矩形截面超燃发动机不同燃烧模态下的流场特征
超声速燃烧与高超声速推进
超声速燃烧与高超声速推进俞刚;范学军【摘要】50多年的努力和曲折经历证明了超声速燃烧冲压发动机概念的可行性.本文对影响超燃冲压发动机技术成熟的主要因素作了扼要的分析.高超声速推进的首要问题是净推力,利用超声速燃烧获得推力遇到各种实际问题的制约,它们往往互相牵制.几次飞行试验表明高超声速飞行需要的发动机净推力仍差强人意,液体碳氢燃料(煤油)超燃冲压发动机在飞行马赫数5上下的加速和模态转换过程,成为高超声速吸气式推进继续发展的瓶颈.研究表明,利用吸热碳氢燃料不仅是发动机冷却的需要也是提高发动机推力和性能的关键举措,燃料吸热后物性改变对燃烧性能的附加贡献对超燃冲压发动机的净推力至关重要.当前,实验模拟技术和测量技术相对地落后,无法对环境、尺寸和试验时间做到完全的模拟.计算流体动力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)逐渐成为除实验以外唯一可用的工具,然而,超声速燃烧的数值模拟遇到湍流和化学反应动力学的双重困难.影响对发动机的性能作正确可靠的评估.提出双模态超燃冲压发动机模态转换、吸热碳氢燃料主动冷却燃料催化裂解与超声速燃烧耦合、燃烧稳定性、实验模拟技术与装置、内流场特性和发动机性能测量、数值模拟中的湍流模型、煤油替代燃料及简化机理等研究前沿课题,和未来5～10年重点发展方向的建议.%After the long and strenuous efforts covering more than 50 years and the tortuous experiences,feasibility of the scramjet concept has finally been proven.In this paper,the main factors influencing the technical maturity of the scramjet engine are briefly analysed.A matter of utmost concern for this new type of air-breathing engine is the net thrust.The production of engine thrust using supersonic combustion encountered a number of practical requirements which were often foundto contradict each other.Several flight tests showed that the net engine thrust was still not as good as expected.The acceleration capability and mode transition of scramjet with liquid hydrocarbon fuels (kerosene) operating at flight Mach numbers about 5 has become the bottleneck preventing scramjet engine from continuing development.Research showed that the use of endothermic hydrocarbon fuels is not only necessary for engine cooling but also a critical measure for improving engine thrust and performance.Changes of thermo-physical-chemical characteristics of endothermic fuels during heat absorption make additional contributions to the combustion performance which is essential to the scramjet net thrust.Currently,the technology of experimental simulation and measurement is still lagging behind the needs.The complete duplication or true similarity of atmospheric flight environment,engine size and test duration remainsimpossible.Therefore,computational fluid dynamics (CFD) has become an important tool besides experiment.However,nunerical simulation of supersonic combustion encountered challenges which come from both turbulence and chemical kinetics as well as their interaction.It will inevitably affect the proper assessment of the engine perfornance.Several frontiers of research in this developing field are pointed out:mode transition in the dual-mode scramjet,active cooling by endothermic hydrocarbon fuel with catalytic cracking coupled with supersonic combustion,combustion stability,experimental simulation and development of test facilities,measurements of the inner flow-fieldcharacteristics and engine performance,turbulence modeling,kerosene surrogate fuels and reduced chemical kinetic mechanisms,and soon.Also,directions for future research efforts are proposed and suggestions for the next 5-10 years are given.【期刊名称】《力学进展》【年(卷),期】2013(043)005【总页数】23页(P449-471)【关键词】超声速燃烧;高超声速推进;超燃冲压发动机;吸热碳氢燃料;燃烧稳定性;模态转换【作者】俞刚;范学军【作者单位】中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室,北京100190;中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室,北京100190【正文语种】中文【中图分类】V231.11.1 超声速燃烧与高超声速推进超音速燃烧是一种燃料在超声速气流中混合与燃烧的物理化学过程,这种概念源自超声速燃烧冲压发动机(简称超燃冲压发动机),由美籍意大利空气动力学家安东尼奥·费里在1950年代提出 (Ferri et al.1962,Weber et al. 1958).这种发动机的特点是几何形状简单,没有任何转动部件,由进气道、燃烧室和尾喷管3大部件组成,其中进气道通过收缩壁面将高超声速空气来流压缩到适合燃烧的温度与压力,然后气流与燃料在燃烧室混合燃烧释热、转变成高温高压气体后通过尾喷管膨胀产生推力.燃料与空气来流燃烧可以是亚声速,也可以是超声速,取决于飞行速度.当飞行速度超过5倍声速时,进气道壁面的压缩不再能把高超声速的空气来流转变为适合燃烧的温度与压力,而且空气开始离解,如果进入燃烧室的气流速度为超声速,这些弊端就能得以化解,超声速燃烧于是应运而生(Murthy and Curran 1991,Curran 2000).通常,当飞行速度超过5倍声速或马赫数5.0以上时、气流的动能将占气流总能量的80%以上,会对流动起控制作用.此外,5倍声速亦是不需要考虑空气离解的最高飞行马赫数,钱学森在20世纪40年代将这种流动定名为高超声速(Hypersonic)(Heiser and Pratt 1994).由于超燃冲压发动机是吸气式高超声速推进唯一的候选者,因此,基本上它也是高超声速推进的同义语.超声速燃烧冲压发动机只需要携带燃料,氧气可从大气中吸取,具有涡轮喷气发动机和火箭发动机不具备的性能优点,有可能开发成为飞得更高、更快的高超声速飞行器.未来还有可能发展成为更加便捷、安全和低成本的天地往返运输系统,提高我们进入空间和利用空间的能力.1.2 解决超声速燃烧遇到的实际问题有巨大的挑战性超燃冲压发动机由3个部件组成,但是仅有燃烧室是主动部件,推力靠燃料燃烧释热产生,被认为是发动机的心脏.因此,发动机的性能很大程度上取决于燃烧室的性能.然而,决定燃烧室性能的超声速燃烧过程十分复杂,燃烧流场中充满激波、混合、湍流、边界层,以及它们与化学反应动力学的相互作用,是气体动力学领域最后尚未解决的几个难题之一,也是气体动力学与物理学、化学交叉学科的新生长点.由于现象过于复杂,对它的认知和现状仍可借用 Enrico Ferm i精辟的话语概括“We are still confused,but at a higher level”(Heiser and Pratt 1994).超声速燃烧的理论问题虽然极为复杂,但是利用超声速燃烧获得推力遇到的实际问题更具挑战性.因为高超声速飞行的空气阻力巨大,发动机的推力克服阻力后是否还有足够的净推力一直存在疑虑和争议.法国人将它归结为推力与阻力之间的较量(Aero-Propulsion Balance),据他们估计,当飞行马赫数为 2时，获得 1份纯推力时喷管仅需要产生 2份推力克服1份阻力,而当飞行马赫数为8时获得1份纯推力则需要喷管产生 7份推力克服 6份阻力(Francos and Laurent 2002).所以,高超声速飞行巨大的阻力导致可用的纯推力可能非常临界.作为发动机正能量的唯一来源的超声速燃烧必须充分利用好.至少,捕获的超声速空气流与注入燃料混合后必需形成均匀的燃料空气混合物进行有效的燃烧.此外,全部过程须在一个合理的长度(时间)内完成,并且在发动机中不引起和少引起激波以便减少阻力损失.总之,对一切可能影响推力的正反因素都需要做到锱铢必究.然而,棘手的是上述各种因素的要求往往相互牵制导致顾此失彼.1.3 6分钟巡航230英里飞行试验经过50多年的曲折经历和最近10多年的努力,超声速燃烧和超燃冲压发动机的研究在美国进入飞行试验的阶段.2004年NASA氢燃料超燃冲压发动机的飞行试验机X-43A,在第2次马赫数7的飞行试验中测到了加速度,表明有了净推力.据报道获得的发动机性能数据与CFD的计算结果保持了很好的一致性,称其误差落在标准偏差之内(Curtis Peebles 2008,Cur-tis Peebles 2011).空军代号为X-51A的吸热碳氢燃料超燃冲压发动机的飞行试验,2011年以来不断地失利,终于在2013年5月1日的第4次飞行试验中实现了从马赫数4.8加速到马赫数5.1、实现了6分钟巡航230英里的创举(Guy Norris 2013).氢燃料和碳氢燃料超燃冲压发动机飞行试验的成功演示,表明技术的成熟程度,同时也证明了超燃冲压发动机产生的推力能够克服高超声速飞行巨大的空气阻力获得净推力.因此,有理由相信超燃冲压发动机概念的可行性,其挑战性的科学技术问题已经找到解决的方法,包括燃烧室中的燃料混合、点火、稳定燃烧,以及实验和测量技术.相信吸热碳氢燃料的应用和贡献起了“临门一脚”的关键性作用(Norries 2001).1.4 面临挑战依然严峻,双模态超燃冲压发动机成为发展的瓶颈盘点50多年来的主要成就,氢燃料超燃冲压发动机马赫数7的飞行虽然只进行了11s但测得有加速度,然而马赫数9.8的飞行试验则未能测得明显的加速度 (Curtis Peebles 2008),说明马赫数越高净推力越难获得.X-51获得成功的第1次飞行试验虽然运行时间达200 s,但是没有达到从马赫数4.75自主动力飞行加速到马赫数大于5的预计目标.X-51的第2和第3次都以失败告终,最近2013年5月1日的第4次飞行虽然获得成功,但是试验前非常低调,取消了计划飞行马赫数6的目标,最终只加速到5.1,为历时数年的X-51飞行试验计划打上句号.结果亦说明,碳氢燃料超燃冲压发动机比氢燃料超燃冲压发动机更难以获得净推力.时至今日,美国的超燃冲压发动机研究已进入飞行试验阶段,研究计划必然有所调整和侧重,通过每年国际大会的报告可以看出端倪.广泛的基础性研究和关键技术研究的活动明显减少.在超声速燃烧研究方面比较关注的主要是双模态超燃冲压发动机的模态转换和吸热碳氢燃料的超声速燃烧等问题.当然,这种状况仅限美国而已.双模态超燃冲压发动机,顾名思义是把亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机合二为一,这不仅合理也是未来高超声速吸气式推进和组合式发动机技术发展通向实际应用必经之途.但是,亚燃冲压和超燃冲压两种模态的几何通道迥然不同,要想在运行过程中改变发动机几何通道想法,按目前的科技水平尚无具体可行的技术途径.唯一可行的是如何利用发动机的固定几何通道做文章,其中受到比较一致认可的是“热壅塞喉道＋预燃激波串”的概念(Heiser and Pratt 1994),虽然这种利用气动原理实现模态转换的理论早已提出,但是进展不大(Sullins 1993,Jensen and Braend lein 1996,M orrison 1997),至今仍停留在理论分析和实验室规模的研究阶段.注意到X-43飞行试验是越过模态转换过程直接飞马赫数7和10,没有加速过程.X-51A第4次飞行试验虽然从马赫数4.8开始获得0.3个马赫数的加速,显然并没有完成从亚声速燃烧到全超声速燃烧的转换,模态转换仅走了一小步.当然,前进一小步得来亦不易.所以,面临的挑战还是十分严峻,剩下的模态转换和加速任务应该更艰巨,成为制约高超声速吸气式推进通向实际应用的瓶颈.关于吸热碳氢燃料在超燃冲压发动机中的应用问题,由于碳氢燃料的燃烧特性远逊于氢燃料,其性能是否能满足发动机的要求一直存有疑虑,直到2001年美国的性能发动机(Performance Test Engine,PTE)利用经过裂解的吸热碳氢燃料首次获得净推力才得以消除 (Norries 2001).表明应用吸热碳氢燃料对发动机获得净推力的重要性.然而,后续的研究很少发表.1.5 影响超燃冲压发动机技术成熟的因素高超声速推进技术几十年的发展和技术成熟程度显然远不能与火箭技术相比.究其原因,人为的因素是计划制定者对困难估计不足,如《Road to Mach 10》一书的作者所述“把潜在的可能 (potentiality)当成现实(reality)”(Curtis 2008).具体表现为研发计划的大起大落和左右摇摆.当然,归根到底还是技术上的原因,吸气式发动机与火箭不同的特点是吸气,这正所谓是“成也萧何败也萧何”,正因为吸的是高超声速空气,高超声速的高焓高压特性导致地面试验、CFD数值模拟和飞行试验3方面存在巨大的困难.由于高超声速飞行的气动热物理条件,现在还没有一种地面试验装置能同时对所有参数,包括环境、尺寸和试验时间做到完全的重复,也即在一个试验装置上不可能满足对所有参数都模拟的要求(Tishkoff et al.1997),所以实验结果不等于真实结果.此外,CFD数值模拟理应作为补充对实际复杂过程的规律提供深入的理解,但是许多起控制作用的因素,包括激波、边界层、湍流、化学动力学及与湍流的相互作用等知之不多或未知,从而限制了利用CFD模拟这些现象的能力.而且,试验结果的不确定性,也影响对CFD结果的确认.飞行试验的必要性是由于地面试验和CFD计算中存在这些不可克服的不确定性,导致发动机是否真正具有克服空气阻力的净推力需要通过自由飞行试验才能证明.然而,飞行试验要受技术和经费的双重限制,任何微小失误都会导致前功尽弃,纵观这些年X-43A和X-51的几次飞行试验,真正成功的几率很低,不过20%～30%.凡此种种,必然会限制超燃冲压发动机技术的发展和成熟.2.1 燃料选择与应用燃料对发动机的运行能力起重要作用.根据燃料的反应速率、热值和热沉(冷却能力)等3个方面性能的综合考虑,一般认为美国JP型的碳氢燃料能用到马赫数4～8的发动机,但是马赫数6以上将有重要的技术挑战,需要利用有催化反应的吸热碳氢燃料,典型的如为美空军SR-71高空侦察机研制的JP-7.液体甲烷有可能用于马赫数大于8,但马赫数10以上需要利用氢燃料(Tishkoff et al.1997).由于发动机实际尺寸重量的严格限制,气流在燃烧室中的驻留时间仅允许1m s左右.要求选择的燃料能尽可能快地燃烧释热.氢燃料反应速度快、热值高,双原子分子,有关的物理化学性质研究也比较透彻成熟,因而成为首选.氢燃料超声速燃烧的研究从1950年代经过1980年代美国空天飞机计划NASP,到2004年美国X-43A的飞行试验达到顶点.与氢燃料超声速燃烧的研究平行,JP型航空煤油超声速燃烧的研究在美国也一直是间歇性地在进行.美国空天飞机计划NASP终止以后,美国空军转向主攻吸热碳氢燃料超声速燃烧的研究.碳氢燃料(液体)与氢燃料相比具有容易储存、携带,便于实际应用的优点,但重要的缺点是化学反应速度慢(比氢慢了3～5个数量级)、热值低(单位质量的热值只有氢的1/3)和有限的热沉(单位质量的热沉只有氢的1/6),特别是液体碳氢燃料与空气混合成可燃气体之前,还需要经过雾化和气化过程.X-51A的飞行试验证明这些缺点在一定程度上是可以克服的.这应该归功于吸热碳氢燃料的热物理特性和在超燃冲压发动机上的成功应用 (Ianovsky et al.1993,Huang etal.2003,M aurice et al. 2001,Kay 1992,Yu et al.2005,Yu et al.2006).因为氢燃料在马赫数4～8没有优势,所以丧失它在近期军事应用中的地位,但是在未来需要更高马赫数的跨大气层飞行研究中有重要的地位.2.2 利用吸热碳氢燃料不仅是冷却的需要也是提高燃烧性能的关键超燃冲压发动机燃烧室气流温度有可能高达3000 K,其热负荷已超过了现有材料结构的允许极限.所以碳氢燃料超声速燃烧的问题必须和发动机的热管理协同考虑.换言之,燃料除了为发动机提供热源之外,还须用作冷却剂,利用燃料的吸热量对燃烧室进行主动冷却应该是最合理的选择.按估算飞行马赫数6时燃烧室中的热流可达2.0～2.5MW/m2,而当飞行马赫数7时燃烧室中的热流更高达3.0～3.5MW/m2(Lander and Nixon 1971).航空煤油所能提供的显热远小于氢气,从常温吸热到 1000 K的吸热量大约是2300 kJ/kg,基本上只能满足马赫数 6以下飞行器的冷却要求,但对于更高的马赫数,额外的吸热量必须通过吸热裂解反应的化学吸热量提供.研究表明,裂解反应可以把1000 K煤油的吸热量提高50%,约3500 kJ/kg,达到马赫数8飞行的冷却要求 (Lander and Nixon 1971,Kay et al.1992,W iese 1992,Edwards 1996,Edwards 2003).如图1所示.美国的联合技术研究公司(UTRC)于1990年代就已从事吸热碳氢燃料 JP-7的研究,大量有关 JP-7的基础研究包括物态、吸热量、裂解等热物性及相应的超声速燃烧特性研究在这个时期完成,促成了美国空军的性能发动机(PTE)在前期研究成果的基础上,于2001年利用裂解的 JP-7燃料获得正 (净)推力 (Norries 2001).中国科学院力学研究所从2000年开始,利用国产航空煤油RP-3对加热煤油的物理化学性质以及超声速燃烧特性方面做了大量的基础研究 (Yu et al.2000,Yu et al.2001,Yu et al. 2002,Yu et al.2003,Fan et al.2004,Yu et al. 2005,Fan et al.2005,Fan et al.2006a,Fan et al.2006b).图 2是国产航空煤油 RP-3的 TD物态变化图,RP-3的化学成分类似于美国的航空煤油JetA,它的临界点在630 K,25 atm 左右.该图能很好地区分液态区,气/液两相区,临界点,气态区和超临界态区.在超临界态下煤油的密度类似于液体,扩散性能类似于气体.所以RP-3裂解后注入燃烧室立即变成气态与空气混合,免除了燃料(液体)的雾化和气化过程.此外,裂解反应产生的小分子的碳氢燃料化学反应速度快,比煤油分子更适合超声速燃烧对燃料反应速度的要求,相对于液体煤油裂解态煤油的超声速燃烧性能可能有10%～15%的提高(Yu et al.2005,Yu et al.2006,Fan et al. 2007a,Fan et al.2007b,Fan etal.2008,Zhong et al.2008,Fan et al.2009,Zhong et al.2009a, Zhong etal.2009b,Zhong et al.2010),参见图3.所以,利用吸热碳氢燃料应该可以一举解决发动机燃烧室的冷却和性能问题,它不仅是冷却的需要也是提高燃烧性能的关键. 必须指出,被动冷却方法即利用耐高温复合材料也许可以解决发动机的热防护问题,但是,无法获得燃料吸热后热物理性质改变对燃烧性能的附加贡献,这些附加贡献对于超燃冲压发动机临界状态的净推力至关重要.2.3 燃烧室壁孔注射 (Flashwallinjection)获得实际应用燃料空气混合是超声速燃烧首先必须解决的问题.早在1980年代,由于美国空天飞机计划NASP吸气式跨大气层飞行的任务,提出飞行马赫数8以上的氢燃料超燃冲压发动机的需求,燃烧室进口气流马赫数有可能达到高超声速,于是燃料与空气的混合成为当时主要的困难.为了利用一切有利于增加推力的因素,甚至连燃料射流的动量都要加以利用,因此燃料射流必须平行地注入空气流,而平行射流主要依靠扩散混合,由于超声速气流中的压缩性对混合层的稳定性影响比较强(在同样的密度比条件下其混合扩展率仅有不可压混合层的 1/3),所以混合效率很低,达不到快速混合的目的,必须在平行混合的条件下考虑混合增强的方法.导致包括斜坡混合(ram p injector)在内的各种混合增强的手段的提出.这些方法依靠产生旋涡,将空气卷入燃料核心,增大燃料与空气的接触面积,从而提高扩散混合的效果.随着 1990年代NASP计划的终止,这些研究成果也被搁置(Seiner andKenzakowski2001,Cutmark et al. 1989,D rummond 1992,Riggins 1991,Billig 1998).另一方面,燃料横向混合与空气发生动量交换,主要依靠对流作用所以混合效率高.当燃烧室中的气流马赫数相对低时,利用燃料射流动量的必要性不大,所以燃料通过燃烧室壁孔横向注射 (flash wall injection)(Donbar et al. 2001),通常能提供良好的燃料射流穿透深度和相对快的近场混合.许多实验表明如果用燃料射流穿透深度除以喷咀出口直径,则无量纲穿透深度与燃料射流动量与气流动量之比成正比.但燃料射流与横向超声速气流相互作用产生弓形激波和局部三维流将会增加气流的总压损失.为了增强混合的效果又提出了伸入气流中间的支板混合 (strutsinjector)(Brandstetter et al.2002).支板混合综合了所有有利于混合的因素,而且支板基座下游的回流区还能起稳定火焰的作用.但是后来的研究发现,混合的优化、高的混合和燃烧效率可能还不是对推力起主导作用的因素.内部摩擦力能使发动机推力遭受很大的损失.因此一方面应避免燃烧室内部湿面积过大,要特别小心侵入式燃料喷嘴支板的应用,因为除了难以处理的冷却要求之外,支板波阻造成的气流总压损失也很可观.所以实际上,从整个系统的性能协调优化考虑.为了使发动机的纯推力最大,往往需要放弃最完全的混合作为代价.乍看这似乎对混合的论述有些自相矛盾,然而这恰恰是超声速燃烧复杂诡谲之处.混合效果的完全程度与气流总压损失是一对矛盾,例如燃料平行混合和垂直混合是两个极端情形.处理时往往顾此失彼,要做到顾此而不失彼.研究人员注意到壁面喷注孔的形状还可以改进.即利用非圆形孔,包括椭圆形和楔形孔,它们能减弱弓形激波和减少分离,而且喷咀出口还可以设法产生旋涡增强混合.这些努力试图在减少总压损失的同时能够保持混合效果不减.此外,同样是燃料通过壁面小孔横向喷注混合,仿照物理斜坡提出气动斜坡混合(aeroram p in jector)概念(Raym ond et al.1998),气动斜坡对混合增强的效果也许不及物理斜坡,但它没有棘手的冷却问题,而且重要的是,可以降低物理斜坡诱导的波阻损失.总之,尽管混合和混合增强问题受到过不止一代超声速燃烧研究人员的重视,但是事实情况是,美国空军所开发的发动机,包括性能试验发动机PTE、飞行重量发动机GDE、直到飞行试验X-51A的发动机,燃料喷注的方式虽然没有明确地说明,但根据空军所属单位发表的有关研究报告及各种讯息推测,燃料应该是通过壁面小孔横向注入.说明他们实际上是接受了这种简单有效但并非完美无缺的燃料混合方法.当然,燃料射流喷注孔的形状和分布以及方向会有讲究(Gallimore et al.2001).此外,对于轴对称特别是圆截面的燃烧室不存在壁角边界层而且热负荷均匀,缺点是尺寸较大的圆形截面燃料从壁面注入难以达到芯流部分,因此伸入气流的吊板式(pylon)和支板式(strut)燃料喷注手段仍得到注意(Hirano et al.2007).2.4 超声速点火与稳定燃烧是发动机正常运行的必要条件碳氢燃料的点火延迟时间比较长,在超燃燃烧室气流条件下能有效地点火燃烧一般需要外加点火器,最常见的如火花塞、等离子火炬等.而火花塞这种点火方式大都是分布在壁面,所以点火源基本上分布在附面层内的亚音速区域,这种依靠从亚音速区域热扩散和组分扩散的方式向超音速区域点火的方式效率不高,对于结构尺寸较大的发动机超音速主流区有可能难以完全着火.当注意到点火延迟时间随温度增加呈指数下降的关系时,不难想到只要适当提高当地气流的温度就能有助于缩短点火延迟时间实现自动点火,相对的点火延迟时间顺序从大到小为:甲烷,JP10,庚烷重整的吸热碳氢燃料,乙烯,氢 (M eredith and Spadaccini 2001),此外,等离子火炬的动量有助于将高温火焰引入超声速区,特别是氢和乙烯化学反应快,适当加以利用可以提高点火的能力 (Sung et al. 1999,M elissa et al.2003,Li et al.1997),而且它们与空气混合能产生大量促进点火的OH自由基,是不错的引导火焰 (Yu et al.2004).对于涉及点火机理等深层次的基础问题,如碳氢燃料点火所需的能量、热源持续的时间、有无火焰传播速度或如何定义由哪些因素决定?火焰传播速度和空气主流速度之间的关系又是怎样?这些研究还是需要的,以便为发动机设计提供基本的指导原则.超声速气流中燃烧稳定与否涉及发动机能否正常运行,由于燃烧室中气流驻留时间很短,能完成混合的时间很有限.火焰在其发展初期就可能被大量的低温混合物冲淡,。
火箭发动机燃烧室的流场模拟与分析
火箭发动机燃烧室的流场模拟与分析一、引言随着航空、航天技术的不断发展，火箭发动机的性能要求越来越高。
火箭发动机的燃烧室是其核心部件之一，其内部流场的复杂性直接影响到燃烧室的燃烧效率和稳定性。
因此，燃烧室的流场模拟与分析已成为火箭发动机设计与开发过程中不可缺少的一部分。
二、火箭发动机燃烧室的流场特性火箭发动机燃烧室内部的流场特性具有以下几个特点：1. 高温高压火箭发动机燃烧室内部温度可以达到几千度，压力也可以达到几百倍大气压，极具挑战性。
2. 高速湍流火箭发动机燃烧室内部的气体流动呈现高速湍流，涡流的涡旋尺度很小，经常速度与尺度相互作用。
3. 化学反应燃料和氧化剂在燃烧室内进行化学反应，产生一系列有害副产物，如氮氧化物、一氧化碳等，会导致燃烧室的腐蚀和热损伤。
三、火箭发动机燃烧室流场模拟方法目前，流场模拟方法主要有数值计算方法和实验方法两种。
1. 数值计算方法目前，数值模拟方法是研究火箭发动机燃烧室流场的主要手段之一。
该方法通过数值计算对燃烧室内部流体流动、传热和化学反应等进行全面的计算，并得出相关的流场参数和燃烧效率。
数值模拟方法主要包括CFD方法和DSMC方法两种，CFD多用于低高度低速飞行器的流场计算，而DSMC方法在高高度高速飞行器研究中具有重要的地位。
2. 实验方法实验方法是燃烧室流场研究的直接手段。
实验方法主要包括流量计、压力计、温度计、光学测试和仪器测试等。
实验方法可以准确测量燃烧室内部的相关参数，对数值模拟结果进行验证和修正。
四、火箭发动机燃烧室流场的数值模拟技术火箭发动机燃烧室流场的数值模拟技术主要有以下几个方面：1. 网格生成技术网格生成技术是燃烧室流场模拟中最基本和重要的环节。
燃烧室网格应当是非常细密和均匀的，以准确表示燃烧室内部的流动和化学反应。
目前，火箭发动机燃烧室流场模拟中采用的网格主要包括结构网格、非结构网格、混合网格和移动网格等。
2. 数值计算方法数值计算方法主要包括CFD方法和DSMC方法两种。
几种湍流模型对超燃发动机冷态流场的数值模拟
８ ８
机 电技术
２ ０ １ ３ 年４ 月
宽７ ５ ｒ ｎ ｌ Ｔ ｌ 。其 中 ， 进 气道 的长 度为 １ ８ ０ １ Ｔ Ｉ １ Ｔ Ｉ ，进 口 位置 的偏 转角为 ９ 。， 在 １ ３ ５ １ Ｔ ｎ Ｔ Ｉ 位置 的偏 转角 为 １ ２ 。。 燃烧 段长度 为 ２ ５ ０ ｍｍ， 喉道 宽度 为 ２ ４ １ Ｙ ｌ ｎ ｌ 。 在距 进气 道入 口 ９ ５ ｍｎ ｌ 的位置 上 ，上下表 面各 有 ４个 氢气 喷 口，每个 喷 口直径 为 ２ １ Ｔ ｌ ｎ ｑ ，与 进气 道 壁面 的夹 角为 ４ ５ 。。
图 １ 为 超燃 发动机 模 型 的横 截面 。图 ２为超 燃发 动机 模型 的 ３ Ｄ 视 图 ，其 中两侧 面在进 气道
方 向均 设 有“ Ｖ” 形状 的开 口。 模 型全 长为 ６ ２ ５ ｍ ｌ Ｔ ｌ ，
１ ． １ 标准 ｋ － ￡ 湍 流模 型
作 者简 介 ：陈 Ｉ ￣ ｔ Ｊ （ １ ９ ８ ６ －） ，硕 士研 究生 ，研 究方 向：超 然冲 压发 动机 的数 值模 拟 。
要， 需 要 采 用 不 同的 计算 方 法 来 处 理 相 关 流 场 结
果 。为 了理解 超 声速 燃烧 室 壁面 测得 静压 数据 分
布所 包 含 的 内部流 场 性 质 。 研 究超 声 速 燃 烧 的物 理过 程 “ 。一 维流 场 分析 模 型” 被认 为 在超 声速 燃 烧性 能估 算 方面 是一 种 有力 的工 具 。这种 模 型建 立在 试验 数据 基 础上 ，只考虑 变 量在 流 向上 的变 化 ，可 以直观 的分 析流 场结 果 ，计算 量小 。 本文 简要 的给 出几种 湍流 模 型 的特 点，具 体
早 在上 世纪 ５ ０年 代 ， 研 究人 员就 已经 开始对
自由射流超燃冲压发动机燃烧室流场对比计算研究
重要 内容 。对此 ， 内外 的诸 多 文献 都 对 其 进 行 了 国
大 量 的实 验 和数值 研究 。为 了更 加深入 了解 喷 射 的
在实际化学 动 力学 模 型 中一 般 都会 包 括 反应 特
征时间尺度 相差较大 的基 元反应 ， 反映 到微 分方 程 中
过程 对于 通道 内 流 场 的 影 响 ， 算 流体 力 学 工 具 已 计
图等 流场详 细 信 息 ， 且 进 行 了数 值 模 拟 与 实 验 壁 并
收稿 １期 ：０６０ ．５ 修 回 １期 ：０６０－０ ３ ２０．５１ ； ３ ２０－７２
解这类 问题 主要 有两 类 方法 。 一类 是将 化 学 反 应 和 流动控 制方程解 耦 。每一 时 间步 中 ， 冻结 化 学反应 先 求 解 流场 ， 然后 不考 虑 流 场 的影 响求 解 化学 反应 。
较 高 ， 是运算 量 大 ， 算 的周 期 也 较 长 ， 其 不 适 但 计 尤 合于 在流 动通道 进 行设 计 时使 用 。另 外 ， 求解 二维 ／
轴对 称 Ｎ ｓ方程 虽 然计 算 时间 较 短 以及 计 算 精 度 可
另一类 则 同时求解化 学反应 和流动控 制方程 。
自由射 流式 实验 是 开 展超 燃 冲压 发动 机研 制工 作 的有 力手 段 ， 也是 最 接 近 超 燃 冲 压 发 动 机 实 际 飞 行 状 态 的一 种 地 面实 验 。本文 采 用 面所 提 出 的考
王 元 光 ，徐 旭 ，蔡 国飙
（ 京 航 空 航 天 大 学 宇 航 学 院 ，北 京 １０ ８ ） 北 ００３
摘 要 ： 提 出一 种 针 对 喷 射 的简 化 模 型 ， 展 了 二 维 ／ 对 称 Ｎ 拓 轴 Ｓ方 程 模 型 的适 用 范 围 。 通 过 算 例 验 证 ， 示 显
超燃冲压发动机原理与技术分析
本科毕业论文(设计)题目：超燃冲压发动机原理与技术分析学院：机电工程学院专业：热能与动力工程系2010级热能2班姓名：王俊指导教师：刘世俭2014年 5 月28 日超燃冲压发动机原理与技术分析The Principle and Technical Analysis ofScramjet Engine摘要通过对超燃冲压发动机的基本原理与特点的介绍，比较了世界主要国家在超燃冲压理论研究与工程实际中的一些成果；结合高超音速空气动力学以及流体力学的一些基本原理，阐述进气道、隔离段、燃烧室、尾喷管的设计并进行性能分析；列举目前投入应用的几种主流构型及其选择依据；分析主要参数对超燃冲压发动机的影响；最后综合阐述超燃冲压发动机的发展趋势以及用途。
关键词：超燃冲压发动机性能分析一体化设计热循环分析Abstract:Introduction the basic principle and features of scramjet engine, comparison of major powerful countries’ theoretical researches and practical achievements on this project. Expound and analyses the design and property programmes of air inlet、isolator、combustion chamber、tailpipe nozzle with theories of hypersonic aerodynamics and hydrodynamics; Its application in several mainstream configuration and its choice; analysis of the effect of main parameters on the scramjet. Finally, the developing trend of integrated scramjet paper and usesKey words: scramjet engine property analysis integrating design Thermal cycle analys目录1 概述及原理 (1)1.1研究背景与意义 (1)1.2超燃冲压发动机基本原理 (3)1.3国内外相关研究概况 (5)1.4研究内容 (10)2系统一体化研究意义与总体热性能分析 (11)2.1系统一体化研究的意义 (11)2.2 总体热力性能分析 (12)3 超然冲压发动机核心部件设计与性能研究 (17)3.1 进气道设计与性能研究 (17)3.2 隔离段设计与性能研究 (18)3.3 燃烧室设计与性能研究 (20)3.4 尾喷管设计与性能研究 (23)4总结与展望 (28)5结语 (31)6参考文献 (32)1 概述及原理1.1研究背景与意义吸气式高超声速飞行器是指飞行马赫数大于6、以吸气冲压发动机与其组合发动机为动力、而且能在大气层和跨大气层中远程飞行的飞行器。
超燃冲压发动机燃烧室燃料喷注及其内流场的数值模拟
燃 冲压发动机燃烧室模 型的内流场进行 了数值模拟 ， 与实验流动 图谱 进行 了定性 比较 ， 并进一步探讨 了燃料
喷注过程 的非定常特性 以及 凹腔结构对 流动 的影 响。研究表 明： 本文数值 模拟的稳态时刻流 场与实验流动 图
谱相似 ； 结果捕捉到了横 向喷注燃料沿下游运动并 向凹腔扩散的非定常动态变化的规律。 数值
超 燃 冲压 发 动机 燃烧 室燃 料 喷 注及 其 内流场 的数 值模 拟 ‘
周松柏 ， 君 ， 刘 郭 正 ， 巍 ， 王 耿
（ 国防科技大学 航天与材料工程学院 ， 湖南 长沙
摘
辉
４０７） １ ３ ０
要： 基于三维 Ｎ ｓ ． 方程 ， 利用有限差 分数值离 散方法 ， 对考虑了燃料喷注和 凹腔结构综合影响的某超
Ｚ ＯＵ ｏｇｂ ｉＬＵ Ｊ ｎ ＧＵ Ｚ ｅ ｇ Ｗ Ａ Ｇ ｉＧＥ Ｇ Ｈｕ Ｈ Ｓｎ －ａ ，Ｉ ｕ ， Ｏ ｈ ｎ ， Ｎ Ｗｅ ， Ｎ ｉ
（ ｏｅｅｏ ｅｏ ａｅａｄＭ ｔ ａ Ｅ ｇ ｅｒ ｇ Ｎ ｔｎ ｒｖ ｆ ｅ ｎｅＴ ｃｎｌｇ。ｈｎｓａ４０７ 。ｈｎ） Ｃｌ ｇ ｆ ｒｓ ｃ ｎ ａ ｒｌ ｎｉ ｅｉ ， ａｏａ Ｕｄ．ｏ ｆ ｓ ｅｈｏ ｙＣ ａｇｈ １０３Ｃ ｉａ ｌ Ａ ｐ ｅ ｎ ｎ ｉ ｉｌ Ｄｅ ｏ
而防止 火焰 在发展 初期 淬熄 ， 而 有利 于减 小燃 烧 室流 向尺 度 。 因此 ， 于 超燃 冲压 发 动机 的研 发而 从 对
言， 空气 一 燃料混合和火焰稳定是两个重要 的研究课题 。 近年来 ， 国内外已有大量研究者和研究机构从实验或数值模拟 的角度来分别研究横 向射流和凹腔 结 构对超 燃 冲压发 动 机燃烧 室 内燃烧 和 流动 的影 响机 理 】 引。为 了研究 横 向射流 和 凹腔结 构 的综 合效 应带来的燃料喷注和火焰稳定的物理机理和流动特点等问题 ， 文献 ［ １针对某超燃冲压发动机燃烧室 １］ 模型的横 向射流内流场从实验 角度进行 了非接触式测量研究 ， 采用的测量技术为平面激光诱导荧光 （ｌ ａ Ｌｓ ｄｃ Ｆ ｏ ｓ ｎ ＬＦ技术 ， Ｐ ｎｒ ａｅ Ｉ ｕｅ ｌ ｒ ｃ ｔ Ｉ） ａ ｒｎ ｕ ｅ ｅ ￣Ｐ 得到了反映流动结构和燃烧特点的图谱 ， 步研究表明： 初 横
加力燃烧室典型结构件流阻特性研究
加力燃烧室典型结构件流阻特性研究朱赟; 张哲衡; 解亮; 王靖宇; 吴云【期刊名称】《《航空发动机》》【年(卷),期】2019(045)006【总页数】5页(P46-50)【关键词】流阻特性; 流阻系数; 雷诺数; 堵塞比; 加力燃烧室; 航空发动机【作者】朱赟; 张哲衡; 解亮; 王靖宇; 吴云【作者单位】中国航发沈阳发动机研究所沈阳110015【正文语种】中文【中图分类】V231.30 引言航空发动机加力燃烧室的进口总压和总温不断提高，对加力燃烧室的设计提出了更高要求。
要求加力燃烧室的冷态压力损失尽量小，而放置在加力燃烧室中的喷油杆等不可避免形成堵塞，增加总压损失，总压损失与阻力系数和流体的动压有关[1-5]。
加力燃烧室流阻损失是涡轮后高速燃气在混合、扩压及流经火焰稳定器、燃油总管、防振隔热屏、拉杆等构件过程中，因气体与构件表面摩擦和局部流动分离等原因造成的，使发动机推力减小，耗油率增加，在加力燃烧室设计时应尽量减小该流阻损失，为此在设计各阶段均需进行流阻损失计算，检查其与设计要求的差距。
国内外学者[6-11]以水为介质对直管、弯管和变截面管的流动阻力特性进行相关研究，得到影响沿程阻力系数和局部阻力系数的变化规律；一些学者[12-14]对管内流动进行相关数值计算，得到影响管路流阻系数的经验公式；Macagno、Hung等[15]对突扩管层流流动进行相关研究；李栋浩[16]对突缩圆管局部阻力系数进行研究，得出突缩圆管局部阻力系数随进口雷诺数之间的计算关系式。
但已有研究缺少对拉杆、加力燃油总管（含喷油杆）、测试受感部等构件详细的流阻特性分析，在流阻计算中，只计算由混合损失、扩压损失和因火焰稳定器引起的流阻损失，而忽略了加力燃油总管（含喷油杆）、内部连接拉杆、测试受感部等构件的流阻损失，存在一定的计算误差。
本文为改进加力燃烧室流阻计算方法，提高计算精度，开展了加力燃油总管、拉杆、测试受感部流阻特性研究。
煤油燃料宽域冲压旋转爆震燃烧特性
第９卷㊀第２期２０２４年３月气体物理ＰＨＹＳＩＣＳＯＦＧＡＳＥＳＶｏｌ.９㊀Ｎｏ.２Ｍａｒ.２０２４㊀㊀ＤＯＩ:１０.１９５２７/ｊ.ｃｎｋｉ.２０９６￣１６４２.１０８２煤油燃料宽域冲压旋转爆震燃烧特性舒㊀晨１ꎬ㊀顾福涛１ꎬ㊀陈㊀斌２ꎬ㊀晏成龙１ꎬ㊀仝毅恒１ꎬ㊀林㊀伟１(１.航天工程大学宇航科学与技术系ꎬ北京１０１４１６ꎻ２.中国人民解放军６３８７０部队ꎬ陕西华阴７１４２００)ＲｏｔａｔｉｎｇＤｅｔｏｎａｔｉｏｎＣｏｍｂｕｓｔｉｏｎＣｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆＫｅｒｏｓｅｎｅ￣ＦｕｅｌｅｄＷｉｄｅ￣ＡｒｅａＳｃｒａｍｊｅｔｓＳＨＵＣｈｅｎ１ꎬ㊀ＧＵＦｕｔａｏ１ꎬ㊀ＣＨＥＮＢｉｎ２ꎬ㊀ＹＡＮＣｈｅｎｇｌｏｎｇ１ꎬ㊀ＴＯＮＧＹｉｈｅｎｇ１ꎬ㊀ＬＩＮＷｅｉ１(１.ＤｅｐａｒｔｍｅｎｔｏｆＡｅｒｏｓｐａｃｅＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙꎬＳｐａｃｅＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙꎬＢｅｉｊｉｎｇ１０１４１６ꎬＣｈｉｎａꎻ２.Ｕｎｉｔ６３８７０ｏｆｔｈｅＰＬＡꎬＨｕａｙｉｎ７１４２００ꎬＣｈｉｎａ)收稿日期:２０２３￣０８￣２４ꎻ修回日期:２０２３￣１２￣０４第一作者简介:舒晨(１９９９ )㊀男ꎬ硕士ꎬ主要研究方向为爆震推进ꎮＥ￣ｍａｉｌ:ｓｈｕｃｈｅｎｈｇｄ＠１６３.ｃｏｍ通信作者简介:林伟(１９８７ )㊀男ꎬ博士ꎬ副教授ꎬ主要研究方向为空天推进技术ꎮＥ￣ｍａｉｌ:ｌｉｎｗｅｉｑｙ＠１６３.ｃｏｍ摘㊀要:通过三维数值仿真的方法ꎬ研究了Ｍａ＝３~７飞行工况下ꎬ煤油燃料冲压旋转爆震燃烧特性ꎮ在Ｍａ＝３飞行工况下ꎬ由于燃料雾化蒸发效果较差ꎬ无法实现煤油燃料的爆震燃烧ꎮＭａ＝４ꎬ５ꎬ６的飞行工况下ꎬ随着飞行Ｍａｃｈ数的增大ꎬ波头数目整体上逐渐增多ꎬ分别为单波㊁三波㊁五波模态ꎻ但传播速度逐渐减小ꎻ冲压模态下ꎬ液态燃料雾化蒸发效果较好ꎬ但流场内均不同程度地残存有煤油蒸气ꎬ其未参加反应便排出燃烧室ꎮＭａ＝７的飞行工况下ꎬ由于来流接近ＣＪ速度ꎬ流场将以驻定爆震模态组织燃烧ꎮ关键词:煤油ꎻ宽域冲压ꎻ旋转爆震ꎻ燃烧特性㊀㊀㊀中图分类号:Ｖ２３１.１㊀㊀文献标志码:ＡＡｂｓｔｒａｃｔ:Ｔｈｒｏｕｇｈｔｈｅｍｅｔｈｏｄｏｆｔｈｒｅｅ￣ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎꎬｔｈｅｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆｋｅｒｏｓｅｎｅ￣ｆｕｅｌｅｄｓｃｒａｍｊｅｔｓｉｎｔｈｅｒａｎｇｅｏｆＭａ＝３~７ｗｅｒｅｓｔｕｄｉｅｄ.ＩｎｔｈｅｆｌｉｇｈｔｃｏｎｄｉｔｉｏｎｏｆＭａ＝３ꎬｄｕｅｔｏｔｈｅｐｏｏｒｅｆｆｅｃｔｏｆｆｕｅｌａｔｏｍｉｚａｔｉｏｎａｎｄｅｖａｐｏｒａｔｉｏｎꎬｔｈｅｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｏｆｋｅｒｏｓｅｎｅｆｕｅｌｃａｎｎｏｔｂｅｒｅａｌｉｚｅｄ.ＩｎｔｈｅｆｌｉｇｈｔｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓｏｆＭａ＝４ꎬ５ꎬ６ꎬｗｉｔｈｔｈｅｉｎｃｒｅａｓｅｏｆＭａｃｈｎｕｍｂｅｒꎬｔｈｅｎｕｍｂｅｒｏｆｗａｖｅｈｅａｄｓｉｎｃｒｅａｓｅｓｇｒａｄｕａｌｌｙꎬｗｈｉｃｈａｒｅｓｉｎｇｌｅ￣ｗａｖｅꎬｔｈｒｅｅ￣ｗａｖｅꎬａｎｄｆｉｖｅ￣ｗａｖｅｍｏｄｅｓꎬｒｅｓｐｅｃｔｉｖｅｌｙ.Ｈｏｗｅｖｅｒꎬｔｈｅｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎｓｐｅｅｄｇｒａｄｕａｌｌｙｄｅｃｒｅａｓｅｓ.Ｉｎｔｈｅｓｃｒａｍｊｅｔｍｏｄｅꎬｔｈｅｌｉｑｕｉｄｆｕｅｌｈａｓａｇｏｏｄｅｆｆｅｃｔｏｆａｔｏｍｉｚａｔｉｏｎａｎｄｅｖａｐｏｒａｔｉｏｎ.Ｎｅｖｅｒｔｈｅｌｅｓｓꎬｋｅｒｏｓｅｎｅｖａｐｏｒｒｅｍａｉｎｓｉｎｔｈｅｆｌｏｗｆｉｅｌｄｔｏｖａ￣ｒｙｉｎｇｄｅｇｒｅｅｓａｎｄｉｓｄｉｓｃｈａｒｇｅｄｆｒｏｍｔｈｅｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｃｈａｍｂｅｒｗｉｔｈｏｕｔｐａｒｔｉｃｉｐａｔｉｎｇｉｎｔｈｅｒｅａｃｔｉｏｎ.ＩｎｔｈｅｆｌｉｇｈｔｃｏｎｄｉｔｉｏｎｏｆＭａ＝７ꎬｔｈｅｆｌｏｗｆｉｅｌｄｗｉｌｌｂｕｒｎｉｎａｓｔａｔｉｏｎａｒｙｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｍｏｄｅｂｅｃａｕｓｅｔｈｅｉｎｃｏｍｉｎｇｆｌｏｗｉｓｃｌｏｓｅｔｏＣＪｖｅｌｏｃｉｔｙ.Ｋｅｙｗｏｒｄｓ:ｋｅｒｏｓｅｎｅꎻｗｉｄｅ￣ａｒｅａｓｃｒａｍｊｅｔꎻｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎꎻｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ引㊀言爆震是目前唯一的增压燃烧技术ꎬ因此可通过其构建更高的热力循环效率ꎬ显著提高发动机做功能力的燃烧方式ꎮ爆震燃烧可以降低发动机对增压组件的要求ꎬ缩短燃烧室长度ꎬ显著提高推重比[１]ꎮ相比等压燃烧ꎬ爆震燃烧还具有低ＮＯｘ排放等优点[２]ꎮ近年来ꎬ具有较高热力循环效率的旋转爆震发动机在空天飞行推进领域展现出了极高的应用前景ꎮ旋转爆震发动机能够以火箭㊁冲压㊁涡轮等形式工作ꎮ其中ꎬ冲压旋转爆震发动机理论上能够在Ｍａ＝２.３~６＋的宽速域㊁宽空域条件下工作[３]ꎬ由于其直接从来流空气中获取氧化剂ꎬ还能够提升飞行器的燃料携带量ꎬ进而增强飞行器的续航能力ꎮ已有部分学者以氢气为燃料ꎬ通过地面模拟高空来流条件实验[３ꎬ４]㊁数值仿真[５ꎬ６]等方法验证了冲压模态旋转爆震燃烧的可行性ꎮ但高体积能量密度的液态碳氢燃料能够实现低成本㊁长时间存储ꎬ使用与维护更加方便ꎬ因此ꎬ煤油等才是支撑气体物理２０２４年㊀第９卷冲压旋转爆震发动机在飞行器推进领域工程应用的理想燃料[７]ꎬ其有望带动航空航天推进领域的跨越式发展ꎮ对于冲压模态的旋转爆震发动机ꎬ随着飞行速域和空域的调整ꎬ燃烧室入口流量㊁温度㊁压力随之改变ꎬ爆震燃烧特性会发生变化ꎬ这将对推进系统的性能产生影响ꎮ目前ꎬ大多学者在地面实验中将冷流空气增加至高总温以模拟高空飞行条件ꎮ但当模拟高空来流总温过低时ꎬ燃料液滴的蒸发混合效果并未得到显著改善ꎬ无法成功实现两相旋转爆震燃烧ꎮＭｅｎｇ等[８]模拟Ｍａ＝４ꎬＨ＝２０ｋｍ时来流总温为８６０Ｋ飞行工况ꎬ在带有凹腔的环形燃烧室内进行了旋转爆震燃烧实验研究ꎬ验证了煤油燃料冲压模态旋转爆震燃烧的可行性ꎮ实验结果还发现ꎬ在凹腔处存在的高强度永久性先锋火焰ꎬ可以提前点燃反应物ꎬ显著减小点火延迟时间ꎬ促进旋转爆震波的形成ꎬ这证明了凹腔结构的存在有利于旋转爆震波的稳定传播ꎮＦｅｎｇ等[９]进一步研究了凹腔长度对煤油燃料冲压旋转爆震波点火起爆及传播特性的影响ꎬ实验中发现ꎬ成功实现旋转爆震最小凹腔长度约为４５ｍｍꎬ随着凹腔长度增至７５ꎬ９０ｍｍ时ꎬ贫燃当量比下限由０.８降至０.７ꎬ并且发现ꎬ随着凹腔长度的增大ꎬ有利于消除上行激波对隔离段来流的扰动ꎮ王超等[１０]使用３组元空气加热器ꎬ模拟了Ｍａ＝５飞行速度下１２５０Ｋ的高总温来流条件ꎬ以液态煤油为燃料进行了旋转爆震实验ꎬ成功实现了旋转爆震波的稳定传播ꎮＺｈｏｕ等[１１]以液态煤油为燃料ꎬ通过模拟高总温空气来流ꎬ研究了来流温度和当量比对爆震波传播模态的影响ꎮ当量比小于０.５５时ꎬ爆震燃烧起爆失败ꎻ当量比高于０.７时ꎬ又出现了更强烈的不稳定爆震现象ꎮ随着当量比的增大ꎬ煤油雾化效果得到了改善ꎬ燃烧室内逐渐出现低频的爆燃模态ꎻ但在低当量比条件下ꎬ通过提高来流总温ꎬ也可以使燃烧室内由爆燃逐渐转换为不稳定爆震模态ꎮ这是由于温度的提升ꎬ加速了煤油燃料的蒸发速度ꎬ改善了燃料与氧化剂的掺混效率ꎬ进而提升了反应物活性ꎬ实现了爆震燃烧ꎻ此外ꎬ在一定程度内增加当量比ꎬ还能够降低爆震波的峰值压力和脉动强度[１２]ꎮＺｈｅｎｇ等[１３]的研究中ꎬ在来流总温为６２０Ｋ时ꎬ旋转爆震波与供应管路之间相互作用ꎬ燃烧室内爆震波的峰值压力和传播速度在短时间内不断变化ꎬ燃烧室内燃料和氧化剂的喷注混合不均匀ꎬ导致旋转爆震波在空间内震荡ꎻ在来流总温为７３２Ｋ时ꎬ出现了单波－双波－单波模态转换的现象ꎻ在来流总温为８７０Ｋ时ꎬ由于来流总温过高ꎬ在波前反应物与爆震燃烧的接触面上爆燃程度增强ꎮ葛高杨等[１４]的研究中ꎬ当来流总温为４８３Ｋ时ꎬ燃烧室内未能成功起爆ꎬ预测能够实现煤油燃料两相旋转爆震燃烧的来流空气总温范围为５５０~７１３ＫꎮＸｕｅ等[１５]指出ꎬ空气来流总温在４８０~５６２Ｋ为实现爆震燃烧的下限温度区间ꎬ并指出应当区分燃料类型ꎬ进一步探索能够实现两相旋转爆震燃烧的当量比和空气总温可爆震边界ꎮ综上所述ꎬ目前对于煤油燃料冲压旋转燃烧的研究ꎬ大多通过在地面模拟一定的飞行工况实验的方法进行ꎬ难以对流场的详细特征进行分析ꎻ此外ꎬ鲜有关于跨Ｍａｃｈ数飞行的流场变化趋势的研究ꎮ因此ꎬ本文通过三维数值仿真的方法ꎬ对宽域(Ｍａ＝３ꎬＨ＝１５ｋｍ~Ｍａ＝７ꎬＨ＝３０ｋｍ)来流条件下的爆震燃烧特性及爆震波的传播模态进行数值仿真研究ꎬ期望能够为工程应用提供参考ꎮ１㊀数值计算模型１.１㊀数值计算几何模型图１为本仿真研究中ꎬ带扩张构型环形爆震燃烧室三维及二维截面示意图ꎬ包括隔离段㊁扩张段㊁燃烧室ꎮ环形燃烧室内径为１００ｍｍꎬ隔离段外径１１０ｍｍꎬ燃烧室外径１１５ｍｍꎬ燃烧室宽度１５ｍｍꎬ扩张角度为１５ʎꎬ燃烧室轴向长度为３００ｍｍꎬ煤油燃料由隔离段末端均匀布置的１８０个０.１ｍｍˑ０.１ｍｍ的小孔喷注进入燃烧室ꎮ１.２㊀数值计算方法本文研究中使用Ｆｌｕｅｎｔ软件求解带有化学反应的三维流动控制方程ꎬ已有学者采用其对类似问题进行过研究[１６ꎬ１７]ꎬ湍流模型采用ＳＳＴｋ￣ωꎮ液态煤油的喷注雾化过程采用ＤＰＭ离散模型[１８]:采用Ｅｕｌｅｒ￣Ｌａｇｒａｎｇｅ数值模型ꎬ在Ｌａｇｒａｎｇｅ坐标系中积分粒子力微分方程来求解离散相液滴的轨迹ꎻＫＨ￣ＲＴ破碎模型用以描述液滴的变形和破碎过程ꎻ采用无滑移绝热壁面条件ꎮ由于爆震锋面的温度远高于其他区域ꎬ无法忽略温度对定压比热容㊁黏度和热导率的影响ꎮ第ｉ种组分的定压比热容采用分段多项式计算ꎬ第ｉ种组分的黏度和热导率采用分子动力学理论计算ꎬ混合气体的定压比热容采用２２第２期舒晨ꎬ等:煤油燃料宽域冲压旋转爆震燃烧特性质量加权平均计算[１９]ꎮ数值求解过程采用有限体积法进行ꎬ无黏矢通量采用Ｒｏｅ￣ＦＤＳ格式分裂ꎬ梯度采用基于单元的最小二乘法计算ꎬ对流采用２阶迎风格式计算ꎬ湍流方程和比耗散率采用１阶迎风格式计算ꎮ煤油燃料的化学反应过程采用单步总包反应计算ꎬ具体反应参数如表１所示ꎮ(ａ)Ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌｄｏｍａｉｎｏｆｔｈｅ３Ｄｍｏｄｅｌ(ｂ)Ｃｒｏｓｓ￣ｓｅｃｔｉｏｎｏｆｔｈｅａｎｎｕｌａｒｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｃｈａｍｂｅｒ图１㊀冲压旋转爆震环形燃烧室示意图Ｆｉｇ.１㊀Ａｎｎｕｌａｒｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｃｈａｍｂｅｒｆｏｒｓｃｒａｍｊｅｔｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎ表１㊀化学反应方程式及参数Ｔａｂｌｅ１㊀ＣｈｅｍｉｃａｌｒｅａｃｔｉｏｎｅｑｕａｔｉｏｎｓａｎｄｐａｒａｍｅｔｅｒｓｒｅａｃｔｉｏｎｅｑｕａｔｉｏｎＡＥ/(Ｊ/(ｋｇ ｍｏｌ))Ｃ１２Ｈ２３＋１７.７５Ｏ２＝１２ＣＯ２＋１１.５Ｈ２Ｏ２.５８ˑ１０９１.２５ˑ１０８该数值计算模型准确性在课题组前期工作中已经过验证ꎬ计算结果能够较好地揭示旋转爆震燃烧流场特征ꎬ研究结论已经得到了同行的认可[２０]ꎮ１.３㊀网格无关性验证为验证网格无关性ꎬ本文在绘制结构性网格时主要对扩张段下游爆震波头传播区域进行了局部加密ꎬ验证算例为Ｍａ＝６ꎬＨ＝２８ｋｍ工况ꎬ研究了０.２５ｍｍ(细网格)ꎬ０.５０ｍｍ(中等网格)ꎬ０.７５ｍｍ(粗网格)这３种网格分辨率下爆震燃烧的宏观流场结构ꎬ如图２所示ꎮ３种不同网格分辨率下ꎬ经过对撞调整ꎬ稳定阶段燃烧室内均以同向五波模态组织燃烧ꎬ流场结构较为相似ꎬ只是波头处结构存在细微差异ꎮ由于本文并不深入研究爆震波的详细结构特征ꎬ因此不需要太过精细的网格分辨率ꎮ综合考虑数值计算成本和准确性ꎬ后续仿真研究中扩张段下游区域网格分辨率均采用０.７５ｍｍ的网格尺度进行计算ꎬ网格总量在３.４ˑ１０６左右ꎮ(ａ)Ｆｉｎｅｍｅｓｈ(０.２５ｍｍ)(ｂ)Ｍｅｄｉｕｍｍｅｓｈ(０.５０ｍｍ)(ｃ)Ｃｏａｒｓｅｍｅｓｈ(０.７５ｍｍ)图２㊀不同网格尺度下的流场压力云图Ｆｉｇ.２㊀Ｐｒｅｓｓｕｒｅｃｏｎｔｏｕｒａｔｄｉｆｆｅｒｅｎｔｇｒｉｄｓｃａｌｅｓ２㊀结果与讨论本文对Ｍａ＝３~７宽域范围内ꎬ煤油燃料冲压旋转爆震燃烧特性进行了研究ꎬ各工况来流参数如表２所示ꎬ后文各小节对其爆震波的传播模态㊁燃烧特性㊁流场特征进行详细分析ꎮ定义变量:飞行高度为Ｈꎻ飞行Ｍａｃｈ数为Ｍａꎻ来流总压为Ｐｉｎꎻ来流总温为Ｔｉｎꎻ隔离段入口Ｍａｃｈ数㊁总压㊁静压㊁静温依次记为ＭａｉｎꎬＰ０ꎬＰｓꎬＴｓꎻ燃烧室出口压力为Ｐｏｕｔꎮ３２气体物理２０２４年㊀第９卷表２㊀Ｍａ＝３~７飞行工况下隔离段入口条件Ｔａｂｌｅ２㊀ＥｎｔｒａｎｃｅｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓｏｆｉｓｏｌａｔｉｏｎｓｅｃｔｉｏｎａｔＭａ＝３~７Ｈ/ｋｍＭａＰｉｎ/ｋＰａＴｉｎ/ＫＭａｉｎＰ０/ｋＰａＰｓ/ｋＰａＴｓ/ＫＰｏｕｔ/ｋＰａ１５３４４２.５１６０６.６９１.５２５２.２３６８.７１４１８.４１１２.０５２０４８３１.３１９０９.０２４１５.６５５３.１２５０５.０５.４６２４５１５５０.６２１３２３.１２.５６９７.７８４０.８４５８８.０４２.９３２８６２５０４.５６１８４１.１３１００１.８３２７.２７６５７.５４１.５８６３０７４８４７.７４２４２６.２３.５１６９６.７０９２２.２５７０３.２５１.１７２.１㊀Ｍａ＝３ꎬＨ＝１５ｋｍ来流工况Ｍａ＝３ꎬＨ＝１５ｋｍ来流工况时ꎬ由于煤油燃料蒸发掺混效果不佳ꎬ未能产生较好的流场初始环境ꎬ点火起爆后ꎬ爆震波在第１个传播周期内在与燃料液滴相互作用的过程中逐渐解耦熄灭ꎮ环形燃烧室中径环面处的爆震燃烧流场温度逐渐演变过程如图３所示ꎬ随着时间的推进ꎬ燃烧室内爆震波头高温区逐渐沿燃烧室轴向向下移动ꎬ波头逐渐解耦熄灭ꎬ因此Ｍａ＝３ꎬＨ＝１５ｋｍ的近速域来流工况下ꎬ无法实现液态常温煤油燃料的冲压旋转爆震燃烧ꎮ(ａ)０.１００ｍｓ㊀㊀㊀(ｂ)０.１２０ｍｓ㊀㊀㊀(ｃ)０.１４０ｍｓ(ｄ)０.１６０ｍｓ㊀㊀㊀(ｅ)０.１８０ｍｓ㊀㊀㊀(ｆ)０.２００ｍｓ(ｇ)０.２２０ｍｓ㊀㊀㊀(ｈ)０.２４０ｍｓ㊀㊀㊀(ｉ)０.２６０ｍｓ图３㊀Ｍａ＝３ꎬＨ＝１５ｋｍ飞行工况下煤油燃料冲压旋转爆震解耦云图Ｆｉｇ.３㊀Ｄｅｃｏｕｐｌｅｄｃｏｎｔｏｕｒｆｏｒｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｏｆｋｅｒｏｓｅｎｅ￣ｆｕｅｌｅｄｓｃｒａｍｊｅｔａｔＭａ＝３ꎬＨ＝１５ｋｍ４２第２期舒晨ꎬ等:煤油燃料宽域冲压旋转爆震燃烧特性２.２㊀Ｍａ＝４ꎬＨ＝２０ｋｍ飞行工况Ｍａ＝４ꎬＨ＝２０ｋｍ飞行工况下ꎬ三维环形燃烧室内爆震燃烧流场的压力㊁温度云图如图４所示ꎮ燃烧室内以稳定单波模态组织燃烧ꎬ由于非预混工况下煤油组分的非稳态分布ꎬ爆震波头锋面呈现出扭曲ꎮ靠近下游由于燃料液滴的蒸发雾化效果不断改善ꎬ下游爆震波锋面的传播速度较快ꎬ爆震波以略微倾斜的模态向前传播ꎬ这与气相煤油燃料的旋转爆震燃烧波面存在较大差异ꎮ(ａ)Ｐｒｅｓｓｕｒｅ(ｂ)Ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ图４㊀Ｍａ＝４ꎬＨ＝２０ｋｍ飞行工况下三维环形燃烧室内流场云图Ｆｉｇ.４㊀Ｃｏｎｔｏｕｒｏｆｆｌｏｗｆｉｅｌｄｉｎａｔｈｒｅｅ￣ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌａｎｎｕｌａｒｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｃｈａｍｂｅｒａｔＭａ＝４ꎬＨ＝２０ｋｍ图５给出了在Ｘ＝１０５ｍｍꎬＹ＝０ｍｍꎬＺ＝－６０ｍｍ监测点处的压力温度随时间变化曲线ꎬ由图５(ａ)中压力监测曲线可知ꎬ点火起爆后对撞调整时间较短ꎬ经过一个传播周期便形成了稳定爆震波ꎬ稳定传播阶段的爆震平均峰值压力大致为２.０ＭＰａꎻ由图５(ｂ)可知温度峰值在３０００~４０００Ｋ波动ꎬ通过记录相邻两个爆震波压力峰值的时间间隔ꎬ计算了稳定传播阶段６个周期内爆震波的平均传播速度约为１６９１ｍ/ｓꎮ(ａ)Ｐｒｅｓｓｕｒｅａｎｄｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｖｅｌｏｃｉｔｙ(ｂ)Ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ图５㊀Ｘ＝１０５ｍｍꎬＹ＝０ｍｍꎬＺ＝－６０ｍｍ处监测点压力㊁温度随时间变化图Ｆｉｇ.５㊀ＰｒｅｓｓｕｒｅａｎｄｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｃｕｒｖｅｓｗｉｔｈｔｉｍｅａｔｔｈｅｍｏｎｉｔｏｒｉｎｇｐｏｉｎｔａｔＸ＝１０５ｍｍꎬＹ＝０ｍｍꎬＺ＝－６０ｍｍ将三维环形燃烧室内径Ｒ＝１０５ｍｍ环面处压力㊁温度云图沿轴线展开如图６所示ꎮ沿轴线向下ꎬ燃油粒径蒸发雾化效果不断提升ꎬ下游爆震波头传播速度较快ꎬ爆震波以倾斜模态向前传播ꎮ同时上行激波对隔离段入口来流产生了一定的影响ꎬ温度云图中ꎬ可以明显观察到爆震波头㊁燃料填充区㊁上行激波㊁滑移线㊁斜激波等典型的爆震波结构ꎮＭａ＝４ꎬＨ＝２０ｋｍ的飞行工况下ꎬ由于来流速度相对较慢ꎬ爆震波后的反应物填充较慢ꎬ反应物活性较低ꎬ波后较长距离内无法累积较高的反应物ꎬ不利于同向多波模态的形成ꎬ燃烧室内以单波模态组织燃烧ꎮ(ａ)Ｐｒｅｓｓｕｒｅ５２气体物理２０２４年㊀第９卷(ｂ)Ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ(ｃ)ＭａｓｓｆｒａｃｔｉｏｎｏｆＣ１２Ｈ２３(ｄ)ＭａｓｓｆｒａｃｔｉｏｎｏｆＯ２图６㊀Ｒ＝１０５ｍｍ流场环面展开云图Ｆｉｇ.６㊀ＡｎｎｕｌａｒｃｏｎｔｏｕｒｓａｔＲ＝１０５ｍｍＭａ＝４ꎬＨ＝２０ｋｍ飞行工况下ꎬ反应物与燃烧产物接触面及燃料填充区域内并未出现严重的缓燃现象ꎬ流场相对较为稳定ꎬ但在靠近滑移线附近及波后仍然存在部分液滴ꎬ部分液滴在波后继续蒸发放热ꎬ因此反应区延长ꎬ波后高压区较宽ꎬ且波后温度分布不均匀ꎬ爆震波面相比于气相爆震波增厚ꎮ图７中绘制了燃烧室内液滴分布及与爆震波头压力等值面相互作用过程ꎮ由图可知ꎬ残存的煤油蒸气燃料形成粗条带斜丝盘旋在燃烧室中ꎬ单波模态下ꎬ波前燃料液滴呈现规则的三角形分布ꎬ但上行激波带来的压力前传ꎬ导致煤油燃料在燃烧室内出现一条 液滴聚集带 ꎬ此处为局部富燃状态ꎮ波后的高压区对煤油液滴的分布影响较大ꎬ靠近爆震波处ꎬ来流空气被阻断进而导致流场中出现 富油贫氧 的条带结构ꎬ煤油燃料出现聚集ꎬ远离爆震波后ꎬ前期聚集的粒子团加速向下游传播ꎬ并与新喷注进入燃烧室的煤油液滴出现间断ꎮ爆震波扫掠过后只是实现了部分蒸发ꎬ仍存在部分燃料液滴及煤油蒸气未发生反应ꎮ１.５８ｍｓ时刻环形燃烧室内燃料液滴的分布及统计分析情况如图８所示ꎬ燃烧室内２０μｍ以下的燃料液滴占比达到了９７.４％ꎬ１０μｍ以下燃料液滴占比达到了８６.５％ꎮ图７㊀燃烧室内燃油粒径及爆震波头压力等值面Ｆｉｇ.７㊀Ｆｕｅｌｐａｒｔｉｃｌｅｓｉｚｅａｎｄｐｒｅｓｓｕｒｅｉｓｏ￣ｓｕｒｆａｃｅｏｆｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｗａｖｅｈｅａｄｉｎｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｃｈａｍｂｅｒ图８㊀稳定传播阶段粒径分布统计Ｆｉｇ.８㊀Ｐａｒｔｉｃｌｅｓｉｚｅｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎｓｔａｔｉｓｔｉｃｓｉｎｓｔａｂｌｅｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎｓｔａｇｅ２.３㊀Ｍａ＝５ꎬＨ＝２４ｋｍ飞行工况Ｍａ＝５ꎬＨ＝２４ｋｍ飞行工况条件下ꎬ点火起爆后经对撞调整ꎬ带有扩张构型的环形旋转爆震燃烧室中以稳定同向三波模态组织燃烧ꎬ流场内爆震燃烧的压力㊁温度云图如图９所示ꎮ燃烧室内位于Ｘ＝１０５ｍｍꎬＹ＝０ｍｍꎬＺ＝１２０ｍｍ处监测点压力曲线如图１０所示ꎮ点火起爆后经过约１.５ｍｓ的对撞调整ꎬ燃烧室内便以同向三波模态组织燃烧ꎬ稳定传播阶段各个爆震波头的峰值压力较为平稳ꎬ均在０.７ＭＰａ左右ꎬ相邻爆震波头之间间隔均匀ꎮ通过监测同一爆震波相邻波峰压力的时间间隔ꎬ计算得到１.５ｍｓ后稳定阶段内５个传播周期爆震波ＤＷ１的平均传播速度约为１５７７ｍ/ｓꎬ通过ＮＡＳＡ￣ＣＥＡ软件计算得到的气态６２第２期舒晨ꎬ等:煤油燃料宽域冲压旋转爆震燃烧特性煤油燃料理想爆震速度约为ＵＣＪ＝１７２６ｍ/ｓꎬ达到了理想ＣＪ爆震速度的９１.４％ꎮ(ａ)Ｐｒｅｓｓｕｒｅ㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀(ｂ)Ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ图９㊀Ｍａ＝５ꎬＨ＝２４ｋｍ飞行工况下流场云图Ｆｉｇ.９㊀Ｃｏｎｔｏｕｒｓｏｆｆｌｏｗｆｉｅｌｄｉｎａｔｈｒｅｅ￣ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌａｎｎｕｌａｒｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｃｈａｍｂｅｒａｔＭａ＝５ꎬＨ＝２４ｋｍ(ａ)Ｐｒｅｓｓｕｒｅａｎｄｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｖｅｌｏｃｉｔｙ㊀㊀㊀㊀㊀(ｂ)Ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ图１０㊀Ｘ＝１０５ｍｍꎬＹ＝０ｍｍꎬＺ＝１２０ｍｍ监测点处的压力及温度随时间变化曲线Ｆｉｇ.１０㊀ＰｒｅｓｓｕｒｅａｎｄｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｃｕｒｖｅｓｗｉｔｈｔｉｍｅａｔｔｈｅｍｏｎｉｔｏｒｉｎｇｐｏｉｎｔａｔＸ＝１０５ｍｍꎬＹ＝０ｍｍꎬＺ＝１２０ｍｍ为进一步详细研究爆震燃烧流场结构ꎬ截取了环形燃烧室中径(Ｒ＝１０５ｍｍ)处压力㊁温度云图并展开为二维平面ꎬ如图１１所示ꎮ相比于Ｍａ＝４ꎬＨ＝２０ｋｍ的来流工况ꎬ同向三波模态下ꎬ爆震波头高度有所降低ꎬ冲压旋转爆震燃烧室上游不存在喷注面板ꎬ爆震波轴向方向在上下游均存在侧向膨胀ꎬ导致爆震波面弯曲ꎬ并形成了斜激波ꎬ波面整体呈现反 Ｃ 形ꎬ这与文献[２１]中的现象类似ꎮ由于爆震波后存在燃料液滴雾化破碎及反应过程ꎬ爆震波头高压区较宽ꎮ由展开的二维温度云图可知ꎬ波前三角形反应物与燃烧产物的交界面处出现缓燃现象ꎮ环形燃烧室中径处燃油及氧气分布情况如图１１(ｃ)㊁(ｄ)所示ꎬ波前燃料与氧化剂呈规则的三角形结构分布ꎬ靠近上游的爆震波头扫掠过后几乎没有反应物存在ꎬ但在滑移线附近爆震波后残存有大量条带状反应物ꎮ分析认为:这是因为上行激波导致燃料液滴在此处聚集ꎬ所以局部富燃烧ꎬ爆震波强度减弱ꎬ化学反应强度降低ꎬ残存的部分反应物未经反应便排出燃烧室ꎬ导致燃料利用率降低ꎮ(ａ)Ｐｒｅｓｓｕｒｅ(ｂ)Ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ７２气体物理２０２４年㊀第９卷(ｃ)ＭａｓｓｆｒａｃｔｉｏｎｏｆＣ１２Ｈ２３(ｄ)ＭａｓｓｆｒａｃｔｉｏｎｏｆＯ２图１１㊀Ｒ＝１０５ｍｍ流场环面展开云图Ｆｉｇ.１１㊀ＡｎｎｕｌａｒｃｏｎｔｏｕｒｓａｔＲ＝１０５ｍｍ图１２为燃烧室内燃料液滴分布及爆震波头等压面(０.３ＭＰａ)分布云图ꎮ爆震波达到前ꎬ液滴在燃烧室内随来流破碎同时蒸发ꎬ爆震波经过时的冲击下ꎬ破碎蒸发加速ꎬ部分燃料以爆震的形式被消耗ꎬ波前燃料液滴分布均呈现出均匀三角形ꎬ但波后仍然存在大量燃料液滴ꎬ且主要集中在波后滑移线附近ꎮ对爆震波稳定传播阶段燃烧室内燃油液滴分布情况进行了统计ꎬ如图１３所示ꎬ液滴直径小于２０μｍ的燃油液滴占比达到９６.３１％ꎬ小于１０μｍ的燃油液滴占比达到８９.７８％ꎬ相比于Ｍａ＝４ꎬＨ＝２０ｋｍ的飞行工况ꎬ燃料液滴雾化破碎效果进一步提高ꎮ图１２㊀环形燃烧室内燃油粒径及爆震波头等值面Ｆｉｇ.１２㊀Ｆｕｅｌｐａｒｔｉｃｌｅｓｉｚｅａｎｄｐｒｅｓｓｕｒｅｉｓｏ￣ｓｕｒｆａｃｅｏｆｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｗａｖｅｈｅａｄｉｎａｎｎｕｌａｒｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｃｈａｍｂｅｒ图１３㊀粒径分布曲线Ｆｉｇ.１３㊀Ｐａｒｔｉｃｌｅｓｉｚｅｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎｃｕｒｖｅ２.４㊀Ｍａ＝６ꎬＨ＝２８ｋｍ来流工况Ｍａ＝６ꎬＨ＝２８ｋｍ的来流工况条件下ꎬ三维环形燃烧室内流场以同向五波模态组织燃烧时流场的压力㊁温度如图１４所示ꎬ由温度云图可知ꎬ靠近燃烧室内外壁面处流场波前温度较高ꎬ缓燃现象较为严重ꎬ但由高温区仍然能区分出爆震波头ꎬ并未出现典型的三角形燃料气体层结构ꎮ(ａ)Ｐｒｅｓｓｕｒｅ㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀(ｂ)Ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ图１４㊀Ｍａ＝６ꎬＨ＝２８ｋｍ飞行工况下三维环形燃烧室内流场云图Ｆｉｇ.１４㊀Ｃｏｎｔｏｕｒｏｆｆｌｏｗｆｉｅｌｄｉｎａｔｈｒｅｅ￣ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌａｎｎｕｌａｒｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｃｈａｍｂｅｒａｔＭａ＝６ꎬＨ＝２８ｋｍ８２第２期舒晨ꎬ等:煤油燃料宽域冲压旋转爆震燃烧特性燃烧室内位于Ｘ＝１０５ｍｍꎬＹ＝０ｍｍꎬＺ＝１１０ｍｍ处的压力㊁温度监测曲线如图１５所示ꎮ点火起爆后经过１.５２ｍｓ的对撞调整ꎬ最终以稳定的同向五波模态组织燃烧ꎬ各个爆震波头的压力相差不大ꎬ平均峰值压力约为０.５ＭＰａꎬ传播模态较为平稳ꎬ爆震波峰值压力间隔相等ꎬ计算了１.５２ｍｓ后ＤＷ１在４个传播周期内的平均传播速度约为１４５７ｍ/ｓꎮ温度监测曲线峰值约为３０００Ｋꎮ(ａ)Ｐｒｅｓｓｕｒｅａｎｄｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｖｅｌｏｃｉｔｙ㊀㊀㊀㊀㊀(ｂ)Ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ图１５㊀Ｘ＝１０５ｍｍꎬＹ＝０ｍｍꎬＺ＝１１０ｍｍ监测点处的压力及温度随时间变化曲线Ｆｉｇ.１５㊀ＰｒｅｓｓｕｒｅａｎｄｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｃｕｒｖｅｓｗｉｔｈｔｉｍｅａｔｔｈｅｍｏｎｉｔｏｒｉｎｇｐｏｉｎｔａｔＸ＝１０５ｍｍꎬＹ＝０ｍｍꎬＺ＝１１０ｍｍ提取了直径为２１０ｍｍ处环面的流场信息ꎬ并将其展开为二维平面ꎬ如图１６所示ꎮ流场内同向五波模态时各爆震波头间距较为均匀ꎬ传播较为稳定ꎬ压力云图中可以清晰地观察到爆震波头㊁斜激波㊁上行激波等结构ꎮＭａ＝６ꎬＨ＝２８ｋｍ的来流条件下ꎬ上行激波几乎呈现出与来流垂直状态ꎬ此时对隔离段上游扰动较小ꎬ各个爆震波头的上行激波连接形成了一道激波带ꎬ高速来流跨过此处将会减速ꎬ来流较为平稳ꎬ有利于组织旋转爆震燃烧ꎮ但由温度云图可知ꎬ波前反应物与燃烧产物接触面上存在着明显的缓燃ꎬ同时波前反应物填充区域内出现明显的零星爆燃ꎮ(ａ)Ｐｒｅｓｓｕｒｅ㊀㊀㊀㊀㊀(ｂ)Ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ(ｃ)ＭａｓｓｆｒａｃｔｉｏｎｏｆＣ１２Ｈ２３㊀㊀㊀㊀㊀(ｄ)ＭａｓｓｆｒａｃｔｉｏｎｏｆＯ２图１６㊀环形燃烧室二维环面展开图Ｆｉｇ.１６㊀Ｔｗｏ￣ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌａｎｎｕｌａｒｅｘｐａｎｓｉｏｎｄｉａｇｒａｍｏｆａｎｎｕｌａｒｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｃｈａｍｂｅｒ９２气体物理２０２４年㊀第９卷对燃烧室内燃料液滴的分布情况进行绘制并统计分析ꎬ燃料液滴分布情况及同向五波模态下爆震波头等值面(０.３ＭＰａ)如图１７所示ꎬ燃料液滴尺寸占比如图１８所示ꎮＭａ＝６ꎬＨ＝２８ｋｍ的飞行工况下ꎬ燃料液滴尺寸小于１０μｍ的工况的液滴占比达到了８８.６％ꎬ小于２０μｍ的工况的液滴占比达到了９２.１％ꎮ图１７㊀燃料粒径分布及爆震波头压力等值面Ｆｉｇ.１７㊀Ｆｕｅｌｐａｒｔｉｃｌｅｓｉｚｅａｎｄｐｒｅｓｓｕｒｅｉｓｏ￣ｓｕｒｆａｃｅｏｆｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｗａｖｅｈｅａｄｉｎａｎｎｕｌａｒｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｃｈａｍｂｅｒ图１８㊀燃料液滴尺寸分布图Ｆｉｇ.１８㊀Ｆｕｅｌｄｒｏｐｌｅｔｓｉｚｅｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ２.５㊀Ｍａ＝７ꎬＨ＝３０ｋｍ飞行工况Ｍａ＝７ꎬＨ＝３０ｋｍ的飞行工况时ꎬ由于来流总温达到了３０００Ｋꎬ并且此时燃烧室入口来流空气速度达到了ＣＪ速度量级ꎬ由于轴向来流速度与爆震波周向传播速度不匹配ꎬ点火起爆后ꎬ经对撞调整ꎬ环形燃烧室内将以驻定爆震模态组织燃烧ꎬ波头沿着环形燃烧室周向分布ꎬ如图１９所示ꎬ这表明液态煤油燃料已无法满足Ｍａ＝７ꎬＨ＝３０ｋｍ飞行工况下的旋转爆震燃烧ꎮ图２０为环形燃烧室内燃料液滴及驻定爆震波头压力等值面(０.３ＭＰａ)的分布图ꎮ环形爆震波头沿周向分布在靠近燃料液滴喷注下游区域ꎬ波下游仍存在部分燃料液滴ꎬ此部分燃料将会以缓燃形式被消耗ꎮ(ａ)Ｐｒｅｓｓｕｒｅ(ｂ)Ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ(ｃ)Ｃ１２Ｈ２３(ｄ)Ｏ２(ｅ)Ｒｅａｃｔｉｏｎｈｅａｔｒｅｌｅａｓｅ０３第２期舒晨ꎬ等:煤油燃料宽域冲压旋转爆震燃烧特性(ｆ)Ｍａｃｈｎｕｍｂｅｒ图１９㊀Ｍａ＝７ꎬＨ＝３０ｋｍ飞行工况时Ｒ＝１０５ｍｍ处环面Ｆｉｇ.１９㊀ＡｎｎｕｌａｒｆｌｏｗｆｉｅｌｄｓａｔＲ＝１０５ｍｍｉｎｆｌｉｇｈｔｃｏｎｄｉｔｉｏｎｏｆＭａ＝７ꎬＨ＝３０ｋｍ图２０㊀燃烧室内燃料液滴分布及驻定爆震波头分布Ｆｉｇ.２０㊀Ｆｕｅｌｄｒｏｐｌｅｔａｎｄｓｔａｔｉｏｎａｒｙｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｗａｖｅｈｅａｄｉｎｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｃｈａｍｂｅｒ３㊀小结本文探索了宽域来流(Ｍａ＝３~７)条件下冲压旋转爆震燃烧特性ꎬ并研究了各工况点火起爆稳定传播阶段爆震波的传播模态㊁燃烧特性㊁反应物分布情况等ꎬ在本文所采用的环形燃烧室构型及计算模型下ꎬ得到的主要结论如下:１)在被认为是冲压发动机 推力陷阱 的Ｍａ＝２.５~３近冲压下限边界时ꎬ由于来流总温较低ꎬ当采用低活性液态煤油燃料时ꎬ点火起爆后ꎬ由于燃料雾化蒸发效果不佳ꎬ传播途中爆震波逐渐解耦熄灭ꎮ２)Ｍａ＝７ꎬＨ＝３０ｋｍ的飞行工况下ꎬ由于来流空气速度达到了ＣＪ速度量级ꎬ爆震波的传播速度与其不匹配ꎬ位于燃料喷注位置下游出现了驻定的爆震波头ꎬ此时无法以旋转爆震模态组织燃烧ꎮ３)Ｍａ＝４ꎬＨ＝２０ｋｍꎻＭａ＝５ꎬＨ＝２４ｋｍꎻＭａ＝６ꎬＨ＝２８ｋｍ这３种飞行工况下ꎬ环形燃烧室内分别以单波㊁同向三波㊁五波模态组织燃烧ꎮ随着飞行Ｍａｃｈ数的提升ꎬ新鲜反应物与燃烧室产物交界面附近缓燃现象逐渐明显且逐渐加剧ꎮ此外ꎬ由流场内反应物分布可知ꎬ冲压模态下ꎬ滑移线附近均存在部分燃料未经反应便排出燃烧室ꎬ随着飞行Ｍａｃｈ数的提升ꎬ爆震波头数目不断增多ꎬ残存的反应物不断减少ꎬ燃料利用率上升ꎮ参考文献(Ｒｅｆｅｒｅｎｃｅｓ)[１]㊀ＷｏｌａńｓｋｉＰ.Ｄｅｔｏｎａｔｉｖｅｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ[Ｊ].ＰｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓｏｆｔｈｅＣｏｍｂｕｓｔｉｏｎＩｎｓｔｉｔｕｔｅꎬ２０１３ꎬ３４(１):１２５￣１５８.[２]秦亚欣.旋转爆震发动机研制新进展[Ｊ].航空动力ꎬ２０２２(３):１６￣１９.ＱｉｎＹＸ.Ｎｅｗｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｐｒｏｇｒｅｓｓｏｆｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｅｎｇｉｎｅ[Ｊ].ＡｅｒｏｓｐａｃｅＰｏｗｅｒꎬ２０２２(３):１６￣１９(ｉｎＣｈｉ￣ｎｅｓｅ).[３]师迎晨ꎬ张任帅ꎬ计自飞ꎬ等.高速飞行器的连续旋转爆震推进技术[Ｊ].空气动力学学报ꎬ２０２２ꎬ４０(１):１０１￣１１３.ＳｈｉＹＣꎬＺｈａｎｇＲＳꎬＪｉＺＦꎬｅｔａｌ.Ｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙｆｏｒｈｉｇｈ￣ｓｐｅｅｄａｉｒｃｒａｆｔｓ[Ｊ].ＡｃｔａＡｅｒｏｄｙｎａｍｉｃａＳｉｎｉｃａꎬ２０２２ꎬ４０(１):１０１￣１１３(ｉｎＣｈｉ￣ｎｅｓｅ).[４]ＺｈｄａｎＳＡꎬＲｙｂｎｉｋｏｖＡＩ.Ｃｏｎｔｉｎｕｏｕｓｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｉｎａｓｕ￣ｐｅｒｓｏｎｉｃｆｌｏｗｏｆａｈｙｄｒｏｇｅｎ￣ｏｘｙｇｅｎｍｉｘｔｕｒｅ[Ｊ].Ｃｏｍｂｕｓ￣ｔｉｏｎꎬＥｘｐｌｏｓｉｏｎꎬａｎｄＳｈｏｃｋＷａｖｅｓꎬ２０１４ꎬ５０(５):５５６￣５６７.[５]ＳｍｉｒｎｏｖＮＮꎬＮｉｋｉｔｉｎＶＦꎬＳｔａｍｏｖＬＩꎬｅｔａｌ.Ｔｈｒｅｅ￣ｄｉ￣ｍｅｎｓｉｏｎａｌｍｏｄｅｌｉｎｇｏｆｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｉｎａｒａｍｊｅｔｅｎ￣ｇｉｎｅ[Ｊ].ＡｃｔａＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃａꎬ２０１９ꎬ１６３:１６８￣１７６.[６]ＷｕＫꎬＺｈａｎｇＳＪꎬＬｕａｎＭＹꎬｅｔａｌ.Ｅｆｆｅｃｔｓｏｆｆｌｏｗ￣ｆｉｅｌｄｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓｏｎｔｈｅｓｔａｂｉｌｉｔｙｏｆｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｒａｍｊｅｔｅｎ￣ｇｉｎｅ[Ｊ].ＡｃｔａＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃａꎬ２０２０ꎬ１６８:１７４￣１８１.[７]王健平ꎬ周蕊ꎬ武丹.连续旋转爆轰发动机的研究进展[Ｊ].实验流体力学ꎬ２０１５ꎬ２９(４):１２￣２５.ＷａｎｇＪＰꎬＺｈｏｕＲꎬＷｕＤ.Ｐｒｏｇｒｅｓｓｏｆｃｏｎｔｉｎｕｏｕｓｌｙｒｏｔａ￣ｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｅｎｇｉｎｅｒｅｓｅａｒｃｈ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＥｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓｉｎＦｌｕｉｄＭｅｃｈａｎｉｃｓꎬ２０１５ꎬ２９(４):１２￣２５(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ).[８]ＭｅｎｇＨＬꎬＸｉａｏＱꎬＦｅｎｇＷＫꎬｅｔａｌ.Ａｉｒ￣ｂｒｅａｔｈｉｎｇｒｏｔａ￣ｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｆｕｅｌｅｄｂｙｌｉｑｕｉｄｋｅｒｏｓｅｎｅｉｎｃａｖｉｔｙ￣ｂａｓｅｄａｎｎｕｌａｒｃｏｍｂｕｓｔｏｒ[Ｊ].ＡｅｒｏｓｐａｃｅＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙꎬ２０２２ꎬ１２２:１０７４０７.[９]ＦｅｎｇＷＫꎬＺｈｅｎｇＱꎬＸｉａｏＱꎬｅｔａｌ.Ｅｆｆｅｃｔｓｏｆｃａｖｉｔｙｌｅｎｇｔｈｏｎｏｐｅｒａｔｉｎｇｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆａｒａｍｊｅｔｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏ￣ｎａｔｉｏｎｅｎｇｉｎｅｆｕｅｌｅｄｂｙｌｉｑｕｉｄｋｅｒｏｓｅｎｅ[Ｊ].Ｆｕｅｌꎬ２０２３ꎬ３３２:１２６１２９.[１０]王超ꎬ郑榆山ꎬ蔡建华ꎬ等.碳氢燃料旋转爆震直连试验研究[Ｊ].实验流体力学ꎬ２０２２ꎬ３６(４):１￣９.ＷａｎｇＣꎬＺｈｅｎｇＹＳꎬＣａｉＪＨꎬｅｔａｌ.Ｄｉｒｅｃｔｃｏｎｎｅｃｔｅｄｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｒｅｓｅａｒｃｈｏｎｈｙｄｒｏｃａｒｂｏｎ￣ｆｕｅｌｅｄｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏ￣１３气体物理２０２４年㊀第９卷ｎａｔｉｏｎ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＥｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓｉｎＦｌｕｉｄＭｅｃｈａｎｉｃｓꎬ２０２２ꎬ３６(４):１￣９(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ).[１１]ＺｈｏｕＪＰꎬＳｏｎｇＦＬꎬＸｕＳＤꎬｅｔａｌ.Ｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｉｏｎｏｆｒｏｔａ￣ｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｆｕｅｌｅｄｂｙｌｉｑｕｉｄｋｅｒｏｓｅｎｅ[Ｊ].Ｅｎｅｒｇｉｅｓꎬ２０２２ꎬ１５(１２):４４８３.[１２]葛高杨ꎬ马元ꎬ侯世卓ꎬ等.当量比对汽油燃料两相旋转爆轰发动机工作特性影响实验研究[Ｊ].爆炸与冲击ꎬ２０２１ꎬ４１(１１):２１￣３２.ＧｅＧＹꎬＭａＹꎬＨｏｕＳＺꎬｅｔａｌ.Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｓｔｕｄｙｏｎｔｈｅｅｆｆｅｃｔｏｆｅｑｕｉｖａｌｅｎｔｒａｔｉｏｏｎｗｏｒｋｉｎｇｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆｇａｓｏｌｉｎｅｆｕｅｌｔｗｏ￣ｐｈａｓｅｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｅｎｇｉｎｅ[Ｊ].ＥｘｐｌｏｓｉｏｎａｎｄＳｈｏｃｋＷａｖｅｓꎬ２０２１ꎬ４１(１１):２１￣３２(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ).[１３]ＺｈｅｎｇＱꎬＭｅｎｇＨＬꎬＷｅｎｇＣＳꎬｅｔａｌ.Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｒｅ￣ｓｅａｒｃｈｏｎｔｈｅｉｎｓｔａｂｉｌｉｔｙｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆｌｉ￣ｑｕｉｄｋｅｒｏｓｅｎｅｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｗａｖｅ[Ｊ].ＤｅｆｅｎｃｅＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙꎬ２０２０ꎬ１６(６):１１０６￣１１１５.[１４]葛高杨ꎬ马元ꎬ夏镇娟ꎬ等.高总温空气与汽油燃料的旋转爆震验证试验[Ｊ].推进技术ꎬ２０２２ꎬ４３(６):２１３￣２２３.ＧｅＧＹꎬＭａＹꎬＸｉａＺＪꎬｅｔａｌ.Ｖｅｒｉｆｉｃａｔｉｏｎｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｏｆｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｆｕｅｌｅｄｂｙｇａｓｏｌｉｎｅｗｉｔｈｈｉｇｈｔｏｔａｌｔｅｍ￣ｐｅｒａｔｕｒｅａｉｒ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＰｒｏｐｕｌｓｉｏｎＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙꎬ２０２２ꎬ４３(６):２１３￣２２３(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ).[１５]ＸｕｅＳＮꎬＹｉｎｇＺＪꎬＭａＨꎬｅｔａｌ.Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｉｎｖｅｓｔｉｇａ￣ｔｉｏｎｏｎｔｗｏ￣ｐｈａｓｅｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｆｕｅｌｅｄｂｙｋｅｒｏｓｅｎｅｉｎａｈｏｌｌｏｗｄｉｒｅｃｔｅｄｃｏｍｂｕｓｔｏｒ[Ｊ].ＦｒｏｎｔｉｅｒｓｉｎＥｎｅｒｇｙＲｅｓｅａｒｃｈꎬ２０２２ꎬ１０:９５１１７７.[１６]ＺｈａｏＭＪꎬＺｈａｎｇＨＷ.Ｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｖｅｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｉｎｐａｒｔｉａｌｌｙｐｒｅ￣ｖａｐｏｒｉｚｅｄｄｉｌｕｔｅｎ￣ｈｅｐｔａｎｅｓｐｒａｙｓ:ｄｒｏｐｌｅｔｓｉｚｅａｎｄｅｑｕｉｖａｌｅｎｃｅｒａｔｉｏｅｆｆｅｃｔｓ[Ｊ].Ｆｕｅｌꎬ２０２１ꎬ３０４:１２１４８１.[１７]ＺｈａｏＭＪꎬＺｈａｎｇＨＷ.Ｏｒｉｇｉｎａｎｄｃｈａｏｔｉｃｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎｏｆｍｕｌｔｉｐｌｅｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｗａｖｅｓｉｎｈｙｄｒｏｇｅｎ/ａｉｒｍｉｘｔｕｒｅｓ[Ｊ].Ｆｕｅｌꎬ２０２０ꎬ２７５:１１７９８６.[１８]ＨｕａｎｇＸＸꎬＬｉｎＺＹ.Ａｎａｌｙｓｉｓｏｆｃｏｕｐｌｅｄ￣ｗａｖｅｓｓｔｒｕｃｔｕｒｅａｎｄｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｉｎｈｙｄｒｏｇｅｎ￣ａｓ￣ｓｉｓｔｅｄｋｅｒｏｓｅｎｅ￣ａｉｒｔｗｏ￣ｐｈａｓｅｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｗａｖｅ[Ｊ].ＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌＪｏｕｒｎａｌｏｆＨｙｄｒｏｇｅｎＥｎｅｒｇｙꎬ２０２２ꎬ４７(７):４８６８￣４８８４.[１９]ＹａｎＣＬꎬＳｈｕＣꎬＺｈａｏＪＦꎬｅｔａｌ.ＩｎｆｌｕｅｎｃｅｓｏｆｔｈｅｒｍａｌｐｈｙｓｉｃａｌｐｒｏｐｅｒｔｙｐａｒａｍｅｔｅｒｓｏｎｏｐｅｒａｔｉｎｇｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆｓｉｍｕｌａｔｅｄｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｒａｍｊｅｔｆｕｅｌｅｄｂｙＣ１２Ｈ２３[Ｊ].ＡＩＰＡｄｖａｎｃｅｓꎬ２０２２ꎬ１２(１１):１１５３０９. [２０]ＹａｎＣＬꎬＺｈａｏＪＦꎬＴｏｎｇＹＨꎬｅｔａｌ.Ｆｏｒｍａｔｉｏｎａｎｄｅｖｏ￣ｌｕｔｉｏｎｏｆｔｈｅｎｕｍｅｒｉｃａｌａｉｒ￣ｂｒｅａｔｈｉｎｇｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｆｕｅｌｅｄｂｙＣ１２Ｈ２３[Ｊ].ＣｏｍｂｕｓｔｉｏｎＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙꎬ２０２３ꎬ２０:３０￣３１.[２１]王超.吸气式连续旋转爆震波自持传播机制研究[Ｄ].长沙:国防科学技术大学ꎬ２０１６.ＷａｎｇＣ.Ｓｅｌｆ￣ｓｕｓｔａｉｎｉｎｇａｎｄｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎｍｅｃｈａｎｉｓｍｏｆａｉｒｂｒｅａｔｈｉｎｇｃｏｎｔｉｎｕｏｕｓｒｏｔａｔｉｎｇｄｅｔｏｎａｔｉｏｎｗａｖｅ[Ｄ].Ｃｈａｎｇｓｈａ:ＮａｔｉｏｎａｌＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＤｅｆｅｎｓｅＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙꎬ２０１６(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ).２３。
双模态超燃冲压发动机隔离段流场分析
员 设 想 把 一 个 管 道 安 置 在 超 燃 冲 压 发 动 机 的 进 气 道 与燃 烧 室 之 间 来 完 成 模 态 转 换 ，并 称 这 个 管 道 为 隔 离段． 离段通 常是 ．隔 ‘ 等 截 面 或 有 微 扩 张 角 的 管 个
道 ， 有 两 个 重 要 的 作 用 ： 是 隔 离 ｆ 最 小 化 ） 气 它 或 进
ｌ６ ９ ４年 Ｃｕｒｎ和 Ｓｕｌｊ 出 双 模 态 概 念 后 ． 究 人 ｒａ ｔｌ Ｉ提 研
动 机的工 作稳 定性和 进气道 的性 能 ，因此研究 其流
动特 性有 非常 重要 的意义 。
２ 激 波 与 附 面层 相 互 干 扰 简 介
过 去 五 十 多 年 。研 究 人 员 对 激 波 与 附 面 层 的 相
关键 词 ： 双模 态 超 燃冲 压发 动 机 ： 离 段 ： 波 串 隔 激 中 图分 类 号 ： ３ ．１ Ｖ２ ５２ 文献 标 识 码 ： Ａ 文 章 编 号 ：６ ２ ２ ２ ｆ０ ８ ０ 一 Ｏ ４ ０ １ ７— ６０ ２ ０ １ ２ Ｏ４ —４
Ｆ ｏ Ｆ ｅｄ ａｙ ｉ ｏ ａ－ ｄ ｃ ａ ｅ ｓ ｌｔｒ ｌｗ ｉｌｓＡｎ ｌｓ ｆＤｕ ｌ ｍｏ ｅＳ ｒ ｍｊ ｔ ｏａｏ ｓ Ｉ
互 干 扰 现 象 做 了 大 量 研 究 ． 这 些 研 究 表 明 激 波 与 附 面 层 的 相 互 干 扰 对 整 个 流 场 的 影 响 非 常 重 要 。 激 波 与 附 面 层 相 互 干 扰 现 象 会 在 很 多 流 场 中 出 现 ， 主 要
道 和 燃 烧 室 问 的 相 瓦 Ｔ 扰 ．支 持 燃 烧 室 内 的 较 高 反
ｔ ｍ ｋ ｃａ ｊｔ ｎｉｅｗ ｒ ｗｔｉ ｅｄ ａ－ ｏ ｅ Ｔ ｅｉｔｒｃ ｏ ｅ ｅｎａｎ ｒ ｌ ｈｃ ａ ｅａ ｄａ ｏ ａ ｅｓｒｍ ｅ ｅ ｇ ｏｋ ｉ ｎｔ ｕ ｌｍ ｄ ． ｈ ｅａｔ ｎｂｔ ｅ ｏｍａ ｓｏｋｗ ｖ ｎ ｎ ｈ ｈ ｎ ｉ ｗ
超燃冲压发动机总体化性能分析_张旭
1
引
言
超燃冲压发动机是高超声速飞行器有效的动力 装置， 其性能的快速预估是发动机研制阶段的必要工 具。现有的发动机性能计算方法 主要分为两类， 一类是基于简化模型的估算方法， 一类是基于 CFD 计算然后积分得到性能参数的方法。 第一类方法简 便快捷， 但精度低且适用范围窄。 第二类方法精度 高， 但 CFD 计算， 特别是发动机内外三维流场耦合计 ， 算的计算量大 耗时长， 难以适应参数化研究的需要。 Jonas A Sadunas［1］ 通过求解二维欧拉方程得到 发动机二维流场， 积分得到发动机的气动力和气动力 ［2 ］ May矩。Hideo Ikawa 分别采用冲量函数和 Prandtler 理论估计燃烧室和喷管的推力， 得到这两个部件的
Key words： Scramjet； Performance analysis； Threedimensional Parabolized NavierStokes equations； Onedimensional NavierStokes equation 道设计的基础上， 添加后掠平面侧压板， 设计方法如 下： 顶板外压段采用 3 级平面楔， 保证在不考虑侧压 激波的前提下， 设计点外压斜激波交汇于外罩唇口 点， 采用斜激波关系式计算激波角； 内压段侧板宽度 不变， 外罩采用 2 级楔压缩， 设计原则是外罩斜激波 交点在进气道外面， 与顶压外压段类似， 采用斜激波 关系式估算内压段进口马赫数和外罩激波角 ， 给定内 压段长度和内收缩比 CＲ in 可确定内压段型面； 等直隔 离段的关键设计变量是长高比 L4 ； 侧板起于顶板外 H4
2
2． 1
物理模型和计算方法
发动机模型
Fig． 2
Configuration of rectangular combustor（ mm）
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在注油位之后,注油位波系对流场结构的影响较大,同 时 分 离 结 构 分 布 在 整 个 凹 槽 内;双 模 态 超 燃 时,流 道 内 主 导
波系是激波诱导边界层分离形成的斜激波串结构,燃 烧 室 内 波 系 较 弱,此 时 隔 离 段 内 激 波 串 前 缘 后 的 角 区 出 现 分
离,凹槽内分离区域减小;双模态亚燃时,随着逆压梯度激波串的前移,隔离段内 角 区 的 分 离 面 积 不 断 扩 大,凹 槽 内
HeCan∗ ,XingJianwen,XiaoBaoguo,Deng Weixin,Liu Weixiong (Scienceand TechnologyonScramjetLaboratory,China AerodynamicsResearchandDevelopＧ mentCenter,MianyangSichuan ６２１０００,China)
的特征.研究结果表明:采用 AHL３D 对该发 动 机 进 行 三 维 计 算 所 得 壁 面 压 力 与 试 验 壁 压 吻 合 良 好,试 验 与 计 算 具有较好的一致性;未注油的冷态情况下流道内形成由多道斜激波与膨胀波组 成 的 反 射 波 系,壁 面 压 力 波 动 较 大,
波系分布主要受流道结构影响;纯超燃模态时,燃料喷射与主流相互作用使注油 位 处 形 成 明 显 激 波,压 升 起 点 固 定
第 ３２ 卷 第 ４ 期 ２０１８ 年 ０８ 月
实验流体力学 JournalofExperimentsinFluid Mechanics
Vol．３２,No．４ Aug．,２０１８
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分离区进Байду номын сангаас步缩小.发动机处于双模态超燃或双模态 亚 燃 模 态 时,随 着 激 波 串 结 构 的 形 成 与 前 移,部 分 燃 烧 可 能
在 隔 离 段 内 完 成 ;而 对 于 纯 超 燃 模 态 ,燃 烧 仅 发 生 在 凹 槽 与 扩 张 段 内 ,化 学 反 应 与 高 温 区 的 分 布 相 对 更 集 中 .
关 键 词 :超 燃 冲 压 发 动 机 ;乙 烯 ;燃 烧 模 态 ;波 系 ;分 离 中 图 分 类 号 :V２３１．３ 文 献 标 识 码 :A
Investigationonflowfieldcharacteristicsofarectangular scramjetindifferentcombustionmodes
文 章 编 号 :１６７２Ｇ９８９７(２０１８)０４Ｇ００１２Ｇ０８
doi:１０．１１７２９/syltlx２０１８００２２
矩形截面超燃发动机不同燃烧模态下的流场特征
何 粲∗ ,邢建文,肖保国,邓维鑫,刘伟雄
(中国空气动力研究与发展中心 高超声速冲压发动机技术重点实验室,四川 绵阳 ６２１０００)
摘要:为研究乙烯燃料矩形截面超燃冲压发动机 不 同 燃 烧 模 态 下 的 流 动 特 性,在 直 连 式 试 验 的 基 础 上 对 冷 流 和不同当量比的４个状态进行了三维定常数值模拟,比 较 了 试 验 和 计 算 结 果,选 择 了 适 用 于 本 构 型 的 模 态 判 别 准 则,给出了流道内壁面压力、一维平均马赫数的沿程 分 布 规 律,分 析 了 各 状 态 下 流 场 中 波 系 结 构、流 动 分 离 及 燃 烧