高馬赫數燃燒強化的激波風洞試驗研究1)

張 旭 *, 張啟帆 * 岳連捷 *, 孟東東 * 羅葦航 * 于江鵬 *, 張曉源 *李進平 *, 陳 宏 *, 李 飛 *,

* (中國科學院力學研究所高溫氣體動力學國家重點實驗室,北京 100190)

? (中國科學院大學工程科學學院,北京 100049)

引言

超燃沖壓發動機是先進高超聲速吸氣式動力,在國防建設和商業航天方面有廣闊的應用前景[1].近年來,在飛行馬赫數Maf4.0～ 7.0 范圍內,發動機各項關鍵技術逐步突破,且飛行試驗驗證了正推力,已邁入工程研制階段[2].更高飛行馬赫數Maf≥8.0條件下的發動機關鍵技術還在預研階段,國內相關研究很少[3-6].高馬赫數超燃沖壓發動機技術可以提升高超聲速武器的突防能力,占據臨近空間中段制空權,也是低成本空天往返的技術基礎,具有極高的軍用和民用價值.

Maf4.0～ 7.0 條件下,由于來流總焓不高,超聲速氣流中不易發生自點火,因此需要凹腔和支板等穩焰裝置.同時,可以在較低燃燒室入口馬赫數Main≈1.0～2.0條件下組織大分離的高效燃燒,而不必擔心離解反應降低燃燒效率.與之相比,Maf≥8.0高馬赫數飛行條件下,更高焓來流讓點火延遲時間顯著降低,即燃燒過程更加由摻混控制,對Maf4.0～7.0 條件下常用的凹腔等穩焰裝置依賴性減弱.但此時如果仍大幅降低流速再組織燃燒,更高溫氣流中顯著的離解反應會限制化學能的加入,不利于發動機性能.因此,高馬赫數發動機更傾向于在較高燃燒室入口馬赫數Main≥3 條件下組織無或小分離的燃燒,因為大分離導致過高氣流靜溫會加劇離解反應對釋熱的抑制.但這也意味著大幅縮短的燃料駐留時間,很可能難以滿足摻混和燃燒的時間需求.總之,由于離解效應限制下更加難以釋熱,且極短駐留時間與摻混-燃燒所需時間矛盾更為突出,導致Maf4.0～ 7.0 條件下常用的凹腔等增混和燃燒強化方法在高馬赫數飛行條件很可能難以實現高效燃燒,所以有必要發展高馬赫數燃燒強化方法.

高馬赫數飛行條件下更高速高焓來流導致較低駐留時間和點火延遲時間.這意味著燃燒與摻混過程聯系更加密切,而改善摻混可以強化燃燒,所以噴注和穩焰設計更需結合考慮.Grossman 等[7]試驗發現相比常規圓形噴孔,鉆石形噴孔穿透更深且總壓損失更低.Drozda 等[8]對比了支板、斜坡和壁面噴注,發現單一噴注方式并不能同時獲得最優摻混和總壓恢復.一些研究人員還探索了適用于高馬赫數飛行更有創新性的噴注方案.Turner 和Smart[9]將進氣道噴注應用于高馬赫數發動機,并在較寬當量比范圍內實現高效的穩定燃燒.Capra 等[10]進一步在進氣道中使用多孔介質噴注器,并獲得了比常規離散噴孔更好的摻混和燃燒效率.Landsberg 等[11]結合了進氣道噴注和常規燃燒室噴注,可在較短燃燒室長度限制下,獲得比單一噴注方式更好的發動機性能.Razzaqi 和Smart[12]在氫燃料中預混少量氧氣再噴注,發現該補氧噴注技術可以提升高馬赫數發動機的性能.補氧噴注也可以與進氣道多孔介質噴注相結合,以獲得更好的發動機性能[13].Sunami 等[14]使用改進的支板噴注器,也叫超級混合器,得到了比斜坡和常規壁面噴注更優的性能.氫燃料冷卻性能優異,是上述高馬赫數發動機研究的常用燃料.但是煤油等碳氫燃料則有低成本、易存儲且體積能量密度高等優勢,能否應用于高馬赫數飛行條件也得到研究人員的關注.例如,Denman 等[15]采用傳統的凹腔火焰穩定方案,用引導氫作為點火源,獲得了飛行馬赫數8.0 條件下乙烯與甲烷混合燃料的穩定燃燒.綜上所述,國外對高馬赫數超聲速燃燒開展了較多研究,但國內研究還很少,只有少數單位搭建了試驗平臺并初步探索[3-6].支板等侵入式噴注是增強高速來流條件下摻混的重要手段,但常規的全尺寸支板會造成過大的總壓損失且熱負荷大,因此有必要探索小支板用于增強燃燒的可行性.進氣道噴注是高馬赫數發動機很有前景的噴注方案,但在進氣道的過多釋熱會導致發動機不起動.而隔離段介于進氣道和燃燒室之間,其內噴注燃料是否可行還未得到研究.此外,相比于單環噴注即常規的單排噴孔,雙排近距離布置噴孔的雙環噴注方案是否具有優勢也不清楚.

在中科院力學研究所JF-24 爆轟驅動激波風洞,開展了馬赫數Maf=10、高度H=37 km 飛行條件下高馬赫數超燃沖壓發動機的直連燃燒試驗.風洞來流馬赫數、總溫和總壓分別是Main=4.3,=3800 K和=12.0 MPa .試驗段采用凹腔穩焰的圓形燃燒室,燃料噴孔位于隔離段.于2019 年12 月,分別實現了氫和乙烯燃料的穩定燃燒,國內首次驗證了碳氫燃料在高馬赫數飛行條件下的穩定燃燒性能.基于此,本文進一步研究高馬赫數燃燒的強化方法和燃料類型的影響.各工況當量比均為ER=0.7.第1 節介紹試驗臺、燃燒室模型、測量方法及試驗方案與工況條件.在超高速來流條件下燃料駐留時間非常短暫,點火延遲時間是決定燃燒效率的重要因素之一.此外,由于毫秒級試驗時間限制,如何判斷試驗段達到穩定燃燒狀態也需考察,以便提取時均壁面壓力數據用于性能分析.為此,第2.1 節介紹了氫氣和乙烯兩種燃料與空氣混合物的點火延遲特性,以及壁面壓力數據的提取方法.在此基礎上,通過對比研究了具體的燃燒強化方法.第2.2 和2.3 節分別對比單環和雙環噴注,以及無支板和小支板構型.2.3 節還以雙環噴注耦合小支板構型為例,研究了燃料類型的影響.2.4 節進一步分析,以揭示高馬赫數燃燒機理.

1 試驗方法

1.1 試驗臺與典型時序

本文利用JF-24 爆轟驅動脈沖式高焓激波風洞[16-17]開展超聲速試驗.風洞主體結構示意如圖1 所示,包括激波管、拉瓦爾噴管、試驗段和真空艙.激波管總長23 m,由卸爆段、驅動段和被驅動段組成,由膜片隔開.各段和真空艙的內通道尺寸如表1 所示.風洞采用反向爆轟驅動技術[16-17],利用激波壓縮被驅動段內空氣,使其達到模擬飛行條件所需高壓和高焓.再經拉瓦爾噴管加速到超聲速作為試驗段來流.試驗段出口接真空艙,以實現低背壓條件.工質供給系統采用超高壓氣動閥且遠程控制.圖2 是試驗臺現場.

圖1 JF-24 爆轟驅動激波風洞示意圖Fig.1 Schematic diagram of JF-24 detonation driven shock tunnel

圖2 JF-24 爆轟驅動激波風洞現場Fig.2 Scene drawings of JF-24 detonation driven shock tunnel

表1 激波管與真空艙的尺寸Table 1 Sizes of the shock tube and vacuum chamber

圖3 是爆轟驅動激波風洞的原理圖[18].在試驗初始階段,驅動段、被驅動段、噴管和試驗段由膜片隔開.在驅動段注入化學恰當比的氫氣和氧氣,與適量氮氣充分混合,并在被驅動段注入空氣.驅動段與被驅動段之間安裝點火管.點火管工作后,驅動段內預混氣體被點燃起爆產生高壓驅動氣體并沖破膜片.破膜之后,左行稀疏波進入驅動氣體使其膨脹加速,進入被驅動段,壓縮低壓的試驗氣體,并形成一道右行激波.驅動氣體和被壓縮的試驗氣體隨激波一起向下游運動.當激波傳播到被驅動段末端時,遇到固壁(膜片)發生反射同時破膜,形成向上游傳播的反射激波.試驗氣體經過反射激波壓縮后進一步增壓增焓,且達到滯止狀態,可以作為試驗氣源.再經過噴管膨脹加速作為試驗段的來流條件.

圖3 激波風洞運行原理圖[18]Fig.3 Operation schematic diagram of the shock tunnel[18]

1.2 燃燒室模型和測量方法

圖4 是圓截面試驗段燃燒室模型的二維簡圖.包括303 mm 長的等直隔離段和1129 mm 長的1°擴張段,進口直徑 φin=100 mm .擴張段布置一個凹腔火焰穩定器,其前緣位于隔離段出口下游50 mm 處.凹腔環繞燃燒室周向,長100 mm,深20 mm,后緣46°后掠.圖5 是小支板噴注段的1/4.如圖4 和圖5 所示,通過配件的更換,可分別得到有和無小支板的兩種構型,其中小支板構型包含周向均布的4 個小支板.建立笛卡爾坐標系如圖4 所示,其中x坐標沿流向,y坐標沿徑向.兩種構型沿流向都有兩處燃料噴注位置,分別位于隔離出口上游90 mm和70 mm 處,稱之為噴油環1 和噴油環2.無支板構型在每處噴油環有12 個直徑 φj=1.2 mm 噴孔,沿燃燒室周向均布.小支板構型在每處噴油環有相同規格的噴孔,但其中4 個噴孔分別位于各小支板頂部.如圖5 所示,每個小支板頂部都有2 個噴孔,分別對應噴油環1 和噴油環2.上述噴孔都垂直壁面噴注,燃料為常溫氫氣或乙烯.

圖4 試驗段燃燒室模型簡圖 (單位:mm)Fig.4 Schematic diagram of the test-section combustor (unit:mm)

圖5 小支板噴注局部三維圖Fig.5 Local three-dimensional diagram of the small-strut injectors

如圖4 所示,在模型上36 個位置P1～ P36 分別布置直徑1.0 mm 深4.0 mm 的測壓孔.其中P1～P28 在同樣周向位置,按流向位置依次編號.為考察對稱性,P29～ P36 布置在相應測點的徑向對稱位置.各測壓孔直接安裝量程1000 kPa 天沐“NS-3”壓力傳感器,并用東華“DH5939E”動態信號采集系統記錄,采樣頻率1.0 MHz.測量結果顯示對稱位置的靜壓具有相似性,因此第3 節分析時不再說明是哪個周向位置的靜壓.除上述壓力測量,分別在緊靠被驅動段出口和燃料噴孔上游布置壓力傳感器,以實時監測來流和燃料噴注狀態.

上圖4 中燃料噴孔到最下游壓力測點距離約L=0.95 m.以L為最大摻混距離,燃燒室入口流速vin=3000 m/s為平均流速,可以估算燃料在主流中平均駐留時間 τres,即 τres=L/vin=0.31 ms .由于凹腔剪切層或支板后緣附近的低速區域,以及釋熱導致流速降低等因素,實際駐留時間會高于該估算值.對比點火延遲時間 τign和 τres可以推測氫/乙烯燃料的燃燒特性.

1.3 試驗方案與工況條件

試驗段入口來流模擬馬赫數Maf=10、高度H=37 km 飛行條件.具體參數如表2 所示,來流馬赫數Main、總溫和總壓分別是4.3,3800 K 和12.0 MPa.根據來自NASA 數據庫的物性參數[19],可計算得到相應靜溫Tin=1000 K .

表2 試驗段來流條件Table 2 Test-section inflow condition

來流靜壓pin=37 kPa 根據圖4 中P1 位置靜壓測量值,并以此作為下文無量綱化的參考壓力pref.圖6 是3 次試驗來流總壓隨時間的變化,以來流起跳時間作為零時刻.可以看到來流條件重復性很好.如圖6 所示,激波風洞單次運行時間僅約16 ms.此外,反射激波與邊界層相互作用形成激波分岔與分離流動結構,這會導致驅動氣體沿壁面附近提前進入噴管污染試驗氣體,進一步縮短有效試驗時間[20].結合TDLAS 方法測量來流組分濃度[21],認為0～ 8 ms是有效試驗時間.這與燃料駐留時間、點火延遲時間等燃燒流動特征時間相當,因此需要對來流和噴注進行準確的時序控制以滿足試驗需求.

圖6 來流參數的重復性Fig.6 Repeatability of the inflow condition

分別在表3 所示5 個工況條件下開展試驗,總當量比均為0.7.其中工況A～ D 采用氫燃料,分別對比研究了無支板和小支板構型內的單環和雙環噴注方式.工況A 和B 在無支板構型開展試驗,分別在噴油環1 進行單環噴注,以及噴油環1 和噴油環2 同時雙環噴注.工況C 和工況D 在小支板構型開展試驗,亦分別采用單環和雙環噴注.工況E 采用乙烯燃料,采用基于小支板構型的雙環噴注,以與工況D 對比研究燃料類型對燃燒的影響.圖7 是各工況噴注壓力的時間曲線,均在來流建立后1～ 3 ms 開始噴注,5 ms 后噴注壓力接近穩定.

表3 試驗工況條件Table 3 Test case conditions

圖7 噴注壓力的時間曲線Fig.7 Injection pressure time curves of all cases

2 結果與分析

2.1 點火延遲特性及壓力數據提取方法

本文各工況當量比是0.7,但燃料射流擴散過程中局部當量比會高于0.7.此外,根據試驗段壁面壓力測量數據,可知燃燒室壓力在約0.37～ 1.48 atm(1 atm=101.325 kPa)之間.據此,以當量比ER=1.0為例,介紹氫氣與空氣、乙烯與空氣兩種混合物在3 個典型壓力0.5,1.0 和1.5 atm 條件下的點火延遲特性.圖8 是兩種混合物的點火延遲時間隨溫度的變化.采用Chemkin 軟件的封閉均質反應器模型,根據加州大學提出的40 組分235 步簡化反應機理[22]分別計算得到.試驗的來流靜溫是Tin=1000 K,在該靜溫條件下,乙烯的點火延遲時間約23～52 ms,而氫氣的點火延遲時間僅約0.23～0.34 ms.隨著溫度上升到1200 K,會下降兩個數量級到約0.32～ 0.36 ms,而下降一個數量級到約0.03～ 0.09 ms.1300 K以上時,兩種燃料的點火延遲時間接近,氫氣的略低.該結果表明溫度對點火延遲特性有明顯影響,且乙烯在來流溫度條件下的點火延遲時間非常高.此外,高壓升有利于降低點火延遲時間.

如圖8 中,在來流靜溫1000 K 條件下,氫燃料τign約0.23～ 0.34 ms.這與 τres相當,故氫燃料在燃燒室完成摻混后,有可能自動點火.但乙烯燃料與之不同,圖8 在來流靜溫下 τign約23～ 52 ms,遠高于τres.這意味著即使充分摻混,乙烯也難以在燃燒室內發生自點火.上述推測沒考慮到燃燒溫升對自點火的促進作用,實際燃燒會更好.但總言之,可知當前來流條件下,氫燃料更接近擴散燃燒,而乙烯更接近部分預混燃燒,其火焰穩定更依賴凹腔/小支板.

圖8 不同溫度條件 T 下的點火延遲時間τignFig.8 Ignition delay times τ ign under different temperaturesT

壁面時均壓力數據的提取方法,以工況A 為例.圖9 是其沿程壁面壓力隨時間的變化云圖,圖10 是分別位于隔離段、凹腔及下游4 個典型測點的壓力隨時間變化曲線.所有壁面壓力均除以pref=37 kPa以無量綱化.結合圖7 噴注壓力曲線,可以看到燃料噴注之后不到4 ms,即建立起接近穩定的沿程壓力,凹腔附近達到最大壓升約2.5.圖9 中I 區顯示在燃料噴注早期,凹腔附近壓升更高.這很可能是因為凹腔內部回流區能夠聚集燃料,在火焰發展階段,上述燃料著火并引起更高的壓升.如圖9 和圖10 所示,這些多余燃料消耗后,凹腔處壓升會略微降低.第8 ms 之后,凹腔下游壓升逐漸降低,如圖9 中II 區和圖10 所示.這很可能是因為來流被包含水和氮氣的驅動氣污染,且污染程度逐漸加深,氧含量逐漸減小,導致下游燃燒被抑制.在第5.0～ 6.0 ms 之間,各測點有較穩定的壓力平臺,可以認為此時間段內燃燒達到穩定.類似地,下文各工況穩定燃燒狀態下的沿程壓力數據都取第5.0～ 6.0 ms 之間的時均值.

圖9 工況A 沿程壁面壓力分布隨時間的變化云圖Fig.9 Streamwise wall-pressure distribution time history contour of Case A

圖10 工況A 典型測點的壓力變化Fig.10 Typical tap pressure time histories of Case A

2.2 單環與雙環噴注對比

基于工況A～ D,分別在無支板和小支板構型中,對比了單環和雙環兩種噴注方式,以展示雙環噴注的強化燃燒作用.其中工況A 和工況B 是無支板構型,圖11 對比了它們的沿程壓力分布,表述了無燃料噴注時的沿程壓力.可以看到,工況A 和工況B 壓升明顯高于無燃料噴注工況,說明存在明顯的燃燒釋熱.此外,圖中相比于單環噴注,雙環噴注能夠得到略高的壓升.該結果表明在無支板構型中,雙環噴注能夠強化燃燒,但效果不大.

圖8 中,氫燃料點火延遲時間低,這意味著燃燒主要取決于摻混進度.根據圖7,雙環與單環噴注壓力分別為3.7 MPa 和6.6 MPa,而穿透深度與噴注壓力正相關,所以單環噴注穿透更深.但圖11 顯示單環噴注的沿程壓升反而略低,這表明雖然雙環噴注穿透深度較低,摻混卻略好.根據橫向射流附近的激波/分離流動結構[23-24],推測原因如下.雙環噴注的上下游兩處燃料噴孔距離很近,這意味著兩處射流形成的激波/分離區可以交互作用.上游噴注產生弓形激波,誘導分離形成局部低速區,且射流與主流剪切形成漩渦,均有利于改善下游噴注的穿透與摻混.而且,兩處噴注產生的低速區可以耦合形成更大的低速區,兩處射流共同產生更多渦結構.這些因素均有利于改善摻混,因此雙環噴注燃燒略強,表現為圖11 所示略高的沿程壓升.

圖11 無支板單環工況A 和雙環工況B 的時均沿程壓力分布Fig.11 Time-averaged pressure distributions of single-ring Case A and dual-rings Case B without strut

工況C 和工況D 為小支板構型.圖12 是它們的沿程壓升分布.無燃料噴注時,此圖中的沿程壓升與圖11 差不多,這意味著小支板構型引入的氣動阻力不大.圖12 顯示在小支板構型中,相比于單環噴注,雙環噴注能夠得到明顯更高的沿程壓升.這與圖11 中的兩種噴注方式差別很小不同,表明小支板能夠提升雙環噴注的強化燃燒效果.

圖12 小支板單環工況C 和雙環工況D 的時均沿程壓力分布Fig.12 Time-averaged pressure distributions of single-ring Case C and dual-rings Case D with strut

工況D 采用圖5 所示小支板耦合雙環噴注構型,小支板頂部與燃燒室壁面噴孔的面積比是1:2.無論是在小支板頂部還是燃燒室壁面,流向均布置了距離很近的兩個噴孔.這兩處射流和附近的激波/分離流動結構可以交互作用,形成更多漩渦和更大低速區,可以促進摻混.此外,在穿透深度有限的超高速氣流中,小支板頂部噴注可以作為燃燒室壁面噴注的有效補充,利用更靠近中心區的氧氣進行摻混.因此,相比于工況C 單環噴注,工況D 在雙環和小支板頂部噴注的協同作用下,能夠獲得圖12 所示更高的沿程壓升.

2.3 無支板與小支板對比及燃料類型的影響

基于工況A～ D,分別在單環和雙環噴注方式下,對比了無支板和小支板兩種構型,以展示小支板構型的的強化燃燒作用.并在同樣小支板雙環噴注條件下,對比了工況D 和工況E,以研究燃料類型的影響.其中工況A 和工況C 采用單環噴注,圖13 是其沿程壓力分布.可以看到工況A 的沿程壓升略高.也就是說,在單環噴注方式下,相比于小支板構型,無支板構型反而有略高的沿程壓升.

工況A 和工況C 都采用圖5 中噴油環一進行噴注,不存在雙環同時噴注對摻混的促進作用.雖然相比工況A 僅在燃燒室壁面噴注,工況C 同時在壁面和小支板頂部噴注,能夠利用更多的氧氣組織摻混.但如圖13 所示,工況C 的沿程壓升反而略低.可以合理推測其原因如下.由于工況C 的小支板頂部噴孔與燃燒室壁面噴孔間隔布置,前者射流尾跡區距離后者較遠,進而二者的釋熱區較遠.這不利于釋熱區耦合對流動的減速作用,即工況C 流速更高,不利于摻混.而工況A 各噴孔都在壁面附近,其釋熱均靠近壁面,更容易降低壁面附近流速,并反過來促進摻混,因此工況A 的沿程壓升略高.

圖13 單環無支板工況A 和小支板工況C 的時均沿程壓力分布Fig.13 Time-averaged pressure distributions of single-ring Case A without and Case C with strut

上文介紹了單環噴注方式下,相比無支板構型僅能在燃燒室壁面噴注,補充小支板頂部噴注并不能強化燃燒.下面在雙環噴注方式下,對比無支板和小支板構型,即工況B 和工況D.圖14 是其的沿程壓升分布.可以看到同樣雙環噴注方式下,相比于無支板構型,小支板構型的沿程壓升要高些.該結果表明作為雙環噴注的補充,小支板構型在支板頂部噴注能夠進一步強化燃燒.

工況B 和工況D 采用雙環噴注,均存在前后雙環射流之間的交互作用,能促進摻混.但是工況B 全部噴孔都在燃燒室壁面,射流在超高速氣流中的穿透深度受限,燃料僅能利用壁面附近的氧氣進行摻混.而工況D 由于噴孔分別設置在了燃燒室壁面和小支板頂部,可以分別利用燃燒室壁面附近和更靠近中心區的氧氣進行摻混.因此工況D 摻混更好,并得到圖14 所示更高的沿程壓升.

圖14 雙環噴注無支板構型B 和小支板構型D 的時均沿程壓力分布Fig.14 Time-averaged pressure distributions of dual-rings Case B without and Case D with strut

下面在同樣小支板構型耦合雙環噴注方式對比工況D 和工況E,分別采用氫和乙烯燃料以說明燃料類型的影響.圖15 是它們的沿程壓升和一維分析[25]的馬赫數分布.可以看到同樣當量比條件下,氫燃料能夠得到更高的沿程壓升,其最大壓升是3.7,而乙烯工況的最大壓升是2.8,二者比值是1.32.根據一維分析,兩個工況的燃燒效率差別不大,均約54%,但氫燃燒的推力性能高于乙烯.考慮到氫和乙烯的熱值區別,同樣當量比同樣燃燒效率情況下,氫的釋熱量大約是乙烯的1.14 倍.故此推測在當前超高速高焓來流條件下,乙烯的穩定燃燒性能低于氫,可能是由于乙烯熱值較低.此外,在當前來流馬赫數4.3 條件下,根據經驗公式[26]預測出現流動分離的臨界壓比約6.5,高于工況A～ E 的最大壓升,即釋熱導致的高壓不足以產生流動分離.而如圖15 所示,典型工況的最小馬赫數在2.5 左右.所以,可知工況A～ E 均處于無分離的純超燃模態[27].

圖15 氫燃料工況D 和乙烯燃料工況E 的一維壓力 p 和馬赫數Ma分布Fig.15 1-D pressure and Mach number distributions of H2-fueled Case D and C2H4-fueled Case E

2.4 高馬赫數燃燒機理分析

首先介紹各工況基于壓力數據一維分析得到的燃燒效率 η 和推力系數Ftn,如表4 所示.其中 η 根據焓值定義.Ftn是把內推力Ft除以試驗段入口動壓和截面積以無量綱化.Ft由壁面靜壓積分得到,忽略摩擦.Ftn的計算式如下

式中下標“in”表示試驗段入口參數,ρ,u,A,k,p和Ma分別表示密度、速度、截面積、比熱比、靜壓和馬赫數.表4 顯示氫燃料工況A～ D 的 η 介于49.4%～ 56.0%之間,且Ftn與 η 成正相關.工況A 和工況C 對比顯示單環噴注時,補充小支板頂部噴注反而不利于燃燒.工況B 和工況D 利用雙環噴注強化燃燒,并獲得了較高的燃燒效率.二者對比則表明同樣雙環噴注,再補充小支板頂部噴注能進一步提升燃燒效率.工況E 采用乙烯燃料,與工況D 對比表明,乙烯可以獲得與氫相當的燃燒效率.且與圖15 分析一致,其推力性能較低主要是因為乙烯熱值低于氫,同樣當量比乙烯的完全釋熱量是氫的87%.雖然一維分析精度低,但各工況定量結果的對比仍有指導價值.為佐證表4 中燃燒效率的合理性,并揭示高馬赫數燃燒機理,下面將從平衡燃燒理論和穿透深度的角度予以分析.

表4 各工況燃燒效率 η 和推力系數FtnTable 4 Combustion efficiency η and thrust coefficient F tn of each case

圖16 繪制了不同初始溫度下等壓燃燒達到平衡時的燃燒效率,即理論最大燃燒效率.圖16 中0.37 atm 是來流靜壓,1.5 atm 接近試驗段最大靜壓.該圖顯示同樣初始溫度條件下,乙烯和氫燃料的最大燃燒效率接近,后者略高.壓力增加有利于提高燃燒效率.隨著初始溫度的上升,燃燒效率顯著地下降,這是由于高溫導致平衡產物里有更多的離解組分.若以來流溫度1000 K 為初始溫度,理論最大燃燒效率高約87%～ 98%.應注意到平衡燃燒計算中假定氣流是靜止的,即初始溫度是總溫.雖然實際來流靜溫僅1000 K,其總溫卻高得多.結合圖15 中最小馬赫數在2.5 左右,對應的靜溫約2000 K,以此為初始溫度的理論最大燃燒效率約51%～ 64%.據此,實際來流條件下,燃燒效率應該介于51%～ 98%,且更接近51%.

圖16 不同初始溫度 T initial 下等壓理論燃燒效率ηmaxFig.16 Theoretical constant-pressure combustion efficiency η max vs.initial temperatureTinitial

除上述理論最大燃燒效率,根據第3.1 節分析,由于高焓來流條件下燃料點火延遲時間非常低,實際燃燒還受摻混過程的控制.為此,下面通過射流跡線和擴散半徑的估算值推測摻混情況.根據經驗公式估算了不同單環/雙環噴注方式的射流中心跡線yp[28],如圖17 所示.可以看到,在燃燒室出口x=1200 mm 處,射流中心的穿透高度約16～ 25 mm.射流的擴散半徑亦可估算[29],且沿著流向逐漸變大,圖中單環噴氫、雙環噴氫和雙環噴乙烯在燃燒室出口處的射流擴散半徑分別是9 mm,8 mm 和5 mm.可知,燃燒室出口處的射流最大擴散高度是21～34 mm,與燃燒室入口半徑50 mm 之比為42%～68%.雖然擴散到一定高度并不能完成相應比例的摻混,但釋熱導致來流動壓下降會提升穿透深度,上述估算并未考慮.可近似認為燃燒室出口處的摻混效率與擴散高度比一致,即約42%～ 68%.此外,圖17 顯示與x=1200 mm 處相比,在x=600 mm 處射流中心的穿透深度即達到約75%,即摻混主要發生在x=600 mm 上游.

圖17 估算燃料沿程的穿透深度ypFig.17 Estimated streamwise fuel penetration depths

根據上述理論最大燃燒效率和摻混效率的估算,可知表4 中一維分析得到的實際燃燒效率合理.且上述結果表明,當前超高速高焓來流條件下,燃燒不僅受摻混過程限制,由于流動減速和釋熱共同導致氣流升溫,進而離解效應顯著,也限制了最大燃燒效率.且離解吸熱的限制占主導因素,導致表4 中各工況燃燒效率的差別較小.為進一步考察離解效應的影響,圖18 繪制了一維分析典型工況的沿程燃燒效率.可以看到,燃燒釋熱主要集中在x=520 mm 上游.在x=520 mm 處,相比于工況A 和工況C 的燃燒效率僅分別為33%和31%,工況B 和工況D 的燃燒效率明顯更高,分別為42%和58%.在下游,由于圖15 所示馬赫數下降到2.5 左右伴隨來流靜溫提高,離解吸熱反應更加顯著,導致圖18 中燃燒效率達到峰值后反而下降.更下游燃燒效率有一定程度回升,是由于流道面積擴張導致流速提高同時靜溫降低,能緩解離解反應對燃燒的抑制.根據以上結果,并考慮到離解效應對推力性能的負面影響,在一定程度上可以由噴管膨脹過程中的復合放熱彌補[30],本文認為在高馬赫數燃燒的試驗段模型最好模擬噴管內的復合反應,能更準確地開展高馬赫數燃燒及性能研究.

圖18 一維流動分析典型的沿程燃燒效率Fig.18 Streamwise combustion efficiency variations by 1-D flow estimations

3 結論

本文在中科院力學研究所JF-24 高焓激波風洞中,開展了模擬馬赫數10 飛行條件下的高馬赫數超聲速燃燒直連試驗.模型燃燒室包括等直隔離段和1°擴張段,噴孔在隔離段,分別采用氫氣和乙烯燃料,當量比為0.7.燃料噴注分別采用了單環和雙環噴注、無支板和小支板構型,以研究高超聲速燃燒強化方法.以雙環噴注耦合小支板構型為例,研究了不同燃料類型對高超聲速燃燒性能的影響.并結合點火延遲特性和一維分析,從平衡燃燒理論和穿透深度的角度,研究和探索了高馬赫數燃燒機理.主要結論如下:

(1)成功開展了氫氣和乙烯在高馬赫數飛行條件下的超聲速燃燒,論證了超高速氣流中的穩定燃燒性能;

(2)相比于單環噴注,雙環噴注以及補充小支板可以強化燃燒.推測是由于近距雙排射流及附近激波/分離可交互形成更多漩渦和低速區,補充小支板頂部噴注可利用更多空氣,均有利于摻混;

(3)同樣當量比和強化措施下,氫氣與乙烯的燃燒效率接近,但氫燃燒的推力性能更優,這是因為氫熱值較高,故釋熱更多;

(4)試驗證明了當前高馬赫數來流條件下,釋熱不僅受到摻混過程控制,也受制于高溫離解效應,這是由于釋熱導致流速降低,進而氣流靜溫升高讓離解效應更加顯著.

本文結果表明合理設計多孔排布的氣動增混方案,例如雙排近距離噴孔可以強化高馬赫數燃燒.而本文設計的軸對稱中心支板雖然實現了最高壁面壓升,但還需改進其設計,以降低總壓損失和阻力.此外,試驗結果論證了小支板方案可以強化高馬赫數燃燒,且不會引起過高總壓損失和阻力.總之,由于高馬赫數飛行條件下自點火基本不存在困難,因此發展更高效低損失的氣動/物理增混方法是高馬赫數燃燒強化的可行思路,以支撐吸氣式高超聲速發動機的發展[31].