自点火氢燃料超燃火焰形成与传播过程数值模拟及分析

针对氢燃料超燃冲压发动机燃烧室内的燃烧细节,采用数值方法研究了喷注初期不同喷注位置及当量比下超燃燃烧室氢燃料自点火火焰形成与传播过程,结合OH、HO2自由基与温度分布分析了点火燃烧过程的火焰精细流场结构。结果表明：凹腔下游喷孔距凹腔后缘较近时,若喷注压力超过2 MPa,会发生下游火焰通过回流区卷入凹腔的现象;凹腔内喷注会在凹腔剪切层前沿形成稳定反应面,造成反应区分离;喷注压力相同时,上游布置喷孔燃烧室出口氧耗率更高,总压恢复系数降低,而在喷注位置相同时,随喷注压力的升高,燃烧室出口氧耗率提高,总压恢复系数降低;喷注当量比不同会影响火焰的稳定位置与结构,在当量比较低时氢气燃烧主要发生在凹腔、剪切层及燃烧室下游,在当量比较高时则发生在燃烧室下游。     

凹腔喷射超声速燃烧火焰结构实验研究

为加深对凹腔喷射超声速燃烧火焰结构的认识,利用OH基自发辐射成像和PLIF技术对凹腔上游横向喷注氢气的超声速燃烧流场进行研究.结果表明,火焰主要分布在凹腔剪切层附近及喷流内部,喷口附近没有火焰;燃料喷注当量比、燃料喷注位置及凹腔构型对火焰分布和火焰强度影响较大,在设计燃烧室时应加以考虑.     

超燃燃烧室悬臂斜坡喷注器/凹腔组合结构研究

超燃燃烧室中燃料的掺混强化问题备受关注,为了优化悬臂斜坡喷注器/凹腔组合结构在超燃燃烧室中的流场特性,运用数值模拟方法对悬臂斜坡喷注器/凹腔组合结构的冷、热流场进行研究,对比分析有无凹腔结构、悬臂斜坡喷注器/凹腔不同位置组合对流场特性的影响。结果表明:随着组合位置距离的增大,凹腔的稳定燃烧作用变强,但不同的组合位置会带来燃烧室不同的燃料掺混效果和燃烧特性;综合考虑,组合距离h=30mm虽然总压损失较大,但却拥有更强的燃料掺混效果和更大的燃烧效率收益,流场特性最优。     

基于超声速气流中凹腔主动喷注的强迫点火方案研究

为了进一步研究在入口来流Ma=2.1和T0=846K,p0=0.7MPa的条件下凹腔主动喷注对点火的影响,通过分析高速摄影拍摄的瞬态图像和合成后的统计图像对比了采用凹腔前壁面喷注、后壁面喷注等组合方式的三种乙烯点火方案,并对采用凹腔前壁和后壁面喷注相结合的组合喷注方式开展点火前冷态流场数值仿真分析。研究表明,在此工况条件下,凹腔前壁面喷注容易使燃料在凹腔角回流区内和火花塞处聚集,而凹腔后壁面喷注更加利于点火产生的初始火核在凹腔内传播,但在相同喷前压力下凹腔后壁面的喷注压降要更低;为了使燃料主动喷注后在凹腔内分布更加均匀,凹腔前壁面喷注位置应该设置在靠近剪切层处,而凹腔后壁面喷注位置应该设置在靠近凹腔底壁处;采用凹腔前壁喷注和后壁面喷注相结合的喷注方式相比于单采用前壁喷注和单采用后壁面喷注的喷注方式,凹腔的燃料分布更加均匀,点火后凹腔内火焰更加均匀稳定。当凹腔主动喷注当量比达到0.03、全局当量比达到0.14时,火焰就能穿过剪切层引燃凹腔下游横向射流,在串联凹腔中稳定地燃烧。     

RBCC混合燃烧模态一次火箭对燃烧稳定影响

通过RBCC三维构型的数值计算,详细研究了一次火箭流量变化对于整个燃烧流场的影响。研究表明,对于RBCC逐级扩张型燃烧室,处于混合燃烧模态时,仅依靠凹腔作为火焰稳定器很难实现整个流场有效的燃烧组织和火焰稳定;一次火箭火焰羽流可以为混合燃烧模态提供引导火焰,改变燃烧组织形式,跟凹腔配合实现二次喷注燃料与来流的充分掺混,提高流场的燃烧稳定性能,为实验研究提供了明确的方向。通过RBCC实验研究,也证明了开启小流量一次火箭能够促进整个流场的燃烧稳定,燃烧性能有很明显提高。一次火箭流量还需控制在一定流量范围内,才能既有效提高燃烧室火焰稳定和火焰传播能力,又能够保证进气道的稳定工作性能。     

平面激光诱导荧光技术在超声速燃烧中的应用

使用283.553nm的紫外激光激发对温度不敏感的氢氧基Q1(8)线,拍摄代表氢氧基浓度分布的受激荧光发射图像,以此来分析超声速燃烧火焰的结构。用这种方法研究了不同凹腔长深比、凹腔后缘倾角和不同燃料喷注方案对超声速燃烧火焰结构的影响。观察到了凹腔与激波对点火和火焰稳定的作用,凹腔长深比和后缘倾角对燃料穿透、混合和燃烧的不同扰动作用,以及火焰中存在明显的湍流结构和分区燃烧现象,并进行了简要分析。结果显示PLIF是超声速燃烧研究的有力工具。     

多凹腔双模态冲压发动机燃料喷注方案试验研究

为了更深入地了解和掌握多凹腔双模态冲压发动机的燃料喷注方案对燃烧室流场结构和工作性能的影响,开展了模拟飞行马赫数4.5~5.0及总温1048~1231K范围内变化的多凹腔双模态冲压发动机地面直连试验。通过试验,得到了不同喷注当量比、喷注位置或喷注级数条件下稳定的壁面压力分布和出口总压数据,并采用一维冲量分析程序对试验数据进行了详细处理和分析。结果表明:提高喷注当量比能有效地提高发动机的推力,但燃烧效率和发动机比冲会降低;将燃料喷注位置提前能使发动机的燃烧效率和推力分别提高5.6%和4.4%;燃料的分配方案对燃烧室的流场结构有明显影响,热力喉道的位置随燃料更集中地在下凹腔喷注而更靠下游,且要形成该热力喉道则需加入更多热量;采用上下游的两级喷注能形成较宽范围的亚声速区,有利于燃料的燃烧释热,可使燃烧室效率和发动机推力分别提高10.4%和10.8%。     

基于气化煤油喷注的RBCC燃烧室亚燃模态燃烧组织研究

针对RBCC发动机亚燃模态进行主动冷却的情况下,煤油发生气化后喷入燃烧室的燃烧组织开展研究。在亚燃模态低来流总温条件下,使用小流量富燃一次火箭高温射流作为引导火焰可以实现支板喷注二次燃料的可靠点火和稳定燃烧,当煤油喷注前加热到气化/超临界态时,燃烧室最高压力相比于室温液态煤油提高约10%左右。当关闭一次火箭后,利用凹腔成功实现火焰稳定,而使用室温液态煤油喷注时,凹腔内无法实现火焰稳定。通过数值模拟获得了不同喷注方案的燃烧室燃烧流场特征和燃烧组织过程,为进一步优化燃烧室的性能提供依据。结果分析表明通过合理布置燃料支板喷注位置,由燃料支板下游集中的燃料热释放使得气流在扩张燃烧室构型中实现"热力壅塞",通过燃料分配实现燃烧室内合理的燃烧释热分布,使RBCC发动机亚燃模态完成高效燃烧组织。     

基于主动喷注方式的后缘突扩凹腔激光诱导等离子体点火实验研究

针对马赫数2.92,总压2.6MPa和总温1530K的超声速来流条件,基于主动喷注乙烯的燃料喷注方案,在后缘突扩凹腔燃烧室中开展了激光诱导等离子体点火实验研究。通过采集50kHz的CH*基自发辐射图像,详细观测了火焰传播过程并进而研究了主动式燃料喷注方案对点火过程的影响。研究表明,在激光诱导等离子体点火以后,CH*基强度沿时间的变化会呈现出不同的阶段性特征,大体可以分为四个不同的发展变化阶段(激光激发阶段、初始火焰阶段、过渡阶段和全局火焰阶段)。对于采用凹腔主动式燃料喷注方案,都会经历一个类似的初始火焰形成、减弱、增长和迅速发展成全局火焰的过程,区别在于采用凹腔后壁面燃料喷注方案的初始火焰要更加微弱,而且要经历一个难以观测到CH*基信号的初始火焰沉寂阶段。在全局当量比0.03～0.07的条件下,凹腔前壁面燃料喷注方案要比凹腔后壁面燃料喷注方案更加利于初始火焰的发展,但在形成全局火焰以后会引起较大的波动不利于火焰稳定。     

RBCC发动机亚燃模态一次火箭引导燃烧的实验

针对使用液体煤油燃料(JP-10)的火箭基组合动力循环(RBCC)发动机在亚燃模态下使用一次火箭作为引导的燃烧组织开展了实验研究.实验在低来流总温条件下,使用小流量一次火箭羽流作为引导火焰可以实现液体煤油的可靠点火和稳定燃烧,并在扩张燃烧室中实现“热力壅塞”,从而完成RBCC发动机亚燃模态的高效燃烧.在目前发动机燃烧室构型下,通过一系列的发动机壁面压力分布曲线和推力增益的比较,研究了凹腔,支板及壁面喷注位置对发动机性能的影响.实验的结果表明:在一次火箭的下游使用支板喷注器可以使得燃料较容易的分布在主流中,并且在一次火焰羽流的引导下可以实现稳定高效的燃烧.支板喷注器的位置对于发动机的性能有很大的影响,在凹腔前壁面横向喷注燃料,有利于RBCC发动机燃烧性能的提升.为了获得较优的发动机亚燃模态性能,需要进一步对燃料的喷注策略开展优化研究.      

壁面凹腔强化H2超声速燃烧的数值模拟

为了分析凹腔火焰稳定器强化H2超声速燃烧的流动特性，运用数值模拟方法研究了凹腔对超声速燃烧室性能的作用规律。结果表明：凹腔的火焰稳定机制主要在于富含自由基的高温回流区，燃烧室结构设计采用凹腔火焰稳定器能够起到稳定燃烧和增强混合的作用；与直通道燃烧室相比，凹腔燃烧室尽管总压损失较大，但可以获得较好的混合和燃烧性能。     

微波对超声速燃烧火焰结构的影响

超声速中等离子辅助燃烧是一种具有潜力的助燃方式。通过将低功率微波馈入超燃冲压发动机燃烧室的方式，研究了微波对火焰结构的影响。实验来流马赫数为2.5，常温乙烯燃料从壁面横向射流，以单级凹腔作为火焰稳定器，分别加入500 W和700 W连续2.45 GHz的微波，利用高速相机拍摄火焰CH^*发光图像。研究表明微波的加入使超声速火焰稳定结构发生改变，火焰的起始和稳定位置从凹腔剪切层向射流出口转移，表明微波对火焰传播速度或者燃烧反应速率有增强作用。同时利用火焰边界提取和分形几何的方法，发现微波能够增大火焰边界分形维度，分析认为火焰传播速度由于微波的加入而增加，证明小功率的微波对超声速燃烧有促进作用。     

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。     

基于先锋氢点火和双凹腔火焰稳定的煤油超声速燃烧特性

采用先锋氢火焰点火方式和串联双凹腔火焰稳定机制,开展了模拟飞行马赫数4.0纯净空气条件下液态煤油燃料超声速点火、火焰稳定和燃烧特性的试验研究。典型的燃烧室进口来流状态为马赫数2.0,总温约815K,总压700～800kPa。试验中上游凹腔采用喷油/点火一体化设计并几何结构保持恒定,分别研究了下游凹腔深度10mm,12.5mm和15mm时对煤油超声速点火、火焰稳定和燃烧特性的影响;此外,通过串联双凹腔沿轴向后移及间距拉大,研究了其对煤油超声速燃烧特性的影响。试验结果表明:(1)采用先锋氢辅以火花塞点火方式可以可靠实现煤油燃料超声速点火,并最终实现自持稳定燃烧。(2)下游凹腔起到了很好的火焰稳定器作用,增大凹腔深度可以有效地增强火焰稳定性能,同时扩展火焰稳定的油气比范围。(3)双凹腔后移使得主燃烧区向下游移动,在相同油气比条件下有效缓解燃烧诱导压升对上游隔离段的扰动。     

凹槽火焰稳定器结构对煤油超声速燃烧的影响

采用混合分数平衡化学反应模型和离散液滴模型，研究了不同长深比和后缘倾角的凹槽在液体煤油双模态燃烧中的火焰稳定特性。结果表明，集燃料喷射、混合及火焰稳定为一体的凹槽，在所模拟的工作过程中增强了燃料与空气的混合和燃烧；并得到最优的凹槽结构；混合分数平衡化学反应模型和离散液滴模型能准确地预测煤油在双模态燃烧室内的喷雾燃烧。     

超燃冲压发动机双凹腔燃烧室氢气燃烧流场分析

为了比较超燃冲压发动机中双凹腔燃烧室相对于单凹腔燃烧室在促进燃烧方面的优势,运用高速摄影仪拍摄了氢气当量比为0.07时燃烧室中的火焰情况,结合数值仿真结果,得出如下结论:小当量比情况下氢气燃烧很稳定,燃烧区域主要集中于前凹腔的剪切层和该凹腔所围成的三角区以及该凹腔下游壁面位置,燃料喷口周围没有火焰;无论是串联凹腔燃烧室还是并联凹腔燃烧室,相同条件下燃烧时壁面压力均比单凹腔燃烧室高,串联凹腔之间的回流区为燃烧提供了有利的条件;在一定范围内,串联凹腔之间的距离越近,燃烧放热越集中,壁面压力越高.      

基于500 Hz OH-PLIF技术的超声速燃烧室火焰结构

针对超声速燃烧室火焰驻留时间短和高湍流度的特点,利用500 Hz高频OH-PLIF(planar laser induced fluorescence)技术,研究了氢燃料超声速燃烧室火焰结构,结合壁面压力,获得了点火、稳焰以及熄火过程的规律。结果表明：隔离段入口来流马赫数为2的情况下,氢气当量比0.1和0.3,在火花塞点火下,2 ms均能点燃并获得PLIF火焰图像,其中当量比为0.1凹槽内存在爆燃现象,火焰达到稳定燃烧状态较慢(约65 ms)。稳焰过程中,当量比为0.3燃烧相对不充分,燃烧区域更靠近下壁面,燃烧位置和火核位置变化较大。当量比为0.1和0.3,熄火时间均在6 ms内,其中当量比为0.1熄火时火焰是从凹腔中部传播到凹腔前缘位置熄灭并伴随有一个短暂火焰增强的过程,并且在传播至凹腔前缘时已接近熄灭,当量比为0.3在熄灭前则是慢慢变弱,最终在凹腔前缘至喷氢位置间熄灭。     

氢气引导乙烯火焰非定常燃烧过程

基于脉冲燃烧直连式试验台，开展了超燃冲压发动机氢气引导乙烯火焰的非定常燃烧过程研究。燃烧室入口条件为马赫数2、总温950 K和总压1.0 MPa。试验过程分为4个阶段：冷流、引导氢气单独燃烧、引导氢气点燃乙烯、乙烯单独燃烧。基于高频壁面压力测量和火焰荧光高速摄影，获得了代表性测点的压力时间曲线及燃烧室内火焰发展历程，提取了压力平均值、振荡幅度和频率、着火时间及反应位置等重要信息，分析了不同燃烧阶段的非定常特性。试验结果表明：在氢气单独燃烧阶段，非定常特性源于凹槽后斜坡区域氢气反应强度的变化。在氢气点燃乙烯阶段，非定常特性由氢气和乙烯火焰的“交接”引起。在乙烯单独燃烧阶段，非定常特性由燃烧和超声速流动之间的耦合引起。