高馬赫數來流超燃沖壓發動機燃燒流場分析

張時空，李 江，黃志偉，秦 飛，薛 瑞

(西北工業大學燃燒、熱結構和內流場重點試驗室，西安710072)

高馬赫數來流超燃沖壓發動機燃燒流場分析

張時空，李 江，黃志偉，秦 飛，薛 瑞

(西北工業大學燃燒、熱結構和內流場重點試驗室，西安710072)

以模擬自由來流馬赫數12的地面試驗氫燃料超燃沖壓發動機為研究對象，應用商用計算流體力學軟件CFD++;針對高馬赫數來流下的超燃沖壓發動機的典型流場結構、空間釋熱分布、預混/非預混燃燒模式和火焰穩定機理開展了分析研究。計算中采用7組分、9反應步的氫氣/氧氣動力學模型，使用壁面函數結合兩方程剪應力輸運模型，基于雷諾時均化方法開展計算，數值結果與試驗數據相符較好。1)驗證了CFD++軟件在高馬赫數來流下的適用性和計算精度;2)分析了高超聲速來流下的燃燒室流場特征;3)獲得了高馬赫來流條件下的發動機燃燒效率、釋熱區間、預混/非預混燃燒模式的空間分布規律;4)為進一步開展高馬赫數下的發動機精細化流場計算和多尺度燃燒過程研究提供了重要依據。

超燃沖壓發動機;高馬赫數;燃燒模式;數值模擬

0 引 言

超聲速燃燒是一種燃料在超聲速氣流中摻混與燃燒的復雜物理化學過程。超聲速燃燒沖壓發動機主要由進氣道、燃燒室、尾噴管三部分組成:進氣道將高超聲速來流空氣壓縮到合適的溫度與壓力后送入燃燒室;燃料與空氣在燃燒室內進行摻混、燃燒并釋放熱能;燃料化學能轉變成燃氣的動能后通過尾噴管膨脹做功產生推力。超燃沖壓發動機工作范圍較廣，適用飛行速度低至Ma 5，高至Ma 10以上，是實現空天飛行器、臨近空間飛行器和高超聲速巡航導彈的最有效動力裝置之一［1－3］。

當自由來流速度達到Ma 5以上時，發動機內為亞聲速與超聲速共存的流動狀態，來流通過隔離段內的預燃激波串實現減速。當自由來流速度達到高馬赫數(Ma 8以上)時，燃燒室內絕大部分區域為超聲速流動狀態［4］。與較低馬赫數相比:發動機由雙模態模式轉變為純超燃模式進行工作，流道內波系復雜，呈現明顯的三維流場特征;飛行器的內外阻較大，Ma 8速度下，產生1份凈推力需要用7份推力克服6份阻力，同時燃料摻混困難，增加摻混與減小阻力呈現突出的矛盾［2］;發動機熱環境較為嚴酷，必須采用具備較高熱值與熱沉的氫燃料代替碳氫燃料，對機體進行主動冷卻的同時產生更高的推力［5］;當來流總溫在2500 K以上時，高溫真實氣體效應開始凸顯［4］。伴隨著高馬赫數而出現的物理現象對該狀態下超燃沖壓發動機的設計提出了新的要求，原有計算分析手段在該條件下的適用性和準確性需要重新評判。

近年來，對Ma 8以上超燃沖壓推進系統的研究日漸興盛［2］，試驗器的最高飛行速度不斷刷新［6］。由于超高速風洞的造價昂貴，目前僅有美國［6］、澳大利亞［7］、日本［8］等國開展了Ma 8以上的相關試驗。國內對于Ma 8的超燃沖壓發動機的研究剛剛興起［9－10］，更高馬赫數的研究尚缺乏相關報道。相比其他方案，M12系列發動機模擬自由來流達到Ma 12，直連試驗進氣道入口速度達到Ma 6.72，這一數值已經處于雙模態沖壓發動機的自由來流速度區間，針對如此高速下的發動機燃燒流場的分析，國外鮮見，國內未見公開報道。

由于超聲速燃燒過程在時空上具有強瞬變、強湍流、強壓縮、各向異性和一些物理化學現象相互耦合的非線性特點，任何侵入式的物理傳感器在對超聲速流場帶來激波干擾的同時也面臨著生存問題，計算流體動力學(Computational fluid dynamics，CFD)的作用較為重要［11］，CFD逐漸成為除試驗外唯一可用的工具［2］.

本文以驗證數值模型對高馬赫數超燃沖壓發動機流場仿真的適用性為切入點，應用CFD++軟件，針對日本宇宙航空研究開發機構(Japan Aerospace Exploration Agency，JAXA)的M12－02發動機開展研究。驗證高馬赫數下選取的湍流模型、燃燒模型、動力學模型以及差分格式的適用性和精確度，分析流場的基本結構、空間釋熱區間、預混/非預混模式燃燒的分布，對于研究高馬赫數下的燃燒過程起到拋磚引玉的作用。

1 構型介紹

M12－02發動機隸屬JAXA的M12系列發動機［8］。M12的研制目的為:獲得設計點為Ma 12、工作范圍為Ma 10～Ma 15的超燃沖壓發動機。試驗在自由活塞式高焓激波風洞(High Enthalpy Shock Tunnel，HIEST)進行。如圖1所示，M12－02發動機為二元構型;使用二維側壓式進氣道，等直燃燒室和直擴噴管;應用流向渦支板噴注燃料，以增強燃氣摻混，改善發動機的火焰穩定性和點火能力。試驗工況如表1所示。

2 數值方法與計算模型

2.1 計算方法

使用商用軟件CFD++開展數值模擬工作。CFD++是Metacomp Technologies公司開發的一款流體計算軟件平臺［12］。本文使用二階總變量衰減(Total Variation Diminishing，TVD)格式差分求解雷諾時均的N-S方程(RANS)，應用有限速率 燃 燒 模 型，使 用 Harten-Lax-Van-LeerC (HLLC)類型的黎曼積分求解方式［13］。CFD++中可以使用一系列的湍流模型［12］，本文使用SST模型封閉湍流項［13－15］，所有的計算中，湍流生成和離散項都經過了壓縮性效應的修正。目前，CFD++已經被應用于超燃流場數值模擬分析［7，16］，但對Ma 10以上自由來流的燃燒內流場的性能計算尚不多見。

2.2 網格劃分

因發動機為二元構型，選取發動機寬度方向一半的區域進行網格劃分，如圖2所示。計算區域包括兩排共計六個支板?？紤]可用計算資源，加密近壁面網格，保證全流道Y+小于5，整個構型網格總數約為1000萬。

2.3 邊界條件設置

進氣道使用超聲速入口條件，具體參數由設備噴管計算程序獲得，見表1。計算過程中考慮高溫真實氣體效應(組分離解)，設備噴管出口的NO被計入 N2中，因此，O2的質量分數僅為0.2031［8］。

尾噴管使用超聲速出口條件，采用常溫300 K、黏性無滑移壁面。使用經驗壁面函數法求解近壁面湍流［12］。燃料支板使用質量流量與溫度的入口條件，單個支板噴注燃料0.00752 kg，溫度250 K。

表1 進氣道入口狀態［8］Table 1 Inlet entrance conditions［8］

2.4 化學動力學模型

使用7組分、9步的簡化動力學模型［17］，如表2所示。由于進氣道入口氣流的速度較高，氣流通過與發動機等長度的距離所用時間在毫秒量級，已經接近化學動力學的時間尺度，故研究中使用有限速率燃燒模型，以考慮燃料的點火延遲。

為驗證簡化模型的適用性，比較簡化模型與9組分27步詳細模型［18］點火延遲時間，如圖3所示，可見兩者相符較好，簡化模型可以用于流場計算。

表2 H2－O2化學反應模型［12］Table 2 Hydrogen-oxygen reaction mechanism［12］

2.5 數值結果/試驗數據比對

計算結果中，狀態方程的各項殘差均小于10－5且不再變動，進出口質量流率之差小于10－6g，認為結果已經收斂。將數值結果與文獻［8，19］中的試驗數據進行對比(試驗中所有測點處的壓力數據均取試驗時間內的平均值)，圖4為對比結果。

由圖4可見，數值模型能較好預測燃燒室的壁面靜壓，但對燃燒室前半部分的壓力預測稍差。

由壁面靜壓可見，與低來流馬赫數亞燃沖壓、雙模態沖壓燃燒室［16，20］相比，高馬赫數來流下，燃燒流場中明顯的波系貫穿整個流道。燃燒室的壓力分布間接反映了空間釋熱量的分布。由此初步判定，高馬赫數下發動機的燃燒模式與常規的亞燃、雙模態沖壓發動機相比具有顯著不同的特點。

3 數值結果分析

以下從燃燒效率、流場結構、燃燒模式及燃燒釋熱區間入手，初步揭示高馬赫數下超燃沖壓發動機的燃燒、流動特征。

3.1 發動機燃燒效率

本文中將燃燒效率定義為，燃燒室任意橫向截面上燃燒最終產物中H2O組分的實際質量分數與理論質量分數的比值［21］。即

式中:YH2O和YH2分別為H2O和H2的質量分數，ρ為氣體密度，ux為氣流軸向速度，Ayz為垂直于軸線的任意橫向截面積，νH2O和νH2分別為H2單步反應時H2O和H2的化學計量數，WH2O和WH2分別為H2O和H2的分子質量。

圖5為燃燒效率與釋熱量沿流道的分布曲線，圖中可見，支板出口處 (x=0.200 m)至 x= 0.259 m處燃燒效率和釋熱量基本為0，化學反應很微弱，屬于反應感應區(A區)。從x=0.259 m至x=0.579 m處燃燒效率快速增長，屬于快速反應區(B區)。從x=0.579m至發動機出口處 (C區)燃燒效率沿程緩慢增加，氣流處于短距離內的局部平衡狀態。由釋熱率分布可見，流道內的強激波系對于燃氣的影響明顯，在x=0.299～0.429 m區間，燃氣釋放大量熱量;在x=0.434～0.484 m區間，受波系影響，燃氣吸熱;在x=0.484～1.900 m區間，燃氣持續受到上述波系加熱和燃燒釋熱的雙重影響，二者此起彼伏，造成流道內釋熱量的規律波動。在x=1.90 m處，燃燒效率達到0.810，此后超聲速氣流在噴管內加速減壓，反應向放熱方向進行，最終在噴管出口處(x=2.353 m)燃燒效率達到0.837，在高氣流速度導致的燃料短駐留時間［22］與高氣流總溫導致的化學反應進度受到抑制等因素的共同作用下，發動機的燃燒效率較低。

3.2 流場結構分析

圖6為冷流/燃燒狀態下中心截面的壓力分布云圖，可見在燃燒條件下，燃燒室內仍存在著明顯的波系結構。

高速來流先后受到進氣道與支板型面的壓縮作用，壓力升高，在進氣道內與燃燒室之前分別形成兩道斜激波。進入燃燒室后，由于流道面積突擴，形成兩道膨脹波;在支板噴嘴出口處，氫氣的噴入對來流產生橫向的剪切作用，形成兩道弓形激波。此后，初始形成的激波和膨脹波在燃燒室壁面多次反射、相交并疊加，與燃燒釋熱形成強烈的耦合作用，最終建立起貫穿整個燃燒室的復雜波系。

在來流高超聲速狀態下，化學反應強度的相對減弱加上高超聲速剪切層具有的較強穩定性，燃燒反應不足以充分破壞波系結構，流場呈現出與低超聲速來流時［23］顯著不同的特點。在燃燒室后段，激波系的強度減弱、厚度增加，燃燒釋熱在一定程度上“抹平”了波系，當氣流進入到大膨脹比的尾噴管時，受膨脹減壓的作用，波系遭到顯著破壞，波系強度較弱。

圖7為流道中心截面上冷流和燃燒工況下的局部馬赫數云圖，圖中將亞音速區域隱藏。由圖可見，在冷/熱工況下，支板底部和近壁面邊界層存在明顯的亞聲速區域，流道中其余部分為超聲速流動，中心流道的氣流速度變化較小。燃燒工況下，支板處的燃料與高速來流作用形成了弓形激波，故支板底部亞聲速區域較大;近壁面氣流速度較低，這反映出室壓對于高速來流的減速作用。燃燒增大了流道中的激波角度。

圖8為支板后方 H2質量分數的等值面分布，等值面以溫度著色。從圖8(a)～圖8(d)可見，氫氣射流受到高速氣流的剪切與燃料支板的擾動作用，氫氣在支板軸線上沿流向呈明顯的帶狀分布。圖中清楚地再現了復雜波系在壁面上的反射現象。H2的消耗主要發生在近壁面區域，沿壁面向高度方向擴散，然而由于超聲速氣流的剛性，H2直至燃燒室出口也無法實現高度方向的貫穿(圖8(a))。從圖8(c)～圖8(d)可見，下游流道的燃氣溫度較高，燃料在燃燒室前半段放熱較少，近支板處溫度較低。這一方面是因支板附近為富燃環境，H2/O2摻混不均;另一方面，流道內氣流速度較高，燃氣在點火時間內需要流經一定的距離以完成自點火，活性基團產生后，其在燃氣中的擴散同樣需要一定的時間，故高溫區間主要形成在燃燒室下游。

圖9(a)～圖9(d)分別為x=0.2～0.5 m截面處的湍動能云圖，其中白色箭頭表示速度矢量，箭頭長短對應速度大小。由圖9(a)可見，燃料支板擾動附近氣流，形成了流向渦。在流道壁面附近(圖右側)，高速來流受到壁面的摩擦減速作用，加之激波在流道壁面的反射，流道中心部分在激波相交點附近產生流動分離，形成了高湍動能區域(圖9(a)，9(c))，故壁面附近湍動能與流道中心相比較大。從圖9各支板附近的速度矢量可見，在支板出口處，上下排流向渦互不干擾，當流動向下游發展時，流向渦的卷吸運動逐漸衰減，同時流向渦的擾動不斷向外圍擴展，在x=0.5 m貫穿了流道的高度方向。

3.3 燃燒模式分析

式中:YF、YO為燃料和氧化劑質量分數。當火焰指數為1時，為預混燃燒模式;當火焰指數為－1時，為非預混燃燒模式。

圖10為流道中心截面火焰指數云圖，可見流道內以非預混燃燒占主導，預混燃燒主要集中在x= 0.91 m之前的近壁面部分。在流道中心，燃料與空氣受到激波的隔離作用，在燃燒室入口處到x= 0.41 m之前形成了不反應區域。

圖10中，燃料沿燃燒室壁面向下游發展、與空氣摻混，很快產生自點火，形成局部的預混燃燒區域;該區域在下游沿軸向和高度兩方向進行擴展，起到了較好的加熱、預燃、點火作用。而在燃燒室的其他區域，由于高超聲速剪切層的強穩定性，加上高超聲速來流條件下燃燒室具有較強的自點火特性，燃料在未實現充分摻混的條件下即迅速發生化學反應，因而以非預混燃燒為主導。

圖11為流道中心截面釋熱率云圖，圖中隱藏了釋熱值為0以上(燃氣吸熱)的區間。由圖可見，流道內釋熱區間呈菱形分布。在x=0.53 m之前，釋熱主要發生在近壁面區域;在x=0.53 m之后，隨著燃氣組分的擴散，流道中部也出現了釋熱。在x= 0.20 m(支板出口)到x=0.22 m之間，無熱量釋放;在x=0.22～0.50 m內，熱量劇烈釋放(顏色較深部分);在x=0.50 m之后，由于激波在流道內反射相交，在空白區域中，激波在交匯時釋放的熱量超過了燃氣自身的化學反應釋熱;在尾噴管入口，高速氣流形成了上下兩道膨脹波，燃氣加速降溫，促進了釋熱反應進行，故在整個尾噴管內，燃氣持續釋放熱量。

圖12(a)～(d)分別對應局部流道中心截面上的H2組分，OH組分、火焰指數和靜壓(P)云圖。由圖12(a)可見，氫氣在支板后方形成高濃度區間，而在該區間至x=0.23 m前的主流中，OH生成量很少(圖12(b))，即燃料與空氣反應較弱;由火焰指數與OH組分可見，流道近壁面區域(x=0.23～0.38 m)為預混燃燒模式，有明顯的OH存在，OH生成后被輸運至流道中部參與擴散燃燒;與靜壓云圖類似，OH的分布呈現周期性。由OH、火焰指數、靜壓云圖可見，x=0.28～0.38 m為預混燃燒區域，也是激波與燃燒室邊界層相干涉的地方，這一區間壓力較高，有大量OH組分生成;由圖12(d)可見，x =0.72～0.76 m近壁面區域，同樣為激波與邊界層相干涉的位置，此區間亦是預混燃燒區域。反之，在x=0.38～0.48 m近壁面區域，雖然有一定濃度的H2存在，但這一區間OH生成較少。故認為激波一定程度上促進了預混燃燒的發生，同時預混燃燒生成的OH活性組分隨著流動輸運至流道中后部，進行擴散燃燒。流道內預混燃燒區間雖然較小，卻是燃燒室整個化學反應的開始，強烈的預混燃燒改變了燃燒室入口來流狀態，預混燃燒對整個發動機內的燃燒和流動過程十分重要。

圖13為流道高度方向(y向)50%截面上的釋熱分布統計，可直觀顯示亞、超聲速與釋熱的關系。x坐標為馬赫數，y坐標為釋熱率，散點用OH的質量分數染色。由圖13可見，燃燒在亞聲速和超聲速環境下同時進行;在亞聲速區域有強烈的熱量釋放，而大部分的熱量在超聲速下釋放，這也對應著OH分數較高的區域。

4 結束語

1)CFD++軟件應用于高馬赫數來流下的超聲速燃燒流場分析，計算結果與實驗數據相符較好。

2)高馬赫數發動機內流場中，燃料的大部分化學能以超聲速燃燒的形式釋放;流道內以非預混燃燒為主，預混燃燒起到“自點火源”的作用;預混燃燒主要集中在燃燒室前半段的近壁面區域;激波誘導邊界層分離對于預混燃燒模式具有重要影響。

3)高馬赫數來流條件下，燃燒室內的波系結構貫穿整個流道，燃燒釋熱對于流場結構的改變作用下降，波系對整個燃燒過程的影響顯著。

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(編輯:張宇平)

Combustion Flow Field Analysis of a Scramjet Engine at High Mach Number

ZHANG Shi-kong，LI Jiang，HUANG Zhi-wei，QIN Fei，XUE Rui
(Science and Technology on Combustion，Internal Flow and Thermo-structure Laboratory，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China)

A hydrogen-fueled ground testing scramjet engine operating at flight Ma 12 is numerically studied.Computation of the combustion field is carried out based on the commercial software CFD++.The basic flow structure，the spatial distribution of heat release，the combustion mode of premixed/non-premixed，and the mechanism of flame stabilization of the scramjet engine which works at Ma 12 are investigated in detail.A hydrogen-air chemistry kinetic model consisting of 7 species，9 reaction steps is adopted in the Reynolds-Averaged Navier-Stokes simulation.The two-equation shear-stress-transport(SST) turbulence model which takes account of the wall functions is used to handle the turbulence-chemistry interactions.The results are validated by the experimentally measured wall pressure distribution with good agreement.1)The applicability and accuracy of CFD++ in the study of compressible reactive flows under high flight Mach numbers are verified;2)the combustion characteristics under hypersonic inflow conditions are studied;3)the combustion efficiency，the heat release，and the combustion mode are obtained for the very high Mach number;4)these observations offer insight into the potential for exploring the mechanisms of the combustion simulation and multi-scale combustion dynamics under hypersonic flow conditions.

Scramjet;High Mach number;Combustion mode;Numerical simulation

V235.21

A

1000-1328(2017)01-0080-09

10.3873/j.issn.1000-1328.2017.01.011

張時空(1986－)，男，博士生，主要從事火箭沖壓組合發動機總體設計。

2016-04-15;

2016-11-07

國家自然科學基金(91541110)