高馬赫數(shù)來(lái)流超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒流場(chǎng)分析

張時(shí)空，李 江，黃志偉，秦 飛，薛 瑞

(西北工業(yè)大學(xué)燃燒、熱結(jié)構(gòu)和內(nèi)流場(chǎng)重點(diǎn)試驗(yàn)室，西安710072)

高馬赫數(shù)來(lái)流超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒流場(chǎng)分析

張時(shí)空，李 江，黃志偉，秦 飛，薛 瑞

(西北工業(yè)大學(xué)燃燒、熱結(jié)構(gòu)和內(nèi)流場(chǎng)重點(diǎn)試驗(yàn)室，西安710072)

以模擬自由來(lái)流馬赫數(shù)12的地面試驗(yàn)氫燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為研究對(duì)象，應(yīng)用商用計(jì)算流體力學(xué)軟件CFD++;針對(duì)高馬赫數(shù)來(lái)流下的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的典型流場(chǎng)結(jié)構(gòu)、空間釋熱分布、預(yù)混/非預(yù)混燃燒模式和火焰穩(wěn)定機(jī)理開(kāi)展了分析研究。計(jì)算中采用7組分、9反應(yīng)步的氫氣/氧氣動(dòng)力學(xué)模型，使用壁面函數(shù)結(jié)合兩方程剪應(yīng)力輸運(yùn)模型，基于雷諾時(shí)均化方法開(kāi)展計(jì)算，數(shù)值結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)相符較好。1)驗(yàn)證了CFD++軟件在高馬赫數(shù)來(lái)流下的適用性和計(jì)算精度;2)分析了高超聲速來(lái)流下的燃燒室流場(chǎng)特征;3)獲得了高馬赫來(lái)流條件下的發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒效率、釋熱區(qū)間、預(yù)混/非預(yù)混燃燒模式的空間分布規(guī)律;4)為進(jìn)一步開(kāi)展高馬赫數(shù)下的發(fā)動(dòng)機(jī)精細(xì)化流場(chǎng)計(jì)算和多尺度燃燒過(guò)程研究提供了重要依據(jù)。

超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī);高馬赫數(shù);燃燒模式;數(shù)值模擬

0 引 言

超聲速燃燒是一種燃料在超聲速氣流中摻混與燃燒的復(fù)雜物理化學(xué)過(guò)程。超聲速燃燒沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)主要由進(jìn)氣道、燃燒室、尾噴管三部分組成:進(jìn)氣道將高超聲速來(lái)流空氣壓縮到合適的溫度與壓力后送入燃燒室;燃料與空氣在燃燒室內(nèi)進(jìn)行摻混、燃燒并釋放熱能;燃料化學(xué)能轉(zhuǎn)變成燃?xì)獾膭?dòng)能后通過(guò)尾噴管膨脹做功產(chǎn)生推力。超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作范圍較廣，適用飛行速度低至Ma 5，高至Ma 10以上，是實(shí)現(xiàn)空天飛行器、臨近空間飛行器和高超聲速巡航導(dǎo)彈的最有效動(dòng)力裝置之一［1－3］。

當(dāng)自由來(lái)流速度達(dá)到Ma 5以上時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)為亞聲速與超聲速共存的流動(dòng)狀態(tài)，來(lái)流通過(guò)隔離段內(nèi)的預(yù)燃激波串實(shí)現(xiàn)減速。當(dāng)自由來(lái)流速度達(dá)到高馬赫數(shù)(Ma 8以上)時(shí)，燃燒室內(nèi)絕大部分區(qū)域?yàn)槌曀倭鲃?dòng)狀態(tài)［4］。與較低馬赫數(shù)相比:發(fā)動(dòng)機(jī)由雙模態(tài)模式轉(zhuǎn)變?yōu)榧兂寄Ｊ竭M(jìn)行工作，流道內(nèi)波系復(fù)雜，呈現(xiàn)明顯的三維流場(chǎng)特征;飛行器的內(nèi)外阻較大，Ma 8速度下，產(chǎn)生1份凈推力需要用7份推力克服6份阻力，同時(shí)燃料摻混困難，增加摻混與減小阻力呈現(xiàn)突出的矛盾［2］;發(fā)動(dòng)機(jī)熱環(huán)境較為嚴(yán)酷，必須采用具備較高熱值與熱沉的氫燃料代替碳?xì)淙剂?，?duì)機(jī)體進(jìn)行主動(dòng)冷卻的同時(shí)產(chǎn)生更高的推力［5］;當(dāng)來(lái)流總溫在2500 K以上時(shí)，高溫真實(shí)氣體效應(yīng)開(kāi)始凸顯［4］。伴隨著高馬赫數(shù)而出現(xiàn)的物理現(xiàn)象對(duì)該狀態(tài)下超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)提出了新的要求，原有計(jì)算分析手段在該條件下的適用性和準(zhǔn)確性需要重新評(píng)判。

近年來(lái)，對(duì)Ma 8以上超燃沖壓推進(jìn)系統(tǒng)的研究日漸興盛［2］，試驗(yàn)器的最高飛行速度不斷刷新［6］。由于超高速風(fēng)洞的造價(jià)昂貴，目前僅有美國(guó)［6］、澳大利亞［7］、日本［8］等國(guó)開(kāi)展了Ma 8以上的相關(guān)試驗(yàn)。國(guó)內(nèi)對(duì)于Ma 8的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的研究剛剛興起［9－10］，更高馬赫數(shù)的研究尚缺乏相關(guān)報(bào)道。相比其他方案，M12系列發(fā)動(dòng)機(jī)模擬自由來(lái)流達(dá)到Ma 12，直連試驗(yàn)進(jìn)氣道入口速度達(dá)到Ma 6.72，這一數(shù)值已經(jīng)處于雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的自由來(lái)流速度區(qū)間，針對(duì)如此高速下的發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒流場(chǎng)的分析，國(guó)外鮮見(jiàn)，國(guó)內(nèi)未見(jiàn)公開(kāi)報(bào)道。

由于超聲速燃燒過(guò)程在時(shí)空上具有強(qiáng)瞬變、強(qiáng)湍流、強(qiáng)壓縮、各向異性和一些物理化學(xué)現(xiàn)象相互耦合的非線性特點(diǎn)，任何侵入式的物理傳感器在對(duì)超聲速流場(chǎng)帶來(lái)激波干擾的同時(shí)也面臨著生存問(wèn)題，計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)(Computational fluid dynamics，CFD)的作用較為重要［11］，CFD逐漸成為除試驗(yàn)外唯一可用的工具［2］.

本文以驗(yàn)證數(shù)值模型對(duì)高馬赫數(shù)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)流場(chǎng)仿真的適用性為切入點(diǎn)，應(yīng)用CFD++軟件，針對(duì)日本宇宙航空研究開(kāi)發(fā)機(jī)構(gòu)(Japan Aerospace Exploration Agency，JAXA)的M12－02發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)展研究。驗(yàn)證高馬赫數(shù)下選取的湍流模型、燃燒模型、動(dòng)力學(xué)模型以及差分格式的適用性和精確度，分析流場(chǎng)的基本結(jié)構(gòu)、空間釋熱區(qū)間、預(yù)混/非預(yù)混模式燃燒的分布，對(duì)于研究高馬赫數(shù)下的燃燒過(guò)程起到拋磚引玉的作用。

1 構(gòu)型介紹

M12－02發(fā)動(dòng)機(jī)隸屬JAXA的M12系列發(fā)動(dòng)機(jī)［8］。M12的研制目的為:獲得設(shè)計(jì)點(diǎn)為Ma 12、工作范圍為Ma 10～Ma 15的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)。試驗(yàn)在自由活塞式高焓激波風(fēng)洞(High Enthalpy Shock Tunnel，HIEST)進(jìn)行。如圖1所示，M12－02發(fā)動(dòng)機(jī)為二元構(gòu)型;使用二維側(cè)壓式進(jìn)氣道，等直燃燒室和直擴(kuò)噴管;應(yīng)用流向渦支板噴注燃料，以增強(qiáng)燃?xì)鈸交?，改善發(fā)動(dòng)機(jī)的火焰穩(wěn)定性和點(diǎn)火能力。試驗(yàn)工況如表1所示。

2 數(shù)值方法與計(jì)算模型

2.1 計(jì)算方法

使用商用軟件CFD++開(kāi)展數(shù)值模擬工作。CFD++是Metacomp Technologies公司開(kāi)發(fā)的一款流體計(jì)算軟件平臺(tái)［12］。本文使用二階總變量衰減(Total Variation Diminishing，TVD)格式差分求解雷諾時(shí)均的N-S方程(RANS)，應(yīng)用有限速率 燃 燒 模 型，使 用 Harten-Lax-Van-LeerC (HLLC)類型的黎曼積分求解方式［13］。CFD++中可以使用一系列的湍流模型［12］，本文使用SST模型封閉湍流項(xiàng)［13－15］，所有的計(jì)算中，湍流生成和離散項(xiàng)都經(jīng)過(guò)了壓縮性效應(yīng)的修正。目前，CFD++已經(jīng)被應(yīng)用于超燃流場(chǎng)數(shù)值模擬分析［7，16］，但對(duì)Ma 10以上自由來(lái)流的燃燒內(nèi)流場(chǎng)的性能計(jì)算尚不多見(jiàn)。

2.2 網(wǎng)格劃分

因發(fā)動(dòng)機(jī)為二元構(gòu)型，選取發(fā)動(dòng)機(jī)寬度方向一半的區(qū)域進(jìn)行網(wǎng)格劃分，如圖2所示。計(jì)算區(qū)域包括兩排共計(jì)六個(gè)支板?？紤]可用計(jì)算資源，加密近壁面網(wǎng)格，保證全流道Y+小于5，整個(gè)構(gòu)型網(wǎng)格總數(shù)約為1000萬(wàn)。

2.3 邊界條件設(shè)置

進(jìn)氣道使用超聲速入口條件，具體參數(shù)由設(shè)備噴管計(jì)算程序獲得，見(jiàn)表1。計(jì)算過(guò)程中考慮高溫真實(shí)氣體效應(yīng)(組分離解)，設(shè)備噴管出口的NO被計(jì)入 N2中，因此，O2的質(zhì)量分?jǐn)?shù)僅為0.2031［8］。

尾噴管使用超聲速出口條件，采用常溫300 K、黏性無(wú)滑移壁面。使用經(jīng)驗(yàn)壁面函數(shù)法求解近壁面湍流［12］。燃料支板使用質(zhì)量流量與溫度的入口條件，單個(gè)支板噴注燃料0.00752 kg，溫度250 K。

表1 進(jìn)氣道入口狀態(tài)［8］Table 1 Inlet entrance conditions［8］

2.4 化學(xué)動(dòng)力學(xué)模型

使用7組分、9步的簡(jiǎn)化動(dòng)力學(xué)模型［17］，如表2所示。由于進(jìn)氣道入口氣流的速度較高，氣流通過(guò)與發(fā)動(dòng)機(jī)等長(zhǎng)度的距離所用時(shí)間在毫秒量級(jí)，已經(jīng)接近化學(xué)動(dòng)力學(xué)的時(shí)間尺度，故研究中使用有限速率燃燒模型，以考慮燃料的點(diǎn)火延遲。

為驗(yàn)證簡(jiǎn)化模型的適用性，比較簡(jiǎn)化模型與9組分27步詳細(xì)模型［18］點(diǎn)火延遲時(shí)間，如圖3所示，可見(jiàn)兩者相符較好，簡(jiǎn)化模型可以用于流場(chǎng)計(jì)算。

表2 H2－O2化學(xué)反應(yīng)模型［12］Table 2 Hydrogen-oxygen reaction mechanism［12］

2.5 數(shù)值結(jié)果/試驗(yàn)數(shù)據(jù)比對(duì)

計(jì)算結(jié)果中，狀態(tài)方程的各項(xiàng)殘差均小于10－5且不再變動(dòng)，進(jìn)出口質(zhì)量流率之差小于10－6g，認(rèn)為結(jié)果已經(jīng)收斂。將數(shù)值結(jié)果與文獻(xiàn)［8，19］中的試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比(試驗(yàn)中所有測(cè)點(diǎn)處的壓力數(shù)據(jù)均取試驗(yàn)時(shí)間內(nèi)的平均值)，圖4為對(duì)比結(jié)果。

由圖4可見(jiàn)，數(shù)值模型能較好預(yù)測(cè)燃燒室的壁面靜壓，但對(duì)燃燒室前半部分的壓力預(yù)測(cè)稍差。

由壁面靜壓可見(jiàn)，與低來(lái)流馬赫數(shù)亞燃沖壓、雙模態(tài)沖壓燃燒室［16，20］相比，高馬赫數(shù)來(lái)流下，燃燒流場(chǎng)中明顯的波系貫穿整個(gè)流道。燃燒室的壓力分布間接反映了空間釋熱量的分布。由此初步判定，高馬赫數(shù)下發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒模式與常規(guī)的亞燃、雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)相比具有顯著不同的特點(diǎn)。

3 數(shù)值結(jié)果分析

以下從燃燒效率、流場(chǎng)結(jié)構(gòu)、燃燒模式及燃燒釋熱區(qū)間入手，初步揭示高馬赫數(shù)下超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒、流動(dòng)特征。

3.1 發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒效率

本文中將燃燒效率定義為，燃燒室任意橫向截面上燃燒最終產(chǎn)物中H2O組分的實(shí)際質(zhì)量分?jǐn)?shù)與理論質(zhì)量分?jǐn)?shù)的比值［21］。即

式中:YH2O和YH2分別為H2O和H2的質(zhì)量分?jǐn)?shù)，ρ為氣體密度，ux為氣流軸向速度，Ayz為垂直于軸線的任意橫向截面積，νH2O和νH2分別為H2單步反應(yīng)時(shí)H2O和H2的化學(xué)計(jì)量數(shù)，WH2O和WH2分別為H2O和H2的分子質(zhì)量。

圖5為燃燒效率與釋熱量沿流道的分布曲線，圖中可見(jiàn)，支板出口處 (x=0.200 m)至 x= 0.259 m處燃燒效率和釋熱量基本為0，化學(xué)反應(yīng)很微弱，屬于反應(yīng)感應(yīng)區(qū)(A區(qū))。從x=0.259 m至x=0.579 m處燃燒效率快速增長(zhǎng)，屬于快速反應(yīng)區(qū)(B區(qū))。從x=0.579m至發(fā)動(dòng)機(jī)出口處 (C區(qū))燃燒效率沿程緩慢增加，氣流處于短距離內(nèi)的局部平衡狀態(tài)。由釋熱率分布可見(jiàn)，流道內(nèi)的強(qiáng)激波系對(duì)于燃?xì)獾挠绊懨黠@，在x=0.299～0.429 m區(qū)間，燃?xì)忉尫糯罅繜崃?在x=0.434～0.484 m區(qū)間，受波系影響，燃?xì)馕鼰?在x=0.484～1.900 m區(qū)間，燃?xì)獬掷m(xù)受到上述波系加熱和燃燒釋熱的雙重影響，二者此起彼伏，造成流道內(nèi)釋熱量的規(guī)律波動(dòng)。在x=1.90 m處，燃燒效率達(dá)到0.810，此后超聲速氣流在噴管內(nèi)加速減壓，反應(yīng)向放熱方向進(jìn)行，最終在噴管出口處(x=2.353 m)燃燒效率達(dá)到0.837，在高氣流速度導(dǎo)致的燃料短駐留時(shí)間［22］與高氣流總溫導(dǎo)致的化學(xué)反應(yīng)進(jìn)度受到抑制等因素的共同作用下，發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒效率較低。

3.2 流場(chǎng)結(jié)構(gòu)分析

圖6為冷流/燃燒狀態(tài)下中心截面的壓力分布云圖，可見(jiàn)在燃燒條件下，燃燒室內(nèi)仍存在著明顯的波系結(jié)構(gòu)。

高速來(lái)流先后受到進(jìn)氣道與支板型面的壓縮作用，壓力升高，在進(jìn)氣道內(nèi)與燃燒室之前分別形成兩道斜激波。進(jìn)入燃燒室后，由于流道面積突擴(kuò)，形成兩道膨脹波;在支板噴嘴出口處，氫氣的噴入對(duì)來(lái)流產(chǎn)生橫向的剪切作用，形成兩道弓形激波。此后，初始形成的激波和膨脹波在燃燒室壁面多次反射、相交并疊加，與燃燒釋熱形成強(qiáng)烈的耦合作用，最終建立起貫穿整個(gè)燃燒室的復(fù)雜波系。

在來(lái)流高超聲速狀態(tài)下，化學(xué)反應(yīng)強(qiáng)度的相對(duì)減弱加上高超聲速剪切層具有的較強(qiáng)穩(wěn)定性，燃燒反應(yīng)不足以充分破壞波系結(jié)構(gòu)，流場(chǎng)呈現(xiàn)出與低超聲速來(lái)流時(shí)［23］顯著不同的特點(diǎn)。在燃燒室后段，激波系的強(qiáng)度減弱、厚度增加，燃燒釋熱在一定程度上“抹平”了波系，當(dāng)氣流進(jìn)入到大膨脹比的尾噴管時(shí)，受膨脹減壓的作用，波系遭到顯著破壞，波系強(qiáng)度較弱。

圖7為流道中心截面上冷流和燃燒工況下的局部馬赫數(shù)云圖，圖中將亞音速區(qū)域隱藏。由圖可見(jiàn)，在冷/熱工況下，支板底部和近壁面邊界層存在明顯的亞聲速區(qū)域，流道中其余部分為超聲速流動(dòng)，中心流道的氣流速度變化較小。燃燒工況下，支板處的燃料與高速來(lái)流作用形成了弓形激波，故支板底部亞聲速區(qū)域較大;近壁面氣流速度較低，這反映出室壓對(duì)于高速來(lái)流的減速作用。燃燒增大了流道中的激波角度。

圖8為支板后方 H2質(zhì)量分?jǐn)?shù)的等值面分布，等值面以溫度著色。從圖8(a)～圖8(d)可見(jiàn)，氫氣射流受到高速氣流的剪切與燃料支板的擾動(dòng)作用，氫氣在支板軸線上沿流向呈明顯的帶狀分布。圖中清楚地再現(xiàn)了復(fù)雜波系在壁面上的反射現(xiàn)象。H2的消耗主要發(fā)生在近壁面區(qū)域，沿壁面向高度方向擴(kuò)散，然而由于超聲速氣流的剛性，H2直至燃燒室出口也無(wú)法實(shí)現(xiàn)高度方向的貫穿(圖8(a))。從圖8(c)～圖8(d)可見(jiàn)，下游流道的燃?xì)鉁囟容^高，燃料在燃燒室前半段放熱較少，近支板處溫度較低。這一方面是因支板附近為富燃環(huán)境，H2/O2摻混不均;另一方面，流道內(nèi)氣流速度較高，燃?xì)庠邳c(diǎn)火時(shí)間內(nèi)需要流經(jīng)一定的距離以完成自點(diǎn)火，活性基團(tuán)產(chǎn)生后，其在燃?xì)庵械臄U(kuò)散同樣需要一定的時(shí)間，故高溫區(qū)間主要形成在燃燒室下游。

圖9(a)～圖9(d)分別為x=0.2～0.5 m截面處的湍動(dòng)能云圖，其中白色箭頭表示速度矢量，箭頭長(zhǎng)短對(duì)應(yīng)速度大小。由圖9(a)可見(jiàn)，燃料支板擾動(dòng)附近氣流，形成了流向渦。在流道壁面附近(圖右側(cè))，高速來(lái)流受到壁面的摩擦減速作用，加之激波在流道壁面的反射，流道中心部分在激波相交點(diǎn)附近產(chǎn)生流動(dòng)分離，形成了高湍動(dòng)能區(qū)域(圖9(a)，9(c))，故壁面附近湍動(dòng)能與流道中心相比較大。從圖9各支板附近的速度矢量可見(jiàn)，在支板出口處，上下排流向渦互不干擾，當(dāng)流動(dòng)向下游發(fā)展時(shí)，流向渦的卷吸運(yùn)動(dòng)逐漸衰減，同時(shí)流向渦的擾動(dòng)不斷向外圍擴(kuò)展，在x=0.5 m貫穿了流道的高度方向。

3.3 燃燒模式分析

式中:YF、YO為燃料和氧化劑質(zhì)量分?jǐn)?shù)。當(dāng)火焰指數(shù)為1時(shí)，為預(yù)混燃燒模式;當(dāng)火焰指數(shù)為－1時(shí)，為非預(yù)混燃燒模式。

圖10為流道中心截面火焰指數(shù)云圖，可見(jiàn)流道內(nèi)以非預(yù)混燃燒占主導(dǎo)，預(yù)混燃燒主要集中在x= 0.91 m之前的近壁面部分。在流道中心，燃料與空氣受到激波的隔離作用，在燃燒室入口處到x= 0.41 m之前形成了不反應(yīng)區(qū)域。

圖10中，燃料沿燃燒室壁面向下游發(fā)展、與空氣摻混，很快產(chǎn)生自點(diǎn)火，形成局部的預(yù)混燃燒區(qū)域;該區(qū)域在下游沿軸向和高度兩方向進(jìn)行擴(kuò)展，起到了較好的加熱、預(yù)燃、點(diǎn)火作用。而在燃燒室的其他區(qū)域，由于高超聲速剪切層的強(qiáng)穩(wěn)定性，加上高超聲速來(lái)流條件下燃燒室具有較強(qiáng)的自點(diǎn)火特性，燃料在未實(shí)現(xiàn)充分摻混的條件下即迅速發(fā)生化學(xué)反應(yīng)，因而以非預(yù)混燃燒為主導(dǎo)。

圖11為流道中心截面釋熱率云圖，圖中隱藏了釋熱值為0以上(燃?xì)馕鼰?的區(qū)間。由圖可見(jiàn)，流道內(nèi)釋熱區(qū)間呈菱形分布。在x=0.53 m之前，釋熱主要發(fā)生在近壁面區(qū)域;在x=0.53 m之后，隨著燃?xì)饨M分的擴(kuò)散，流道中部也出現(xiàn)了釋熱。在x= 0.20 m(支板出口)到x=0.22 m之間，無(wú)熱量釋放;在x=0.22～0.50 m內(nèi)，熱量劇烈釋放(顏色較深部分);在x=0.50 m之后，由于激波在流道內(nèi)反射相交，在空白區(qū)域中，激波在交匯時(shí)釋放的熱量超過(guò)了燃?xì)庾陨淼幕瘜W(xué)反應(yīng)釋熱;在尾噴管入口，高速氣流形成了上下兩道膨脹波，燃?xì)饧铀俳禍?，促進(jìn)了釋熱反應(yīng)進(jìn)行，故在整個(gè)尾噴管內(nèi)，燃?xì)獬掷m(xù)釋放熱量。

圖12(a)～(d)分別對(duì)應(yīng)局部流道中心截面上的H2組分，OH組分、火焰指數(shù)和靜壓(P)云圖。由圖12(a)可見(jiàn)，氫氣在支板后方形成高濃度區(qū)間，而在該區(qū)間至x=0.23 m前的主流中，OH生成量很少(圖12(b))，即燃料與空氣反應(yīng)較弱;由火焰指數(shù)與OH組分可見(jiàn)，流道近壁面區(qū)域(x=0.23～0.38 m)為預(yù)混燃燒模式，有明顯的OH存在，OH生成后被輸運(yùn)至流道中部參與擴(kuò)散燃燒;與靜壓云圖類似，OH的分布呈現(xiàn)周期性。由OH、火焰指數(shù)、靜壓云圖可見(jiàn)，x=0.28～0.38 m為預(yù)混燃燒區(qū)域，也是激波與燃燒室邊界層相干涉的地方，這一區(qū)間壓力較高，有大量OH組分生成;由圖12(d)可見(jiàn)，x =0.72～0.76 m近壁面區(qū)域，同樣為激波與邊界層相干涉的位置，此區(qū)間亦是預(yù)混燃燒區(qū)域。反之，在x=0.38～0.48 m近壁面區(qū)域，雖然有一定濃度的H2存在，但這一區(qū)間OH生成較少。故認(rèn)為激波一定程度上促進(jìn)了預(yù)混燃燒的發(fā)生，同時(shí)預(yù)混燃燒生成的OH活性組分隨著流動(dòng)輸運(yùn)至流道中后部，進(jìn)行擴(kuò)散燃燒。流道內(nèi)預(yù)混燃燒區(qū)間雖然較小，卻是燃燒室整個(gè)化學(xué)反應(yīng)的開(kāi)始，強(qiáng)烈的預(yù)混燃燒改變了燃燒室入口來(lái)流狀態(tài)，預(yù)混燃燒對(duì)整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)的燃燒和流動(dòng)過(guò)程十分重要。

圖13為流道高度方向(y向)50%截面上的釋熱分布統(tǒng)計(jì)，可直觀顯示亞、超聲速與釋熱的關(guān)系。x坐標(biāo)為馬赫數(shù)，y坐標(biāo)為釋熱率，散點(diǎn)用OH的質(zhì)量分?jǐn)?shù)染色。由圖13可見(jiàn)，燃燒在亞聲速和超聲速環(huán)境下同時(shí)進(jìn)行;在亞聲速區(qū)域有強(qiáng)烈的熱量釋放，而大部分的熱量在超聲速下釋放，這也對(duì)應(yīng)著OH分?jǐn)?shù)較高的區(qū)域。

4 結(jié)束語(yǔ)

1)CFD++軟件應(yīng)用于高馬赫數(shù)來(lái)流下的超聲速燃燒流場(chǎng)分析，計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)相符較好。

2)高馬赫數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流場(chǎng)中，燃料的大部分化學(xué)能以超聲速燃燒的形式釋放;流道內(nèi)以非預(yù)混燃燒為主，預(yù)混燃燒起到“自點(diǎn)火源”的作用;預(yù)混燃燒主要集中在燃燒室前半段的近壁面區(qū)域;激波誘導(dǎo)邊界層分離對(duì)于預(yù)混燃燒模式具有重要影響。

3)高馬赫數(shù)來(lái)流條件下，燃燒室內(nèi)的波系結(jié)構(gòu)貫穿整個(gè)流道，燃燒釋熱對(duì)于流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的改變作用下降，波系對(duì)整個(gè)燃燒過(guò)程的影響顯著。

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通信地址:西安友誼西路127號(hào)西北工業(yè)大學(xué)l64信箱

電話:(029)88460327

E-mail:qadr@mail.nwpu.edu.cn

(編輯:張宇平)

Combustion Flow Field Analysis of a Scramjet Engine at High Mach Number

ZHANG Shi-kong，LI Jiang，HUANG Zhi-wei，QIN Fei，XUE Rui
(Science and Technology on Combustion，Internal Flow and Thermo-structure Laboratory，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China)

A hydrogen-fueled ground testing scramjet engine operating at flight Ma 12 is numerically studied.Computation of the combustion field is carried out based on the commercial software CFD++.The basic flow structure，the spatial distribution of heat release，the combustion mode of premixed/non-premixed，and the mechanism of flame stabilization of the scramjet engine which works at Ma 12 are investigated in detail.A hydrogen-air chemistry kinetic model consisting of 7 species，9 reaction steps is adopted in the Reynolds-Averaged Navier-Stokes simulation.The two-equation shear-stress-transport(SST) turbulence model which takes account of the wall functions is used to handle the turbulence-chemistry interactions.The results are validated by the experimentally measured wall pressure distribution with good agreement.1)The applicability and accuracy of CFD++ in the study of compressible reactive flows under high flight Mach numbers are verified;2)the combustion characteristics under hypersonic inflow conditions are studied;3)the combustion efficiency，the heat release，and the combustion mode are obtained for the very high Mach number;4)these observations offer insight into the potential for exploring the mechanisms of the combustion simulation and multi-scale combustion dynamics under hypersonic flow conditions.

Scramjet;High Mach number;Combustion mode;Numerical simulation

V235.21

A

1000-1328(2017)01-0080-09

10.3873/j.issn.1000-1328.2017.01.011

張時(shí)空(1986－)，男，博士生，主要從事火箭沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)總體設(shè)計(jì)。

2016-04-15;

2016-11-07

國(guó)家自然科學(xué)基金(91541110)