燃料噴注位置對于RBCC超燃模態性能的影響

張時空，李 江，秦 飛，魏祥庚，葉進穎，湯 祥

(西北工業大學 燃燒、熱結構與內流場重點實驗室，西安 710072)

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燃料噴注位置對于RBCC超燃模態性能的影響

張時空，李 江，秦 飛，魏祥庚，葉進穎，湯 祥

(西北工業大學 燃燒、熱結構與內流場重點實驗室，西安 710072)

為實現二元結構火箭基組合循環(RBCC)發動機在超燃模態下較優的工作性能，開展了數值模擬研究。使用二階TVD格式差分算法，結合十二步乙烯簡化動力學模型，分析了RBCC超燃模態下的冷熱態流場，評定燃料噴注位置對發動機性能的影響。數值模擬結果表明，支板火箭關閉情況下，乙烯燃料RBCC發動機可在流道內組織燃燒、建立室壓；將燃料在支板與凹腔中間靠上游位置噴注，可獲得較好的發動機總體性能，此時發動機內推力增益可達9%以上；支板火箭底部的高溫低速回流區有助于維持燃料高效燃燒釋熱。

火箭基組合動力循環(RBCC)；超燃模態；數值模擬；燃燒性能；回流區

0 引言

火箭基組合循環(Rocket Based Combined Cycle，RBCC)動力系統集成了吸氣式發動機和傳統火箭動力系統的特點。RBCC發動機包含引射/亞燃沖壓/超燃沖壓/火箭等多個模態，可靈活組合其中的各個模態，在寬空域和廣速域具有較好的整體性能。RBCC動力系統可滿足飛行器高超聲速加速、巡航和空天運輸的要求。RBCC超燃模態研究在國內外已經取得一定進展[1-3]。

美國蘭利研究中心于20世紀70年代提出了支板的概念[4]，發動機在流道中使用支板結構，工作范圍Ma=0～7。阿拉巴馬大學的Nelson[5]研究了來流Ma=6.5下的氫燃料超燃發動機工作特性。試驗表明，支板火箭可作為引導火焰或火焰穩定器，同時支板火箭工作可提升推力。西北工業大學的李鵬飛[6]對軸對稱構型RBCC發動機超燃模態燃燒流場開展了研究，通過試驗實現了碳氫燃料超燃模態下的可靠點火。徐朝啟[7]使用加熱態煤油作為二次燃料，面向適應寬馬赫數來流條件的RBCC發動機，開展燃燒組織技術研究，初步獲得了寬范圍來流條件下的燃料噴注規律；湯祥[8]應用數值模擬方法，分析模擬飛行狀態Ma=5.5的RBCC發動機性能，發現將燃料在燃料支板、中心支板以及隔離段組合噴注，可獲得較好的燃燒性能。從上述研究內容可知，凹腔對超燃模態發動機性能較為有利；為利用沖壓發動機的高比沖優勢，可在超燃模態時，將支板火箭以小流量工作或者關閉[9]。

在超燃沖壓發動機中，燃料駐留時間極其短暫，為實現燃料和空氣的充分摻混與穩定燃燒，研究人員提出了多種燃燒組織策略：提前燃料噴注位置，將燃料在進氣道、隔離段[8]噴注，以增加燃料與空氣的摻混長度；創造低速回流區域，使用燃料支板[10]、后向臺階、凹腔[11-12]等，以增加燃料與空氣的摻混時間、實現火焰穩定；在高速流動下，常采用壁面小孔橫向噴注燃料，該方式能提供良好的射流穿透深度和較快的近場混合[13]。研究表明，當飛行馬赫數Ma>5時，必須利用吸熱碳氫燃料的裂解反應來提高燃料熱沉能力，從而滿足發動機的冷卻需求[14]；同時，潛在地提高發動機的燃燒性能。在基礎研究階段，常用裂解態煤油替代物，如一定比例混合的甲烷和乙烯[15]或乙烯[16]等，進行發動機性能以及燃燒組織技術探索。

綜上所述，為實現Ma=5以上的高超聲速飛行，有必要對應用裂解態燃料的超燃發動機燃燒組織規律進行研究。RBCC發動機將支板火箭置于內流道，導致其內流場與普通雙模態超燃發動機相比存在顯著的差異。當支板火箭關閉之后，支板末端將自然的形成低速回流區，該回流區有助于實現火焰穩定。而前述研究工作或使用其他燃料[6-7]、或工作過程中支板火箭一直開啟[8]、或研究對象為雙模態沖壓發動機[15-16]，對于超燃模態(支板火箭關閉)的，應用裂解態燃料的RBCC發動機性能研究尚不多見。

本文使用數值模擬方法，針對RBCC發動機超燃模態，結合RBCC結構特點，重點研究燃料噴注位置對于二元構型發動機性能的影響，進行燃燒組織技術的探索。這不僅對于寬速域工作的RBCC發動機的設計具有一定的工程意義，也可為高馬赫數超燃沖壓發動機的設計起到指導作用。

1 計算模型

本文研究對象基于西北工業大學燃燒、熱結構與內流場重點實驗室的地面試驗二元結構的支板火箭發動機，構型如圖1所示。發動機由隔離段、支板火箭、凹腔、第一段燃燒室、第二段燃燒室構成。支板火箭位于流道中央，凹腔長深比為3，發動機入口高度為H，發動機總長度為30H，燃燒室出口為1.6H。本文為研究超燃模態下噴注位置對于燃燒流場的影響，所有工況中支板火箭均處于關閉狀態。燃料自壁面均布的小孔噴注，6處噴注位置分別位于隔離段中部(H1)，隔離段下游(H2)，支板火箭出口下游(H3、H4、H5、H6)。文中以噴注位置指代對應的工況，即H1工況下，燃料由H1位置噴注。噴注位置見圖1。

圖1 發動機構型與噴注位置Fig.1 Figure of combustor and inject positions

2 數值方法

2.1 差分方法與湍流模型

由于超燃沖壓發動機內流場中的激波波系較為復雜，本文使用二階TVD(Total Variation Diminishing，總變量衰減)差分方法。

使用有限體積方法求解三維多組分反應系統的雷諾時均化N-S方程(RANS)，RANS方法將瞬態的脈動量通過雷諾應力模型在時均化的方程中體現出來。由于方程引入了雷諾應力項，需建立相應的湍流模型使方程組封閉。目前，常用的湍流模型包括零方程模型、一方程模型(SA模型)、兩方程模型(k-ε、k-ω)及多方程模型等。相關研究表明，非線性cubick-ε湍流模型具有一定的計算精度，與試驗數據吻合較好，可更好地模擬流場正應力各向異性、旋流及流線的曲率影響。因此，本文使用兩方程cubick-ε湍流模型。

2.2 化學動力學模型

采用有限速率化學反應模型模擬燃料燃燒過程，由于乙烯的詳細化學反應機理涉及基元反應眾多，考慮到現有的計算能力，本文使用表1所示的9組分12步動力學模型[17]，表1中n為總反應級數。

2.3 邊界條件

考慮到發動機的對稱性，取流道的1/2作為計算區域，加密近壁面網格，使得流場內Y+<5以保證計算精度，計算網格總數為170萬。計算模擬區域入口狀態總溫1 850 K，總壓2.76 MPa，速度Ma=2.5。采用無滑移壁面，絕熱邊界。各工況下，燃料噴注當量比均為1。

2.4 數值模擬方法驗證

(1)RBCC超燃地面試驗驗證

為驗證當前計算模型精度，選取二元結構RBCC發動機超燃模態試驗為校驗對象。來流模擬狀態為高度24 km、Ma=5.5。試驗在西北工業大學燃燒、熱結構與內流場重點試驗室進行，發動機包括隔離段、燃燒室。其中，燃燒室分為2段，包括凹腔、支板結構。來流空氣流量5.2 kg/s，氣流總溫1 270 K，總壓1.8 MPa，速度Ma=2.3。工作過程中，支板火箭關閉，使用煤油燃料，噴注當量比為0.87。圖2為數值結果與試驗數據的壓力對比。由圖2可見，數值計算和試驗得到的壓強吻合較好，數值結果能較準確地反映發動機的燃燒特性。

表1 乙烯簡化動力學模型Table 1 Simplified kinetics of ethylene

圖2 RBCC超燃試驗數據/數值模擬對比Fig.2 Comparison of RBCC experiment data and CFD results

(2)裂解態碳氫燃料替代物試驗驗證

采用美國空軍研究試驗室等主導的HiFiRE-2試驗數據[18]。燃料為裂解碳氫燃料替代物(體積比64%C2H4+36%CH4的混合物)，模擬Ma=8自由來流。發動機為直擴帶凹腔結構。考慮其構型的對稱性，取發動機1/4作為計算域，近壁面部分進行邊界層加密，保證Y+<5，網格總數46萬，數值模擬結果與試驗數據的壁面靜壓對比見圖3。

由冷熱態流道壁面壓力對比可知，數值計算結果與試驗數據吻合較好。以上對比證明，當前數值算法可用于發動機超燃流場數值模擬研究。

圖3 HiFiRE試驗數據/數值模擬對比Fig.3 Comparison of experiment data and CFD results

3 計算結果分析

3.1 冷流流場分析

圖4為冷流流場壓力分布。由圖4(a)可見，超聲速來流在隔離段內經過支板出口時，流道截面積發生突擴。氣流產生2道膨脹波同時壓力下降，2股氣流在底部后方發生碰撞，形成2道尾激波，尾激波與壁面多次反射形成激波串。圖4(b)為流道馬赫數分布。可見，支板底部及凹腔內同時存在明顯的低速區。

(a) 頂視剖面壓力分布

(b) 側視剖面馬赫數分布

3.2 燃燒流場分析

圖5為冷熱態流場的剖面溫度分布。可見，支板底部回流區在冷流(圖5(a))時，即為高溫區域，而在反應工況(圖5(b))下，該區溫度大幅度上升，說明該處燃料與空氣發生了化學反應。而實際上，燃料是噴注在該區下游的。經分析，導致該現象的原因如下：支板后方的低速回流區卷吸下游H5處噴注的燃料以及兩側來流的空氣，燃料與空氣在低速區內進行摻混反應，故在燃燒流場下(圖5(b))，支板后暨燃料噴注上游的溫度大幅度上升，溫度最高值達到3 200 K。

燃燒流場中，支板與凹腔中間出現一片較低溫度的區域(溫度2 600 K左右)。這是因為該處是燃料噴注位置，燃料濃度較高、燃料空氣摻混程度較低，故溫度較低。燃燒反應主要發生在2個區域：兩側近壁面低速區；支板后方沿流向的帶狀區域。支板近壁面區域出現了溫度上升，該區域放大后的組分流線見圖6。可見，在支板近壁面出現了CO2組分。這是由于支板下游的燃燒在流場中形成了較強的斜激波；在支板壁面附近，激波與邊界層干擾，形成了流動分離的低速回流區；回流區攜裹下游的燃氣上傳，使處于燃料噴注上游的支板壁面也出現了反應產物CO2。

(a)冷流流場溫度分布

(b)燃燒流場溫度分布

圖6 支板附近局部放大CO2組分流線圖Fig.6 CO2 distribution of separation area of strut

圖7(a)為流場等壓線圖。可見，在支板與凹腔之間的主流中形成了斜激波串，H5處噴注的燃料與空氣中氧組分反應，反壓向上游傳遞，在凹腔之后，激波串強度弱。由圖7(b)馬赫數云圖可見，流動低速區主要集中于支板末端近壁面部分以及支板下游，這一區域也包括了燃燒反應的高溫區。

圖8為H5工況流道壁面的壓力分布。由燃燒室冷熱態壓力分布對比可知，在燃燒狀態下，乙烯可在燃燒室內組織燃燒。由圖8可見，燃料在X/L=0.31處噴入燃燒室，流道內預燃激波串前傳至隔離段X/L=0.163處，在支板火箭出口(X/L=0.20處)附近壓力峰值達到入口壓力的3.2倍。支板出口處，流道截面積發生突擴，超聲速氣流受到的加速減壓作用占主導，流道壓力最低降至1.8倍的入口壓力。之后，超聲速氣流不斷受熱，壓力上升，壓力峰值(X/L=0.30處)達到3.5倍的入口壓力。由于凹腔的穩焰作用，在X/L=0.402～0.467范圍內，燃燒加熱帶來的減速增壓作用大于流道面積擴張的加速減壓作用，燃燒室壓力上升。在X/L=0.47(凹腔末端)之后，流道截面積逐漸擴張，燃氣受熱量減少，超聲速氣流在此后加速，同時壓力下降。

(a) 頂視燃燒流場壓力分布

(b) 頂視燃燒流場馬赫數分布

圖8 H5冷流/燃燒工況流道壓力對比Fig.8 Cold/Hot wall pressure of H5 case

圖9為O2組分流線圖。燃料噴位上游與支板火箭出口之間、燃料噴注位置與凹腔之間均形成了較明顯的渦。在支板后與凹腔內形成了低速回流區，在回流區內，氧氣與燃料充分摻混反應，故O2組分濃度較低。圖10為反應產物H2O的分布。可見，支板底部的低速回流區同時卷吸下游噴注的燃料與兩側來流內的氧，回流區內燃料與氧的摻混時間增長，反應充分，H2O濃度較高；而越靠近外側壁面，來流速度越快，燃氣駐留時間越短，燃料氧氣反應越不充分，H2O濃度在最外側濃度最低。在噴注點下游，燃料大面積與氧反應，故H2O濃度較高。圖11為低速回流區冷態流場下的結構簡圖[7]。可見，主支板下游形成一對反轉漩渦，上游來流部分氣體經過主支板剪切層進入低速回流區內；由于流道在支板末端發生面積突擴，來流在支板末端形成了膨脹波。主流區和回流區之間發生了強烈的湍流擴散混合，即發生強烈的動量、質量和能量交換[19]。

圖9 O2組分濃度分布Fig.9 O2 species streamline of H5 case

圖10 H2O組分濃度分布Fig.10 H2O distribution of H5 case

圖11 支板后回流區結構簡圖Fig.11 Structure of recirculation area downstream the strut

3.3 計算結果總體參數對比

由前文分析可知，超燃模態下，支板后存在的低速回流區對流場結構、反應程度有一定影響。為進一步評估燃料噴注位置對于發動機性能的影響，沿流動X方向設定6處噴注位置H1～H6，具體坐標見圖1。

將超燃沖壓發動機總推力表示為燃料與空氣燃燒釋熱后，發動機壁面壓強積分與粘性力之和。定義燃燒效率為實際溫升與理論溫升的比值，即

表2為發動機性能總體參數。由計算結果可知，幾種工況下，發動機均成功組織燃燒，最高燃燒效率達77.7%。在H1工況下，流道內反應較為劇烈，隔離段無法容納激波前傳造成的擾動，在實際飛行過程中，將造成進氣道的不起動，故在性能比較中予以排除。由表2可見，沿流動方向，在X/L=0.185～0.315范圍內噴注燃料時，發動機內推力及燃燒效率基本接近。

表2 發動機總體性能計算結果Table 2 Simulation results of the combustor performance

3.4 燃燒室內不同噴注位置性能對比

由H2～H5的壓力分布圖12可見，隨著燃料噴注位置向前移動，隔離段受到擾動的長度逐漸增加，除H2工況(隔離段噴注燃料)外，高壓區主要集中于支板與凹腔之間。當燃料在支板后噴注時，隔離段受到擾動最遠達到X/L=0.13處(H5工況)。

圖12 H2～H5工況俯視圖壓力分布Fig.12 Top view of static pressure of H2～H5 cases

圖13為流道質量加權平均后的馬赫數分布。由圖13中可見，各工況下流道大部分區域為超聲速。由H2與H5對比可見，在隔離段中噴注燃料(H2)時，氣流受到噴注燃料形成的弓形激波與燃燒加熱的共同作用，馬赫數急劇下降；而在H5工況下，由于燃燒放熱位置相應靠后，氣流僅在隔離段出口(X/L=0.2)才開始減速；流體在X/L=0.402～0.467 區間內的Ma<1。這是由于該區間內存在凹腔結構，而凹腔內部為低速區域，故在計算平均過程中，降低了燃氣主流的速度。經過凹腔之后，燃氣速度增加，在燃燒室出口速度達到Ma=1.28左右。

選擇燃料噴注位置時，應進行兩方面考慮：從燃燒室整體性能的角度出發，噴注位置應盡量靠前；而從對進氣道的影響角度考慮，燃料噴注位置不宜過于靠前。綜合考慮，在本文工況下，將燃料在H3～H4之間噴注，可獲得較好的發動機總體性能。其中，H3工況(推力648 N)較之H6工況(推力593 N)推力增益可達9%以上。

圖13 H2～H5工況流道馬赫數分布Fig.13 Axial profile of Mach number of H2～H5 cases

4 結論

(1)針對RBCC超燃模態，應用數值模擬方法，研究了氣態乙烯燃料對于二元構型發動機性能的影響，對燃燒組織技術進行了探索。結果表明，現有的RBCC發動機使用乙烯燃料，可組織燃燒，建立室壓。

(2)在本文的研究工況下，在支板火箭出口與凹腔之間靠上游的區間(H3～H4)噴注燃料，可獲得較好的燃燒性能；同時，可減輕反壓前傳對隔離段來流的干擾。

(3)RBCC超燃模態下，支板火箭關閉后，將在末端形成低速回流區，回流區將下游噴注的燃料卷吸攜裹至上游，增加了燃料駐留時間；燃氣在回流區劇烈反應，回流區成為高溫區域。支板后回流區的高溫低速特性，有助于RBCC發動機的燃燒組織。

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(編輯：崔賢彬)

Effect of fuel injection position on scramjet mode of RBCC engine

ZHANG Shi-kong, LI Jiang, QIN Fei, WEI Xiang-geng，YE Jin-ying，TANG Xiang

(Science and Technology on Combustion，Internal Flow and Thermal-Structure Laboratory Northwestern Polytechnical University, Xi'an 710072, China)

In order to validate the adaptability and obtain good combustion performance of rectangular RBCC engine in scramjet mode, numerical simulation was used. Second-order discretization of Total-Variation-Diminishing (TVD) method and twelve-step reduced chemical kinetic model were used during simulation. The cold and hot flow field of engine were analyzed, and the effect of variation of injection position in scramjet mode on RBCC engine's combustion performance was compared. Results show that :1.the RBCC engine operating with ethylene as fuel could obtain high combustion pressure and combustion performance ; 2.better combustion efficiency and engine performance can be achieved when fuel was injected upstream of the area between the strut and cavity. The thrust could gain a 9% promotion when injecting fuel from appropriate position;3.the low speed and high temperature recirculation region downstream the strut provides a better heat release for the fuel.

rocket-based combined cycle (RBCC)；scramjet mode；numerical simulation；combustion performance；recirculation region

2015-02-04；

：2015-03-10。

張時空(1986—)，男，博士生，研究方向為發動機總體設計。E-mail:qadr@mail.nwpu.edu.cn

V438

A

1006-2793(2015)06-0798-06

10.7673/j.issn.1006-2793.2015.06.009