Power, 2003, 19(5): 885-893.

[22]Collatz M J, Gruber M R, Olmstead D T. Dual cavity scramjet operability and performance study[C]//Proceedings of 45th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, AIAA 2009-5030, 2009.

[23]潘余.超燃沖壓發(fā)動機多凹腔燃燒室燃燒與流動過程研究[D].長沙：國防科學(xué)技術(shù)大學(xué), 2007.

PAN Yu. Research on the combustion and flow process in the scramjet multi-cavity combustor[D]. Changsha: National University of Defense Technology, 2007. (in Chinese)

[24]Pan Y, Tan J G, Liang J H, et al. Experimental investigation of combustion mechanisms of kerosene-fueled scramjet engines with double-cavity flameholders[J]. Acta Mechanica Sinica, 2011, 27(6): 891-897.

[25]范周琴， 劉衛(wèi)東， 孫明波， 等. 超燃沖壓發(fā)動機多凹腔燃燒室混合與燃燒性能定量分析[J]. 推進(jìn)技術(shù), 2012, 33(2): 185-192.

FAN Zhouqin, LIU Weidong, SUN Mingbo, et al. Quantitative analysis of mixing and combustion in the scramjet multi-cavity combustor[J]. Journal of Propulsion Technology, 2012, 33(2): 185-192. (in Chinese)

[26]Sun M B, Zhong Z, Liang J H, et al. Experimental investigation of a supersonic model combustor with distributed injection of supercritical kerosene[J]. Journal of Propulsion and Power, 2014, 30(6): 1537-1542.

[27]Sun M B, Gong C, Zhang S P, et al. Spark ignition process in a scramjet combustor fueled by hydorgen and equipped with multi-cavities at mach 4 flight condition[J]. Experimental Thermal and Fluid Science, 2012, 43(11): 90-96.

[28]張建強, 鐘戰(zhàn), 丁猛, 等. 燃燒加熱型煤油加熱器工作特性試驗[J]. 國防科技大學(xué)學(xué)報, 2013, 35(4): 30-34.ZHANG Jianqiang，ZHONG Zhan，DING Meng，et al. Experimental research on operation performance of kerosene heater based on combustion heating[J]. Journal of National University of Defense Technology, 2013, 35(4): 30-34. (in Chinese)

[29]Micka D J. Combustion stabilization, structure, and spreading in a laboratory dual-mode scramjet combustor[D]. USA: The University of Michigan, 2010.

doi:10.11887/j.cn.201602001

*收稿日期：2015-01-30

基金項目：國家自然科學(xué)基金資助項目(91016028,11142010)；全國優(yōu)秀博士學(xué)位論文作者專項資金資助項目(201257)

作者簡介：鐘戰(zhàn)(1983—)，男，安徽阜陽人，博士研究生，E-mail：zhongzhan_nudt@163.com;王振國(通信作者)，男，教授，博士，博士生導(dǎo)師，E-mail：wangzg_nudt@163.com

中圖分類號：V435.12

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

文章編號：1001-2486(2016)02-001-05

Effects of cavity arrangement on characteristics of supersonic combustion of vaporized kerosene

ZHONG Zhan1,2, WANG Zhenguo1,2, SUN Mingbo1,2

(1. College of Aerospace Science and Engineering, National University of Defense Technology, Changsha 410073, China;2. Science and Technology on Scramjet Laboratory, National University of Defense Technology, Changsha 410073, China)

Abstract：Considering the two different cavity arrangement schemes, a series of direct-connected combustion tests were conducted with vaporized RP-3 under the simulated Mach 6.0 flight condition. Effects of cavity arrangement on characteristics of supersonic combustion of vaporized kerosene were investigated by comparing with the high-speed flame luminosity images, static pressure distributions along the combustor wall, and the thrust increments. The results show that the cavity arrangement and equivalence ratios affect the flame distribution, the heat release characteristic and the combustor performance significantly. For the parallel-cavity-equipped combustor, the flame distribution and heat release are concentrated near cavities, and the fuel specific impulse shows low sensitivity to the equivalence ratio. While the single-cavity-equipped combustor has a dispersive flame distribution and heat release, and the fuel specific impulse increases with the equivalence ratio.

Key words：scramjet engine; vaporized kerosene; cavity; equivalence ratio; combustion characteristic

http://journal.nudt.edu.cn