燃料噴注對氣固兩相燃氣燃燒特性影響研究

摘 要：""""" 燃料噴注顯著影響固體火箭超燃沖壓發動機中氣固兩相燃氣的燃燒特性。 本文利用數值模擬， 探究了燃料當量比及燃料噴注口排布對氣固兩相燃氣燃燒特性的影響。 研究表明： 在燃料噴注方式不變的條件下， 燃料當量比增加會使燃燒室內最小馬赫數減小； 相比于燃料當量比的提升， 燃料噴注方式的改善對燃燒性能及模態的影響作用更大； 氣固兩相富燃燃氣中的凝相顆粒燃燒區域與燃燒室大溫升區域一致， 凝相顆粒的燃燒效率是提升總燃燒效率的關鍵因素。

關鍵詞："""" 氣固兩相燃氣； 噴注方式； 當量比； 燃燒； 顆粒

中圖分類號：""""" TJ760； V435

文獻標識碼：""" A

文章編號：" """1673-5048（2025）01-0081-09

DOI： 10.12132/ISSN.1673-5048.2024.0188

0 引" 言

固體火箭超燃沖壓發動機^［1］能夠解決傳統固體燃料超燃沖壓發動機的燃料流量調節困難、 火焰穩定差等問題^［2-3］， 具有寬空域、 寬速域工作潛力^［4］。 固體火箭超燃沖壓發動機由進氣道、 隔離段、 燃燒室、 尾噴管及燃氣發生器組成， 結構如圖1所示^［5］。 該發動機工作過程可以簡化為氣固兩相燃氣以橫向射流的形式進入燃燒室， 與來流空氣進行摻混、 點火和燃燒，" 燃燒產物經過噴管加速排出并產生推力^［6］。 其中， 氣固兩相燃氣與主流的摻混過程會顯著影響發動機工作效率， 是燃燒室設計過程需要考慮的重要因素^［7］。

Yang等^［8］開展了燃料噴注口形狀及排布對氣固兩相燃氣燃燒特性的研究， 發現采用橢圓形噴注口前后兩級噴注能夠顯著提升燃燒效率。 朱韶華等^［9］利用地面直連試驗和數值模擬， 發現燃料以90°噴注進燃燒室能夠獲得較高的燃燒效率。 黃禮鏗等^［10］利用地面直連試驗， 發現燃料多孔噴注能夠有效提升燃氣混合效率， 進而促進燃燒過程。 Liu等^［11］通過改變燃料噴注方式， 發現當燃料主要集中在燃燒室下游燃燒時， 發動機工作性能較高。 Gao等^［12］發現燃料噴注壓力對燃燒室性能影響程度不大。 可以發現， 當前主要研究聚焦于提升發動機工作性能， 對燃料噴注對氣固兩相燃氣燃燒特性影響研究較少。 而氣固兩相富燃燃氣的燃燒特性是決定發動機工作性能的關鍵因素之一， 因此本文開展了燃料噴注對氣固兩相富燃燃氣燃燒特性的影響研究。

前期研究發現燃料當量比、 燃料噴注方式會對發動機性能產生較大影響^［4］， 而對其影響機理認識并不深入。

因此， 本文探究了不同燃料噴注方案對氣固兩相燃氣燃燒特性及發動機流場結構的影響， 通過改變燃料噴注口排布和燃料當量比獲得了不同的氣固兩相燃氣燃燒特性和燃燒室參數分布。

1 數值模擬方法

1.1 模型介紹

表1給出了氣固兩相燃氣組分^［13］。 由于燃氣中主要成分為氣相和固相物質， 本文采用k－ω SST剪切應力輸運模型開展數值模擬。 該模型能夠較好地描述氣固兩相燃氣的流動、 燃燒過程。 其中， 顆粒相采用離散隨機游走模型， 不考慮顆粒燃燒對阻力系數的影響。

氣固兩相燃氣中包含一氧化碳（CO）、 氫氣（H2）和氧化亞硼（B2O2）等可燃氣相成分和硼顆粒（B）、 碳顆粒（C）等可燃固相成分。" 氣相化學反應如表2所示。

碳顆粒采用多表面反應形式的移動火焰鋒面燃燒模型， 表3給出了碳顆粒的表面化學反應。 硼顆粒反應過程分為點火和燃燒兩個階段， 每個階段對應的化學反應如表4所示。 其中， 碳顆粒粒徑為10 μm； 硼顆粒粒徑為2.5 μm， 氧化層厚度為0.02 μm ^［14］。

1.2 物理模型

文獻［4］中， 利用地面直連試驗實現了固體火箭超燃沖壓發動機燃燒模態動態轉換。 試驗過程中出現了燃料當量比和燃料噴注口排布等多個參數變量， 為明晰燃料當量比和燃料噴注口排布等因素對氣固兩相燃氣燃燒特性影響規律， 本文采用的物理模型為文獻［15］所用的固體火箭超燃沖壓發動機燃燒室構型， 分別設置了不同燃料當量比和燃料噴注口排布等參數。 采用的燃燒室基礎構型如圖2所示， 數值計算域如圖3所示。

1.3 邊界條件

為保證數值模擬方法的準確性， 本文采用地面直連試驗采集到的數據作為邊界輸入條件^［15］， 如表5所示。 其中地面直連試驗模擬了飛行馬赫數為6、 飛行高度為25 km條件下的飛行狀態。

1.4 模型驗證

利用上述邊界條件及幾何構型開展模型驗證， 得到如圖4所示的燃燒室壁面沿程壓強分布。 其中， 橫、 縱軸均做歸一化處理。 橫軸X/H表示燃燒室某位置X與燃燒室總長度H的比值， 縱軸P/P0表示燃燒室某位置壁面壓強P與隔離段入口壁面壓強P0的比值。 S1， S2和S3分別為網格數量為93 000、 1 540 000和1 800 000的計算域。 可以發現， 網格數量為1 540 000（S2）的數值計算域能夠得到較為準確的試驗結果。

1.5 性能計算方法

本文以燃燒效率和總壓恢復系數作為性能評估參數， 其中燃燒效率是富燃燃氣在燃燒室中能量轉化效率的體現， 總壓恢復系數是衡量燃氣膨脹作工能力的重要參數， 詳細計算過程見文獻［15］。

2 結果與分析

數值模擬采用的邊界條件詳細參數參照表5， 對應的算例設置如表6所示。 φ為燃料當量比， 表示推進劑的理論空燃比與實際空燃比之比， 空燃比為空氣與推進劑的質量流量之比。 本文采用的推進劑成分詳見表1。

2.1 不同燃料當量比

2.1.1 不同燃料當量比流場特性分析

圖5為燃料單側噴注時不同燃燒當量比條件下的質量平均一維馬赫數沿程曲線。 由圖5可知， 隨著燃料當量比的增加， 燃燒室內流場質量平均一維馬赫數逐漸減小。 同時， 隨著燃料當量比的增大， 燃燒室內釋熱增加， 燃燒室內產生的反壓也逐漸增大， 并逐漸前傳影響到隔離段出口， 使隔離段下游產生激波， 對來流減速。 因此， 隔離段出口馬赫數隨著燃料當量比的增加逐漸減小。 此外， 發動機燃燒室內流場最小馬赫數也隨著燃燒室內的釋熱增加而減小。 燃燒室流場由燃料當量比為0.3時的超聲速轉變為燃料當量比分別為0.4和0.5時的亞聲速。

三種工況下， 馬赫數最小位置處均為x/H=0.57處， 且沿流向馬赫數逐漸增大， 表明此處為三種工況下的熱力喉道位置。 可以認為在燃燒室構型不變的條件下， 改變燃料當量比不會影響燃燒室內熱力喉道產生的位置。 此外， 在x/H=0.7～1處， 三種工況下馬赫數變化基本一致， 均呈現下降-波動-上升的趨勢。

圖 6～7分別為三種工況下發動機內流道馬赫數云圖和密度云圖。 由馬赫數和密度云圖可知， 隨著燃料當量比增大， 流場中噴注位置至第三個凹腔處的低馬赫數區域逐漸減少， 高密度區域逐漸增大。 此外， 結合馬赫數變化圖可知， 云圖中低馬赫數區和高密度區與馬赫數變化圖中的最小馬赫數位置相對應。 而在發動機的第三凹腔處至發動機出口， 三種工況下馬赫數云圖和密度云圖基本一致， 且與馬赫數變化圖相匹配， 表明在燃料單側噴注的條件下， 造成燃燒室整體流場結構中變化較大的區域主要位于噴注位置和第三凹腔之間。

圖8～9分別為燃料單側噴注時不同當量比條件下的溫度變化圖和溫度云圖。 由圖8可知， 溫升區域主要位于燃料噴注口至第三個凹腔后緣位置， 并且隨著燃料當量比增大， 燃燒導致的溫升更大。 而在第三個凹腔出口至發動機出口， 溫度變化不明顯。 由圖9可知， 流場中會在燃料噴注側產生高溫區， 且在燃料單側噴注的條件下， 由燃料當量比改變引起的流場溫度變化不明顯。

圖10為燃料雙側噴注時不同燃料當量比條件下的質量平均一維馬赫數沿燃燒室流道變化曲線。 由圖10可知， 燃料當量比為0.6時， 隔離段出口馬赫數小于1， 此時發動機工作在亞燃模態， 而當燃料當量比分別為0.3和0.4時， 發動機工作在超燃模態。 M4， M5和M6三種燃料當量比條件下燃燒室出口馬赫數分別為1.66， 1.60和1.54。 其中， 三種工況下馬赫數最小位置也位于x/H=0.57處， 表明此處為三種工況下流道的熱力喉道位置處， 并且與燃料單側噴注條件下熱力喉道位置相同。 因此， 可以認為在同一種燃燒室構型條件下， 改變燃料當量比不會改變燃燒室中熱力喉道產生的位置。 結合圖5可知， 熱力喉道位置僅與燃燒室構型相關， 受燃料當量比和燃料噴注方式改變的影響較小。

圖11～12分別為燃料雙側噴注時不同燃料當量比條件下對應的燃燒室展向對稱的馬赫數云圖、 密度云圖。 從馬赫數云圖可以看出， 隨著燃料當量比的增大， 燃燒室內超聲速區域逐漸減小， 亞聲速流場區域變大， 并且隔離段出口區域馬赫數逐漸減小。 當燃料當量比為0.6時， 隔離段出口變為亞聲速。 從密度云圖可看出， 燃料當量比的增大使隔離段內激波位置不斷前移， 并且激波強度也逐漸增大。

圖13～14分別為燃料雙側噴注時不同燃料當量比條件下的溫度變化曲線和對應的燃燒室展向對稱的溫度云圖。 由溫度云圖可知， 隨著燃料當量比增加， 發動機燃燒室內的高溫區就越大， 并且逐漸由發動機壁面向中心流道擴散。

2.1.2 不同燃料當量比性能分析

圖15為燃料單側噴注和雙側噴注時， 不同燃料當量比條件下的H2和CO的燃燒效率沿流向變化圖。 對比發現， 氣相組分進入燃燒室后迅速燃燒， 流動至第二個凹腔位置處就已經完全反應。 同時， 在燃料噴注方式相同的條件下， 燃料當量比越高， 氣相組分完全燃燒的位置距燃料噴注口越遠。 分析認為， 隨著燃料當量比的增大， 燃料在剛進入燃燒室時貼壁流動， 與中心主流空氣摻混效率有限， 出現初始的燃燒效率偏低的情況。

圖16為燃料單側噴注和雙側噴注時， 不同燃料當量比條件下顆粒相燃燒效率沿流向變化圖。 由圖可知， 在相同的燃料噴注方式下， 隨著燃料當量比的增加， B和C顆粒的燃燒效率均有逐漸增加的趨勢。 由圖16（a）～（b）可知， B顆粒進入燃燒室后逐漸開始燃燒， 在燃料當量比較低的條件下， 其在噴注口至第三個凹腔后緣位置之間的燃燒效率較低。 其中， M1～M3工況下， B顆粒的燃燒效率分別為0.07， 0.18和0.23， M4～M6工況下， B顆粒的燃燒效率分別為0.19， 0.22和0.59。 隨著燃料當量比的增加， 其在該區域的燃燒效率逐漸增加， 且總燃燒效率也逐漸增加。 與B顆粒不同， C顆粒進入燃燒室后迅速燃燒， 根據圖16（c）～（d）可知， 其主要燃燒區域位于噴注口至第三個凹腔后緣，" 在進入等直段和后面的擴張段， 其燃燒效率增長趨勢不大。 值得注意的是， M1～M3工況下燃料均是單側噴注， 而M4～M6工況下燃料均是雙側噴注， 雙側噴注條件下的顆粒相燃燒效率明顯高于相同當量比條件下燃料單側噴注下的顆粒相燃燒效率。 因此， 燃料噴注方式對燃燒模態及性能的影響不可忽略。

圖17為燃料單側噴注和雙側噴注時， 不同燃料當量比條件下總燃燒效率沿發動機流向變化。 對比發現， 兩種噴注方式的燃料當量比較大條件下， 燃料進入燃燒室后的初始燃燒效率較低于小當量比條件下的燃燒效率。 認為此現象發生的原因是噴注口和噴注方式不變的條件下， 較大的燃料當量比在進入燃燒室后與空氣接觸面積有限， 摻混效果較低， 進而使總燃燒效率較低。 但隨著燃料在燃燒室中的擴散， 與中心來流空氣不斷摻混， 促進了燃燒， 使得總燃燒效率逐漸增加。

此外， 當量比較大條件下， 釋熱量相對較大， 其燃燒釋熱產生的反壓在燃燒室內形成熱力喉道， 對高速來流減速。 這樣又進一步促進燃料與空氣的摻混和燃燒效果， 使得燃料當量比在一定范圍內變化時， 當量比較大條件下的燃燒效率較高。 燃料單側噴注條件下， 隨著當量比增加， 總燃燒效率的增加幅度較穩定。 而燃料雙側噴注條件下， 總燃燒效率的增加幅度較明顯， 且高于相同當量比條件下燃料單側噴注的總燃燒效率。

2.2 燃料噴注方式對燃燒模態影響分析

2.2.1 流場特性分析

圖18～19分別為燃料當量比為0.3和0.4時， 不同燃料噴注方式對應的發動機中心截面馬赫數和密度云圖。 可以直觀地看到， 由于燃料噴注方式的不同， 流場內低速區和激波位置有明顯的差別。 其中， 在燃料當量比為0.3時， 燃料單側噴注和雙側噴注在燃燒室中形成的熱力喉道和激波對隔離段出口參數影響較小。 而當燃料當量比為0.4時， 燃料雙側噴注產生的釋熱量明顯增大， 形成的反壓使隔離段逐漸產生激波， 一定程度上擴展了隔離段下游和燃燒室內流道的低速區域。 而根據圖19燃料當量比為0.3和0.4時不同燃料噴注方式對應的發動機中心截面密度云圖， 可以較為清晰地觀察到隔離段及燃燒室內流道的激波結構和強度變化。 此外， 燃料單側噴注和雙側噴注條件下， 燃燒室內激波受到燃料噴注產生的橫向射流影響， 且隨著燃料當量比的增加逐漸增加。 因此， 可以認為在一定當量比范圍內， 燃料雙側噴注對燃燒室內流場的影響隨著燃料當量比的增大而增大。" 而燃料單側噴注對燃燒室內流場的影響隨燃料當量比變化不顯著。

為表征不同燃料噴注方式對流場的影響， 并保證該區域不被沿流向的第二個燃料噴注口影響， 在X=380 mm（第一個與第二個燃料噴注口之間）處的展向切面作運動矢量圖（其背景色為密度云圖）， 如圖20所示。 其中， M3工況下燃料雙側噴注， M1工況下燃料單側噴注。 可以發現， 不同燃料噴注條件下相同位置截面密度云圖有較大差異。 M1工況下由燃料噴注引起的密度變化更靠近下壁面， 穿透深度更大； M3工況下流場在展向更加均勻（見中間紅色方框）。

圖21為燃料當量比為0.3和0.4時， 燃料單側噴注和雙側噴注條件下的溫度變化圖。 對比發現， 溫度升高的主要區域在第一個凹腔前緣至第三個凹腔后緣， 表明燃料在這個區域釋熱量最大。 由圖15～16可知， 氣相組分主要燃燒區域位于燃料噴注口至第一個凹腔前緣， 顆粒相主要燃燒區域位于燃料噴注口至第三個凹腔處， 而在本文研究條件下燃料噴注口至第一個凹腔處的溫升并不高。 由此可知， 溫度升高主要是由顆粒相燃燒釋熱產生的。 圖22為燃料當量比為0.3和0.4時， 不同燃料噴注方式對應的發動機中心截面溫度云圖。 由圖可知， 隨著燃料當量比增大， 發動機流場內的高溫區域逐漸向中心主流擴散， 逐漸趨近于均勻。 同時， 云圖中的高溫區主要位于第一個凹腔前緣至第三個凹腔后緣， 與圖21中的溫度變化相符合。

2.2.2 性能分析

由圖15可知， 氣相組分在進入燃燒室后迅速燃燒， 在第一個凹腔位置處就已完全燃燒， 燃料噴注方式的改變對其燃燒特性影響不大， 因此不再做相關討論。 圖23所示為不同條件下B顆粒和C顆粒燃燒效率變化。 對比發現， 相同燃料當量比條件下， 燃料雙側噴注時的B顆粒和C顆粒的燃燒效率均高于單側噴注條件下對應顆粒的燃燒效率。 這表明燃料雙側噴注方式能夠有效促進顆粒相的點火燃燒。

圖24為M1～M6條件下對應的總壓恢復系數沿流向變化。 首先， 燃料單側噴注時， 不同燃料當量比條件下的總壓恢復系數較低。 其中M1和M2工況下的總壓恢復系數分別為0.437和0.431， 均低于對應當量比條件下燃料雙側噴注時的總壓恢復系數0.462和0.452。 由此可知， 相同燃料當量比條件下的燃料雙側噴注方式能夠使發動機獲得更大的總壓恢復系數。 而M6條件下， 由于燃燒室內強烈的燃燒釋熱產生反壓， 使隔離段內產生激波， 導致總壓損失比較大。 根據文獻［15］中的解釋， M6條件下的高效釋熱減少了瑞利損失， 并且流場中馬赫數較低， 使得M6在燃料噴口后的總壓損失減小速率減緩， 進而具有了較大的出口總壓恢復系數。 由圖18和圖22所示的相同燃料當量比但不同燃料噴注方式下的馬赫數和溫度云圖可知， 燃料進入燃燒室后的穿透深度低， 并且隨著燃料當量比減少， 產生的低速區和高溫區面積減少， 進一步削弱了燃料的充分燃燒， 導致燃燒效率低， 釋熱不劇烈， 進而造成較大的瑞利損失。

圖25為不同燃料當量比條件下總燃燒效率沿發動機流向變化。 由圖可知， 相同的燃料當量比條件下， 燃料雙側噴注方式能夠提升燃料的總燃燒效率。 氣相組分在進入燃燒室中便迅速燃燒， 在發動機燃燒室出口處燃燒效率接近于1， 因此可以認為總燃燒效率增加是凝相顆粒燃燒效率提升引起的。 此外， 燃燒效率增加的主要區域與圖21中溫度升高的主要位置一致， 也是凝相顆粒主要發生燃燒的位置。 因此， 可以認為影響總燃燒效率的是氣固兩相富燃燃氣中的凝相顆粒。

從上述對燃料當量比和燃料噴注方式的分析中得出， 不改變燃料噴注方式的條件下在一定范圍內增加燃料當量比， 或不改變燃料當量比條件下將燃料噴注方式由單側噴注改為雙側噴注， 可以一定程度上促進氣固兩相富燃燃氣中凝相顆粒的點火燃燒， 進而實現發動機燃燒室內溫度、 總壓恢復系數和總燃燒效率的增加。 而當增大燃料當量比的同時， 也將燃料當量比噴注方式改為雙側噴注， 使發動機燃燒室內的釋熱增加， 使隔離段產生激波導致隔離段出口馬赫數變成亞聲速， 此時發動機燃燒室工作在亞燃模態， 能夠進一步提升發動機性能。

此外， 從燃料當量比和燃料噴注方式兩方面分析， 可以發現燃料單側噴注條件下， 增加燃料當量比對發動機燃燒室性能的增加效果有限； 而在燃料雙側噴注條件下， 增大燃料當量比甚至能夠使發動機燃燒室工作在亞燃模態， 使發動機性能進一步提升。 因此， 可以認為發動機燃燒室燃燒模態和性能受燃料噴注方式的影響較大。

3 結 束 語

本文利用數值模擬， 探究了燃料當量比和燃料噴注口排布對氣固兩相燃氣燃燒特性及發動機工作特性的影響， 并得出以下結論：

（1） 在不改變燃料噴注口布置的條件下， 隨著燃料當量比的增加， 發動機燃燒室內的最小馬赫數減小。 不同燃料當量比及燃料噴注口布置方式的熱力喉道產生位置一致， 認為在同一種燃燒室構型條件下， 改變燃料當量比不會影響燃燒室中熱力喉道產生的位置。

（2） 燃料當量比較低時， 燃料單側噴注與雙側噴注對流場參數變化影響作用不大。 隨著燃料當量比增大， 燃料噴注口布置方式的改變能夠顯著影響發動機燃燒室內流場及工作性能， 進而使發動機燃燒模態發生變化。

（3） 增加燃料當量比或將燃料噴注方式改為雙側噴注可以提升氣固兩相燃氣燃燒性能， 提高燃料的總燃燒效率。 其中， 燃料噴注方式的影響作用更加顯著。 因此， 高燃料當量比和燃料雙側噴注的燃料噴注策略能夠有效提升燃燒效率， 使燃燒室工作在亞燃模態。

（4） 本文研究條件下， 氣固兩相富燃燃氣中的凝相顆粒主要燃燒區域與溫升區域和總燃燒效率增加區域一致。

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The Effect of Fuel Injection on the Combustion Characteristics of

Gas-Solid Two-Phase Gas

Zhao Libei， Ma Likun*， Xia Zhixun， Feng Yunchao， Chen Binbin， Liu Yandong

（Hypersonic Technology Laboratory， National University of Defense Technology， Changsha 410073， China）

Abstract： Fuel injection significantly affects the combustion characteristics of gas-solid two-phase gas in solid rocket scramjet. The effects of fuel equivalent ratio and fuel injection port arrangement on the combustion characteristics of gas-solid two-phase gas are investigated by numerical simulation in this paper. The results show that the minimum Mach number in the combustor decreases with the increase of fuel equivalent ratio under the condition of constant fuel injection mode. Compared with the increase of equivalent ratio， the improvement of fuel injection mode has a greater effect on combustion performance and mode conversion. The combustion zone of condensed phase particles in gas-solid two-phase rich combustion gas is consistent with the large temperature rise region of the combustor， and the combustion efficiency of condensed phase particles is the key factor to improve the total combustion efficiency.

Key words： gas-solid two-phase gas； injection mode； equivalent ratio； combustion; particle