乙烯超聲速燃燒室懸臂斜坡噴注器射流數值分析

張涵，吳達，王旭東

(空軍工程大學 防空反導學院，西安　710051)

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乙烯超聲速燃燒室懸臂斜坡噴注器射流數值分析

張涵，吳達，王旭東

(空軍工程大學 防空反導學院，西安710051)

超聲速燃燒室中燃料的摻混強化問題越來越受到各國的重視，為了研究超聲速燃燒室中懸臂斜坡低動壓噴射的流動特性，通過數值模擬方法研究懸臂斜坡噴注器對乙烯射流的作用規律，對比分析有無懸臂、有無后掠以及不同懸臂構型對流場的影響。結果表明：相對于傳統斜坡結構，懸臂斜坡結構可使流場遠場摻混效果得到明顯改善，穿透深度增加；后掠結構能有效增強流場流向渦，從而達到摻混增強的效果，但同時帶來更大的總壓損失；三角懸臂斜坡結構相比于后掠懸臂斜坡結構對流向渦增強效果不明顯，摻混效果弱于后掠懸臂斜坡結構，但總壓損失較小；兩種后掠懸臂斜坡結構的流場特性差異不明顯。

超聲速燃燒室；懸臂斜坡；摻混增強；乙烯

0　引　言

燃料在超燃沖壓發動機中的停留時間十分短暫，因此，關于超聲速燃燒室中燃料摻混強化的問題成為了各國關注的熱點[1]。常見的強化摻混的措施包括設置凹腔、斜坡噴射、支板噴射等[2]。斜坡噴注器通過產生流向渦來促進燃料混合，并發展出了懸臂斜坡、小斜坡、后掠斜坡、氣動斜坡等多種噴注方式[3]。

國外，J.P.Sislian等[4-7]針對激波誘燃沖壓發動機的結構特性，結合小角度壁面噴注技術和傳統斜坡的特征，提出了懸臂斜坡噴注器的燃料噴射方案，結果表明，在超高速條件下，進氣道內的懸臂斜坡噴注器的摻混性能明顯優于傳統斜坡；T.Arai等[8]通過實驗方法，在來流馬赫數分別為1.8和2.4的條件下，對比了類似懸臂斜坡的噴注器和傳統斜坡噴注器產生的流向渦，證明前者明顯優于后者。國內，Huang Wei等[9]參考Donohue實驗[10]所用的斜坡構型，在超燃沖壓燃燒室內運用了懸臂斜坡構型，并對該構型進行了數值優化；畢東恒等[11]對激波誘燃沖壓發動機懸臂斜坡噴注器在進氣道內的氫氣摻混進行了流場特性和混合效果的分析。

本文在文獻[4]和[9]的基礎上，針對超聲速燃燒室內的懸臂斜坡進行數值計算，對比分析有無懸臂、有無后掠以及不同懸臂構型對流場的影響。

1　模型與算例

1.1模型與網格劃分

超聲速燃燒室為一矩形截面的自由通道，其總長為169 mm，截面尺寸為20 mm×32 mm。斜坡噴孔均為方孔(邊長為2.4 mm)，距離燃燒室入口35 mm。為了分析有無懸臂、有無后掠以及不同懸臂構型的流場特性的差異，本文設置六個算例(case 1～case 6)，其中，case 1[7]和case 4[9]分別為兩種不同的懸臂斜坡噴注器，case 2[10]為傳統膨脹斜坡，case 3[4]為無后掠懸臂斜坡，case 5[12]為小肋片改進后的懸臂斜坡，case 6[6]為后掠角為負時的懸臂斜坡，所有算例中的斜坡構型均保證噴孔高度、噴孔角度及斜坡膨脹角度一致。計算模型結構示意圖如圖1所示。

(a) 三維燃燒室結構示意圖

(b) case 4懸臂斜坡結構示意圖

(c) case 1～case 6結構示意圖 圖1　計算模型結構示意圖Fig.1　Structure schematic diagrams of calculation model

1.2算例驗證及網格無關性驗證

為了驗證SSTk-ω湍流模型對本文物理模型的數值模擬的準確性，對文獻[9]中的實驗進行算例驗證。燃燒室與斜坡結構如圖2所示。來流馬赫數Ma=2.0，總壓p0=262 kPa，靜壓p1=33.5 kPa，總溫T0=300 K，噴孔處氫氣噴射總壓p0jet=248 kPa，噴射靜壓p1jet=50.24 kPa，噴射總溫T0jet=300 K。

(a) 俯視圖

(b) 側視圖

(c) 主視圖 圖2　燃燒室與斜坡結構示意圖Fig.2　Schematic diagrams of combustor and slope structure

實驗與數值模擬的溫度等值線對比如圖3所示，可以看出二者的溫度梯度分布趨勢基本一致。

斜坡底部與壁面接觸處x=0，z=0平面上沿y軸的壓強分布曲線如圖4所示，可以看出數值模擬的壓強值與實驗值吻合較好。

綜合分析圖3～圖4，表明本文采用的SSTk-ω湍流模型是正確的、可取的。

(a) 實驗溫度等值線圖

(b) 數值模擬溫度等值線圖 圖3　實驗與數值模擬的溫度等值線對比圖Fig.3　Comparison of temperature contour between experiment and numerical simulation

圖4　x=0，z=0平面上沿y軸的壓強分布圖Fig.4　Pressure distribution of y axis in x=0，z=0 plane

為了驗證200萬網格的有效性，選用case 1模型的250萬網格(Fine)、200萬網格(Medium_1)、150萬網格(Medium_2)和100萬網格(Coarse)四個算例，并采用總壓損失系數作為表征參數進行網格無關性驗證，如圖5所示。

圖5　網格無關性驗證Fig.5　Grid independence verification

從圖5可以看出：200萬網格和250萬網格所得的曲線效果相似，即200萬網格和250萬網格所得結果的差別可忽略不計，證明選用200萬網格可以滿足計算要求。

2　計算結果與分析

2.1懸臂斜坡噴注與傳統斜坡噴注的流場特性對比

case 1和case 2在距離噴孔x=25 mm處的乙烯質量分數云圖如圖6所示。

(a) case 1

(b) case 2 圖6　x=25 mm處的乙烯質量分數云圖Fig.6　Mass fraction contour of ethylene at x=25 mm

從圖6可以看出：case 1與case 2射流與主流摻混所得乙烯組分核心區域形狀相似，表明兩種構型射流在來流中的擴散趨勢基本相同；case 2在對稱面處有部分射流趨向壁面擴散，而case 1在該部位有明顯向上凸的趨勢，表明懸臂斜坡的設置有效避免了噴孔射流與壁面的接觸，若燃料摻混區貼近壁面，會極大地增加火焰在壁面的邊界層前傳的危險，使燃料不能聚集在主流道中燃燒，進而增大貼近壁面燃燒帶來的熱負荷；此外，case 1由于無貼近壁面的部分，使得羽流高度略高于case 2，表明case 1在來流遠場沿高度方向的擴散比case 2快，燃料和來流的摻混效果得到了一定提升。綜上所述，與傳統斜坡相比，懸臂斜坡在提高射流穿透深度以及避免射流燃料貼近壁面方面具有優勢。

case 1和case 2在噴孔附近x=5 mm、z=0截面、燃燒室下壁面的壓強云圖與流線圖如圖7所示。

(a) case 1

(b) case 2 圖7　x=5 mm、z=0截面、燃燒室下壁面處的 壓強云圖與流線圖Fig.7　Pressure contours and streamlines at symmetry,x=5 mm and down wall plane

從z=0的壓強云圖可以看出：case 1和case 2在斜坡前沿均形成了較強的激波a、在緊貼噴孔射流上方形成了較弱的弓形激波b，且兩種構型的激波角度及強度十分相似，其原因是兩種構型在來流主流接觸的構型相同，使得二者的射流在來流擴散趨勢相似；case 1在噴孔下部靠近壁面處產生了激波c，該激波使流線在該處上升，對射流直接作用，使射流在此處有明顯的抬升作用，致使case 1在對稱面的云圖下部有明顯的凸起趨勢，而case 2的底部激波十分弱，流場燃料的摻混與抬升作用由位于主流的一對流向渦主導，對比x=5 mm處兩種構型的主流向渦，case 1的主流向渦范圍明顯大于case 2，表明case 1的射流摻混效果強于case 2，此外，在下壁面處產生了一對較小的流向渦，該對流向渦導致case 2壁面處燃料的擴散。

從z=0的流線圖可以看出：case 2在噴孔下方靠近壁面處出現了展向渦，該展向渦將噴孔射流部分燃料卷入貼近壁面的部位，從而影響射流與來流主流的摻混。

以上即為懸臂斜坡噴注器在摻混效果及燃料組分抬升方面優于傳統斜坡的機理原因。

為了定量分析懸臂構型對射流流場的影響，對比分析懸臂斜坡與傳統斜坡摻混效率ηm[13]與羽流質量中心高度曲線hz[14]，如圖8所示。

(a) 摻混效率

(b) 羽流質量中心高度 圖8　摻混效率與穿透深度Fig.8　Mixing efficiency and plume mass center height

從圖8(a)可以看出：case 1的摻混效率在流場遠場得到了迅速提升并取得了一定優勢，這與激波誘燃沖壓發動機進氣道內懸臂斜坡噴注器的仿真結果[5]相似。

從圖8(b)可以看出：由于主流的帶動，case 1和case 2在x為40～80 mm范圍內均有不同程度的下降再上升或上升速度趨于平緩，但懸臂斜坡噴注器的羽流質量高度始終高于傳統斜坡。

綜上所述，懸臂斜坡噴注器能有效提高燃料摻混效率及羽流質量中心高度，燃料與空氣摻混效果明顯增強。

2.2后掠結構對流場特性的影響

case1和case3在x=85 mm處的乙烯質量分數等值線如圖9所示。

(a) case 1

(b) case 3 圖9　乙烯x=85 mm處質量分數等值線圖Fig.9　Mass fraction contour of ethyleneat x=85 mm

從圖9可以看出：case 1的濃度梯度明顯小于case 3，即在x=85 mm截面上，case 1射流與主流的摻混程度優于case 3，表明后掠結構增強了燃料摻混，提高了燃燒效率。

case 1和case 3在z=0處的壓強云圖與流線圖如圖10所示。

(a) case 1

(b) case 3 圖10　對稱面壓強云圖與流線圖Fig.10　Pressure contourand streamlines at symmetry

從圖10可以看出：case 1和case 3均在斜坡前沿形成了較強的激波a、在噴孔射流上方形成了較弱的弓形激波b、在噴孔下部靠近壁面處形成了激波c，case 1在斜坡前沿及噴孔下部的激波a和c的強度明顯大于case 3，其原因是后掠斜坡對兩側壁面來流的擠壓作用造成了總壓損失的增大。

為了定量分析case1和case3的流場特性差異，對比分析兩種構型燃燒室混合效率ηm與總壓損失系數[15]，如圖11所示。

(a) 摻混效率

(b) 總壓損失系數 圖11　摻混效率與總壓損失系數曲線Fig.11　Mixing efficiency and total pressure loss coefficient

從圖11可以看出：后掠結構導致流向渦增強，使得后掠懸臂斜坡的摻混效率明顯優于無后掠懸臂斜坡，混合效率得到了明顯提高；但后掠結構的存在使得后掠懸臂斜坡的總壓損失明顯大于無后掠懸臂斜坡。該結果與上文的定性、機理分析所得出的結論一致。

2.3不同懸臂構型的流場特性分析

為了進一步分析不同懸臂構型對流場特性的影響，給出case 1、case 4、case 5和case 6四種構型在x為5、15和35 mm截面處的渦量云圖與流線圖，如圖12所示，可以看出：

①在x=5 mm截面處，case 5、case 6的渦核高度明顯低于case 1、case 4，隨著x的增加，case 5、case 6流向渦的渦核高度抬升程度也弱于case 1、case 4，且高渦量區高度亦低于case 1、case 4，表明三角懸臂結構由于類似無后掠結構導致對流向渦的增強作用弱于后掠懸臂結構；

②case 6的渦核直徑明顯小于其他構型，表明流向渦對射流的摻混作用也相應地弱于懸臂后掠結構；

③對比case 1與case 4，發現兩種構型產生的流向渦渦核高度及直徑均十分相似，高渦量區面積也接近相等，表明這兩種懸臂后掠結構對流場的促進作用相似。

(a) case 1

(b) case 4

(c) case 5

(d) case 6 圖12　x為5、15和35 mm處的渦量云圖與流線圖Fig.12　Vorticity contour and streamlines atx=5 mm,x=15 mm,x=35 mm

為了定量分析case 1、case 4、case 5和case 6四種構型的流場特性，對比分析它們的可燃混合區面積Af/Ai(Ai為噴孔面積)[16]、沿程混合效率ηm、羽流質量中心高度hz以及總壓損失系數，如圖13所示。

(a) 可燃混合區面積

(b) 混合效率

(c) 羽流質量中心高度

(d) 總壓損失 圖13　混合特性參數比較Fig.13　Comparison of mixed characteristic parameters

從圖13可以看出：case 1和case 4這兩種懸臂斜坡構型的各個混合特性參數均近似，表明二者摻混特性差別不大；由于case 5、case 6構型產生的流向渦弱于case 1、case 4構型，case 5、case 6的混合效率Af、沿程混合效率ηm的增加速度明顯弱于case 1、case 4；盡管在x為40～80 mm范圍內，case 1、case 4由于主流影響出現下降，case 5出現短暫優勢，但從整體來看，case 5、case 6的數值亦不理想，其原因是case 5、case 6的流向渦核心高度過低，致使構型對射流的抬升作用不夠明顯；case 1、case 4擁有后掠結構，給二者帶來更大的總壓損失。綜上所述，后掠懸臂斜坡構型由于射流中流向渦強于其他兩種構型，摻混特性明顯優于三角斜坡構型，但也帶來更大的總壓損失，且兩種不同的后掠懸臂斜坡噴注器的流場特性相似。

3　結　論

(1) 相對于傳統斜坡結構，懸臂斜坡結構使流場遠場摻混效果得到明顯改善，穿透深度增加，但羽流質量中心高度由于主流的影響在x為40～80 mm范圍內出現下降再上升的現象。

(2) 后掠結構能有效增強流場流向渦，從而達到增強摻混的效果，但同時帶來更大的總壓損失。

(3) 三角懸臂斜坡結構相比于后掠懸臂斜坡結構對流向渦增強效果不明顯，摻混效果弱于后掠懸臂斜坡結構，但總壓損失較小。兩種后掠懸臂斜坡結構流場特性差異不明顯，摻混效果相似。

[1] Curran E T, Murthy S N B. Scramjet propulsion (progress in astromautics and aeronautics)[M]. USA: AIAA, 2002: 28-44.

[2] 高峰， 王宏宇， 張涵. 超燃沖壓發動機燃燒室流場數值分析研究綜述[J]. 飛航導彈， 2014(1)： 80-84.

Gao Feng, Wang Hongyu, Zhang Han. Review of numerical analysis and research on the combustion chamber of a supersonic combustion engine[J]. Aerodynamic Missile Journal, 2014(1)： 80-84.(in Chinese)

[3] 金亮， 黃偉， 郭善廣. 超燃沖壓發動機旋轉斜坡概念研究[J]. 推進技術， 2014， 35(4)： 530-536.

Jin Liang, Huang Wei, Guo Shanguang. A concept of rotary ramps in a scramjet engine[J]. Journal of Propulsion Technology, 2014， 35(4)： 530-536.(in Chinese)

[4] Sislian J P, Schumacher J. A comparative study of hypersonic fuel/air mixing enhancement by ramp and cantilevered ramp injectors[R]. AIAA-99-4873, 1999.

[5] Yen Wang， Sislian J P． Numerical investigation of methane and air mixing in a shcramjet inlet[C]. AIAA-2008-2533, 2008.

[6] Sislian J P, Parent B. Hypervelocity fuel/air mixing in a shcramjet inlet[J]. Journal of Propulsion and Power, 2004, 20(2): 263-272.

[7] Parent B, Sislian J P. Effect of geometrical parameters on the mixing performance of cantilevered ramp injectors[J]. AIAA Journal, 2003, 41(3): 448-456.

[8] Arai T, Sakaue S, Hayase H, et al. Streamwise vortices introduced by “Hyper-Mixer” on supersonic mixing[R]. AIAA-2011-2342, 2011.

[9] Huang Wei， Li Shibin， Yan Li， et al. Performance evaluation and parametric analysis on cantilevered ramp injector in supersonic flows[J]. Acta Astronautica, 2013, 84(3/4): 141-152.

[10] Donohue James M, McDaniel Jr James C, Hossein Haj-Hariri. Experimental and numerical study of swept ramp injection into a supersonic flowfield[J]. AIAA Journal, 1994, 32(9): 1860-1866.

[11] 畢東恒， 羅世彬， 林志勇. 懸臂斜坡噴注器流場結構與混合特性[J]. 固體火箭技術， 2015, 38(1)： 62-66.

Bi Dongheng, Luo Shibin, Lin Zhiyong. Flowfield structure and mixing performance of a cantilevered ramp injector[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2015, 38(1)：62-66.(in Chinese)

[12] Hwang S J. Numerical simulation of enhanced mixing in scramjet combustor using ramp, tabs and suction collar[D]. US: ProQuest LLC, 2011.

[13]LtDanielRemotes,PaulKing.Mixingeffectsofpylon-aidedfuelinjectionlocatedupstreamofflameholdingcavityinsupersonicflow[J].AIAA-2005-3913, 2005.

[14] 閆明磊， 韋寶禧， 徐旭， 等. 應用氣動斜坡和燃氣發生器的超燃燃燒室[J]. 北京航空航天大學學報， 2011， 37(7): 782-788.

YanMinglei，WeiBaoxi,XuXu,etal.Integrationofaerorampinjector/gas-portfireigniterinsupersoniccombustor[J].JournalofBeijingUniversityofAeronauticsandAstronautics, 2011， 37(7): 782-788.(inChinese)

[15]CorinSegal.Thescramjetengineprocessesandcharacteristics[M].UK:CambridgeUniversityPress, 2009: 85-86.

[16]MitchellR,RobertB.Criticaldesignparametersforpylon-aidedgaseousfuelinjection[R].AIAA-2009-1422, 2009.

(編輯：馬文靜)

Numerical Analysis on Supersonic Combustion Using Ethylene with Cantilevered Ramp Injector

Zhang Han, Wu Da, Wang Xudong

(College of Air and Missile Defense, Air Force Engineering University, Xi’an 710051, China)

The mixing enhancement problem of fuel in combustor of scramjet becomes more and more attractive. To analyze flow characteristics of the cantilevered ramp injector in supersonic combustion, the numerical simulation is carried out to investigate the effects of cantilevered ramp injector on ethylene injection. Several conditions are carried to analyze the influence of the flow field, such as: with and without cantilevered, swept and non-swept structures, and different kinds of cantilevered structure. It is found that the cantilevered ramp structure can enhance the mixing effects and increase penetration depth, comparing with traditional ramp injectors. Swept structure can effectively enhance the stream-wise vorticity in the flow field, so as to enhance the mixing effects, but bring higher total pressure loss. Triangular cantilevered structure cannot enhance the stream-wise vorticity, and so as not to enhance the mixing effects, but bring lower total pressure loss. There is no obvious difference in flow fields between two kinds of swept cantilevered ramp structures.

supersonic combustion; cantilevered ramp; mixing enhancement; ethylene

2016-05-05；

2016-05-30

張涵,815564149@qq.com

1674-8190(2016)03-286-08

V231.3

A

10.16615/j.cnki.1674-8190.2016.03.004

張涵(1992-)，男，碩士研究生。主要研究方向：飛行器論證、設計與作戰使用。

吳達(1978-)，男，副教授，碩導。主要研究方向：飛行器論證、設計與作戰使用。

王旭東(1991-)，男，碩士研究生。主要研究方向：超聲速流動控制。