超声速燃烧凹槽火焰稳定的研究动态

高超声速气流在燃烧室的停留时间非常短，使得超燃冲压发动机燃烧室内燃料与气流的混合及其燃烧变得非常困难。目前集燃料喷射、混合及火焰稳定为一体的凹槽有望改进这一情况而受到了普遍关注。介绍了超声速气流流过凹槽的自激振荡及其控制、停留时间和阻力等特性，总结、分析了近几年凹槽在超声速气流中增强混合及燃烧的实验与数值研究，指出了在把凹槽用于提高超燃冲压发动机性能方面存在的问题和进一步研究的方向。     

超声速燃烧中的特征尺度及影响因素

针对超燃冲压发动机典型的飞行条件,分别以氢气、乙烯和煤油(由质量分数为0.8的正十烷和0.2的三甲基苯化学替代)作为燃料,分析了超声速燃烧中的特征尺度及其影响因素,给出了细致的超燃冲压发动机工作范围,并探讨了火焰面模型在超声速燃烧数值模拟中的适用性.结果表明:从氢气、乙烯到煤油,超燃冲压发动机工作范围依次减少,丹姆克尔数(Da)呈现量级的变化,火焰模式以旋涡小火焰为主,其中Taylor尺度起着关键性作用.同时也发现:相对于亚声速燃烧,在超声速燃烧的数值计算中,对能否采用火焰面模型还需要更加仔细的考虑.      

基于火焰面/进度变量模型的超声速燃烧IDDES模拟

为了清晰地描述超声速条件下的复杂流动与燃烧过程,建立了基于IDDES模型和火焰面/进度变量模型的湍流燃烧数值模拟方法,并应用于德国宇航中心(DLR)超燃冲压发动机的数值模拟。计算结果与实验数据符合良好,表明该方法可以较为准确地描述超声速湍流燃烧过程,也验证了经过可压缩性修正的火焰面/进度变量模型适用于超声速燃烧问题的求解。同时,利用k-ωSST模型对同一算例进行了计算,发现其对物理量分布的计算精度要低于IDDES模型,说明湍流输运过程的描述对火焰面/进度变量模型的计算精度有重要影响。     

固体燃料超燃冲压发动机燃烧室中火焰稳定性数值研究

对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室中PMMA的燃烧过程进行了基于动网格技术的非稳态数值仿真研究。基于超声速流中的耦合传热及质量注入建立了固体燃料燃烧的数值模型,研究了燃烧室构型和进气总温对固体燃料燃烧特性的影响。结果表明:和实验数据对比证实了本文数值模型的正确性。固体燃料超燃冲压发动机能够实现自点火建压和维持燃烧。在燃烧过程中,装药壁面燃速分布不均匀,凹腔逐渐变得扁平。随着主流流速增加和通道的扩大,凹腔的火焰稳定能力降低,直至熄火。初始凹腔较深、进气总温较高时有利于稳定火焰。当进气总温提升400K时,工作时间和燃料消耗量提高1.8倍。     

非稳态超声速燃烧研究进展

超燃冲压发动机内部的超声速燃烧过程已经得到了持续和广泛的研究。随着研究的不断深入,超声速燃烧基础研究的关注热点,也逐渐从以火焰稳定过程为代表的准稳态过程,转到了以燃烧振荡过程为代表的非稳态过程。目前,非稳态超声速燃烧及其调控已经成为超燃冲压发动机迈向真正实用化所必需解决的问题。本文以非稳态超声速燃烧作为研究对象,分别针对超燃冲压发动机燃烧室中的声学振荡、流动诱导的燃烧不稳定、点火过程、火焰闪回以及近吹熄极限的火焰不稳定这五个典型非稳态超声速燃烧过程进行了系统的综述,梳理了近年来关于非稳态超声速燃烧过程的研究进展,分析了非稳态超声速燃烧过程机理并给出了一些模型及调控方法。最后,为下一步开展非稳态超声速燃烧研究提出了建议。     

超声速湍流燃烧的有限速率源项封闭方法

为了发展超声速湍流燃烧中化学反应源项的封闭方法,更精确地模拟湍流燃烧相互作用,引入两类化学反应有限速率模型:PaSR(Partially Stirred Reactor)模型及其可压缩性修正模型(C-PaSR),并用于德国宇航研究中心(DLR)的氢燃料超燃冲压发动机燃烧室的数值模拟。计算结果显示,支板后形成的抬举火焰在剪切层产物回流和喷氢的共同作用下稳定在支板后1~2倍支板高度的位置,流场结构与实验纹影符合较好。引入模型后的不同截面的温度和轴向速度均有所改善,特别是较远处温度场与实验结果吻合非常好。C-PaSR模型的预测结果比PaSR模型略有改善。通过化学反应源项修正系数分析了流场各处燃烧和混合的特征时间尺度相对大小,有利于理解湍流燃烧相互作用的过程。     

主动冷却燃烧室燃烧与传热耦合过程迭代分析设计方法

为了对主动冷却超燃冲压发动机进行研究与设计,采用实验与计算相结合的方法,对主动冷却超燃冲压发动机燃烧室内传热与燃烧的耦合过程进行了分析。该方法采用燃烧室静压分布的测量值作为输入条件,开展燃气-结构-燃料耦合传热分析,获得经过冷却系统后燃料的状态参数;将燃料的状态参数作为实验参数,开展直联式超声速燃烧实验,得到新的静压分布,如此反复迭代,直至燃料状态不再变化,最终确定主动冷却燃烧室的各种传热与燃烧特性参数。利用该分析方法,初步开展了不同飞行马赫数条件下主动冷却燃烧室闭环运行状态研究,得到了冷却煤油温度与燃烧室壁温同飞行马赫数的关系。     

等直段直径对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室性能的影响

为了研究燃烧室内等直段直径的尺寸对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室性能及流场特性的影响,基于国外研究者完成的固体燃料超燃冲压发动机的实验数据,对不同等直段直径燃烧室工作过程进行数值模拟。采用基于压力的二阶迎风差分数值方法,物理模型为轴对称结构,燃烧模型采用有限速率/涡耗散模型(Finite-Rate/Eddy-Dissipation),湍流模型采用SST k-ω模型。PMMA燃料进口边界由用户自定义函数的方式给定,分析不同等直段直径下超燃冲压发动机燃烧室内流场特性及其性能变化。数值模拟结果显示:随着等直段直径的增大,燃烧室可由壅塞状态转变为超声速流动状态,增大至某一数值(约为16.5mm)附近时,燃烧室出口可以达到完全膨胀状态。同时,燃烧室的燃烧效率逐渐增大,出口处燃烧效率由62.45%增大至72.74%。总压损失也逐渐增大,出口处最大值可达52%,而燃烧室推力逐渐减小。     

脉冲燃烧风洞中空气节流对煤油燃料超燃冲压发动机火焰稳定影响研究

采用试验与数值模拟方法研究了空气节流对煤油燃料超燃冲压发动机火焰稳定的影响。发动机入口气流总温、总压和马赫数分别为1100K,1.0MPa和2.0。空气节流位置距离发动机入口625mm,空气节流流量为入口发动机空气流量的27.2%。多种非接触光学测量手段被应用于超燃冲压发动机燃烧流场结构和火焰传播规律的诊断,包括纹影、阴影、差分干涉、自发光照相和OH-PLIF。首先考察了有、无空气节流时超燃冲压发动机冷流流场的结构,结果显示:在实施空气节流后,流场内产生了激波串结构。激波串促使流场的静温和静压升高,马赫数降低。同时激波串与边界层相互作用,导致了边界层分离,促进了燃料与空气的高效混合,实现了煤油的可靠点火。其次考察了先锋氢气燃烧流场的火焰传播规律与稳定形态,结果表明:当先锋氢气当量比为0.3时,燃烧流场振荡;当先锋氢气当量比为0.1时,燃烧流场稳定。最后研究了空气节流对煤油燃料超燃冲压发动机火焰稳定的影响,结果表明:不实施空气节流时,液态室温煤油吹熄了先锋火焰,煤油点火失败;实施空气节流后,煤油成功点火,当先锋氢气和空气节流撤除后,煤油仍然保持稳定的燃烧。     

基于气动斜坡/燃气发生器的超燃燃烧室实验

为探索超燃冲压发动机燃烧室中的新的火焰稳定技术,提出了一种新型被动式燃料掺混增强技术—气动斜坡与燃气发生器组合燃料喷注技术,并在北航直联式超燃试验台对这种新型组合喷注器开展了超声速燃烧的试验研究。在模拟飞行马赫数5(燃烧室入口Ma=2),进行了冷流试验,获得了喷注器附近流场的纹影图像。本文设计了4种气动斜坡喷注单元,以乙烯为燃料,在约1kg/s试验气流中开展了多级喷注单元组合的超声速燃烧试验,在当量比0.78～1.22范围内实现了稳定的燃烧,经冲量分析法计算得到不同组合结构的燃烧效率为0.54～0.72。试验结果验证了这种新方案作为超然冲压发动机火焰稳定装置的可行性。     

燃料引射方式对超燃冲压燃烧室混合及燃烧效率的影响

应用含组分守恒方程的质量平均Navier Stokes方程和B L代数湍流模型,数值模拟了后台阶构型燃烧室在采用台阶上游支板引射和壁面垂直引射燃料时的内部流场。在计算过程中,对方程的对流项采用空间为二阶精度的TVD格式,扩散项则采用二阶中心差分离散。通过流场计算,对比研究了引射方式对燃料混合性能的影响。结果表明,台阶上游的支板在燃烧室的流场中产生了一对相对稳定的大尺度轴向旋涡,该旋涡不利于燃料的混合。采用壁面垂直引射时,在喷嘴下游的燃料流场中产生了小尺度轴向旋涡,该旋涡是提高燃料混合及燃烧效率的关键。     

基于气动斜坡的超燃冲压发动机双燃烧室方案研究

为提高超燃冲压发动机工作稳定性,提出了基于气动斜坡的超声速燃烧冲压发动机双燃烧室方案,该方案属于高超声速飞行器动力装置新方案。超燃主燃烧室采用基于气动斜坡的燃料喷注方式,并以小型燃气发生器作为亚燃燃烧室布置于气动斜坡喷嘴下游。超声速来流空气经进气道分流,96%左右进入超燃主燃烧室,4%左右经燃料电池驱动的离心式压气机增压后进入亚燃燃烧室。亚燃燃烧室在富油工况下工作,其出口布置在超燃主燃烧室气动斜坡喷注模块的下游(距气动斜坡第1排喷孔10倍喷孔直径处),此模块在主燃烧室中高效、低损失地形成流向涡。亚燃燃烧室喷流位于流向涡之后,起到点火、增强掺混和稳定火焰的作用。在直连式试验台上进行了该方案燃烧室部分的燃烧试验,结果表明:该方案成功实现了碳氢燃料大当量比范围内的稳定燃烧,以燃料比冲为评判标准,初步证明了该方案的可行性。     

采用斜坡凹槽稳焰器强化H_2超燃的数值研究

用迎风TVD格式求解三维多组分体系的全N S方程 ,化学反应源项采用点隐处理 ,H2 和空气的超燃模型用 11组分、 2 3步基元反应模型描述 ,得到了凹槽燃烧室不同截面组元、当量比、压力、温度等值线和速度场的分布。计算结果表明 :凹槽稳焰器的回流区可提供高温自由基 ,有助于超燃点火 ;火焰在凹槽内和凹槽后斜坡的尾迹中驻定。结果对定量认识凹槽H2 超燃流场、设计高效率和优化结构的一体化凹槽有着重要意义。     

采用斜坡凹槽稳焰器强化H2超燃的数值研究

用迎风TVD格式求解三维多组分体系的全N－S方程，化学反应源项采用点隐处理，H2和空气的超燃模型用11组分、23步基地反应模型描述，得到了凹槽燃烧室不同截面组元、当量比、压力、温度等值线和速度场的分.布计算结果表明：凹槽稳焰器的回流区可提供高温自由基，有助于超燃点火；火焰在凹槽内和凹槽后斜坡的尾迹中驻定。结果对定量认识凹槽H2超燃流场、设计高效率和优化结构的一体化凹槽有着重要意义。     

双燃式冲压发动机中富油燃气射流的超燃研究

在空气流量1.2kg/s左右的地面连管试验台上，研究了双册槽结构的超燃室中多股高温富油燃气射流的超燃特性。试验结果表明，超燃点火可靠，火焰稳定，超燃效率可达0.8以上。因此超燃新方案是可行的。     

超燃冲压发动机燃烧室出口温度场分布CARS测量

针对超燃冲压发动机研究中对燃烧室出口温度场的测量需求以及暂冲式超燃冲压发动机燃烧台架试验中的应用难点,开发了适用于瞬态燃烧场温度测量的单脉冲相干反斯托克斯拉曼反射（CARS）系统及CARS光谱计算和温度反演软件CARSCF。采用USED相位匹配方式来降低湍流影响,结合多尺度小波分析方法来实现CARS光谱降噪处理,提高信噪比。在暂冲式脉冲燃烧风洞上开展了来流马赫数2.6条件下超燃冲压发动机燃烧室出口温度测量试验,获取了超声速来流（冷态）建立、H₂点火加热空气、建立超声速燃烧流场直至试验结束过程中的燃烧室出口温度,以及煤油/空气燃烧时燃烧室出口温度场分布。结果显示,超声速冷流时温度处于低温（约205K）状态,随着H₂点火加热来流空气,来流温度上升至853K;随着煤油/Air点火,温度急剧上升,稳定燃烧状态下燃烧流场温度为1970K±144K。燃烧室出口截面温度场分布测量结果显示,高温区位于燃烧室出口截面上侧区域,而燃烧室出口截面上中间区域的温度低于上下两侧。燃烧室出口温度分布CARS测量结果与火焰自发光成像结果一致,表明单脉冲CARS技术用于瞬态燃烧流场温度测量的可行性。     

各向异性网格自适应计算在超燃模拟中的应用

采用各向异性网格自适应求解技术,将其应用于DLR超燃冲压发动机燃烧室中的超燃模拟.开展了3个算例,包括采用滑移壁面条件的燃烧室冷流场模拟、采用无滑移壁面条件的冷流场模拟及采用无滑移壁面条件的反应流模拟.模拟中,各向异性网格自适应计算捕捉到了如激波、射流、边界层、火焰面等具有各向异性特征的大梯度区域,并利用各向异性网格进行了很好的加密.对比利用各向同性网格的初始流场计算,各向异性网格自适应计算使基于滑移条件、无滑移条件的冷流计算及反应流计算的网格单元数量分别下降了36.2%,36.4%和36.8%,有效降低了计算规模,而且流场大梯度区域的计算结果更准确,辨析度更好.结果表明:对于像超燃这类具有各向异性特征的问题,各向异性网格系统比各向同性网格系统有更好的计算效率及准确性,同时也表明基于Mach数场构造的各向异性网格系统可以有效应用于超燃计算.      

超声速混合层燃烧研究进展

超声速混合层燃烧研究是解决超声速燃烧难点的有效途径,对于超燃冲压发动机的发展具有重要意义。这一领域在过去20多年中开展了大量工作,需要对此进行总结。由于无反应超声速混合层流动特性研究是超声速混合层燃烧研究的基础,因此,首先综述了该流动特性,包括瞬时流场结构和时均统计特性;其次,讨论了着火特性,包括着火距离和着火过程;再次,综述了火焰特性,特别是火焰结构;然后,关注了熄火特性;接着,对释热和可压缩性影响进行了总结;最后,给出了燃烧不稳定性的研究进展。通过综述可知,超声速混合层燃烧研究仍需开展大量工作。在着火特性、火焰特性和熄火特性方面,后续研究可重点采用湍流数值模拟和详细反应机理,研究着火过程、火焰传播过程和熄火过程,以及流动参数、热力学参数、组分参数和外界因素对着火距离、火焰结构和熄火位置的影响;在释热和可压缩性影响方面,后续研究可采用高精度数值或实验方法,重点研究高释热和高可压缩性条件下有反应超声速混合层的瞬变特性和统计特性;燃烧不稳定性方面,后续研究可采用高精度数值或实验方法,重点研究超声速混合层燃烧不稳定性产生的普遍准则及其内在机制。     

Scaling effects on combustion modes in a single-side expansion kerosene-fueled scramjet combustor

The combustion modes in two different scramjet combustors with the mass flow rates of 1.8 kg/s and 3.6 kg/s are experimentally investigated to explore the scaling effects on supersonic combustion with a Mach number 2.0 inflow. It is found that the scramjet combustor with a larger scale can broaden the flame rich blowout limit. As the Equivalence Ratio (ER) increases, the combustion in the small-scale combustor maintains in the cavity-stabilized mode, and the flamebase moves downstream along the cavity shear layer; however, the combustion in the large-scale combustor gradually transfers from the cavity-stabilized mode to the jet-wake-stabilized mode. The differences in the cavity residence time, the ignition delay time and the Damkohler number caused by different scales of the scramjet combustor are likely to account for the scaling effects on the combustion modes.     

超燃冲压发动机性能初步研究

介绍了北京动力机械研究所进行的超燃冲压发动机初步研究。该方面研究包括超声速燃烧初步试验研究、双模态超燃冲压发动机燃烧室计算模拟和试验研究、高超声速进气道研究、超燃冲压发动机模型自由射流试验研究,获得了良好的高超声速进气道和超燃冲压发动机的工作性能。