火箭沖壓組合發動機燃燒的若干基礎問題研究

何國強, 秦 飛, 魏祥庚, 曹東剛, 黃志偉, 劉冰

(西北工業大學 燃燒、熱結構與內流場重點實驗室, 西安 710072)

火箭沖壓組合發動機燃燒的若干基礎問題研究

何國強, 秦 飛*, 魏祥庚, 曹東剛, 黃志偉, 劉冰

(西北工業大學 燃燒、熱結構與內流場重點實驗室, 西安 710072)

火箭沖壓組合發動機包含多個工作模態,不同模態靈活組合的優勢使其具有寬速域和廣空域的工作特點,兼具加速和巡航的優點。火箭沖壓組合發動機燃燒室中存在著亞聲速、跨聲速和超聲速共存的流動結構,具有流動速度高、混合時間短、反應強度大、燃燒空間受限和波系結構復雜等特點。圍繞火箭射流的強剪切性、燃燒模式的多樣性和燃燒過程的動態性,分析了火箭沖壓組合發動機的流動與燃燒特征,總結了面向發動機的高速湍流燃燒研究進展,研究了火箭沖壓組合發動機中超聲速反應混合層的生長特性、燃燒模式與空間釋熱分布和動態燃燒特性等問題。通過對碳氫燃料詳細化學動力學機理的簡化、校驗,獲得了分別適合于工程計算和細致燃燒機理研究的總包反應與框架機理。從火箭射流主導的反應混合層生長模型,寬范圍、變來流工作中流動燃燒過程的不確定性和碳氫燃料動力學的簡化與加速算法研究出發,提出了火箭沖壓組合發動機基礎研究中需要突破的問題,為認識發動機中多尺度燃燒機理、優化多模態燃燒組織提供參考。

火箭沖壓組合發動機;高超聲速飛行器;超聲速燃燒;燃燒動態特性;火焰穩定;化學動力學

0 引 言

火箭沖壓組合(Rocket-Based Combined-Cycle, RBCC)發動機將高推重比、低比沖的火箭發動機和低推重比、高比沖的吸氣式發動機有機地組合在一起,能夠在超寬范圍(0～25Ma)高效工作,是未來可重復使用空天運輸和臨近空間高速飛行器的主要動力方案之一[1-3]。

凍融對黃土的影響也反映在含水率方面，研究含水率的影響機理發現，含水率的高低對水分遷移率的影響以正比例形式展現，遷移率隨其升高而加大。這一發現充分證明，含水率的高低決定了凍融作用影響程度。

以RBCC發動機為動力裝置的飛行器具有很寬的飛行包線和整體較優的綜合性能。RBCC發動機可以實現水平或垂直起降,飛行高度涵蓋了從地面到大氣層外的整個空域,飛行馬赫數涵蓋了亞聲速、跨聲速、超聲速及高超聲速階段。一般來說,RBCC推進系統在入軌飛行工作過程中根據飛行馬赫數的不同將經歷4種工作模態：火箭引射模態,亞燃沖壓模態,超燃沖壓模態,純火箭模態,如圖1所示[4-5]。各模態的協調匹配、穩定高效工作和自由靈活的組合方式,使得RBCC發動機作為兩級入軌的第一級或第二級、臨近空間飛行器的動力系統具有良好的應用前景,成為可重復使用天地往返運輸系統的優選動力方案之一[6-10]。

圖1 RBCC發動機工作原理示意圖[4-5]

1 RBCC的流動燃燒特征

RBCC發動機內的流動、燃燒過程存在著流動速度高、混合時間短、反應強度大、燃燒空間受限、波系結構復雜等特點。RBCC發動機工作模態多、飛行包線寬,燃燒室中存在著亞聲速、跨聲速和超聲速共存的流動結構。同時,支板、凹腔的存在使得發動機的流道形成突擴結構,進而產生剪切流動。如圖2所示,隔離段內存在的預燃激波系和燃燒室下游存在的熱力喉道將RBCC發動機分成性質迥異的3個區域：發動機入口至隔離段預燃激波串之前,主要為超聲速流動、無化學反應的區域;隔離段預燃激波串至燃燒室下游熱力喉道之間,為具有射流的亞、跨、超混合流動的復合型區域,其中發生著劇烈的化學反應;熱力喉道以后為伴隨著一定程度化學反應的超聲速高溫燃氣流動區域。從整體上看,RBCC發動機的燃燒室內進行著亞、跨、超復合型流動與燃燒過程,亞聲速燃燒與超聲速燃燒顯著不同的特點使得RBCC發動機的流動燃燒過程具有多重時間尺度和空間尺度相耦合的特點,從而表現出顯著的“流動寬速域、燃燒多分區、本質非穩態”的特征。

圖2 RBCC發動機典型流場示意圖

RBCC發動機具有多種工作模態共用同一流道的工作特征,亞聲速、跨聲速和超聲速流動共存的流場結構,亞聲速燃燒和超聲速燃燒同時發生、分區進行的燃燒組織方式,具有火箭射流的強剪切性、燃燒模式的多樣性、燃燒過程的動態性等典型特征。

1.1 火箭射流的強剪切性

支板火箭提供起飛所需的主要推力,RBCC進氣道通過利用高速射流的抽吸作用捕獲空氣。一次燃料在火箭燃燒室內進行燃燒形成高溫富燃燃氣,經火箭噴管膨脹加速后形成超聲速射流(Ma>2,U>2000m/s,T>1500K)。由于火箭射流與空氣來流之間存在較大的參數梯度,兩者形成具有強剪切作用的反應混合層,通過反應混合層的發展實現質量、動量和能量的交換。在不同的RBCC工作模態下,剪切層的類型有所不同：在引射模態,火箭以高室壓、大流量工作,火箭射流與空氣來流形成大動量比的超-亞剪切層;在亞燃模態,火箭以低室壓、小流量工作,進入燃燒室的空氣為亞聲速,火箭射流與空氣來流形成小動量比的超-亞剪切層;在超燃模態,火箭以低室壓、小流量工作,進入燃燒室的空氣為超聲速,火箭射流與空氣來流形成小動量比的超-超剪切層;在純火箭模態,進氣道關閉,火箭以高室壓、大流量狀態工作。受燃料支板、凹腔等結構的影響,火箭射流在發動機流道內形成具有自適應特征的高速剪切流動。因此,在RBCC發動機中,以火箭射流為主導的反應混合層具有強剪切特征,其發展過程不僅受到來流參數的影響和流道幾何構型的約束,還受到燃燒室內的波系結構與燃燒釋熱的共同作用,其生長特性更為復雜。

1.2 燃燒模式的多樣性

高溫、高速、富燃的火箭射流進入RBCC燃燒室后,由于其高度富燃性,射流的核心區超過了富燃極限而導致沒有顯著化學反應的發生,處于無燃燒狀態;在射流與來流空氣形成的反應混合層中,因射流的高溫、高速而形成的參數強梯度與高反應活性使之與來流空氣迅速發生摻混與化學反應并劇烈放熱,主要處于預混燃燒模式;而在燃料支板以后,由于使用了大分子碳氫燃料的液態煤油作為二次燃料,煤油液滴首先需要完成破碎、霧化、蒸發過程才能形成二次燃料的可靠點火與穩定燃燒,以非預混燃燒模式占主導。因此,RBCC燃燒流場表現出顯著的“燃燒多模式、釋熱多分區”特征。由于預混燃燒主要發生在支板火箭射流與來流空氣形成的反應混合層內,而火箭射流對于整個燃燒室的火焰穩定與保持、二次燃料的可靠點火具有重要的作用。因此,火箭射流的預混燃燒區域分布、對燃燒總釋熱量的貢獻極為重要。二次燃料的燃燒以非預混模式為主導,要實現其可靠的火焰穩定,就必須認識非預混燃燒區特點及其釋熱規律。此外,獲取燃燒模式和釋熱率的空間分布還可以為發動機的熱防護提供一定的參考依據,并進一步開展燃料噴射的主、被動控制研究,實現對燃燒過程的精細控制。

1.3 燃燒過程的動態性

呂溫認為“道”是根本，“文”是用來修飾“道”才存在的。 可見“文”與“道”之間，呂溫更強調注重“道”，對“文”有些許的輕視。雖然呂溫提出“文為道之飾，道為文之本”的文道觀點，與古文運動中韓柳的“文以明道”的文道觀緊密相連，但側重點不同。在《送薛大信歸臨晉序》一文中有：

RBCC發動機不僅工作包線寬,而且飛行彈道爬升速度快、來流參數變化幅度大。同時,為了滿足不同速度和高度條件下的捕獲流量和總壓損失要求,需要采用變結構進氣道甚至變結構燃燒室,從而引起進氣道出口波系結構和位置的顯著變化,燃燒室內流動分離區域的前后移動等。這些因素均會與燃燒過程形成耦合關系,使得在不同的邊界參數條件下形成多種燃燒模式,并隨著來流條件的改變在多個燃燒模式間轉換,形成動態燃燒過程,使得內流場參數發生變化,從而對發動機的穩定工作產生影響。而將來火箭沖壓組合發動機流道尺寸較大,這種條件下的動態燃燒將會更加復雜,要實現高效燃燒面臨新的挑戰。開展寬來流條件下動態燃燒過程的研究對提高發動機工作的魯棒性具有重要的意義。

2 面向RBCC發動機的湍流燃燒研究進展

RBCC發動機中燃燒組織的核心問題是寬范圍工作條件下高速氣流中的多尺度湍流燃燒,這也是當前動力領域中亟需突破的科學問題。其本質仍然是燃料與氧化劑之間的流動以及化學反應問題,主要難點在于高速湍流燃燒的多時空尺度效應以及流動-燃燒的相互耦合作用。

發動機中的燃燒是燃料分子與氧化劑分子之間劇烈復雜的物理化學反應過程,同時伴隨著復雜的聲、光、熱等效應和有序(氣動力學)、無序(熱力學)的運動過程。需要指出的是,與通常認識的摻混燃燒的籠統概念不同,多尺度燃燒組織不僅需要大尺度湍流旋渦結構,更需要精細到分子尺度的摻混。除了微觀尺度的分子碰撞、相互反應和能量傳遞,以及細觀和宏觀尺度的擴散、對流和輻射等質量、動量和能量的輸運及其相互作用過程外,還有高速流動與燃燒組織相互耦合的過程。美國空軍實驗室以新型動力系統的發展需求為牽引,牽頭建立了國家級研究計劃(如圖3所示),開展湍流燃燒機理及其數值模擬技術研究,發展先進的非接觸測量技術和相關的基礎理論,建立計算分析、地面實驗和飛行試驗三者相結合的綜合研究方法體系(如圖4所示[11])是面向發動機的湍流燃燒基礎研究的核心內容。揭示燃燒和湍流相互作用機理、極端條件下燃燒穩定機理、燃燒反應微觀機制、大分子碳氫燃料反應機理,發展高精度的數值模型和計算方法,建立高分辨率的多場多組分測量方法和實驗平臺,能夠為發動機可控燃燒技術的發展提供理論支撐,促進關鍵技術的成熟化,降低技術風險。

(2)利用高階元P2-P1-P2并行求解滿足A0((uh,i,Bh,i),(v,s))+A1((uh,i,Bh,i),(uh,i,Bh,i),(v,s))-b((v,s),ph,i)+b((uh,i,Bh,i),q)=(F,(v,s))，?

圖3 AFOSR超聲速燃燒發展路線[11]

圖4 面向發動機湍流燃燒的基本框架[11]

在RBCC發動機等高超聲速動力系統中,由于流動參數梯度的存在,進入燃燒室的來流空氣與火箭射流形成反應混合層,進而組織摻混燃燒。反應混合層是一種典型的粘性剪切流動結構,對混合層開展研究可以探索剪切流動的機理,加深對發動機內湍流摻混燃燒的理解。

在高超聲速飛行和臨近空間開發的背景下,湍流摻混的研究從低速流動逐步拓展到高速流動[12-13],受限空間中反應混合層的生長過程和可壓縮性效應成為研究熱點[14-15]。Papamaschou等人[16]研究了超聲速流動中具有不同速度的兩股氣流所形成的混合層,指出大尺度擬序旋渦結構在剪切層中具有重要的作用,隨著氣體可壓縮性的增加,大渦擬序結構弱化,致使剪切層的厚度增長速率變小。Clemens等人[17]的研究結果表明流體的可壓縮性降低了標量摻混程度,并且當對流馬赫數逐漸增加時,剪切層復雜流動結構的三維特征逐漸增強。Gutmark等人[18]分析了對流馬赫數對可壓縮與不可壓縮流動剪切層生長率的影響,指出隨著對流馬赫數的增加,可壓縮流體剪切層的生長率逐漸趨于不可壓縮流體剪切層生長率的20%。Bonanos和Dimotakis[19]研究了超聲速條件下的湍流摻混燃燒,研究表明高速流體在狹窄通道內受到擠壓形成激波,激波撞擊在超聲速剪切層上會形成較大尺度的流動結構,但不能破壞剪切層結構。Sandham等人[20]對超聲速剪切層進行了直接數值模擬,研究結果表明當對流馬赫數Mc大于0.6以后,剪切層出現了典型的三維流動特征,流向渦與展向渦的結構尺寸逐漸接近。Strickland[21],Sunami[22],Gerlinger[23],Kodera[24]等人的研究發現,剪切層中的流向渦可以促進剪切層中的標量輸運。Drummond[25]發現超聲速反應混合層實際上是由大量的旋渦結構組成,并進一步指出,旋渦結構可以卷吸燃料和氧氣,同時將反應產物包裹在渦核當中,減弱相互接觸的機會,減緩反應速率,降低總體的燃燒效率。換言之,反應混合層中的旋渦結構促進了宏觀尺度的湍流標量輸運,隨著湍流在大渦和小渦之間的能量傳遞,為精細到分子尺度的反應物之間的摻混提供了更有利的條件,但剪切層中的旋渦體系有時也未必是促進燃燒的絕對保證。Luo等人[26]通過數值方法研究了射流燃燒流動的剪切層特性,其研究結果表明在燃燒區域的前部,燃燒放熱會強化反應剪切層的生長速率,但隨后由于燃燒引發的壓力膨脹產生壓力剪切應力,進而引發湍流效應。湍流使得超聲速流動具有各向同性的趨勢,因此會在一定程度上弱化剪切層的生長速率,并進一步弱化后續燃料與氧氣的摻混,使得后續燃燒過程延遲。Huh等人[27]通過實驗驗證了激波對于超聲速反應混合層的生長具有積極的作用,能夠促進燃燒,縮短燃燒距離。Kim等人[28]通過研究指出受限空間中的激波結構雖然能夠促進摻混、強化燃燒,但是不可避免地引起較大的總壓損失,并且激波位置對于反應混合層的生長和整體燃燒性能具有顯著影響。國內浙江大學盧樹強、樊建人等[29-30]對一個常溫、超聲速燃料射流與高溫、亞聲速空氣伴流所形成的反應混合層進行了直接數值模擬研究,指出三維流向渦的發展對燃料的混合效率、火焰的燃燒效率起著關鍵作用。國防科學技術大學晏至輝、劉衛東等[31]對比不同構型隔板所形成的反應混合層中OH的分布,表明混合層中燃燒區域基本與混合層上下層氣體摻混區域一致,其火焰基本形態由混合層的流動、混合特性主導。清華大學張會強等[32]對超聲速混合層燃燒不穩定性進行了研究,指出在混合層的發展過程中,湍流擬序結構所形成的燃料與氧化劑的預混氣自燃會導致超聲速混合層燃燒出現不穩定現象。哈爾濱工業大學宗有海、鮑文[33]等開展了基于支板噴射技術的碳氫燃料超聲速燃燒組織研究,分析了支板噴射燃料的作用范圍。中科院力學所李曉鵬、范學軍等人[34]對超聲速燃燒中的特征尺度進行了研究,分析了燃燒室入口溫度、壓力、馬赫數及當量比對特征尺度的影響,指出大渦與小渦對燃燒的作用會隨著這些條件的改變而變化。

此外,國內外眾多學者[35-44]針對超聲速燃燒或超燃沖壓發動機燃燒室的動態燃燒過程開展了廣泛研究。密歇根大學的Micka等人[45-47]實驗研究了帶有凹腔火焰穩定器的雙模態超燃沖壓發動機燃燒室的燃燒特性。研究表明,在亞燃模態下不同來流總溫下存在不同的燃燒穩定模式,在超燃模態下只存在凹腔火焰穩定模式。佐治亞理工學院航天工程學院計算燃燒實驗室的Choi等人[48-49]在大渦模擬架構下開展了LES-EBU和LES-LEM的數值研究工作,分析了兩種模型預測的火焰結構與燃燒效率,并比較了二者的異同。結果發現,支板尾跡區的多重剪切層提供了更寬的混合區域,有利于火焰的穩定;支板后的低壓區增強了凹腔與主流間的質量交換。英國劍橋大學的Cocks等人[50]以超燃沖壓發動機為應用對象,驗證了RANS和LES技術在高速反應流模擬中的適用性。結果發現,摻混對于燃燒過程的進行具有重要的影響,而相對來講湍流-化學相互作用的影響居次。通過復雜化學動力學模型得到的Damk?hler數分布表明小的湍流尺度能夠進入并干擾到反應區而導致熄火,而大尺度的旋渦使得火焰卷曲。研究了燃燒室內復雜波系結構通過改變流動方向而對主要旋渦對行為產生的影響,詳細分析了計算中出現的燃燒室內激波誘導的點火機理。梳理國內外研究發現,在超聲速動態燃燒方面取得的研究成果,多數是針對超燃或雙模態沖壓發動機獲得的。相關結論對于流道結構更為復雜、工作范圍更加寬廣的RBCC發動機還需進一步深入研究,嵌入式支板火箭對整個燃燒流場動態特性的影響有待進一步認識。

多尺度湍流燃燒機理是基礎研究領域的前沿科學問題,具有前瞻性、先導性和探索性,能夠為解決航空航天推進技術發展的關鍵問題提供支撐。目前國內外學者針對湍流燃燒通過理論、實驗和數值計算等開展了大量的研究工作,取得了較多的研究成果。但由于湍流燃燒自身的復雜性和發動機的極端工作條件,真實發動機工作條件下的湍流燃燒仍是一項挑戰性的工作,需要對受限空間中復雜湍流和燃燒的相互作用、極端條件下的動態燃燒機制、寬適用性的化學動力學等基礎科學問題開展進一步深入研究。

3 RBCC發動機中基礎燃燒問題研究

西北工業大學燃燒、熱結構與內流場重點實驗室長期開展RBCC推進研究。在基礎燃燒方面,針對受限空間內超聲速反應混合層發展機理、動態燃燒特性和發動機工作條件下碳氫燃料化學動力學簡化開展了研究。

3.1 受限空間內超聲速反應混合層的生長特性

支板火箭是RBCC發動機的核心部件,圖5給出了支板火箭射流反應混合層示意圖。一次燃料在火箭燃燒室內進行燃燒產生高溫富燃燃氣,經火箭噴管膨脹加速后形成超聲速射流,與進入燃燒室的空氣來流形成反應混合層。伴隨著反應混合層的發展實現摻混,進而組織二次燃燒產生推力增強。由于發動機燃燒室內的流動速度很高,氣流的駐留時間很短,燃料與空氣需要在有限的空間和極短的時間內完成高效摻混,實現超聲速燃燒。同時,受發動機來流條件的影響和幾何結構的約束,燃燒室內往往有激波、膨脹波等結構。這些復雜的波系在沿燃燒室流道向下游傳播的過程中,受流道壁面的限制會在壁面處發生多次反射,并且與火焰相互作用,影響燃燒釋熱過程。與普通的射流火焰相比,支板火箭射流具有高溫、高速、富燃和變工況等特點,火焰結構比較復雜,可壓縮性顯著,且與燃燒室內復雜波系結構的耦合作用較為明顯[51]。

圖5 受限空間內超聲速反應混合層/波系結構

圖12給出了RBCC地面直連實驗中利用高攝像拍攝的燃燒室內不同時刻下的火焰結構。拍攝位置位于燃料支板后,以直觀地顯示RBCC發動機燃燒室內火焰結構的空間發展歷程。可以發現,燃燒室內的火焰存在明顯的動態特征,隨著時間的發展火焰結構發生卷曲變形。對彩色高速圖像進行三維火焰空間重構,進而處理得到其精確的擺動周期涉及較多的光學后處理技術,這里不再詳細討論。

錄入到SPSS19.0軟件中處理60例乳腺癌患者（70個病灶）涉及的臨床數據資料，臨床計數資料用率（%）闡明，行卡方檢驗，臨床計量資料用（均數±標準差）闡明，行t檢驗，P＜0.05，數據之間存在統計學意義。

超聲速燃燒組織需要精細到分子尺度的摻混,可壓縮性對于高速流動中的摻混燃燒具有重要影響。然而在受限空間中,波系結構會影響可壓縮性。本實驗室對空氣來流為Ma2.0,燃料射流為Ma2.3,對流馬赫數Mc為1.3的超聲速混合層,基于開放源代碼計算軟件平臺OpenFOAM[52]開展了大渦模擬計算,計算工況如表1所示[53]。圖6(a)給出了燃燒室內的剪切層和波系結構,(b)給出了對流馬赫數沿流道的平均分布,(c)給出了激波與剪切層相互作用處的渦量時均化云圖。對流馬赫數是表征混合層可壓縮性的參數，定義為兩股氣流的速度差與當地聲速和的比值，其計算表達式為Mc=|U1-U2|/(c1+c2)[16-18]。結果表明,燃燒室內的波系結構使得對流馬赫數沿流道迅速減小、氣流可壓縮性顯著降低,從而能夠促進混合層的生長。對流馬赫數成為受波系影響的空間函數,初始對流馬赫數無法全面描述受限空間內混合層的生長過程。而在激波/剪切層相互作用處,湍流強度增大,誘導形成渦量增益,從而促進燃料與空氣之間的摻混燃燒。另一方面,燃燒室內的波系結構不可避免地會造成總壓損失,因此需要對其進行優化組織,從而提升整體性能。

在復位狀態以及重同步模塊處于RES_INIT狀態時,表明系統處于碼組同步階段,故ILS模塊處于ILS_INIT狀態,此狀態下mf_cnt和qb_cnt也處于復位狀態,初始值為0;為支持JESD204B子類0,本模塊會對碼組同步的字節進行判斷,即/K/字節之后的第一個字節是/R/字節還是/D/字節;是/R/字節跳轉到ILS_ILAS狀態;是/D/字節則跳轉到ILS_DATA狀態。需要注意的是:無論是在ILS_DATA狀態還是在ILS_ILAS狀態,只要檢測到RES_INIT信號,證明鏈路進行了重同步操作,立即跳轉到初始狀態。

表1 空氣來流與燃料射流計算邊界條件[53]Table 1 Inflow conditions of the air stream and the fuel jet[53]

圖6 受限空間內：(a)剪切層/波系結構;(b)對流馬赫數分布;(c)渦量分布

Fig.6 Distributions of (a) shear layer/wave structures, (b) the convective Mach number, and (c) the vorticity magnitude, in confined space

3.2 RBCC發動機的燃燒模式及空間釋熱分布

湍流燃燒是RBCC發動機燃燒室內最為重要的理化過程,也是實現能量轉換、獲得推力的最主要方式。為了對RBCC燃燒室中的湍流摻混、燃燒釋熱進行優化設計,首先需要認識燃燒室內的燃燒模式特征及空間釋熱分布。本節首先針對典型支板噴氫超聲速-超聲速同向射流火焰,研究超-超反應混合層在受限空間內的發展過程及燃燒模式分布,獲得燃燒釋熱過程的主要影響因素。進一步針對模擬來流Ma3的RBCC地面直連試驗狀態(燃燒室內形成空氣亞聲速、射流超聲速的亞-超型反應混合層)開展大渦模擬計算,并進一步對發動機內的精細流場結構和動態燃燒過程進行細致深入的分析。

通常用火焰指數(Takeno Flame Index,GFO)來區分不同的燃燒模式,即預混燃燒或非預混燃燒[54]。認為燃料和氧化劑的梯度同向時(GFO>0)為預混燃燒模式,而燃料和氧化劑的梯度反向時(GFO<0)為非預混燃燒模式,定義為：

其中,YF為燃料的質量分數,YO為氧化劑的質量分數,▽表示求梯度運算,GFO的取值范圍是[-1, 1]。

受限空間內超聲速反應混合層的生長過程中,復雜波系結構不僅會改變剪切層的可壓縮性,同時也會對剪切層內的燃燒模式產生影響,進而影響其釋熱規律。采用大渦模擬對受限空間內Ma2.0燃料射流與Ma1.9空氣來流所形成的超-超反應混合層進行了研究,計算條件如表2所示[55]。圖7給出了受限空間內超聲速反應混合層燃燒模式及波系結構。伴隨著反應混合層的發展,流場中的燃燒模式具有不同的分布特征。在反應混合層的發展初期,其厚度較小,反應區域也相對較窄,主要表現出非預混燃燒特征,但在該階段燃燒強度較小,釋熱水平較低。隨著流動往燃燒室下游的發展,反應混合層不斷增長,形成外側的富氧燃燒邊界和內側的富燃燃燒邊界,整個火焰表現出三層燃燒模式：富氧燃燒邊界與富燃燃燒邊界均表現出擴散燃燒特征;與此同時,由于反應混合層中旋渦結構的生成,在內外兩側的擴散燃燒區中間形成了預混燃燒區。特別是在激波與反應混合層相互作用的區域,由于激波誘導形成渦量增益,促進了燃料與氧化劑之間的摻混,在內外兩側非預混燃燒邊界內形成了局部的強預混燃燒區域,化學反應程度較為劇烈,熱釋放率也相對較大。在燃燒室的下游,由于反應混合層的增長和摻混程度的增加,反應混合層內側的富燃燃燒邊界在軸線處交匯并且逐漸消失,內側的擴散燃燒區域也逐漸消失。射流中心被不斷增大的預混燃燒區域替代,最終在燃燒室下游形成了外側的擴散燃燒環面和被該環面包裹的內側預混燃燒區,整個火焰表現出擴散燃燒與預混燃燒共存的雙層復合燃燒模式。超聲速氣流在支板末端形成膨脹波系及再附激波結構,外側的膨脹波/激波結構首先在燃燒室壁面進行反射后作用在反應混合層上,經過混合層后繼續在燃燒室壁面進行反射,如此反復并向下游傳播。內側的膨脹波/激波結構向內發展并在軸線處匯聚,然后與反應混合層相互作用,透過混合層后在燃燒室壁面進行反射,并與外側波系匯合,從而繼續影響反應混合層的發展。因此,受限空間中超聲速反應混合層的釋熱過程由復雜波系作用下的多種燃燒模式共同驅動。

表2 空氣來流與燃料射流計算邊界條件[55]Table 2 Inflow conditions of the air stream and the fuel jet[55]

圖7 受限空間內超聲速反應混合層燃燒模式與波系結構

Fig.7 Distributions of combustion modes and wave structures of supersonic reaction layers in confined space

4.1 受限空間內超聲速反應混合層的調控模型

2.1.1 對蘇丹草株高的影響 孕穗期蘇丹草的株高由高至低的處理依次為F2>F3>F1>F6>MR>CK>F4>F5>P，其中，F2和F3的株高較高，分別為320 cm和318 cm，而P處理蘇丹草株高最低，為291 cm。各處理蘇丹草的株高較P處理高6.38%～12.68%，各處理(除P，F4和F5)株高較CK提高了1.99%～5.39%，F2和F3的株高均顯著高于P(P<0.05)，其余各處理與CK相比差異不顯著(P>0.05)(圖1-A)。

同時可以看到,在隔離段出口上游附近已有一部分燃氣回傳,并進行著一定強度的化學反應。為了不破壞進氣道的正常工作,需要保證一定的隔離段長度。可見,隔離段的作用不僅僅是通常所認為的提供一定的進氣道抗反壓能力,還起到將高溫燃氣與進氣道相隔絕的作用,避免高溫燃氣對進氣道的直接侵蝕。

圖8 燃燒室內火焰指數分布

圖9給出了燃燒室內的空間釋熱率(Heat Release Rate, HRR)分布。釋熱率定義為單位時間單位體積內所有可能發生的化學反應釋放熱量的總和。可以看到,最主要的燃燒釋熱發生在支板火箭下游的外圍剪切層、燃料支板至第二級凹腔之間的區域內,呈現出顯著的帶狀分布特征。結合圖8的火焰指數分布,發現主要的燃燒釋熱發生在預混燃燒區域內。第二級凹腔以后,尤其在中心氣流中,反應強度顯著減弱。

圖9 燃燒室內釋熱率分布

為進一步區分預混燃燒和非預混燃燒對釋熱率的貢獻,定義如下函數：

其中,HRRpre為預混燃燒的釋熱率,HRRnon為非預混燃燒的釋熱率。顯然,對于預混燃燒(GFO>0),HRRpre取值為預混燃燒下的釋熱率,HRRnon取值為0;對于非預混燃燒(GFO<0),HRRpre取值為0,HRRnon取值為非預混燃燒下的釋熱率。因此,HRRpre、HRRnon的非零部分實際上分別區分了預混、非預混釋熱率的空間分布。如果在各個計算網格單元上對HRRpre、HRRnon積分,則可以得到預混和非預混燃燒各自對總釋熱率的貢獻。經計算得到,預混燃燒約占總釋熱率的62%,非預混燃燒占38%。在圖8中,非預混模式主要由二次燃料的燃燒引起,而火箭射流的補燃主要為預混模式。二次燃料與火箭射流中可燃成分的質量比為1.62,即引起預混燃燒的噴油量顯著低于引起非預混燃燒的噴油量。由此可見,在亞燃模態的較低來流總溫條件下,預混燃燒對于RBCC燃燒流場總釋熱量的貢獻要顯著高于非預混燃燒。而預混燃燒模式主要出現在富燃的支板火箭射流與來流空氣形成的外圍反應剪切層及燃料支板下游沿線一定距離的區域內,增加預混燃燒釋熱量的比重有利于實現高溫火箭射流對下游燃料的點火、穩焰作用,有利于強化二次燃料的穩定燃燒。RBCC發動機在亞燃和超燃模態下通過支板火箭小流量、富燃狀態的工作,在實現火焰穩定的同時,也較大程度地降低了發動機的整體比沖性能,限制了支板火箭的布局位置和形式。通過對不同狀態下預混與非預混燃燒釋熱量的計算,合理選擇支板火箭的流量和氧燃比,以及與二次燃料的質量比。通過優化火箭射流預混燃燒釋熱量的比重和空間分布,在保證其點火性能的同時,增加比沖的提升空間。此外,要提高總體的燃燒效率,還需要改進中心氣流內非預混燃燒的組織方式。通過調節燃料支板的間距、增強二次燃料的穿透特性等,強化燃燒室中心區域內非預混模式的燃燒組織,有利于提高整體性能。

圖10給出了RBCC地面直連實驗中利用彩色高攝像機拍攝的開窗燃燒室瞬態火焰結構,位置為燃料支板后至第二級凹腔前緣。在相機時間分辨率足夠高的條件下,可以看到瞬態火焰結構呈現出一定的空間不連續性。支板火箭射流能有效到達燃料支板位置處并成功點燃二次煤油,再通過凹腔火焰穩定器實現二次燃燒的自持、穩定進行。進一步看到,在凹腔內火焰主要穩定在凹腔的后緣,較難前傳到前緣壁面,屬于凹腔穩定的火焰穩定形式。在這種條件下,火焰在凹腔及燃燒室內的傳播對整個燃燒室內的火焰穩定起著主要的作用。

《伊朗自由與防擴散法案》第1244（c）條要求總統對確定為在明知情況下從事以下活動的人的財產和財產權益進行凍結：向任何受制裁者名單上的伊朗人或為其利益而進行的活動或者交易提供大量財力、物力、技術或者其他支持，或為支持此類活動或交易提供貨物或服務。

1)實用性：五防服務器屬系統核心設備，管理所有受控端站五防數據，并提供五防服務功能。即便受控站與五防服務器通信中斷，其也具備獨立運行的功能。

圖10 燃燒室火焰結構彩色高速攝像

Fig.10 Colorful high speed photography of flame structures in the combustor

對比超-超型反應混合層及亞-超型反應混合層的研究結果發現：超-超條件下燃料射流的低溫、低活性導致在燃料噴嘴出口下游毫米范圍內的剪切層以非預混形式開始生長,往下游發展逐漸形成擴散-預混-擴散的三層燃燒模式結構;亞-超條件下燃料射流的高溫、高活性及高速流動特征,使得剪切層在火箭出口下游厘米范圍內首先從預混燃燒模式開始增長。表明不同尺度的燃燒室構型、不同特性的來流-射流條件,導致不同類型的反應混合層燃燒模式分布及空間釋熱規律,體現了燃燒室尺度、來流參數和射流狀態對超聲速燃燒組織的細觀影響。針對RBCC發動機寬來流范圍、多模態工作的特點,需要進一步開展不同類型的射流火焰及剪切層生長規律研究。

3.3 RBCC發動機的燃燒動態特性

通過對大量地面直連實驗壓力測試數據分析和全流道RBCC大渦模擬研究發現,RBCC燃燒流場表現出顯著的動態特性。動態燃燒過程最主要的表現是流場內的溫度、組分、速度等參數隨時間發生強烈的變化,表現出湍流燃燒過程的固有非穩態性。本節即從燃燒流場參數動態變化的角度來分析RBCC發動機的動態燃燒特性。

圖11(a)和(b)分別給出了燃燒室高度方向2個不同截面上瞬態的和相應時間平均化的溫度分布。截面位置為y/H=0.5和0.75,分別經過支板火箭中心截面和燃燒室入口高度3/4處。可以看到,支板火箭出口射流及其外圍剪切層內及燃料支板下游都存在著大面積的高溫火焰區,發生著劇烈的化學反應。富燃支板火箭高溫射流與來流空氣存在很大速度和溫度梯度,不同氣流形成反應混合層,釋放大量的熱并向外圍橫向和下游縱向進行擴展。在y/H=0.75截面上的溫度分布表明,火焰在發動機高度方向也實現了充分的擴展。在燃料支板后,受支板火箭高溫火焰的持續作用,二次燃料成功實現點火,并形成了連續的高溫火焰區。在燃料支板下游不遠的距離內,2個燃料支板后獨立的高溫火焰區分別向燃燒室中心軸線擴展,并最終在第一段燃燒室結束后實現匯合。在整個燃燒室下游形成連續的高溫火焰區,較好地利用了燃燒室中心氣流中的氧氣成分。

(a) 大渦模擬瞬時溫度

(b) 時均化溫度分布圖11 燃燒室y/H=0.5和0.75截面上的溫度分布

Fig.11 Distribution of temperature at the planes ofy/H=0.5 and 0.75 in the combustor

使用框架機理和優化的總包反應對空氣來流Ma5.5的RBCC地面試驗發動機進行了非穩態RANS數值模擬。圖18給出了溫度和CO的云圖分布。圖18中火箭出口的燃燒溫度,總包反應比框架機理高出約100K,而CO組分分布相近。圖19給出了反應中間組分OH的空間分布。因此,較優的總包反應可以合理的描述RBCC發動機的壁面壓力、溫度和組分分布,而框架機理能夠給出中間產物的空間分布。在利用大渦模擬等手段開展深入的機理性燃燒研究時,框架機理能夠較準確的描述流場中的非平衡過程,如點火、熄火和火焰動態傳播過程等。

在發動機燃燒室中,剪切層內外兩側的參數梯度與剪切層內的化學反應共同驅動著反應混合層的發展。伴隨著旋渦結構的運動和反應混合層的生長,火焰面發生褶皺并且具有顯著的非定常特征。超聲速反應混合層在細觀上表現出以旋渦運動為主導且受波系結構影響的擬序運動特征和以內外火焰面為主體且伴隨淬滅火焰洞的褶皺特征,在宏觀上表現出以反應混合層為主體結構的流場特征。

圖12 火焰空間結構的發展歷程

圖13給出了燃燒室內作為支板火箭射流和二次燃料煤油分解產物主要組分的CO的化學反應速率(紅色)和質量分數(綠色),及其最終燃燒產物CO2的分布。可以看到,CO的化學反應主要集中在2個區域,一是支板火箭出口射流與來流空氣形成的反應混合層內,二是燃料支板及其下游區域。支板火箭射流中CO組分的燃燒較為充分,在達到燃料支板前CO幾乎消耗完畢,同時釋放大量的熱,對二次燃料起到良好的點火效果。在燃料支板以后,煤油自噴出以后迅速霧化、蒸發,受到上游支板火箭高溫燃氣的加熱、點火作用發生分解并燃燒。在分解產生大量CO的同時,CO也在進行著劇烈的化學反應。燃料支板后,沿燃燒室流向CO含量減少,同時CO2的質量分數提高。

圖13 CO化學反應速率(紅)、CO質量分數(綠)和CO2質量分數

Fig.13 Distributions of CO reaction rate (red), CO mass fraction (green), and CO2mass fraction

刺玫果水提物的制備：用8倍體積的水浸泡過夜,回流1h，反復回流提取3次，合并濾液，濃縮，凍干成粉備用。刺玫果醇提物的制備：用8倍體積的濃度為70%醇回流提取刺玫果，回流1h，反復回流3次，合并濾液，濃縮，凍干成粉備用。

這兩個詞的釋義,從邏輯上看,不符合下定義的規則。出現了被定義項和定義項詞形相同的情況。從理據上看,借代的語義關聯不明顯。

圖14 氣態煤油分布(藍)及其化學反應速率(紅)

圖15給出了燃燒室內以溫度著色的旋渦強度分布。可以看到,在亞聲速區段內主要存在著3個顯著的強旋渦結構區,一是在支板火箭出口及其鄰近的下游位置,二是在燃料支板后鄰近的區域內,三是在燃燒室的兩級凹腔內。由于在亞燃模態下,燃燒室壓力較高并且為兼顧RBCC發動機寬范圍、多模態工作,支板火箭使用了大擴張比的噴管,導致燃燒室背壓前傳到達支板火箭噴管擴張段內,在噴管擴張段產生激波,引起流動分離和局部回流等高度非穩態擾動,使得支板火箭出口射流自身存在不穩定性。支板火箭射流在噴管出口存在流通面積突擴,空氣來流在隔離段出口即中心支板尾端也存在流道面積突擴,都會造成大尺度旋渦脫落并形成局部回流等。此外,支板火箭出口射流與來流空氣之間存在很大的參數梯度,產生強烈的剪切作用,剪切層在往下游發展時破碎,進一步促進了大尺度旋渦結構的生成。綜合以上因素,在支板火箭出口及其下游形成了燃燒室內最強結構的大尺度渦旋。燃料支板由于特殊流向渦結構的設計,人為地對氣流造成一定的擾動并產生旋渦結構,以促進二次燃料與來流燃氣的摻混,提高燃燒效率。在凹腔內,由于剪切層不穩定和局部回流等作用,也會產生大尺度的旋渦結構。

圖15 以溫度著色的燃燒室旋渦強度分布

大尺度旋渦結構在燃燒室內的運動,一方面給燃燒室內的氣流參數帶來很大的擾動并在適當的條件下與燃燒室的壓力振蕩相耦合,形成不穩定的燃燒過程;另一方面又有效促進了支板火箭射流與來流空氣、二次燃料與上游燃氣的摻混、燃燒過程。即從宏觀的增強摻混效果、提高燃燒效率角度來講,必要的大尺度旋渦結構是有利的;從微觀的氣流平穩性和燃燒不穩定特征來講,大尺度旋渦結構的存在引發燃燒不穩定問題的可能性。

3.4 發動機工作條件下碳氫燃料化學動力學簡化

（3）主成分分析和相關系分析結果表明，草海主要污染物為Cd、Cr、Zn和Hg，且具有同源性，其中土法煉鋅是主要的污染原因，盡管已經關閉了土法煉鋅，但其污染物仍對草海具有嚴重的生態危害。

發動機工作條件下燃料的混合與燃燒是一個強烈受控于化學動力學的湍流、燃燒過程。為了縮短發動機的研制周期和費用、優化燃燒室部件及預測重要的燃燒產物,需要精確模擬這些化學動力學過程[56]。然而對于碳氫燃料尤其是煤油動力學過程的認識仍有待深入。煤油是包含多種成分的復雜混合物,通常使用單一分子式來代替,如C10H16[57]、C10H22[58]、C12H26[59]等。這些煤油替代物的詳細動力學模型都涉及較多的組分和基元反應,如表3所示。

圖14給出了燃料支板后氣態煤油的質量分數和化學反應速率分布。液態煤油自燃料支板噴出后迅速霧化、蒸發,產生大量煤油蒸氣。氣態煤油與上游高溫燃氣摻混的同時在外圍剪切層內發生劇烈燃燒,釋放大量的熱。在燃料支板后鄰近的下游區域,由于局部富燃導致氣態煤油燃燒不充分,燃燒后的主要產物仍含有大量的可燃成分,氣流在繼續往下游發展的過程中進一步燃燒并釋放熱量。煤油質量分數及其化學反應速率空間分布的不均勻性反映了燃燒室內氣流參數的高度湍流化及主要放熱位置固有的脈動性。

表3 常用煤油替代物的組分數與反應步數Table 3 The amount of species and reaction steps in generally used kerosene surrogate fuels

受到目前計算機發展的限制,詳細化學動力學模型無法直接應用于數值模擬,因此需要對詳細機理進行簡化。碳氫燃料化學動力學的簡化研究主要集中在2方面：一是將燃燒過程寫成總包反應的形式,多用于工程應用[60]。總包反應具有組分和化學反應步數較少、計算快、便于工程應用的優勢,可以粗略地反映流場中的組分、溫度和釋熱分布。但總包反應中的3個參數是經驗參數,且其適用范圍有限,因此需要針對具體的工況選擇適合的總包反應。另一種方法是對詳細的化學動力學模型進行簡化,獲得組分和化學反應適中的半詳細框架機理模型[61]。這一類動力學模型能夠較準確地描述裂解、點火、火焰傳播和熄火等非平衡過程,可詳細地描述流場中的多種組分、溫度和釋熱分布等。但是,由于其組分和反應步數相比于總包反應仍較多,因此需要較多的計算資源。

針對RBCC發動機的工作條件和特點(當量比：0.5～2.0,溫度：1200～3000K,壓力：1×105～5×105Pa),對煤油化學動力學模型的簡化開展研究。在RBCC發動機中,由于燃料的滯留時間為毫秒量級,為了保證燃燒能夠順利穩定的進行,在簡化過程中首先需要考慮的問題就是煤油的點火延遲時間。參考文獻[62]中的方法,對現有煤油的總包反應進行了優化,獲得了適用于RBCC發動機工作條件的3步總包反應,見表4;利用關系圖法(DRG)和基于重要性指數的反應移除法(CSP)[63],對煤油替代物C10H22的詳細化學動力學模型進行了簡化,獲得了適用于RBCC數值模擬的框架機理(41組分、132反應步),能夠描述燃燒的非平衡過程,為研究RBCC發動機的詳細燃燒過程提供基礎。采用Chemkin-II開源程序[64],對3步總包反應[66]、12步總包反應[67]、本文優化的3步總包反應、框架機理和詳細化學動力學機理進行了對比。圖16給出了點火延遲時間、組分分布和溫度的對比結果。可以看到,優化后的總包反應相比原來的總包反應誤差更小,尤其是對點火延遲時間的預測更為準確;框架機理與詳細機理的誤差總體最小。

表4 優化的煤油3步總包反應(單位：mol, cal, cm, K, s)Table 4 The optimized kerosene 3-step global reaction (Units: mol, cal, cm, K, s)

圖16 總包反應與詳細動力學模型的對比

為了驗證優化后總包反應的準確性,對本實驗室地面模擬飛行馬赫數5.5條件下關閉支板火箭、無凹腔、在隔離段和燃料支板進行煤油噴注的RBCC實驗狀態進行了數值模擬，邊界條件如表5所示。基于開放源代碼軟件平臺OpenFOAM,采用非穩態RANS方法,基于部分預混攪拌反應器亞格子燃燒模型(PaSR,Partially Stirred Reactor)[68]進行了計算。圖17給出了壁面壓力測試數據的對比。可以看到,在此工況下總包反應點火延遲時間的準確性尤為重要。未優化的總包反應點火延遲時間較短,在隔離段內煤油迅速燃燒產生CO,其壁面壓力上升段較為靠前,且未優化的總包反應燃燒溫度偏高。

學生在課文有趣的情境當中理解了詞語的意思，體會到了激蕩于語言文字中的情感，并能將其朗讀到位，這時學生的興致是高的，在學習興趣很濃的氛圍下學寫字，肯定是用心寫的，比起單純地花一節課寫字的效果要好。

表5 模擬飛行Ma5.5的RBCC地面試驗來流條件Table 5 Inflow conditions of RBCC ground test experiment simulating flight Mach number 5.5

圖17 沿流道的壁面壓力分布對比

對比大渦模擬瞬態結果與時均化結果可以發現,大渦模擬較好地捕捉到了燃燒室內的非穩態過程,如支板火箭出口射流的擺動、燃料支板后因旋渦脫落和剪切層不穩定而導致的局部火焰扭曲和凹腔內氣流參數的局部不均勻性等。從二者的對比中還可以看到,在第二級凹腔以后,由于劇烈的燃燒釋熱、旋渦耗散和熱力喉道的存在,氣流表現出明顯的均勻化趨勢。該區域內較大尺度的旋渦結構不再明顯,與時均化結果差異較小。由此可以發現,在主放熱區域內呈現出顯著的動態特征,大尺度的旋渦結構和火焰鋒面在空間上表現出明顯的扭曲和變形,對煤油的霧化、蒸發及放熱率的空間分布都有較強的影響,與雷諾時均結果具有較大差異。圖11的另一個特點是支板火箭射流表現出一定的擺動特征,即使取一段時間內的平均值如圖11(b)所示,火箭射流也一定程度的偏向于噴管的某一側,顯示了其自身所具有的不穩定性。

圖18 溫度和組分分布

Fig.18 Comparison of temperature and species distribution between the modified global reactions and the skeletal mechanism

圖19 框架機理預測的OH組分分布

4 RBCC燃燒流場后續研究內容

針對空氣來流亞聲速-火箭射流超聲速的RBCC典型亞燃模態地面直連試驗狀態,開展了大渦模擬計算。圖8給出了燃燒室內的火焰指數分布。可以看到,從入口到出口的整個燃燒室可以分為3個性質迥異的區域：(1)從支板火箭出口射流與來流空氣形成的反應剪切層至燃料支板沿軸線下游位置處,以預混燃燒模式占主導;(2)支板火箭核心射流所占據的區域內幾乎沒有燃燒過程的發生;(3)在凹腔及其以后的絕大部分中心燃燒區域內處于非預混燃燒模式。下面簡析其原因。由于支板火箭的射流溫度較高,其成分以可燃燃氣為主,含有大量的活性基團,具有很強的反應活性。當火箭射流與來流空氣通過剪切層摻混時迅速發生反應,兩股氣流在高溫下既具有較高的組分擴散速率,又具有較高的化學反應活性,實現了快速反應,因而主要表現為預混燃燒模式。而支板火箭射流高度富燃,在其核心射流內由于沒有氧氣的有效卷入而不能發生劇烈的化學反應,表現為無燃燒反應進行的狀態。在凹腔及以后的區域,主要進行的是煤油及其分解產物的化學反應。由于液態煤油相比于高溫燃氣的溫度很低,而其蒸發、霧化過程又需要吸收大量的熱,且其時間尺度要遠遠大于高溫下化學反應所需要的時間尺度,同時煤油屬于大分子碳氫化合物,化學反應速率受其分解速率、摻混速率的影響很大,因而表現出顯著的非預混燃燒特征。

發動機燃燒室為實現功能轉換提供了空間,反應混合層是燃燒室內典型的燃燒流動結構,其生長特性對于獲取火焰的有效作用邊界、優化燃燒室長度等具有重要作用。超聲速反應混合層的生長過程實質上是高速條件下伴有化學反應的湍流發展過程,其可壓縮性、生長厚度和生長速率受到旋渦結構、波系結構、燃燒釋熱等多物理、多參數的共同作用。

目前對于沒有化學反應的混合層生長過程的認識比較深入,但是對于伴有復雜波系結構和燃燒釋熱的反應混合層的研究尚不系統,對其生長過程多采用定性描述,缺少量化指標和可預測模型。用于表征可壓縮性的對流馬赫數會受流道內復雜波系結構和燃燒釋熱的影響而成為空間函數,初始對流馬赫數無法全面描述反應混合層的生長特征,需要對反應混合層發展過程中可壓縮性的時空演化做詳細討論。后續研究工作的重點在于分析可壓縮性、激波結構以及燃燒釋熱對于超聲速反應混合層生長厚度和生長速率的影響,獲得反應混合層生長厚度和生長速率沿流動方向的空間分布,并通過生長速率對不同的生長階段進行劃分,建立能夠表征反應混合層生長過程的預測模型,從而實現對受限空間內超聲速反應混合層生長特性的評估。

以高溫、高速、富燃、變工況的RBCC超聲速射流火焰為切入點,對受限空間內超聲速反應混合層開展細致、深入、系統的研究,建立可壓縮性、波系結構、燃燒釋熱共同作用下的反應混合層生長模型和評估方法,分析激波結構對于反應混合層發展、燃燒模式演化的影響及耦合關系,并探索調控超聲速反應混合層生長的方法,能夠促進對受限空間內復雜波系作用條件下高速湍流燃燒組織過程的認識,為新型動力裝置發展過程中需要突破的受限空間內的可控燃燒和能量優化管理等問題提供理論支撐和研究方法,具有重要的科學意義和應用價值。

4.2 復雜流動燃燒過程的不確定性研究

火箭沖壓組合發動機燃燒室內存在復雜的亞、跨、超及強剪切流動。隨著來流馬赫數的變化和飛行姿態的調整,來流空氣狀態與燃燒室入口流動條件將發生劇烈的改變,燃燒過程與波系運動和復雜湍流強烈耦合,使得組合發動機的內流場始終處于強非定常狀態,火焰傳播與熱釋放過程呈現出強烈的不確定性。RBCC發動機燃燒過程呈現出的高度非穩態性、燃燒多分區性與燃燒多尺度性使得發動機在寬來流馬赫數條件下的點火、火焰穩定與高效燃燒變得十分困難。為此需要尋求冗余穩健的燃燒組織方式和火焰穩定技術,同時需要對發動機內具有不確定性的復雜流動燃燒過程開展深入詳細的研究,確定發動機穩定工作邊界,為進一步優化燃燒室設計、組織穩定高效燃燒、控制燃燒釋熱規律提供有效支撐。

4.3 復雜碳氫燃料的機理簡化及加速算法研究

通過一系列細微的環節、措施，患者手術體驗大為改觀，康復時間大大縮短，平均住院日下降，患者花費降低，醫保費用跟著降低，形成多方共贏的局面。

火箭沖壓組合發動機燃燒室內的燃燒是一個強烈受控于化學動力學的過程,涉及到煤油的霧化、裂解和燃燒過程。因此,化學動力學機理在火箭沖壓組合發動機燃燒室的數值模擬中尤其重要。煤油的種類繁多、成分復雜,且缺少國產煤油點火特性等的相關實驗數據。為了準確模擬國產煤油燃料的燃燒過程,需要深入研究其燃燒性能,設計可測量發動機工況下國產煤油點火延遲時間的實驗裝置。對煤油燃料的簡化動力學機理進行修正,獲得適用于國產煤油數值模擬的化學動力學機理,為后續研究發動機內不同煤油的燃燒過程提供支持。

框架機理能夠較準確地描述燃料的非平衡過程,這是其最顯著的優點。但是其涉及的組分仍然較多,在工程應用上不宜大量推廣應用。為了提高火箭沖壓組合發動機燃燒室數值模擬中使用框架機理的計算速度,需要探索框架機理在數值模擬中的加速算法,解決框架機理在數值模擬中難以大量推廣的難題。

5 結 論

(1) 火箭沖壓組合發動機將大推重比的火箭發動機與高比沖的沖壓發動機集成在同一流道。燃燒室內具有亞聲速、跨聲速和超聲速流動相混合的流場結構,亞聲速燃燒和超聲速燃燒同時發生、分區進行的燃燒組織方式。

(2) 受限空間中的復雜波系結構使得燃料射流與空氣來流之間的對流馬赫數沿流道迅速降低,從而減弱超聲速反應混合層的可壓縮性,提高其生長速率;激波與剪切層的相互作用能夠誘導形成渦量增益,強化流體微團的旋渦運動,促進燃料與氧化劑之間細觀尺度的摻混燃燒。

(3) 燃燒室中的釋熱過程由多種燃燒模式共同驅動,預混燃燒模式釋熱分布起到重要作用,對燃燒室的點火與火焰穩定起重要作用。改善二次燃料的非預混燃燒組織形式,有助于提高總體燃燒效率。

(4) 火箭射流、中心支板和凹腔火焰穩定器等部件的存在,對流場參數造成擾動,導致非穩態流動、摻混與燃燒過程的形成,燃燒流場表現出顯著的動態特性。湍流燃燒固有的非穩態性、大尺度旋渦運動與RBCC發動機流道結構和工作參數相耦合,顯著地影響了燃燒過程。

(5) 對碳氫燃料反應機理簡化獲得的3步煤油總包反應可以合理地描述RBCC發動機工作條件下主要組分、溫度和壓力分布,便于工程計算應用。碳氫燃料的詳細化學反應動力學機理規模不斷增大,不適用于工程應用,因此需要對詳細機理進行簡化,本文簡化獲得的C10H22煤油替代物的框架反應機理,可以給出中間產物的分布。在利用大渦模擬等手段開展深入的機理性燃燒研究時,框架機理能夠較準確地描述流場中的非平衡過程,如點火、熄火和火焰動態傳播過程等。

[1] Kloesel K J, Ratnayake N A, Clark C M. A technology pathway for airbreathing, combined-cycle, horizontal space launch through SR-71 based trajectory modeling[R]. AIAA-2011-2229.

[2] Kodera M, Ogawa H, Tomioka S, et al. Multi-objective design and trajectory optimization of space transport systems with RBCC propulsion via evolutionary algorithms and pseudospectral methods[R]. AIAA-2014-0629.

[3] Kothari A P, Livingston J W, Tarpley C, et al. Rocket based combined cycle hypersonic vehicle design for orbital access[R]. AIAA-2011-2338.

[4] Hiraiwa T, Ito K, Sato S, et al. Recent progress in scramjet/combined cycle engines at JAXA, Kakuda space center[J]. Acta Astronautica, 2008, 63: 565-574.

[5] 秦飛, 呂翔, 劉佩進, 等. 火箭基組合推進研究現狀與前景[J]. 推進技術, 2010, 31(6): 660-665.

Qin F, Lyu X, Liu P J, et al. Research status and perspective of rocket based combined cycle propulsion system[J]. Journal of Propulsion Technology, 2010, 31(6): 660-665.

[6] Bradford J E, Olds J R, Wallace J G. Concept assessment of a hydrocarbon fueled RBCC-powered military spaceplane[C]. 54th JANNAF Propulsion Meeting/5th MSS/3rd LPS, Denver, 2007: 14-17.

[7] Nakagawa I, Ezawa, Teramoto S, et al. Study on the key technologies of a hybrid rocket & ramjet combined cycle engine[R]. AIAA-2014-3952.

[8] Huang W, Li Y, Tan J G. Survey on the mode transition technique in combined cycle propulsion systems[J]. Aerospace Science and Technology, 2014, 39: 685-691.

[9] Flaherty K W, Andrews K M, Liston G W. Operability benefits of airbreathing hypersonic propulsion for flexible access to space[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 2010, 47(2): 280-287.

[10] Kothari A P, Livingston J W, Tarpley C. A reusable, rocket and airbreathing combined cycle hypersonic vehicle design for access-to-space[R]. AIAA-2010-8905.

[11] Schmisseur J D. Hypersonics into the 21st century: a perspective on AFOSR-sponsored research in aerothermodynamics[R]. AIAA-2013-2606.

[12] Grosch C E, Jackson T L. Inviscid spatial stability of a three-dimensional compressible mixing layer[J]. Journal of Fluid Mechanics, 1991, 231: 35-50.

[13] Day M J, Reynolds W C, Mansour N N. The structure of the compressible reacting mixing layer: insights from linear stability analysis[J]. Physics of Fluids, 1998, 10(4): 993-1007.

[14] Arai T, Morita S, Nagata H, et al. H2concentration profile in cold supersonic hydrogen-air mixing layer[R]. AIAA-1998-1623.

[15] Faria A, Biage M, Junior P. Collocation spectral method for simulation of reactive mixing layer[R]. AIAA-2000-2481.

[16] Papamaschou D, Roshko A. Observation of supersonic free shear layer[R]. AIAA-1986-0162.

[17] Clemens N T, Mungal M G. Large-scale structure and entrainment in the supersonic mixing layer[J]. Journal of Fluid Mechanics, 1995, 284: 171-216.

[18] Gutmark E J, Schadow K C, Yu K H. Mixing enhancement in supersonic free shear flows[J]. Annual Review of Fluid Mechanics, 1995, 27: 375-417.

[19] Bonanos A M, Maddalena L, Dimotakis P E. Observation on a supersonic shear layer[R]. AIAA-2009-0026.

[20] Sandham N D, Reynolds W C. Compressible mixing layer: linear theory and direct simulation[J]. AIAA Journal, 1990, 28: 618-624.

[21] Strickland J, Selerland T, Karagozian A R. Numerical simulation of a lobed fuel injector[J]. Journal of Propulsion and Power, 1998, 10: 2950-2964.

[22] Sunami T, Wendt M N, Nishioka M. Supersonic mixing and combustion control using streamwise vorticity[R]. AIAA-1998-3271.

[23] Gerlinger P, Kasal P, Stoll P. Experimental and numerical investigation of 2d and 3d parallel hydrogen/air mixing in supersonic flows[R]. ISABE-2001-1019.

[24] Kodera M, Sunami T, Itoh K. Numerical simulation of a scramjet engine for jaxa’s flight experiment using hyshot[R]. AIAA-2005-3355.

[25] Drummond J P, Diskin G S, Culter A D. Fuel-air mixing and combustion in scramjets[R]. AIAA-2002-3878.

[26] Luo K H. Combustion effects on turbulence in a partially premixed supersonic diffusion flame[J]. Combustion and Flame, 1999, 119: 417-435.

[27] Huh H, Driscoll J F. Shock-wave-enhancement of the mixing and the stability limits of supersonic hydrogen-air jet flames[J]. Proceeding of the Combustion Institute, 1996, 26: 2933-2939.

[28] Kim J H, Yoon Y, Jeung I S. Numerical study of mixing enhancement by shock waves in model scramjet engine[J]. AIAA Journal, 2003, 41(6): 1074-1080.

[29] Luo K, Jin T, Lu S Q, et al. DNS analysis of a three-dimensional supersonic turbulent lifted jet flame[J]. Fuel, 2013, 108: 691-698.

[30] 盧樹強, 李德波, 易富興, 等. 超音速射流火焰的DNS研究: 計算方法與渦結構[J]. 工程熱物理學報, 2011, 32(8): 1307-1310.

Lu S Q, Li D B, Yi F X, et al. DNS analysis of a supersonic jet flame: methodology and the vortex structure[J]. Journal of Engineering Thermophysics, 2011, 32(8): 1307-1310.

[31] 晏至輝, 陳逖, 于江飛, 等. 雙燃燒室沖壓發動機超聲速混合層增強數值研究[J]. 航空動力學報, 2010, 25(4): 821-828.

Yan Z H, Chen T, Yu J F, et al. Numerical study on mixing enhancement for supersonic mixing layer in dual combustor ramjet[J]. Journal of Aerospace Power, 2010, 25(4): 821-828.

[32] 張會強, 陳錢, 張耘隆, 等. 超聲速混合層燃燒不穩定性數值模擬研究[C]//第二屆燃燒學研討會論文集, 2014: 305-315.

Zhang H Q, Chen Q, Zhang Y L, et al. Numerical investigations on combustion instability in supersonic mixing layer[C]//Proceeding of the second combustion seminar, 2014: 305-315.

[33] 宗有海. 基于支板噴射技術的液體碳氫燃料超聲速燃燒組織技術[D]. 哈爾濱: 哈爾濱工業大學, 2013.

Zong Y H. Combustion organization of liquid hydrocarbon fueled scramjet based on strut injection technology[D]. Harbin: Harbin Institute of Technology, 2013.

[34] 李曉鵬, 張泰昌, 齊力, 等. 超聲速燃燒中的特征尺度及影響因素[J]. 航空動力學報, 2013, 28(7): 1458-1466.

Li X P, Zhang T C, Qi L, et al. Characteristic scales and influential factors in supersonic combustion[J]. Journal of Aerospace Power, 2013, 28(7): 1458-1466.

[35] Cao R F, Chang J T, Bao W, et al. Analysis of combustion mode and operating route for hydrogen fueled scramjet engine[J]. International Journal of Hydrogen Energy, 2013, 38(14): 5928-5935.

[36] Zhang Y, Chen B, Liu G, et al. Influencing factors on the mode transition in a dual-mode scramjet. Acta Astronautica, 2014, 103: 1-15.

[37] Wang H B, Wang Z G, Sun M B, et al. Large eddy simulation of a hydrogen-fueled scramjet combustor with dual cavity[J]. Acta Astronautica, 2015, 108: 119-128.

[38] Huang Z W, He G Q, Qin F, et al. Large eddy simulation of flame structure and combustion mode in a hydrogen fueled supersonic combustor[J]. International Journal of Hydrogen Energy, 2015, 40(31): 9815-9824.

[39] Fulton J A, Edwards J R, Hassan H, et al. Large-eddy/Reynolds-averaged Navier-Stokes simulations of reactive flow in dual-mode scramjet combustor[J]. Journal of Propulsion and Power, 2014, 20(3): 558-575.

[40] Potturi A S, Edwards J R. Hybrid Large-eddy/Reynolds-averaged Navier-Stokes simulations of flow through a model scramjet[J]. AIAA Journal, 2014, 52(7): 1417-1429.

[41] Ribert G, Bouheraoua L, Domingo P. Large-eddy simulation of a supersonic burner[R]. AIAA-2014-0311.

[42] Chan W L, Ihme M. Large-eddy simulations of a dual-mode scramjet combustor: operating point “A” of University of Virginia’s scramjet experiments[R]. AIAA-2014-1161.

[43] Irannejad A, Jaberi F, Komperda J, et al. Large eddy simulation of supersonic turbulent combustion with FMDF[R]. AIAA-2014-1188.

[44] Kartha A, Subbareddy P K, Candler G V, et al. Large-eddy simulation of supersonic reacting mixing layers[R]. AIAA-2014-3030.

[45] Micka D J, Torrez S M, Driscoll J F. Heat release distribution in a dual-mode scramjet combustor-measurements and modeling[R]. AIAA-2009-7362.

[46] Micka D J, Driscoll J F. Combustion characteristics of a dual-mode scramjet combustor with cavity flameholder[J]. Proceedings of the Combustion Institute, 2009, 32: 2397-2404.

[47] Micka D J. Combustion stabilization, structure, and spreading in a laboratory dual-mode scramjet combustor[D]. The University of Michigan, Michigan, America, 2010.

[48] Choi J J, Menon S. Large-eddy simulation of cavity-stabilized supersonic combustion[R]. AIAA-2009-5383.

[49] Ghodke C D, Choi J J, Srinivasan S, et al. Large eddy simulation of supersonic combustion in a cavity-strut flameholder[R]. AIAA-2011-323.

[50] Alan P, Cocks T. Large eddy simulation of supersonic combustion with application to scramjet engines[M]. Corpus Christi College, University of Cambridge, 2011: 24-29.

[51] 曹東剛,何國強,秦飛,等. RBCC支板火箭射流反應混合層特性研究[C]//第二屆燃燒學研討會論文集, 2014: 163-169.

Cao D G, He G Q, Qin F, et al. Investigation on the reactive mixing layer in RBCC[C]//Proceeding of the Second Combustion Seminar, 2014: 163-169.

[52] OpenCFD Ltd. OpenFOAM[EB/OL].http://www.openfoam.com.

[53] Gerlinger P, Bruggemann D. Numerical Investigation of Hydrogen Strut Injections into Supersonic Airflows[J]. Journal of Propulsion and Power, 2000, 16(1): 22-28.

[54] Yamashita H, Shimada M, Takeno T. A Numerical study on flame stability at the transition point of jet diffusion flame[R]. 26th Symposium (International) on Combustion, the Combustion Institute, 1996, 27-34.

[55] Choi J Y, Han S H, Kim K H, et al. High Resolution Numerical Study on the Coaxial Supersonic Turbulent Flame Structures[R]. AIAA-2014-3745.

[56] 楊順華, 錢煒祺, 肖保國, 等. 化學動力學在超燃沖壓發動機數值模擬中的應用[C]//第十三屆全國激波與激波管會議論文集, 2008: 88-93.

Yang S H, Qian W Q, Xiao B G, et al. Application of chemical kinetics in scramjet simulation[C]//Proceeding of the 13th Conference of Shock Wave and Shock Tube, 2008: 88-93.

[57] Li S C, Varatharajan B, Williams F A. The chemistry of JP-10 ignition[J]. AIAA Journal, 2001, 39(12): 2351-2356.

[58] Chaos M, Kazakov A, Zhao Z, et al. A high-temperature chemical kinetic model for primary reference fuels[J]. International Journal of Chemical Kinetics, 2007, 39: 399-414.

[59] Wang Hai. High-temperature combustion reaction model of H2/CO/C1-C4 compounds[EB/OL]. http://ignis.usc.edu/USC_Mech_II.htm, May 2007.

[60] 楊順華, 樂嘉陵. 煤油超燃沖壓發動機數值模擬[C]//第十一屆全國激波與激波管會議論文集, 2004: 223-231.

Yang S H, Le J L. Simulation of kerosene scramjet[C]//Proceeding of the 11th Conference of Shock Wave and Shock Tube, 2004: 223-231.

[61] Yao W, Wang J, et al. Full-scale detached eddy simulation of kerosene fueled scramjet combustor based on skeletal mechanism[R]. AIAA-2015-3579.

[62] Franzelli B, Riber E, Sanjosé M, et al. A two-step chemical scheme for kerosene-air premixed flames[J]. Combustion and Flame, 2010, 157: 1364-1373.

[63] Lu T F, Law C K. A directed relation graph method for mechanism reduction[J]. Proceedings of the Combustion Institute, 2005, 30(1): 1333-1341.

[64] Kee R J, Miller J A. Chemkin-II a fortran chemical kinetics package for the analysis of gas-phase chemical kinetics[R]. SAND 89-8009B, 1989.

[65] Lutz A E, Kee R J, Miller J A. A FORTRAN program for predicting homogeneous gas phase chemical kinetics with sensitivity analysis: SANDIA National Laboratories Report[R]. SAND 87-8248, 1990.

[66] Malo-Molina F J, Gaitonde D V, Ebrahimi H B. Numerical investigation of a 3-D chemically reacting scramjet engine at high altitudes using JP8-Air mixtures[R]. AIAA-2005-1435.

[67] Westbrook C K, Dryer F L. Simplified reaction mechanisms for the oxidation of hydrocarbon fuels in flames[J]. Combustion Science and Technology, 1981, 27: 31-43.

[68] Sabelnikov V, Fureby C. Extended LES-PaSR model for simulation of turbulent combustion[J]. Progress in Propulsion Physics, 2013, 4(5): 539-568.

(編輯：李金勇)

Investigation of several fundamental combustion problems in rocket-based combined-cycle engines

He Guoqiang, Qin Fei*, Wei Xianggeng, Cao Donggang, Huang Zhiwei, Liu Bing

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

Multiple modes are involved in the operating process of a rocket-based combined-cycle (RBCC) engine, which operates efficiently in a wide range of Mach numbers and flight altitudes. Subsonic, transonic and supersonic flows co-exist in a RBCC combustor. The flow speed in a RBCC combustor is high, which leads to a very limited time of mixing between the fuel and the airstream. The reaction intensity in a RBCC combustor is strong and the combustion takes place in a confined space, in which complex wave structures are generated and reflected. The flow and combustion characteristics in a RBCC combustor is analyzed in terms of the strong shear property of the strut rocket jet, the diversity of combustion modes, and the intrinsic dynamic characteristics of combustion process. The growth of shear layers, the multiple combustion modes, the spatial distribution of heat release, and the combustion dynamics in a RBCC combustor are studied. The fundamental problems involved in high speed turbulent flow and combustion relevant to engine conditions are summarized. The detailed chemical kinetics model of a typical hydrocarbon fuel is simplified. A global reaction model for engineering simulation and a skeletal kinetics model for combustion mechanism study are respectively obtained and validated. Based on the study of the growth model of the reacting mixing layer featured with the rocket jet, the uncertainties of flow and combustion processes in the wide operating range under variable air inflow condition of RBCC engines, the simplification model of complex hydrocarbon fuels and the acceleration algorithm for the application of skeletal mechanism in engineering, the problems desired to be solved in the fundamental studies of RBCC engines are proposed in expectation of improving the understandings of multi-scale combustion mechanisms and optimization of the combustion organization method in RBCC engines.

rocket-based combined-cycle engine;hypersonic vehicle;supersonic combustion;combustion dynamic characteristics;flame stabilization;chemical kinetics

1672-9897(2016)01-0001-15

10.11729/syltlx20150159

2015-12-23;

2016-01-16

國家自然科學基金項目(91541110)

HeGQ,QinF,WeiXG,etal.Investigationofseveralfundamentalcombustionproblemsinrocket-basedcombined-cycleengines.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2016, 30(1): 1-14,27. 何國強, 秦 飛, 魏祥庚, 等. 火箭沖壓組合發動機中若干基礎燃燒問題研究. 實驗流體力學, 2016, 30(1): 1-14,27.

V438

A

何國強(1962-)，男，浙江寧波人，教授，博士生導師。研究方向：火箭發動機技術，火箭沖壓組合推進技術。通信地址：西安市西北工業大學164信箱(710072)。E-mail: gqhe@nwpu.edu.cn

*通信作者 E-mail: qinfei@nwpu.edu.cn