空氣節(jié)流對煤油燃料超燃燃燒室燃燒性能影響

田 野，楊順華，肖保國，樂嘉陵

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心吸氣式高超聲速技術(shù)研究中心，綿陽621000)

0 引言

在超燃沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室內(nèi)燃料與空氣的混氣流速較高，混合時間較短。實(shí)現(xiàn)燃料的高效混合、起動點(diǎn)火和穩(wěn)定燃燒是超燃沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室設(shè)計(jì)的關(guān)鍵技術(shù)?？諝夤?jié)流是一種有效地實(shí)現(xiàn)燃料高效混合、起動點(diǎn)火和穩(wěn)定燃燒的措施。空氣節(jié)流的噴入對流場產(chǎn)生了臨時堵塞效應(yīng)，促使流場內(nèi)激波串結(jié)構(gòu)的產(chǎn)生。激波串的存在影響了流場的熱力學(xué)參數(shù)，減小了流場的馬赫數(shù)，提高了流場的靜溫靜壓，有利于燃料的混合和發(fā)動機(jī)燃料的穩(wěn)定燃燒，同時燃燒釋放的熱量又可以維持激波串的穩(wěn)定存在，因此在燃料燃燒釋熱一定時間后撤去空氣節(jié)流，燃料可以穩(wěn)定的燃燒。

文獻(xiàn)［1－2］針對其直連式發(fā)動機(jī)模型，研究了入口馬赫數(shù)2．2時，空氣節(jié)流對流場結(jié)構(gòu)和燃燒性能的影響。結(jié)果顯示:空氣節(jié)流增強(qiáng)了燃料混合，提高了燃燒性能，無空氣節(jié)流時燃料點(diǎn)火成功后，時間不久便熄滅;有空氣節(jié)流時燃料穩(wěn)定燃燒，壁面壓力較高。文獻(xiàn)［3］采用試驗(yàn)方法研究了空氣節(jié)流對液態(tài)JP7點(diǎn)火的影響，研究表明當(dāng)燃料釋熱充足時，節(jié)流產(chǎn)生的激波串可以穩(wěn)定的存在，并可反作用維持燃料的燃燒;當(dāng)燃料釋熱不足時，激波串不能穩(wěn)定存在，最終火焰熄滅。文獻(xiàn)［4］做了液態(tài)煤油燃料的空氣節(jié)流試驗(yàn)，隔離段入口馬赫數(shù)3，采用火炬點(diǎn)火器作為穩(wěn)焰措施，結(jié)果表明:煤油在空氣節(jié)流存在的情況下可以被點(diǎn)燃，沒有空氣節(jié)流則不能被點(diǎn)燃，燃料當(dāng)量比增加時，所需空氣節(jié)流的流量減小。文獻(xiàn)［5］在凹槽穩(wěn)焰器下游布置空氣節(jié)流裝置研究了空氣節(jié)流對超燃沖壓發(fā)動機(jī)燃燒性能的影響，結(jié)果表明，節(jié)流激波串?dāng)U大了低動量區(qū)域，燃料混合良好，混合效率由40%提高到了85%，燃燒效率由10%提高到了60%。

研究空氣節(jié)流對超燃沖壓發(fā)動機(jī)燃燒性能的影響具有重要意義，在已有對乙烯燃料超燃沖壓發(fā)動機(jī)空氣節(jié)流性能影響研究的基礎(chǔ)上，進(jìn)一步考察空氣節(jié)流對煤油燃料超燃沖壓發(fā)動機(jī)燃燒性能的影響，并考察節(jié)流參數(shù)對節(jié)流效果的影響。

1 數(shù)值模擬方法

1．1數(shù)值求解方法

數(shù)值模擬采用我中心自行開發(fā)的大規(guī)模并行軟件AHL3D，該軟件可以模擬二維或三維、定?；蚍嵌ǔ?、完全氣體或化學(xué)非平衡流動［6］，軟件可靠性得到了廣泛驗(yàn)證［7－10］。湍流模型采用Kok提出的TNT k－ω模型［11］。非定常算法采用二階精度的雙時間步方法，子迭代采用LU-SGS方法，子迭代最大步數(shù)取為15步。計(jì)算中真實(shí)時間步長為1×10－7s，每個真實(shí)時間步的計(jì)算過程中，全局殘差將下降兩個量級以上，計(jì)算的時間精度可以保證。求解三維化學(xué)反應(yīng)控制方程采用隱式有限體積法離散，無粘對流項(xiàng)離散采用Van Leer提出的MUSCL方法，粘性通量的計(jì)算方法采用Gauss定理構(gòu)造方法，煤油化學(xué)動力學(xué)模型采用我中心簡化的十二步煤油簡化模型?？紤]到三維非定常熱流數(shù)值模擬耗時較大，因此本文數(shù)值模擬采用二維模擬，三維效應(yīng)雖然在實(shí)際數(shù)值模擬中不能忽略，但在本文考察的直連式矩形截面燃燒室時，二維數(shù)值模擬是可行的、合適的［12］。

1．2模型與計(jì)算條件

發(fā)動機(jī)橫截面為矩形見圖1，隔離段入口面積為30 mm×150 mm，全長1072 mm;隔離段全長300 mm，包括等直段220 mm和1．4°擴(kuò)張段80 mm;凹槽深11 mm，長深比為11;凹槽后部為105 mm長的1．4°擴(kuò)張段，145 mm的2°擴(kuò)張段，142 mm的8°擴(kuò)張段和262 mm的15°擴(kuò)張段四部分。煤油噴入點(diǎn)設(shè)置在模型上下壁面，如圖1中K1～K4四處，分別距離發(fā)動機(jī)入口325 mm、525 mm、315 mm和525 mm，各位置當(dāng)量比分別為0．1、0．2、0．1、0．2。煤油/氧氣點(diǎn)火器位于發(fā)動機(jī)凹槽內(nèi)，距離模型入口375 mm，點(diǎn)火器中煤油當(dāng)量比為1．0，點(diǎn)火器流量為11 g/s。節(jié)流位置與凹槽同側(cè)，距離發(fā)動機(jī)入口575 mm。

圖1 超燃沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室?guī)缀谓Y(jié)構(gòu)圖Fig．1 of a scramjet combustor

發(fā)動機(jī)入口馬赫數(shù)2．0，靜溫656．5 K，靜壓0．125 MPa．來流為污染空氣，N2、O2、H2O的摩爾比例為67∶21∶12，關(guān)于污染組分的影響，公開發(fā)表的文獻(xiàn)較多，在此不再討論。計(jì)算采用絕熱壁面條件。計(jì)算網(wǎng)格在壁面、噴油、節(jié)流處加密。為了便于考察流場內(nèi)時時變化情況，數(shù)值模擬過程中設(shè)置了9個壓力信號監(jiān)測點(diǎn)，坐標(biāo)見表1，坐標(biāo)原點(diǎn)位于發(fā)動機(jī)下壁面入口處。

表1 監(jiān)測點(diǎn)幾何坐標(biāo)Table 1 Coordinates of the monitoring points

本文推力(Fthrust)的計(jì)算采用如下公式:

其中下標(biāo)“e”表示發(fā)動機(jī)出口參數(shù)，下標(biāo)“i”表示發(fā)動機(jī)入口參數(shù)，表示發(fā)動機(jī)入口的空氣質(zhì)量流量，表示煤油質(zhì)量流量。

1．3節(jié)流時序

本文采用的節(jié)流時序見圖2，無化學(xué)反應(yīng)流場初步穩(wěn)定后開始空氣節(jié)流，隨后煤油燃料噴入，點(diǎn)火器打開，一段時間后，點(diǎn)火器關(guān)閉，待燃燒釋熱一段時間后，撤去空氣節(jié)流。計(jì)算中定義冷流初步穩(wěn)定后的某一時刻t0=－1．0 ms，空氣節(jié)流開始的時刻t1=0．0 ms，燃料噴入和點(diǎn)火器打開的時刻t2=2．0 ms，點(diǎn)火器于2．6 ms關(guān)閉。本文考察的全部狀態(tài)如表2．

圖2 節(jié)流與非節(jié)流的時序圖Fig．2 of the scramjet combustor with and without air throttling

表2 各研究狀態(tài)Table 2 The studying cases

2 結(jié)果與討論

2．1空氣節(jié)流對發(fā)動機(jī)燃燒性能影響

圖3給出了沒有實(shí)施空氣節(jié)流時，流場部分壓力監(jiān)測點(diǎn)隨時間的變化情況，從圖中可以看出流場在8 ms后穩(wěn)定，監(jiān)測點(diǎn)的壓力不在變化。圖4給出了流場建立過程中(2．4～4．6 ms)和流場穩(wěn)態(tài)時刻(20．0 ms)的二氧化碳分布情況。從圖中可以看出，燃料首先發(fā)生燃燒的位置在溫度較高，壓力較高，速度較低的凹槽后臺階處，隨后火焰沿上壁面向后發(fā)展，在t=3．0 ms時刻，火焰已經(jīng)發(fā)展到燃燒室出口，此時下壁面燃料開始燃燒;隨著時間的繼續(xù)進(jìn)行，火焰開始向凹槽前部傳播，最終燃料集中在上壁面燃燒，下壁面燃料燃燒穩(wěn)焰失敗。圖5給出了Case 2(空氣節(jié)流流量為入口空氣流量的5%)算例流場壓力監(jiān)測點(diǎn)的變化情況。從圖中可以看出，在12．0 ms后，流場呈現(xiàn)周期性振蕩，振蕩周期約為3．05 ms，頻率為327．87 Hz，最大振幅位于發(fā)動機(jī)隔離段內(nèi)的壓力監(jiān)測點(diǎn)1，大小為0．38 MPa。圖6給出了Case 2中流場建立過程和穩(wěn)定時刻的二氧化碳云圖。對比圖4可以看出，最大的不同是下壁面二氧化碳穩(wěn)定存在，即下壁面火焰穩(wěn)定成功。因此說空氣節(jié)流的實(shí)施有助于燃料的穩(wěn)定燃燒。下面將分析造成這一現(xiàn)象的根本原因。

圖3 無節(jié)流時燃燒室監(jiān)測點(diǎn)壓力隨時間變化Fig．3 Pressure of different monitors of the scramjet combustor without air throttling changing over time

圖4 無節(jié)流時發(fā)動機(jī)內(nèi)二氧化碳變化情況Fig．4 Evolution of the carbon dioxide field of the scramjet without air throttling

圖5 Case 2條件下燃燒室監(jiān)測點(diǎn)壓力隨時間變化Fig．5 Pressure of different monitors of the scramjet combustor under Case 2 condition changing over time

圖6 Case 2條件下發(fā)動機(jī)內(nèi)二氧化碳隨時間變化Fig．6 Evolution of the carbon dioxide field of the scramjet under Case 2 condition．

圖7給出了3．0 ms時刻有無空氣節(jié)流時流場質(zhì)量加權(quán)速度和溫度的對比結(jié)果。之所以對比t=3．0 ms時刻流場的熱力學(xué)參數(shù)異同，是因?yàn)樵趖=3．6 ms時刻，有無空氣節(jié)流時，流場的燃燒狀況出現(xiàn)了明顯的異同。在t=3．6 ms時，無空氣節(jié)流的流場內(nèi)下壁面的二氧化碳開始向后移動，最終隨著時間的發(fā)展，火焰熄滅;有空氣節(jié)流的流場內(nèi)二氧化碳開始沿著下壁面向前傳播，最終在下壁面臺階后穩(wěn)定燃燒。從圖7中可以看出，在隔離段出口處，即燃燒室入口處，有空氣節(jié)流的質(zhì)量加權(quán)速度較低，約在750 m/s，而無空氣節(jié)流的質(zhì)量加權(quán)速度約為1050 m/s;有空氣節(jié)流的質(zhì)量加權(quán)靜溫約為1350 K，無空氣節(jié)流的質(zhì)量加權(quán)靜溫約為680 K。較低的速度有助于燃料空氣的混合，較高的靜溫有助于混氣的起動點(diǎn)火。由此可見燃燒室內(nèi)流場的熱力學(xué)參數(shù)在空氣節(jié)流的作用下發(fā)生了明顯的改變，有助于燃料點(diǎn)火的實(shí)現(xiàn)。根本原因是空氣節(jié)流的堵塞效應(yīng)促使了激波串的產(chǎn)生，激波串的形成迫使了流場熱力學(xué)參數(shù)的改變，圖8進(jìn)一步給出了3 ms時兩種情況下的流場馬赫數(shù)云圖和等值線圖，從圖中可以看出兩種情況下，凹槽部位的波系存在明顯的區(qū)別，有空氣節(jié)流的流場內(nèi)存在著激波串結(jié)構(gòu)，無節(jié)流的流場內(nèi)存在著膨脹波波系。對比圖3和圖5可以看出，有空氣節(jié)流時，激波串已經(jīng)影響至監(jiān)測點(diǎn)Monitor 2。圖9和圖10給出了穩(wěn)態(tài)時刻有無空氣節(jié)流時發(fā)動機(jī)的上壁面壓力和流場的質(zhì)量加權(quán)馬赫數(shù)曲線圖，有空氣節(jié)流的最高壓力約在0．5 MPa，無空氣節(jié)流的最高壓力約為0．2 MPa;表3給出了兩種情況下的推力大小，從表中可以看出，有空氣節(jié)流作用的發(fā)動機(jī)，推力提升明顯，約為沒有實(shí)施空氣節(jié)流的發(fā)動機(jī)推力的3倍。因此可以說，空氣節(jié)流的實(shí)施提高了發(fā)動機(jī)的推力性能。從質(zhì)量加權(quán)馬赫數(shù)可以看出，兩者的燃燒模態(tài)明顯不同，無空氣節(jié)流的超燃沖壓發(fā)動機(jī)處于超燃模態(tài)，有空氣節(jié)流的超燃沖壓發(fā)動機(jī)處于亞燃模態(tài)，因此可以說，空氣節(jié)流可以改變發(fā)動機(jī)的燃燒模態(tài)。

圖7 t=3．0 ms時發(fā)動機(jī)內(nèi)有無節(jié)流時質(zhì)量加權(quán)速度和溫度變化情況Fig．7 Mass averaged velocity and temperature of the scramjet combustor with and without air throttling at t=3．0 ms

圖8 t=3．0 ms時發(fā)動機(jī)內(nèi)有無節(jié)流時馬赫數(shù)云圖和等值線圖Fig．8 Mach number contours of the scramjet combustor with and without air throttling at t=3．0 ms．

圖9 t=20．0 ms時發(fā)動機(jī)內(nèi)有無節(jié)流時壁面壓力變化情況Fig．9 Pressure of the wall with and without air throttling at t=20．0 ms

圖10 t=20．0 ms時發(fā)動機(jī)內(nèi)有無節(jié)流時質(zhì)量加權(quán)馬赫數(shù)變化情況Fig．10 Mass averaged Mach number with and without air throttling at t=20．0 ms

表3 有無空氣節(jié)流時推力大小Table 3 Thrust with and without air throttling

從本小節(jié)的結(jié)果可以看出:空氣節(jié)流可以有效的實(shí)現(xiàn)超然沖發(fā)動機(jī)的火焰穩(wěn)定，是一種有效地火焰穩(wěn)定輔助措施;空氣節(jié)流可以提高發(fā)動機(jī)的推力性能，促使發(fā)動機(jī)的燃燒模態(tài)發(fā)生改變。

2．2節(jié)流參數(shù)對節(jié)流效果的影響

空氣節(jié)流時序是多過程的，復(fù)雜的，節(jié)流參數(shù)對節(jié)流效果影響較大，因此本小節(jié)主要考察節(jié)流流量和節(jié)流撤除時間對節(jié)流效果的影響。從研究狀態(tài)表2中可以看出，主要對比了5%、10%和20%三種節(jié)流流量的影響，以及在10%節(jié)流流量時，節(jié)流晚撤除0．4 ms對燃燒的影響。

圖11給出了Case 3節(jié)流流量10%時的部分壓力監(jiān)測點(diǎn)變化情況。從圖中可以看出，除Monitor1以外的各壓力監(jiān)測點(diǎn)壓力均較高，通過前面分析得知，火焰穩(wěn)定成功，下壁面得以穩(wěn)定的燃燒。同時對比圖5可以看出，壓力監(jiān)測點(diǎn)的壓力并沒有隨時間發(fā)生振蕩現(xiàn)象，也就是說節(jié)流流量提高抑制了流場的振蕩。圖12給出了產(chǎn)生這一現(xiàn)象的原因，圖中給出了渦量的分布情況，從圖中可以看出兩者渦量較大的位置不同，容易分析得知，上下壁面兩處較大的渦量位置對應(yīng)了燃燒反壓產(chǎn)生的激波串的頭部，由于Case 2的5%節(jié)流流量堵塞效應(yīng)較弱，產(chǎn)生的激波串前傳距離較短，且恰好處在隔離段后半段的1．4°擴(kuò)張開始的拐點(diǎn)處，由于燃燒產(chǎn)生的小幅脈動促使激波串頭部在擴(kuò)張拐點(diǎn)前后變化，我們知道隔離段擴(kuò)張部分有助于抑制燃燒反壓前傳，但等直段的抑制作用較低，因此當(dāng)激波串頭部蕩出拐點(diǎn)時，就會向前突然一躍，當(dāng)燃燒脈動向后時，激波串頭部又回到了擴(kuò)張段內(nèi)，如此反復(fù)，造成了激波串在隔離段內(nèi)較大幅度的振蕩，也正是因?yàn)榇?，我們可以看到，振蕩只是大幅度的發(fā)生在隔離段內(nèi)，而燃燒室段只是小幅的燃燒脈動。而10%的節(jié)流流量堵塞效應(yīng)較大，激波串被推出了隔離段擴(kuò)張拐點(diǎn)處，因此激波串只會隨著火焰的小幅脈動而脈動，并未出現(xiàn)大幅振蕩。圖13給出了四種節(jié)流條件下的壓力變化情況，從圖中可以看到，隨著節(jié)流流量的增加，發(fā)動機(jī)的壁面壓力越來越大，并且不斷向前擾動，最終20%的空氣節(jié)流流量促使反壓擾出隔離段。燃燒反壓的增大將顯著影響進(jìn)氣道的起動［13］，進(jìn)氣道不起動直接導(dǎo)致升阻力系數(shù)驟增［14］。另一方面對比Case 3和Case 4可以看出，由于節(jié)流撤除較晚，堵塞流場時間較長，燃燒反壓同樣向前傳播較遠(yuǎn)。

通過本小節(jié)分析得知，空氣節(jié)流參數(shù)對節(jié)流效果有著較大的影響，節(jié)流流量和撤去節(jié)流的時間的增加，燃燒愈加猛烈，反壓可能擾出隔離段，影響進(jìn)氣道起動。

3 結(jié)論

圖11 Case 3條件下燃燒室監(jiān)測點(diǎn)壓力隨時間變化Fig．11 Pressure of different monitors of the scramjet combustor under Case 3 condition changing over time

圖12 t=12．0 ms時Case 2和Case 3條件下燃燒室內(nèi)渦量變化情況Fig．12 Vorticity magnitude contours of the scramjet combustor under Case 2 and Case 3 condition at t=12．0 ms．

圖13 t=20．0 ms時各節(jié)流狀態(tài)下的發(fā)動機(jī)壁面壓力變化情況Fig．13 Pressure of the wall with air throttling at t=20．0 ms under different cases condition

通過非定常數(shù)值模擬考察了空氣節(jié)流的穩(wěn)焰效果以及節(jié)流參數(shù)對節(jié)流效果的影響，主要有:空氣節(jié)流有效地實(shí)現(xiàn)了煤油燃料超燃沖壓發(fā)動機(jī)火焰穩(wěn)定燃燒，節(jié)流條件下發(fā)動機(jī)下壁面的燃料可以穩(wěn)定燃燒，無節(jié)流條件下發(fā)動機(jī)下壁面火焰穩(wěn)定失敗，最終熄滅?？諝夤?jié)流可以有效地提高發(fā)動機(jī)的推力性能，并且可以改變發(fā)動機(jī)的燃燒模態(tài)。當(dāng)空氣節(jié)流流量為5%入口空氣流量時，燃燒流場存在周期性振蕩的現(xiàn)象，改變節(jié)流流量可以消除振蕩現(xiàn)象。節(jié)流參數(shù)對節(jié)流效果影響較大，隨著節(jié)流流量和節(jié)流撤除時間的增加，燃料燃燒更加劇烈，壁面壓力上升明顯，反壓擾動位置逐漸前移，可能影響進(jìn)氣道的起動。在本文條件下，采用10%入口空氣流量作為節(jié)流流量是合適的。

［1］Vigor Y，Jian L，Jeong Y C，et al．Ignition transient in an ethylene fueled scramjet engine with air throttling part I:nonreacting flow development and mixing［R］．AIAA 2010－409．

［2］Vigor Y，Jian Li，Jeong Y C，et al．Ignition transient in an ethylene fueled scramjet engine with air throttling part 2:ignition and flame development［R］．AIAA 2010－410．

［3］Mathur T，Lin K C，Kennedy P，et al．Liquid JP－7 combustion in a scramjet combustor［R］．AIAA 2000－3581．

［4］Bao W，Hu J，Zong Y，et al．Ignition characteristic of a liquid kerosene fueled scramjet by air throttling combined with a gas generator［R］．Journal of Aerospace Engineering．Jan 2，2013．

［5］ 鄧維鑫，樂嘉陵，王西耀．空氣節(jié)流對超燃發(fā)動機(jī)燃燒性能的影響［J］．航空動力學(xué)報(bào)，2013，28(2):316－323．［Deng Weixin，Le Jia-ling，Wang Xi-yao．Air-throttling effect of scramjet combustion characteristics［J］．Journal of Aerospace Power 2013，28(2):316－323．］

［6］ 王西耀，楊順華，樂嘉陵，等．超燃沖壓發(fā)動機(jī)帶凹槽的燃燒室流場振蕩研究［J］．推進(jìn)技術(shù)，2013，34(5):651－657．［Wang Xi-yao，Yang Shun-hua，Le Jia-ling，et al．A study on flow oscillation in scramjet combustor with cavity［J］，Journal of Propulsion Technology 2013，34(5):651－657．］

［7］ 楊順華．碳?xì)淙剂铣紱_壓發(fā)動機(jī)數(shù)值研究［D］．綿陽:中國空氣動力研究與發(fā)展中心，2006．［Yang Shun-hua．Numerical study of hydrocarbon fueled scramjets［D］．Mianyang:China Aerodynamics Research and Development Center，2006．］

［8］ 田野．空氣節(jié)流對超燃燃燒室燃燒性能影響研究［D］．綿陽:中國空氣動力研究與發(fā)展中心，2013。［Tian Ye．Study on air throttling influence on the performance of combustion in the scramjet combustor［D］．Mianyang:China Aerodynamics Research and Development Center，2013．］

［9］Zheng Z H，Le J L．Massively parallel computation of threedimensional scramjet combustor［C］．The 24th International Symposium on Shock Waves，Beijing，China，July 11－16，2004．

［10］Le JL，Yang SH，Liu WX，et al．Massively parallel simulations of Kerosene-fueled scramjet［R］．AIAA 2005－3318．

［11］Kok J C．Resolving the dependence on free-stream values for the k-omega turbulence model［J］．AIAA Journal 2000，38(7):1292－1295．

［12］Jeong Y C，Jinhyeon N，Jong R B，et al．Numerical Investigation of combustion/shock-train interactions in a dualmode scramjet Engine［R］．AIAA 2011－2395

［13］ 李博，袁化成，梁德旺．高超聲速進(jìn)氣道等直隔離段的反壓特性研究［J］．宇航學(xué)報(bào)，2008，29(1):78－83．［Li Bo，Yuan Hua-cheng，Liang De-wang．Research on characteristics of back pressure performance for constant area isolator of a hypersonic inlet［J］．Journal of Astronautics 2008，29(1):78－83］

［14］ 張紅英，孫姝，程克明，等．進(jìn)氣道工作狀態(tài)對吸氣式高超聲速飛行器氣動力特性影響的實(shí)驗(yàn)研究［J］．宇航學(xué)報(bào)，2007，28(6):1488－1493．［Zhang Hong-ying，Sun Shu，Cheng Keming，et al．Experimental investigation of inlet start unstart influences on the aerodynamic characteristic of a hypersonic vehicle［J］．Journal of Astronautics，2007，28(6):1488－1493．］