超燃沖壓發動機支板研究綜述

劉 昊，張蒙正，豆飛龍

（西安航天動力研究所，陜西西安710100）

超燃沖壓發動機支板研究綜述

劉 昊，張蒙正，豆飛龍

（西安航天動力研究所，陜西西安710100）

以超燃沖壓發動機支板工程設計及應用為研究目標，從燃料/空氣摻混增強、燃燒強化、支板/凹腔一體化穩焰、支板阻力及支板熱防護5個方面對國內外超燃沖壓發動機中支板研究現狀進行回顧與總結。認為支板可靠熱防護是限制其工程應用的瓶頸，建議：1）采用燃料側噴，利用超聲速擾流氣動摻混替代尾部交錯結構機械摻混，降低支板阻力及熱防護難度；2）飛行Ma＞7時，放棄支板/凹腔一體化結構，并使支板遠離燃燒區域高溫燃氣，僅承受來流熱沖擊，以便現有材料及冷卻技術能夠解決支板熱防護問題，且此時支板阻力主要取決于來流條件，推薦采用帶有前緣角度、后掠結構的薄支板以減小支板阻力；3）結合多種手段對支板進行綜合熱防護，實現支板長時間可靠工作。

超燃沖壓發動機；支板；綜述

0 引言

自20世紀70年代美國Langley研究中心在超燃燃燒室中首次采用支板實現燃料噴注［1］以來，由于其優異的摻混增強及燃燒強化作用，支板成為超燃燃燒室研究熱點之一，并被廣泛應用于燃燒室設計之中。

采用支板噴注燃料時，支板布置于燃燒室核心流之中，燃料從支板側面垂直主流或底部平行主流噴注，能夠獲得良好的空間分布及混合效果；同時支板底部存在回流區，使得火焰得以駐定；此外，支板附面層脫落形成的自由剪切層失穩誘發的大尺度擬序結構對于燃料/空氣摻混增強及燃燒強化具有重要作用。

然而，支板直接插入到燃燒室核心流當中，在超聲速氣流中形成強激波并引起氣流總壓損失，產生支板阻力；同時，支板暴露在高溫高焓氣流之中，前緣駐點附近的熱流密度大，熱環境惡劣，對材料及冷卻技術提出了很高的要求。

如何平衡支板摻混增強及燃燒強化與支板阻力及熱防護之間的矛盾，設計出具有工程應用價值的支板是超燃燃燒室設計需要解決的核心問題及難點。本文通過從燃料/空氣摻混增強、燃燒強化、支板/凹腔一體化穩焰、支板阻力及熱防護5個方面對超燃燃燒室支板的研究現狀進行了回顧與總結，為支板工程設計提出可行解決方案，并結合筆者個人學習及工作經驗，就支板后續研究提出一些建議和思考。

1 燃料/空氣摻混增強

燃料/空氣的有效摻混是超燃燃燒室研制首要解決的基本問題之一，亦是促使支板概念的提出并應用于超燃燃燒室的驅動力。支板直接將燃料注入超聲速核心流之中，在獲得良好的燃料空間分布同時，能夠通過對氣流的擾動作用強化燃料/空氣摻混。目前，關于支板燃料/空氣摻混增強的研究主要集中在支板結構和燃料噴注方式2個方面。

1.1 支板結構

支板結構對于燃料/空氣摻混影響的研究主要集中在支板高度、寬度、后掠角及前緣楔角等方面，尾部帶有交錯結構的支板能夠顯著改善燃料/空氣摻混，更是受到了國內外學者的廣泛關注。

李智等在來流Ma=2.5條件下，用二氧化碳模擬氣態燃料，試驗研究了支板高度、寬度、后掠角度及交錯尾翼等結構因素對超聲速混合過程的影響［2］。結果表明，高支板獲得了最大的燃料穿透深度，寬支板獲得了最佳的燃料橫向擴散，采用交錯尾翼支板獲得了最好的燃料/空氣混合，而支板后掠角度對燃料超聲速混合的影響較小。Capt等通過對5種不同寬度及高度支板的流場數值仿真發現，支板寬度及高度的增加會引起支板后回流區尺度的增加，從而強化了支板后摻混，但需付出額外的總壓損失［3］。Kuang等數值仿真結果則表明，大的前緣楔角能夠增大支板尾跡區，獲得更好的摻混［4］。

任春雷采用平面激光成像技術對支板流場觀測發現，通過在支板尾部采用交錯結構引入流向渦可以有效增強燃料與空氣混合，燃料噴入流場后迅速充滿流向渦，并隨流向渦的發展實現在流場中的分布與擴散［5］。Tetsuji等對帶有不同尾部交錯結構支板的試驗研究表明，由支板尾部結構誘發的初始流向渦結構，對燃料射流大尺度渦結構演化及混合區增長過程影響很大［6］。蘇義等及Jason等的研究結果亦表明，通過在支板尾部采用交錯結構誘發流向渦，能夠增加燃料/空氣接觸面積及支板底部近場混合區體積，加快燃料在主流當中的擴散，增強混合［7-9］。

1.2 噴注方式

關于噴注方式的研究主要集中在噴注位置對燃料/空氣摻混的影響。此外，有關學者亦研究了噴注壓降、噴射角度及噴孔形狀等因素對超聲速混合過程的影響。

蘇義等在來流Ma=2.7，靜溫T=641 K，靜壓p=86.6 kPa條件下，采用高速紋影觀測及數值仿真研究了支板噴注氫氣及液態煤油與超聲速主流空氣摻混過程［7-8］。研究表明，與支板底部順流噴注相比，2種燃料從支板側面垂直主流噴注時，燃料在主流當中擴散得更快，混合得更好；對于液態煤油，隨著燃料噴注壓降的提高，液體噴流穿透深度提高、霧化錐角增大、霧化距離增加。冮強等及宗有海的研究亦表明，液態燃料垂直氣流噴射方式在破碎、霧化效果以及摻混范圍上要優于順氣流噴射方式［10-11］。

劉世杰采用RANS/LES方法完成了圖1所示的三角前緣支板側噴及順噴流場仿真［12］，支板來流邊界條件為Ma=2.7、靜溫T=641 K及靜壓p= 86.6 kPa。計算結果表明：當燃料從支板側壁噴注時，燃料的擴散受垂直噴射所引起的渦結構和支板尾部剪切層發展的共同影響，燃料與主流的混合效果較好；當燃料從支板尾部順流噴注時，燃料擴散主要是通過支板尾部剪切層的發展而進行的，而超聲速流中可壓剪切層發展緩慢，并且兩剪切層內方向相反的大渦結構在流場下游相互抵消，限制了燃料與主流的混合；燃料的角度噴射僅對噴孔附近流場有較大影響，改變了燃料的穿透度與流場展向分布范圍，但總的流場結構特點與垂直側噴一致。

圖1 劉世杰采用的支板結構Fig.1 Strut structure used by Liu Shijie

Chung等通過對14種支板流場的數值模擬，研究了不同噴注位置對燃料/空氣摻混過程的影響，綜合考慮燃料混合效率及氣流損失，建議采用支板側壁及尾部同時噴注燃料［13］。Kuang等的數值仿真結果則表明，支板頂部噴注燃料并不能改善燃料橫向穿透深度［4］。

此外，還有學者采用高級數值仿真方法對支板流場開展了精細模擬，深化了對支板繞流結構及摻混增強機理的認識。劉昊采用大渦模擬（Large Eddy Simulation，LES） 獲得了支板噴注燃料流場詳細結構，圖2給出了計算獲得的支板噴流流場數值紋影。計算結果表明由激波與不穩定剪切層的相互作用形成、發源于剪切層的大尺度擬序結構是強化燃料與主流空氣混合的主導因素［14］。汪洪波等采用大渦模擬計算發現，冷流條件下，大尺度湍流渦通過卷吸、拉伸運動主導支板尾跡區的近場混合，并通過破碎過程影響遠場混合［15］。

圖2 支板燃料噴注流場LES計算結果Fig.2 Calculated result of strut's fuel injection flow field got by LES

2 燃燒強化

支板作為燃料噴注裝置獲得良好燃料/空氣摻混效果的同時，其底部低速回流區具備一定的火焰穩定能力，因而支板對于強化燃燒過程、提高燃燒性能具有重要意義。

劉世杰等利用高速攝影和高速紋影對超燃燃燒室支板噴注燃料的燃燒、流動過程進行了觀測。試驗結果表明：燃料的噴注方式對超聲速燃燒流場的火焰分布有著很大的影響，支板側噴方案較尾噴具有更好的燃燒效果。研究同時發現，燃燒流動強烈耦合，燃燒引起流場結構的變化會極大地改變燃料的噴注、擴散和混合過程［12，16］。

宋岡霖等對采用支板的超燃燃燒室化學反應流場開展了數值仿真，計算發現，采用帶后緣支板不僅能夠提高主流與凹腔的質量交換律，并且能夠擴大支板后部回流區及燃燒區域面積，從而使煤油燃料燃燒效率提高2.8%～5.8%［17］。宗有海及Ramya等研究結果亦表明，采用支板能夠強化燃燒過程，顯著提高燃燒效率［11，18］。李海軍等計算結果則表明，支板改善燃燒所獲得的性能收益大于其所付出的氣流總壓損失，綜合表現為采用支板時，發動機獲得了更高的比沖［19］。

3 支板/凹腔一體化穩焰

將支板燃料混合增強效果與凹腔火焰穩定能力相結合，獲得更優的燃燒室性能，是近年來支板研究的一個重要方向。

Andrew等較早開展了支板/凹腔一體化火焰穩定試驗及數值仿真，研究發現，支板底部膨脹引起的低壓區在凹腔內部形成強的回流，支板尾跡中的回流強化了主流與凹腔之間的質量交換，由于質量交換的增強及支板尾跡的綜合作用增大了混合面積，從而增強了火焰穩定性能［20-21］。Chaitanya等及趙延輝的計算及試驗研究亦獲得類似的結果［22-23］。劉金林的數值仿真結果則表明，支板與凹腔橫向組合時，凹腔內回流區卷吸作用強于縱向組合［24］。Hsu等試驗研究了圖3所示的支板/凹腔組合及燃料噴注方式對燃燒特性的影響，試驗發現，在支板上游側噴燃料獲得了最好的燃燒效果，而在支板底部噴油會引起尾跡區局部富油不利于燃燒；在凹腔內噴油顯著促進了凹腔及支板尾跡區內的燃燒，能夠拓寬凹腔火焰穩定范圍［25］。

圖3 Hsu等采用的支板/凹腔組合方式Fig.3 Strut/cavity assembly mode used by Hsu

此外，陳立紅等開展了基于支板/凹腔一體化燃燒室的超燃沖壓發動機自由射流試驗，結果表明支板/凹腔一體化燃燒室可以組織起較為理想的燃燒，并獲得一定的推力性能［26］。冮強等則開展了基于支板/凹腔一體化火焰穩定的燃燒室直連試驗，實現了模擬飛行Ma=4～5寬當量比范圍可靠點火和穩定燃燒［10］。

4 支板阻力

超聲速氣流流經支板產生激波，激波抬升了支板迎風面壓力，而支板背風面氣流突然膨脹，壓力低于迎風面，從而形成了支板阻力。燃燒室無化學反應冷態及化學反應熱態條件下，支板前激波串結構存在差異，因此關于支板減租的研究集中在冷態阻力和熱態阻力2個方面。

蘇義等基于直連試驗臺推力測量裝置對支板冷態阻力開展了試驗研究，研究發現，支板的冷態阻力隨支板高度的增加而增加，隨支板的后掠角的增加而減?。?7］。鮑文等采用數值方法研究了支板后掠角對阻力系數的影響，計算結果表明，隨著后掠角的變化，支板阻力系數并未發現明顯變化，但是隨著飛行速度的提高，支板阻力系數有所降低［28］。Chung等對不同結構的支板流場數值仿真結果則表明，采用圖4所示結構的帶有前緣角且尾部適度后掠的支板能夠獲得總壓恢復與摻混效果之間較好的平衡［29］。

圖4 Chung等推薦的支板結構Fig.4 Strut structure recommended by Chung

劉世杰等利用高速攝影試驗研究了支板熱態阻力，試驗模擬飛行高度24 km，飛行馬赫數5.5。通過對帶有支板的燃燒室燃燒及流動過程觀測發現，在高當量比下，燃燒室內發生熱力壅塞，支板阻力較冷態大幅減?。?0］。蘇義等試驗結果亦表明，支板熱態阻力小于冷態阻力，并隨著當量比的增加而減?。?7］。

5 熱防護

支板暴露超聲速氣流當中，在對流及輻射換熱雙重作用下，其前緣駐點熱環境非常惡劣，熱流密度達到MW/m2甚至十幾MW/m2量級［31-32］，因此，要確保支板能夠長時間可靠工作，必須深入開展熱防護研究。目前，支板熱防護研究主要集中在以下3個方面。

5.1 復合材料

Bouquetc等在模擬飛行來流Ma=8條件下，試驗研究了圖5所示的不同前緣半徑的C/SiC材料支板熱防護性能。試驗結果表明，前緣半徑1.25 mm的支板能夠可靠工作150 s［33］。Marc等對采用C/C復合材料的氫燃料主動冷卻支板開展的試驗研究發現，當支板前緣半徑小于2 mm時，支板可在模擬飛行來流Ma=12條件下可靠工作，并且耐高溫材料的使用可以允許燃料溫度超過1 000 K［34］。Felix等則在支板來流總溫1 920 K條件下試驗驗證了C/SiC復合材料支板長時間工作的可靠性［35］。

圖5 Bouquetc等采用的C/SiC支板Fig.5 C/SiC strut used by Bouquetc

5.2 主動冷卻

Killackey等較早的開展了氫燃料主動冷卻支板研究，支板材料選用Nickel-200，熱防護重點為支板前緣，并對支板前緣單獨設計了冷卻通道進行熱防護［36］。Semenov將2塊金屬板焊在一起，在金屬板的內表面布置凹槽作為碳氫燃料的流道，燃料通過支板內部時吸收支板的熱量，起到冷卻的作用，試驗結果表明這種結構有很好的冷卻效果［37］。陳同銀等設計了主動冷卻結構支板，材料為Inconel625，在Ma=2.5，總溫1 920 K，總壓1.45 MPa，空氣流量1.35 kg/s及燃料流量31.5 g/s條件下開展了支板熱防護研究，試驗后支板主動冷卻結構完好，但支板前緣部分燒蝕，作者指出支板前緣需要相對特殊的冷卻通道設計，同時采用前緣圓倒角，將有效地控制前緣溫度［38］。

5.3 輔助冷卻

孫冰等對支板前緣金屬結構再生冷卻、耐燒蝕材料熱防護和氣體噴射熱防護3種方案進行了對比研究。計算結果表明：金屬結構再生冷卻方案無法對支板進行有效的熱防護，而耐燒蝕材料方案可以在飛行馬赫數8以下起到很好的熱防護效果，當馬赫數大于8時，則只有氣體噴射方案可以實現有效的熱防護［31］。蔣勁等在電弧加熱設備上驗證了帶有隔熱涂層的噴油支桿熱防護性能，來流條件為Ma=2.67，總溫1 900 K及總壓2.53 MPa，帶有隔熱涂層的支桿經過50 s試驗后情況良好，試后金相分析表明，有涂層保護的支桿合金結構較無涂層保護的金相組織致密、均一，說明涂層有效抵制了合金的氧化，且與合金結合緊密［39］。Motoyama則建議通過在鈍體頭錐前段設置一個尖劈來改變其前端流場，在鈍體前段滯止點區域產生回流區，從而降低支板前緣的熱流密度［40］。 此外，熊宴斌等還對發汗與沖擊冷卻支板開展了試驗及數值計算研究［41-42］。

6 建議與思考

燃料側噴、采用帶有交錯結構尾部均為增強支板噴注燃料/空氣摻混的有效途徑，但支板尾部交錯結構帶來的加工、結構強度及熱防護等不利因素限制了其向工程應用的推廣。筆者推薦的一種可行支板噴注燃料/空氣摻混增強措施為：燃料側噴，利用支板超聲速擾流流動特性，通過支板附面層失穩誘發的大尺度擬序結構實現燃料/空氣高效摻混，以氣動摻混替代機械摻混，降低支板阻力及熱防護難度。

支板/凹腔一體化設計在強化燃燒及拓展穩焰邊界方面表現優異，但支板與凹腔一體化后，易于在凹腔局部劇烈釋熱形成亞聲速區域，火焰逆傳導致支板暴露于火焰之中，增加了支板熱防護難度。結合筆者學習及工作經驗，建議：飛行Ma≤7時，來流溫度較低，現有材料及冷卻技術能夠對支板進行可靠熱防護，推薦采用支板/凹腔一體化設計，獲得高的燃燒性能；而飛行Ma＞7時，來流溫度較高，建議將支板布置于凹腔上游，使支板功能退化為單一燃料噴注部件，此時支板遠離燃燒區域高溫燃氣，僅承受來流熱沖擊，現有材料及冷卻技術亦能對支板實現可靠熱防護。

目前，主要集中于飛行馬赫數7以下支板阻力研究，國內外相關學者及筆者的理論分析、數值仿真及試驗研究均表明，飛行馬赫數7以下燃燒室通過熱力學壅塞組織寬范圍高效燃燒，此時支板冷態阻力不容忽視，但熱態下，由于燃燒引起壓力升高降低了流經支板的氣流Ma數，支板阻力有所減小，特別是燃燒室形成熱力壅塞條件下，支板處于亞聲速氣流阻力大幅降低，因此不用太過于關注支板結構形式及噴注方式對支板阻力的影響。結合上文分析，飛行Ma＞7時，考慮支板可靠熱防護，必須使支板遠離燃燒區域，此時支板阻力主要取決于來流條件，支板冷、熱態阻力差異不大，為減小支板阻力，應采用帶有前緣角度、后掠結構的薄支板。

支板長時可靠熱防護為限制支板工程應用的瓶頸，從目前研究情況來看，單一采用主動冷卻或復合材料很難解決這一問題，將多種手段結合起來對支板進行綜合熱防護應是實現支板長時間可靠工作的一個有效途徑。

7 結束語

如何平衡支板摻混增強及燃燒強化收益與所付出的阻力及熱防護懲罰，是支板工程設計首要妥善解決的問題。利用支板擾流氣動特性增強混合及燃燒、根據發動機具體工作條件靈活處理支板與燃燒的耦合及解耦，應是實現超聲速氣流中低阻、高效燃燒及支板可靠熱防護的一個有效途徑。

此外，工程層面進行大尺度燃燒室設計時，如何巧妙利用支板流道分割及結構支撐作用，降低大尺度燃燒組織難度、優化燃燒室結構，未來研究應給予足夠關注。

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（編輯：馬 杰）

Research on strut of scramjet engine

LIU Hao，ZHANG Mengzheng，DOU Feilong
（Xi'an Aerospace Propulsion Institute，Xi'an 710100，China）

The engineering design and application of the strut for the scramjet engine is the research goal in this paper.The research status of the strut for the scramjet engine is described in five aspects of fuel/air mixing enhancement，combustion reinforcement，strut/cavity integration flame holding，strut resistance and strut thermal protection.The reliable protection of the strut is regarded as a bottleneck restricting its engineering application，so some suggestions are：1）Fuel side-blown is adopted，and the pneumatic mixing of supersonic turbulent flow is utilized to replace mechanical mixing of the tail staggered structure to reduce the resistance on the strut and the difficulty of thermal protection；2）When the flight speed is Ma＞7，the strut/cavity integration structure is given up to make the strut be far away from the high temperature fuel in the combustion area，and make it only suffer from the coming flow's thermal impact，so that the available materials and cooling technologies can solve thermal protection issue of the strut，and at this moment，the strut resistance is determined by the condition of the coming flow，so the thin strut with a leading edge tilt and sweepback structure isrecommended；3）A variety of means are combined to provide the synthetical thermal protection for the strut to realize the long-time reliable working.

scramjet；strut；reviewliquid

V439-34

A

1672-9374（2016）05-0074-08

2016-02-20；

2016-04-13

劉昊（1984—），男，博士，高級工程師，研究領域為組合推進燃燒技術