梁仍康 張 云 李 朗 慎志豪 陳敬楠

（西南科技大學(xué)土木工程與建筑學(xué)院 四川綿陽(yáng) 621010）

航空航天技術(shù)不僅是一個(gè)國(guó)家軍事能力的標(biāo)志，也反映科技與工業(yè)實(shí)力。高超聲速吸氣式推進(jìn)技術(shù)具有高性能、低成本的優(yōu)勢(shì)，有極強(qiáng)的軍事應(yīng)用前景。作為吸氣式高超聲速推進(jìn)系統(tǒng)不可缺少的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，已成為各航空航天大國(guó)的研究熱點(diǎn)［1］。超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)是吸氣式推進(jìn)技術(shù)的動(dòng)力裝置，而燃燒室又是發(fā)動(dòng)機(jī)的重要組件，如何在燃燒室內(nèi)實(shí)現(xiàn)高效、穩(wěn)定的超聲速燃燒是最根本也是難度最大的關(guān)鍵技術(shù)［2］。

為了提高超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃料燃燒的穩(wěn)定性，國(guó)內(nèi)外眾多學(xué)者基于計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)方法對(duì)燃料在超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)的燃燒情況和燃燒流場(chǎng)展開(kāi)了一系列研究。劉陵等［3］首次系統(tǒng)地將超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)概念引入國(guó)內(nèi)并模擬了超聲速氣流橫噴氫氣的自燃和火焰?zhèn)鞑ミ^(guò)程，發(fā)現(xiàn)后臺(tái)階不僅能擴(kuò)大火焰穩(wěn)定性，而且能增加氫噴流的穿透深度，提高燃燒效率。梁劍寒等［4］對(duì)三維氫燃料超燃發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒室進(jìn)行了數(shù)值模擬與并行計(jì)算，主要研究了氫氣超聲速燃燒的混合增強(qiáng)技術(shù)。Ali等［5］對(duì)超聲速來(lái)流下橫向噴射氫氣進(jìn)行了數(shù)值模擬，研究其混合和燃燒特性。劉金林［6］對(duì)文獻(xiàn)［7-8］的凹腔可壓縮湍流自由剪切層的試驗(yàn)進(jìn)行了數(shù)值模擬。Taha等［9］仿真模擬了乙烯燃料的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)。劉敬華［10］模擬了某一氫燃料超燃燃燒室流場(chǎng)，對(duì)凹腔的作用進(jìn)行了初步分析。王曉棟等［11］對(duì)帶凹腔的支板構(gòu)型超燃沖壓燃燒室流場(chǎng)進(jìn)行了仿真模擬，發(fā)現(xiàn)了燃料混合性能與凹腔結(jié)構(gòu)有關(guān)。孫英英等［12］對(duì)雙燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)中以高溫燃?xì)庾鳛橐龑?dǎo)火焰的煤油-空氣預(yù)混氣流超聲速燃燒進(jìn)行了數(shù)值模擬，研究了預(yù)混氣流的溫度、壓力、當(dāng)量比等多種因素對(duì)超聲速燃燒的影響。

近年來(lái)，伴隨著我國(guó)航空航天技術(shù)的發(fā)展，實(shí)驗(yàn)方法已運(yùn)用于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒過(guò)程的研究。田野等［13］采用實(shí)驗(yàn)方法進(jìn)行了氫燃料超燃燃燒室流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和火焰?zhèn)鞑ヒ?guī)律試驗(yàn)研究，針對(duì)非接觸光學(xué)測(cè)量方法提出多種非接觸光學(xué)測(cè)量的同步使用，可以使得流場(chǎng)內(nèi)某一時(shí)刻的結(jié)構(gòu)被不同測(cè)量手段同時(shí)獲取，通過(guò)對(duì)比可從不同角度獲得相同的流場(chǎng)信息，相互補(bǔ)充、相互印證。鐘富宇等［14］通過(guò)多種光學(xué)測(cè)量手段研究了乙烯燃料在超燃發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)的燃燒活動(dòng)，獲得了詳細(xì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)與實(shí)驗(yàn)測(cè)量結(jié)果，可為動(dòng)態(tài)CFD計(jì)算與驗(yàn)證提供依據(jù)。李朗等［15］將實(shí)驗(yàn)與CFD結(jié)合研究，分析在燃燒室入口馬赫數(shù)2、靜溫530 K、靜壓0.1 MPa條件下，冷流流場(chǎng)所需的穩(wěn)定時(shí)間以及凹槽內(nèi)噴油當(dāng)量比不同狀態(tài)下乙烯燃料在超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)中的燃燒狀態(tài)。文獻(xiàn)［16］通過(guò)數(shù)值模擬方法分析了注油分布對(duì)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒性能的影響。

為了研究乙烯燃料在超燃發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)的燃燒狀態(tài)，本文采用非定常方法研究了帶凹槽的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)壁面橫向噴射乙烯燃料的火焰穩(wěn)定過(guò)程，分析了不同當(dāng)量比下的火焰穩(wěn)定機(jī)制。

1 燃燒室模型及條件

本文采用單凹槽矩形截面的燃燒室模型（見(jiàn)圖1），燃燒室進(jìn)口高度50 mm，發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的總長(zhǎng)度為1 700 mm，包括了隔離段、燃燒室和擴(kuò)張段三大部分。氣態(tài)乙烯（C2H4）的化學(xué)動(dòng)力模型采用一步總包化學(xué)反應(yīng)機(jī)理，忽略了中間產(chǎn)物。噴入點(diǎn)設(shè)置在凹槽上壁面，如圖1所示A處和B處，兩個(gè)位置分別距離發(fā)動(dòng)機(jī)前端入口390 mm和485 mm。表1為壓力信號(hào)監(jiān)測(cè)點(diǎn)的坐標(biāo)，坐標(biāo)原點(diǎn)始于發(fā)動(dòng)機(jī)下壁面入口處。

圖1 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)圖Fig.1 Schematic of the scramjet

表1 壓力信號(hào)監(jiān)測(cè)點(diǎn)坐標(biāo)Table 1 Coordinates of pressure signal monitoring points

高空來(lái)流條件：馬赫數(shù)為4，總壓為0.82 MPa，總溫為950 K，化學(xué)反應(yīng)流動(dòng)計(jì)算時(shí)，燃料噴注靜壓為2 MPa。數(shù)值模擬入口和出口設(shè)置如表2所示?？諝庵缓械?dú)夂脱鯕?，N2和O2的體積分?jǐn)?shù)分別為0.233，0.767，壁面設(shè)為絕熱、無(wú)滑移壁面。

表2 發(fā)動(dòng)機(jī)入口和出口邊界條件Table 2 Engine inlet and outlet boundary conditions

2 數(shù)值方法及結(jié)果分析

2.1 控制方程

本文采用含有多組分帶化學(xué)反應(yīng)的雷諾平均、守恒型的N-S方程作為湍流流動(dòng)與燃燒的控制方程：

式中：Q＝（ρ，ρu，ρv，ρω，ρEt，ρYi）T；E，F(xiàn)，G為無(wú)黏通量；Ev，F(xiàn)v，Gv為黏性通量；H為源項(xiàng)；u，v，ω分別為直角坐標(biāo)系下3個(gè)方向的速度；ρ，Yi分別為氣體的密度、組分的質(zhì)量分?jǐn)?shù)。流體的單位質(zhì)量總內(nèi)能Et＝e＋（u2＋v2＋ω2）／2，e為流體的單位比內(nèi)能。湍流模型采用標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型。在數(shù)值求解過(guò)程中，為了提高非定常流動(dòng)時(shí)間精度，采用文獻(xiàn)［15］提出的雙時(shí)間步隱式迭代時(shí)間推進(jìn)，子迭代采用LUSGS方法。

2.2 計(jì)算結(jié)果

2.2.1 冷流流場(chǎng)結(jié)果分析

圖2給出了冷流流場(chǎng)監(jiān)測(cè)點(diǎn)的壓力變化情況，從監(jiān)測(cè)點(diǎn)的壓力曲線可以看出，在約9 ms后，流場(chǎng)達(dá)到穩(wěn)定，不再震蕩。

圖2 冷流條件下監(jiān)測(cè)點(diǎn)處壓力隨時(shí)間變化曲線圖Fig.2 Pressure of different monitoring points of the scramjet under cold flow condition with different time

圖3給出了冷流流場(chǎng)穩(wěn)定后的流場(chǎng)參數(shù)（靜壓、靜溫、馬赫數(shù)）云圖。從圖中可以清晰地看出凹槽前臺(tái)階產(chǎn)生的膨脹波區(qū)、凹槽后臺(tái)階產(chǎn)生的壓縮激波區(qū)、凹槽對(duì)側(cè)壁面邊界層處由于壓縮激波的作用而形成的分離區(qū)以及凹槽拐角處存在兩個(gè)低速回流區(qū)。

圖3 t＝9 ms時(shí)的靜壓、靜溫、馬赫數(shù)云圖Fig.3 Static pressure，static temperature and Mach number contour of the scramjet at t＝9 ms

2.2.2 乙烯燃燒流場(chǎng)模擬

（1）凹槽臺(tái)階下游B處噴注乙烯燃料

圖4給出了凹槽臺(tái)階下游B處噴注當(dāng)量比（Φ）為0.1時(shí)監(jiān)測(cè)點(diǎn)的壓力變化曲線，設(shè)定燃料發(fā)生反應(yīng)時(shí)為0 ms時(shí)刻。從圖中發(fā)現(xiàn)大約在14 ms時(shí)燃燒流場(chǎng)基本穩(wěn)定。圖5給出了B點(diǎn)噴注當(dāng)量比為0.1時(shí)燃燒室內(nèi)二氧化碳質(zhì)量分?jǐn)?shù)的變化云圖，因?yàn)槎趸际且蚁┤紵蟮闹饕a(chǎn)物，所以用二氧化碳的變化來(lái)觀察火焰的發(fā)展形勢(shì)。從圖5可以看出，燃燒最開(kāi)始在凹槽后臺(tái)階處，這里是流場(chǎng)的低馬赫數(shù)且高溫高壓的回流區(qū)，有利于發(fā)動(dòng)機(jī)的啟動(dòng)點(diǎn)火。隨后火焰開(kāi)始向凹槽前部傳播，在0.4 ms時(shí)刻火焰已經(jīng)傳播到凹槽前臺(tái)階壁面處，但在2 ms后，凹槽臺(tái)階下游B處噴注位置前端火焰逐漸減弱，燃燒主要發(fā)生于凹槽臺(tái)階下游燃料噴注位置的后部，并最終穩(wěn)定燃燒。燃燒穩(wěn)定后（t＝16 ms），燃燒主要發(fā)生在噴注位置后部和凹槽后臺(tái)階部分的低速回流區(qū)內(nèi)，并且高溫產(chǎn)物也在這里。

圖4 B處噴注當(dāng)量比0.1時(shí)監(jiān)測(cè)點(diǎn)壓力隨時(shí)間變化曲線Fig.4 Pressure of different monitoring points of the scramjet underΦ＝0.1 of B position with different time

圖5 B處噴注當(dāng)量比0.1時(shí)燃燒室內(nèi)二氧化碳隨時(shí)間變化云圖Fig.5 Evolution contour of the mass fraction of carbon dioxide in flow field underΦ＝0.1 of B position with different time

圖6給出了凹槽臺(tái)階下游B處噴注當(dāng)量比為0.3時(shí)監(jiān)測(cè)點(diǎn)的壓力變化曲線。對(duì)比當(dāng)量比為0.1時(shí)監(jiān)測(cè)點(diǎn)的壓力曲線（圖4）發(fā)現(xiàn)，當(dāng)量比為0.3時(shí)燃燒會(huì)更加劇烈，燃燒達(dá)到穩(wěn)定的時(shí)間也較長(zhǎng)，約為16 ms。圖7給出了當(dāng)量比為0.3時(shí)燃燒室內(nèi)二氧化碳質(zhì)量分?jǐn)?shù)的變化云圖。與圖5的當(dāng)量比為0.1時(shí)二氧化碳云圖對(duì)比可以得出，燃燒同樣開(kāi)始于凹槽后臺(tái)階處，不同的是在燃燒穩(wěn)定后（t＝16 ms），凹槽前臺(tái)階回流區(qū)位置有更多的二氧化碳存在，表明此時(shí)凹槽前臺(tái)階處溫度更高。圖8給出了當(dāng)量比為0.3時(shí)馬赫數(shù)的變化云圖，從圖8可以看出，對(duì)比當(dāng)量比為0.1時(shí)，由于燃燒放熱較大，燃燒反壓向隔離段傳播形成了激波串結(jié)構(gòu)，破壞了凹槽前端的膨脹波區(qū)，從而形成了高溫區(qū)，燃料在凹槽穩(wěn)定燃燒。燃燒反壓形成的激波串對(duì)燃燒流場(chǎng)的熱力學(xué)參數(shù)影響較大，使得凹槽前端的燃料得以穩(wěn)定燃燒，此處燃料燃燒利用了凹槽回流區(qū)對(duì)主流的整流機(jī)制。圖9給出了當(dāng)量比為0.3時(shí)燃燒室內(nèi)氧氣質(zhì)量分?jǐn)?shù)的變化云圖，可見(jiàn)2 ms以后凹槽臺(tái)階下游和凹槽后部區(qū)域上壁面幾乎沒(méi)有氧氣，都已燃燒耗盡，凹槽臺(tái)階下游積累了大量的高溫燃燒產(chǎn)物，此時(shí)是凹槽回流區(qū)高溫產(chǎn)物點(diǎn)火模式。因此，當(dāng)量比為0.3時(shí)，火焰穩(wěn)定機(jī)制有凹槽回流區(qū)混合氣體燃燒模式、高溫產(chǎn)物點(diǎn)燃模式和整流機(jī)制。

圖6 B處噴注當(dāng)量比0.3時(shí)監(jiān)測(cè)點(diǎn)壓力隨時(shí)間變化曲線Fig.6 Pressure of different monitoring points of the scramjet combustor underΦ＝0.3 of B position with different time

圖7 B處噴注當(dāng)量比0.3時(shí)燃燒室內(nèi)二氧化碳隨時(shí)間變化云圖Fig.7 CO2 quality distribution contour ofΦ＝0.3 of B position with different time

圖8 B處噴注當(dāng)量比0.3時(shí)的馬赫數(shù)變化云圖Fig.8 Mach number contour of the scramjet underΦ＝0.3 of B position

圖9 B處噴注當(dāng)量比0.3時(shí)燃燒室內(nèi)氧氣隨時(shí)間變化云圖Fig.9 O2 quality distribution contour ofΦ＝0.3 of B position with different time

（2）凹槽上游A處噴注乙烯燃料

圖10給出了凹槽上游A處噴注當(dāng)量比為0.1時(shí)監(jiān)測(cè)點(diǎn)的壓力變化曲線?？梢园l(fā)現(xiàn)燃燒很快穩(wěn)定，大約在14 ms時(shí)，流場(chǎng)基本穩(wěn)定。從圖11燃燒室內(nèi)二氧化碳質(zhì)量分?jǐn)?shù)的變化云圖可以得出，最開(kāi)始在凹槽剪切層燃燒，隨后火焰?zhèn)鞑ピ诎疾凵嫌?，這主要是因?yàn)锳處噴注燃料破壞了凹槽前端的膨脹波區(qū)域。最后穩(wěn)定在凹槽上游燃燒。圖12為燃燒穩(wěn)定后（t＝16 ms）的乙烯質(zhì)量分?jǐn)?shù)云圖，說(shuō)明乙烯從A點(diǎn)噴注后流經(jīng)凹槽后逐漸減少，當(dāng)?shù)竭_(dá)凹槽后臺(tái)階部分時(shí)幾乎沒(méi)有了乙烯燃料，所以乙烯燃料在凹槽前臺(tái)階和剪切層內(nèi)被全部燃燒。由此可以看出，當(dāng)燃燒達(dá)到穩(wěn)定時(shí)火焰完全存在于凹槽上游，并沒(méi)有前傳至射流尾跡回流區(qū)。因此穩(wěn)焰機(jī)制僅為凹槽回流區(qū)混合氣體燃燒機(jī)制，火焰穩(wěn)定模式為凹槽穩(wěn)定模式。

圖10 A處噴注當(dāng)量比0.1時(shí)監(jiān)測(cè)點(diǎn)壓力隨時(shí)間變化曲線Fig.10 Pressure of different monitoring points of the scramjet underΦ＝0.1 of A position with different time

圖11 A處噴注當(dāng)量比0.1時(shí)燃燒室內(nèi)二氧化碳隨時(shí)間變化云圖Fig.11 CO2 quality distribution contour ofΦ＝0.1 of A position with different time

圖12 A處噴注t＝16 ms時(shí)乙烯的質(zhì)量分?jǐn)?shù)云圖（當(dāng)量比為0.1）Fig.12 Contour of the mass fraction of C2H4 at t＝16 ms（Φ＝0.1）of A position

圖13給出了凹槽上游A處噴注當(dāng)量比為0.3時(shí)監(jiān)測(cè)點(diǎn)的壓力變化曲線。從圖13可以看出，當(dāng)量比為0.3時(shí)的燃燒穩(wěn)定時(shí)間比當(dāng)量比為0.1時(shí)長(zhǎng)，大約在t＝16 ms時(shí)燃燒穩(wěn)定。圖14給出了燃燒室內(nèi)二氧化碳質(zhì)量分?jǐn)?shù)云圖，從圖中可以看出燃燒剛開(kāi)始就占據(jù)了凹槽回流區(qū)部分，這主要是燃燒穿透深度比當(dāng)量比為0.1時(shí)要更大，燃料從A點(diǎn)噴注后幾乎都存在于凹槽上游。在燃燒達(dá)到穩(wěn)定后，燃燒火焰為射流尾跡回流區(qū)和凹槽回流區(qū)穩(wěn)焰模式。圖15給出了燃燒室馬赫數(shù)變化云圖，可以得出燃燒穩(wěn)定時(shí)燃燒室隔離段形成了激波串結(jié)構(gòu)，這種結(jié)構(gòu)會(huì)改變?nèi)紵伊鲌?chǎng)的熱力學(xué)參數(shù)來(lái)幫助燃料燃燒，穩(wěn)焰機(jī)制中則存在回流區(qū)整流機(jī)制。圖16給出了燃燒室內(nèi)氧氣質(zhì)量分?jǐn)?shù)的變化云圖。根據(jù)上文分析可知，此時(shí)凹槽火焰穩(wěn)定機(jī)制有凹槽回流區(qū)高溫產(chǎn)物點(diǎn)燃模式，因此，此時(shí)火焰穩(wěn)定機(jī)制有凹槽回流區(qū)混合氣體燃燒機(jī)制、高溫產(chǎn)物點(diǎn)燃機(jī)制和整流機(jī)制。

圖13 A處噴注當(dāng)量比0.3時(shí)監(jiān)測(cè)點(diǎn)壓力隨時(shí)間變化曲線Fig.13 Pressure of different monitoring points of the scramjet underΦ＝0.3 of A position with differernt time

圖14 A處噴注當(dāng)量比0.3時(shí)燃燒室內(nèi)二氧化碳隨時(shí)間變化云圖Fig.14 CO2 quality distribution contour ofΦ＝0.3 of A position with different time

圖15 A處噴注當(dāng)量比0.3時(shí)馬赫數(shù)變化云圖Fig.15 Mach number contour of the scramjet underΦ＝0.3 of A position

圖16 A處噴注當(dāng)量比0.3時(shí)燃燒室內(nèi)氧氣隨時(shí)間變化云圖Fig.16 O2 quality distribution contour ofΦ＝0.3 of A position with different time

通過(guò)以上算例分析，單凹槽火焰穩(wěn)定器對(duì)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的作用極大，燃燒火焰穩(wěn)定有單獨(dú)存在射流回流區(qū)和凹槽回流區(qū)，還有射流回流區(qū)和凹槽回流區(qū)共同存在的情況；單凹槽結(jié)構(gòu)穩(wěn)焰機(jī)制有凹槽回流區(qū)混合氣體燃燒機(jī)制、凹槽回流區(qū)高溫產(chǎn)物點(diǎn)燃機(jī)制以及整流機(jī)制。當(dāng)燃料噴注當(dāng)量比較小時(shí)，火焰燃燒并不劇烈，所以燃燒形成的反壓不會(huì)上傳到隔離段而形成激波串結(jié)構(gòu)，也不會(huì)有回流區(qū)整流機(jī)制。凹槽穩(wěn)焰大都存在回流區(qū)燃燒機(jī)制，甚至在同一燃燒條件下3種凹槽穩(wěn)焰機(jī)制都存在。

3 結(jié)論

本文對(duì)帶凹槽的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)壁面橫向噴射乙烯燃料進(jìn)行了數(shù)值模擬分析，在本文條件下得出以下結(jié)論：（1）本文實(shí)驗(yàn)條件下，冷流流場(chǎng)在9 ms后達(dá)到穩(wěn)定狀態(tài)。流場(chǎng)穩(wěn)定后會(huì)在凹槽前臺(tái)階處產(chǎn)生膨脹波區(qū)，凹槽后臺(tái)階處產(chǎn)生壓縮激波區(qū)，凹槽對(duì)側(cè)壁面邊界層處由于壓縮激波的作用而形成分離區(qū)并在凹槽拐角處形成兩個(gè)低速回流區(qū)。（2）B點(diǎn)噴注當(dāng)量比為0.1時(shí)，在燃料噴入14 ms后，燃燒趨于穩(wěn)定狀態(tài)。燃燒火焰穩(wěn)定模式為燃料尾跡與凹槽共同形成的回流區(qū)穩(wěn)定模式。2 ms以前凹槽作用為凹槽內(nèi)回流區(qū)燃燒，2 ms以后凹槽作用為凹槽回流區(qū)點(diǎn)燃。對(duì)于B點(diǎn)噴注當(dāng)量比為0.3時(shí)，燃燒火焰穩(wěn)定模式為完全處于凹槽回流區(qū)穩(wěn)定模式；火焰穩(wěn)定機(jī)制有整流機(jī)制、點(diǎn)燃機(jī)制和凹槽回流區(qū)燃燒機(jī)制。（3）A點(diǎn)噴注當(dāng)量比為0.1時(shí)，燃燒火焰穩(wěn)定模式為凹槽回流區(qū)穩(wěn)焰模式；穩(wěn)焰機(jī)制為凹槽回流區(qū)混合氣體燃燒機(jī)制。對(duì)于A點(diǎn)噴注當(dāng)量比0.3時(shí)，燃燒火焰穩(wěn)定模式為射流回流區(qū)和凹槽回流區(qū)穩(wěn)焰模式；穩(wěn)焰機(jī)制為凹槽回流燃燒機(jī)制、點(diǎn)燃機(jī)制和整流機(jī)制。