懸臂斜坡噴注器流場結構與混合特性①

畢東恒，羅世彬，林志勇

(國防科技大學 高超聲速沖壓發動機技術重點實驗室，長沙 410073)

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懸臂斜坡噴注器流場結構與混合特性①

畢東恒，羅世彬，林志勇

(國防科技大學 高超聲速沖壓發動機技術重點實驗室，長沙 410073)

為了探索高馬赫數下激波誘燃沖壓發動機前體/進氣道燃料/空氣混合的精細流場結構和混合增強機理，采用隱式方法，對懸臂斜坡噴注器進行了三維RANS仿真，得到了噴注器流場的精細結構。仿真結果表明，由于斜坡的作用，流場中產生了激波、膨脹波、流向旋渦等現象。氣流經過斜坡時產生了斜激波，并在斜坡邊緣處發生膨脹；斜坡側壁附近在壓差的作用下產生了流向旋渦，流向渦在向下游發展過程中卷吸空氣，從而增強了混合，但斜坡的存在加大了流場的總壓損失。

激波誘燃；懸臂斜坡噴注器；混合；流場

0 引言

激波誘燃沖壓發動機(shock-induced combustion ramjet,shcramjet)是一種新概念高超聲速推進方案，作為未來高超聲速飛行器最理想的動力系統之一，能有效彌補超燃沖壓發動機與機體一體化設計所帶來的缺點[1-2]。激波誘燃沖壓發動機采用爆震形式組織燃燒，所需燃燒距離短，但燃料的混合要比較充分。利用發動機較長的前體結構，將燃料的噴注位置提前至前體氣流壓縮段，燃料與來流空氣經過前體較長距離的混合，可大大縮短燃燒室長度，能較大幅度地減輕發動機本身及壁面冷卻系統的結構重量，減少壁面摩擦帶來的損失，提高推重比[3]；但在技術實現層面上，它面臨許多關鍵技術亟待突破，包括穩定起爆的試驗驗證、燃料/空氣混合、上游和邊界層的預著火抑制、預防邊界層分離，以及發動機真實性能的評估等。迄今為止，只有加拿大、美國、法國等少數國家針對以上幾個關鍵技術方面開展了部分研究工作，并取得了一定進展。

目前，對激波誘燃沖壓發動機的研究尚處于初步探索階段，盡管已經驗證了這種發動機的可行性[4]，并開展了相關關鍵技術先期研究工作，但機理性的認識較為缺乏。尤其對于在前體/進氣道噴注流場結構研究不夠深入，在公開發表的文獻中，尚未看到細致流場的觀測結果。特別是國內，尚未系統開展激波誘燃沖壓發動機關鍵技術研究。出于這一考慮，本文結合具體的噴注構型進行了三維數值仿真研究，給出了精細的流場結構，分析了噴注器的性能。

1 懸臂斜坡噴注器

激波誘燃沖壓發動機典型結構如圖1所示[5]。

圖1 激波誘燃沖壓發動機模型Fig.1 Shcramjet configuration

為提高燃料/空氣的預混性能，有效抑制預著火，Sislian等[6]結合傳統斜坡和小角度壁面噴注技術，提出了一種新型懸臂斜坡噴注器的燃料噴射方案，如圖2所示。研究表明，該噴注器的混合性能優于傳統斜坡噴注器。在文獻[7]研究的來流條件下，距離噴注器出口0.8 m處，燃料/空氣的混合效率比傳統斜坡噴注器高45%，同時會付出20%總壓損失的代價。

本文基于懸臂斜坡噴注器構型，對燃料空氣混合流場以及混合性能進行了研究。數值仿真時，采用FLUENT軟件，為了選擇更好的湍流模型以及排除網格尺度的影響，需要對比不同的湍流模型和對網格量進行無關性驗證。

圖2 懸臂斜坡噴注器Fig.2 Cantilevered ramp injector

2 算例驗證

作為斜坡噴注器數值仿真的驗證數據，Waitz等[8]關于斜坡噴注器增強混合的實驗被廣泛使用。實驗中，來流條件為Ma=6.0，p=4 370 Pa，U=958 m/s，T=63.4 K，利用He作為噴注工質，工況為Ma=1.7，p=4 370 Pa，U=1 274 m/s，T=162.2 K，試驗件結構如圖3所示。

由圖4仿真與實驗測量數據對比可看出，k-ωSST模型與實驗結果符合較好，數值仿真湍流模型選擇k-ωSST模型。結合圖5對比情況，綜合考慮計算效率和精度，仿真網格量選擇125萬。

圖3 斜坡噴注器結構Fig.3 Schematic of ramp injector

圖4 不同湍流模型對比Fig.4 Comparison of different turbulence models

圖5 網格無關性驗證Fig.5 Grid convergence validation

圖6是噴注器下游x=300 mm橫截面上He質量分數的仿真和實驗測量結果。由圖6可見，二者符合較好，噴注燃料在向下游發展過程中，由于空氣的卷吸作用，逐漸形成了2個形狀相似的渦。

由此可看出，本文所用數值仿真方法能較好地仿真出懸臂斜坡噴注器燃料與來流的流動和混合信息，適用于斜坡噴注器的流場仿真。

(a) 仿真 (b) 實驗

3 數值方法及網格

文中湍流模型選用k-ωSST，對流項采用二階迎風格式，粘性項采用二階中心差分離散，并選取耦合隱式求解器求解穩態問題。

(1)入口條件：給定來流的馬赫數、靜壓、靜溫及各組分的質量分數。

(2)出口條件：按特征線相容性關系，由出口處流動狀態來決定出口邊界條件。若為超聲速出口，則無需解析邊條，數值邊條采用簡單的一階外推，若為亞聲速出口，則制定出口反壓，其余狀態參數簡單外推。

(3)噴嘴壓力入口條件：給定噴流的總壓、靜壓、總溫以及各組分的質量分數；湍流模型參數給出湍動能和湍流耗散率。

(4)壁面采用固壁、無滑移、絕熱條件。

數值仿真所用的網格由Gambit專業網格制作軟件生成。網格劃分為12個區域，網格量為120萬，考慮到超聲速邊界層對流場仿真結果的重要影響，將近壁面網格充分加密；同時，也對噴孔附近以及懸臂斜坡附近區域進行網格加密，網格劃分如圖7所示。

圖7 網格劃分示意圖Fig.7 Computational grid for the cantilevered ramp injector

表1給出了仿真來流和噴注參數，考慮到結構的對稱性，仿真時僅計算一半的區域，x=-150 mm對應斜坡開始截面，x=0對應噴流截面。

表1 來流和噴注參數Table 1 Inflow and injection parameters

4 結果與分析

4.1 流場結構分析

圖8給出了氫氣噴流冷流流場沿x方向4個截面上的流場靜壓云圖。由圖8可看出，來流經過斜坡時，超聲速氣流受到壓縮產生一道斜激波，波后壓力升高。觀察斜坡上方，壓強在斜坡正上方達到最大，向兩側發展過程中逐漸減小，且等值線圖在斜坡上方呈弧形；在斜坡兩側，來流產生膨脹，壓強降低；在斜坡的尖銳邊緣處，斜坡上方的高壓氣流發生膨脹，并向兩側運動。因此，在噴注器兩側產生了流向旋渦，并影響斜坡兩側的壓強，導致斜坡兩側的氣流壓強分布不均，而斜坡下方的氣流受到上方及兩側氣流影響較小，壓強分布比較均勻。

圖8 噴注器上游軸向截面靜壓云圖Fig.8 Static pressure contours at cross sections upstream of the injector vs x distance

圖9給出了噴注器流場橫向截面上的靜壓分布。從3幅圖中可明顯看到，由于壁面的壓縮作用，在來流入口處形成了較強的斜激波，而在斜坡兩側發生了膨脹；由于下壁面由斜轉直所形成的“拐角”存在，氣流在下游又經過了一次壓縮，形成了一條明顯的斜激波；在z=0平面上，紅線表示在底面形成的斜激波，由于噴注器噴注燃料的影響，在z=10、20 mm平面上，紅線標注的位置上壓強發生了變化，同時也反映了燃料的流動邊界。

噴流與空氣下游混合段沿x方向不同截面壓強分布如圖10所示。由于斜坡的壓縮作用及燃料的噴注影響，從x=0截面上可清晰地看到矩形噴口的壓強分布，且在斜坡的4個邊上出現了氣流的膨脹；斜坡上方受壓縮的氣流在向下游發展過程中逐漸向上淡出了計算域；在流場的下壁面，在拐角激波的影響下，下游流場壓強增大。

圖9 流場橫向截面靜壓云圖Fig.9 Static pressure contours at the cross section of the flowfield vs z distance

圖10 噴注器下游軸向截面靜壓云圖Fig.10 Static pressure contours at cross sections downstream of the injector vs x distance

4.2 組分分布分析

圖11給出了沿x方向x=0、94、188、282、471、565 mm 6個截面上H2組分等值線圖。從圖11可清楚地看到，沿流向H2噴流橫截面的變化過程，H2噴流首先在y、z方向擴張，噴流上半部分明顯比下半部分擴張要快，下半部分噴流逐漸向底部運動，最終與底部來流混合在一起，而上半部分繼續向z方向擴張；同時，噴流主體部分向上運動繼續變形，核心區變小，這說明噴流與空氣的混合程度逐漸提高，繼續向下游發展。

噴注器下游流場軸向截面溫度分布如圖12所示。從圖12可清晰地看出，軸向截面的低溫分布與氫氣質量分數等值線圖形狀相似，說明低溫區是由于氫氣與空氣的摻混造成的。在低溫區上方，由于斜激波的作用，溫度稍有升高，低溫區下方截面與壁面相交處，流場溫度明顯較高，大于900 K，此處受附面層影響較大，若有氫氣進入，將會引起燃料/空氣的預著火，這會顯著降低進氣道的空氣捕獲流量，削弱發動機性能。因此，要盡可能避免。

(a) x=0 (b) x=94 mm

(c) x=188 mm (d) x=282 mm

(e) x=471 mm (f) x=565 mm

圖12 噴注器下游軸向截面溫度云圖Fig.12 Temperature contours at cross sections downstream of the injector vs x distance

4.3 流線分析

為追蹤噴流的流動軌跡，進一步認識燃料在向下游運動過程中的發展走向，明確燃料與空氣的摻混情況，對燃料噴流進行流線追蹤分析。取噴口形狀的一半，在其上布置9個標記點，記為點1～9，如圖13所示。

圖13 標記點分布Fig.13 Distribution of the markers

圖14給出了噴流標記點在下游混合過程中的運動軌跡圖，從圖14可清晰地看出標記點的位置發展情況。由于斜坡上方較高的壓強，點1～9在向下游開始移動時，均有一段向下運動過程，當高壓氣流經頂面流出，點1～9上方氣流壓強降低，而此時下底面壓強開始升高，點1～9又出現了一個抬升的過程；點1、2在截面中間高壓氣流作用下向外側運動，最終溢出計算域；由于截面下半部分側面高壓，點7、8 向下游運動過程中逐漸向內側靠攏，并進入噴流的核心區；4、5、6三點位于噴流的中間位置，由圖14(c)第2個切片可看出，4、5、6三點在向上運動的過程中逐漸離開了高壓區，在混合段出口處，由于高壓區的作用這三點的運動軌跡向外偏轉。所以，4、5、6三點先是先向內側靠攏后向外側移動，在此擴展過程中，H2和空氣的接觸面積逐漸變大，增強了混合。另外，由燃料的運動軌跡可看出，斜坡與壁面成一定角度后，燃料在與空氣的摻混過程中，幾乎沒有與壁面接觸，避免了燃料進入附面層發生預著火。

4.4 總壓損失與混合效率分析

此處混合效率的定義利用Kopchenov和Lomkov于1992年提出某截面的混合度定義和計算方法[9]，其定義為

總壓恢復系數定義為

式中pt為總壓；ρ代表當地密度；U為當地速度的x方向分量。

(a) 流線運動軌跡 (b) 流線局部放大圖

(c) 流線截面壓力分布 (d) 流線軌跡正視圖

圖15給出了沿流向不同平面上冷流的總壓恢復系數和混合效率，x=0表示燃料噴注平面。由圖15可看出，由于斜坡的存在和激波的作用，在噴注平面處產生了一定的總壓損失，在x=0截面上，由于噴注器前平板作用，總壓恢復系數為0.94，從噴注器出口截面沿流向總壓損失逐漸增大，在x=420 mm截面上總壓恢復系數為0.45；由于流場中流向旋渦的卷吸作用，增大了燃料和空氣的接觸面積，加大了局部的濃度梯度，從而加強了下游燃料與空氣的混合。從圖15可明顯看出，x=0～200 mm內混合比較劇烈；之后，混合效率曲線變化趨緩。

圖15 軸向截面噴注器混合效率和總壓恢復Fig.15 Mixing efficiency and total pressure recovery at different cross sections of the injector vs x distance

5 結論

(1)由于斜坡的作用，流場中產生了激波、膨脹波、流向旋渦等現象。物理斜坡在燃料與空氣的摻混過程中起到了關鍵作用，但也帶來了一定的總壓損失。

(2)混合流場中，由于壓差作用形成的流向旋渦是摻混增強的主要因素，在噴注器的前半段是混合劇烈發生的區域。

(3)發動機前體燃料的預著火主要是由附面層主導。因此，需要采取一定的措施對其進行冷卻，將附面層溫度控制在燃料的著火溫度以下。

[1] Parent B,Sislian J P and Schumacher J. Numerical investigation the turbulent mixing performance of a cantilevered ramp injectors[J]. Journal of Propulsion and Power,2002,40(8): 1559-1566.

[2] Couture D,deChamplain A,Stowe R A,et al. Comparison of scramjet and shcramjet propulsion for a hypersonic waverider configuration[R]. AIAA 2008-5171.

[3] Chan J,Sislian J P,Alexander D. Numerically simulated comparative performance of a scramjet and shcramjet at Mach 11[J]. Journal of Propulsion and Power,2010,26(5): 1125-1134.

[4] Sislian J P,Martens R P,Schwartzentruber T E. Numerical simulation of a real shcramjet flowfield[J]. Journal of Propulsion and Power,2006,22(5): 1039-1048.

[5] Dudebout R,Sislian J P,Oppitz R. Numerical simulation of hypersonic shock-induced combustion ramjets[J]. Journal of Propulsion and Power,1998,14(6): 869-879.

[6] Sislian J P,Schumacher J. A comparative study of hypersonic fuel/air mixing enhancement by ramp and cantilevered ramp injectors[R]. AIAA 99-4873.

[7] Wang Y W,Sislian J P. Numerical investigation of methane and air mixing in a shcramjet inlet[R]. AIAA 2008-2533.

[8] Waitz I A,Marble F E,Edward E Zukoski. Investigation of a contoured wall injector for hypervelocity mixing augmentation[J]. AIAA Journal,1993,31(6): 1014-1021.

[9] Kopchenov V I,Lomkov K E. The enhancement of the mixing and combustion processes applied to scramjet engines[R]. AIAA 92-3428.

(編輯：崔賢彬)

Flowfield structure and mixing performance of a cantilevered ramp injector

BI Dong-heng,LUO Shi-bin,LIN Zhi-yong

(Science and Technology on Scramjet Laboratory,National University of Defense Technology,Changsha 410073,China)

In order to investigate the precise flowfield structure and mixing-enhanced mechanism of H2/air mixture for the forebody/inlet of shock-induced combustion ramjet( shcramjet) at high Mach number,numerical simulations were conducted to study the H2/air mixing enhancement and flowfield of the cantilevered ramp injector. An implicit finite volume method was used to solve the 3D compressible Navier-Stokes equations. Simulation results show that,in general,due to the effect of the ramp,physical phenomenon,like shock,expansion wave,and longitude vortices etc. are produced in the flowfield. Oblique shock occurs when the freestream meets the ramp. And the flow expands at the edge of the ramp. Longitude vortices appear along with pressure difference,which whirl the air in the movement downstream. So in this way the H2and air mix better,but the ramp increases the total pressure losses.

shock-induced;cantilevered ramp injector;mixing;flowfield

2014-04-14；

：2014-06-15。

國家自然科學基金(11272349)。

畢東恒(1989—)，男，碩士生，研究方向為飛行器總體設計。E-mail:bidongheng@126.com

V438

A

1006-2793(2015)01-0061-06

10.7673/j.issn.1006-2793.2015.01.011