关于硕士学位论文《超声速流场中凹腔火焰稳定器的点火和稳焰研(精)

超声速燃烧与高超声速推进俞刚;范学军【摘要】50多年的努力和曲折经历证明了超声速燃烧冲压发动机概念的可行性.本文对影响超燃冲压发动机技术成熟的主要因素作了扼要的分析.高超声速推进的首要问题是净推力,利用超声速燃烧获得推力遇到各种实际问题的制约,它们往往互相牵制.几次飞行试验表明高超声速飞行需要的发动机净推力仍差强人意,液体碳氢燃料(煤油)超燃冲压发动机在飞行马赫数5上下的加速和模态转换过程,成为高超声速吸气式推进继续发展的瓶颈.研究表明,利用吸热碳氢燃料不仅是发动机冷却的需要也是提高发动机推力和性能的关键举措,燃料吸热后物性改变对燃烧性能的附加贡献对超燃冲压发动机的净推力至关重要.当前,实验模拟技术和测量技术相对地落后,无法对环境、尺寸和试验时间做到完全的模拟.计算流体动力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)逐渐成为除实验以外唯一可用的工具,然而,超声速燃烧的数值模拟遇到湍流和化学反应动力学的双重困难.影响对发动机的性能作正确可靠的评估.提出双模态超燃冲压发动机模态转换、吸热碳氢燃料主动冷却燃料催化裂解与超声速燃烧耦合、燃烧稳定性、实验模拟技术与装置、内流场特性和发动机性能测量、数值模拟中的湍流模型、煤油替代燃料及简化机理等研究前沿课题,和未来5～10年重点发展方向的建议.%After the long and strenuous efforts covering more than 50 years and the tortuous experiences,feasibility of the scramjet concept has finally been proven.In this paper,the main factors influencing the technical maturity of the scramjet engine are briefly analysed.A matter of utmost concern for this new type of air-breathing engine is the net thrust.The production of engine thrust using supersonic combustion encountered a number of practical requirements which were often foundto contradict each other.Several flight tests showed that the net engine thrust was still not as good as expected.The acceleration capability and mode transition of scramjet with liquid hydrocarbon fuels (kerosene) operating at flight Mach numbers about 5 has become the bottleneck preventing scramjet engine from continuing development.Research showed that the use of endothermic hydrocarbon fuels is not only necessary for engine cooling but also a critical measure for improving engine thrust and performance.Changes of thermo-physical-chemical characteristics of endothermic fuels during heat absorption make additional contributions to the combustion performance which is essential to the scramjet net thrust.Currently,the technology of experimental simulation and measurement is still lagging behind the needs.The complete duplication or true similarity of atmospheric flight environment,engine size and test duration remainsimpossible.Therefore,computational fluid dynamics (CFD) has become an important tool besides experiment.However,nunerical simulation of supersonic combustion encountered challenges which come from both turbulence and chemical kinetics as well as their interaction.It will inevitably affect the proper assessment of the engine perfornance.Several frontiers of research in this developing field are pointed out:mode transition in the dual-mode scramjet,active cooling by endothermic hydrocarbon fuel with catalytic cracking coupled with supersonic combustion,combustion stability,experimental simulation and development of test facilities,measurements of the inner flow-fieldcharacteristics and engine performance,turbulence modeling,kerosene surrogate fuels and reduced chemical kinetic mechanisms,and soon.Also,directions for future research efforts are proposed and suggestions for the next 5-10 years are given.【期刊名称】《力学进展》【年(卷),期】2013(043)005【总页数】23页(P449-471)【关键词】超声速燃烧;高超声速推进;超燃冲压发动机;吸热碳氢燃料;燃烧稳定性;模态转换【作者】俞刚;范学军【作者单位】中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室,北京100190;中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室,北京100190【正文语种】中文【中图分类】V231.11.1 超声速燃烧与高超声速推进超音速燃烧是一种燃料在超声速气流中混合与燃烧的物理化学过程,这种概念源自超声速燃烧冲压发动机(简称超燃冲压发动机),由美籍意大利空气动力学家安东尼奥·费里在1950年代提出 (Ferri et al.1962,Weber et al. 1958).这种发动机的特点是几何形状简单,没有任何转动部件,由进气道、燃烧室和尾喷管3大部件组成,其中进气道通过收缩壁面将高超声速空气来流压缩到适合燃烧的温度与压力,然后气流与燃料在燃烧室混合燃烧释热、转变成高温高压气体后通过尾喷管膨胀产生推力.燃料与空气来流燃烧可以是亚声速,也可以是超声速,取决于飞行速度.当飞行速度超过5倍声速时,进气道壁面的压缩不再能把高超声速的空气来流转变为适合燃烧的温度与压力,而且空气开始离解,如果进入燃烧室的气流速度为超声速,这些弊端就能得以化解,超声速燃烧于是应运而生(Murthy and Curran 1991,Curran 2000).通常,当飞行速度超过5倍声速或马赫数5.0以上时、气流的动能将占气流总能量的80%以上,会对流动起控制作用.此外,5倍声速亦是不需要考虑空气离解的最高飞行马赫数,钱学森在20世纪40年代将这种流动定名为高超声速(Hypersonic)(Heiser and Pratt 1994).由于超燃冲压发动机是吸气式高超声速推进唯一的候选者,因此,基本上它也是高超声速推进的同义语.超声速燃烧冲压发动机只需要携带燃料,氧气可从大气中吸取,具有涡轮喷气发动机和火箭发动机不具备的性能优点,有可能开发成为飞得更高、更快的高超声速飞行器.未来还有可能发展成为更加便捷、安全和低成本的天地往返运输系统,提高我们进入空间和利用空间的能力.1.2 解决超声速燃烧遇到的实际问题有巨大的挑战性超燃冲压发动机由3个部件组成,但是仅有燃烧室是主动部件,推力靠燃料燃烧释热产生,被认为是发动机的心脏.因此,发动机的性能很大程度上取决于燃烧室的性能.然而,决定燃烧室性能的超声速燃烧过程十分复杂,燃烧流场中充满激波、混合、湍流、边界层,以及它们与化学反应动力学的相互作用,是气体动力学领域最后尚未解决的几个难题之一,也是气体动力学与物理学、化学交叉学科的新生长点.由于现象过于复杂,对它的认知和现状仍可借用 Enrico Ferm i精辟的话语概括“We are still confused,but at a higher level”(Heiser and Pratt 1994).超声速燃烧的理论问题虽然极为复杂,但是利用超声速燃烧获得推力遇到的实际问题更具挑战性.因为高超声速飞行的空气阻力巨大,发动机的推力克服阻力后是否还有足够的净推力一直存在疑虑和争议.法国人将它归结为推力与阻力之间的较量(Aero-Propulsion Balance),据他们估计,当飞行马赫数为 2时，获得 1份纯推力时喷管仅需要产生 2份推力克服1份阻力,而当飞行马赫数为8时获得1份纯推力则需要喷管产生 7份推力克服 6份阻力(Francos and Laurent 2002).所以,高超声速飞行巨大的阻力导致可用的纯推力可能非常临界.作为发动机正能量的唯一来源的超声速燃烧必须充分利用好.至少,捕获的超声速空气流与注入燃料混合后必需形成均匀的燃料空气混合物进行有效的燃烧.此外,全部过程须在一个合理的长度(时间)内完成,并且在发动机中不引起和少引起激波以便减少阻力损失.总之,对一切可能影响推力的正反因素都需要做到锱铢必究.然而,棘手的是上述各种因素的要求往往相互牵制导致顾此失彼.1.3 6分钟巡航230英里飞行试验经过50多年的曲折经历和最近10多年的努力,超声速燃烧和超燃冲压发动机的研究在美国进入飞行试验的阶段.2004年NASA氢燃料超燃冲压发动机的飞行试验机X-43A,在第2次马赫数7的飞行试验中测到了加速度,表明有了净推力.据报道获得的发动机性能数据与CFD的计算结果保持了很好的一致性,称其误差落在标准偏差之内(Curtis Peebles 2008,Cur-tis Peebles 2011).空军代号为X-51A的吸热碳氢燃料超燃冲压发动机的飞行试验,2011年以来不断地失利,终于在2013年5月1日的第4次飞行试验中实现了从马赫数4.8加速到马赫数5.1、实现了6分钟巡航230英里的创举(Guy Norris 2013).氢燃料和碳氢燃料超燃冲压发动机飞行试验的成功演示,表明技术的成熟程度,同时也证明了超燃冲压发动机产生的推力能够克服高超声速飞行巨大的空气阻力获得净推力.因此,有理由相信超燃冲压发动机概念的可行性,其挑战性的科学技术问题已经找到解决的方法,包括燃烧室中的燃料混合、点火、稳定燃烧,以及实验和测量技术.相信吸热碳氢燃料的应用和贡献起了“临门一脚”的关键性作用(Norries 2001).1.4 面临挑战依然严峻,双模态超燃冲压发动机成为发展的瓶颈盘点50多年来的主要成就,氢燃料超燃冲压发动机马赫数7的飞行虽然只进行了11s但测得有加速度,然而马赫数9.8的飞行试验则未能测得明显的加速度 (Curtis Peebles 2008),说明马赫数越高净推力越难获得.X-51获得成功的第1次飞行试验虽然运行时间达200 s,但是没有达到从马赫数4.75自主动力飞行加速到马赫数大于5的预计目标.X-51的第2和第3次都以失败告终,最近2013年5月1日的第4次飞行虽然获得成功,但是试验前非常低调,取消了计划飞行马赫数6的目标,最终只加速到5.1,为历时数年的X-51飞行试验计划打上句号.结果亦说明,碳氢燃料超燃冲压发动机比氢燃料超燃冲压发动机更难以获得净推力.时至今日,美国的超燃冲压发动机研究已进入飞行试验阶段,研究计划必然有所调整和侧重,通过每年国际大会的报告可以看出端倪.广泛的基础性研究和关键技术研究的活动明显减少.在超声速燃烧研究方面比较关注的主要是双模态超燃冲压发动机的模态转换和吸热碳氢燃料的超声速燃烧等问题.当然,这种状况仅限美国而已.双模态超燃冲压发动机,顾名思义是把亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机合二为一,这不仅合理也是未来高超声速吸气式推进和组合式发动机技术发展通向实际应用必经之途.但是,亚燃冲压和超燃冲压两种模态的几何通道迥然不同,要想在运行过程中改变发动机几何通道想法,按目前的科技水平尚无具体可行的技术途径.唯一可行的是如何利用发动机的固定几何通道做文章,其中受到比较一致认可的是“热壅塞喉道＋预燃激波串”的概念(Heiser and Pratt 1994),虽然这种利用气动原理实现模态转换的理论早已提出,但是进展不大(Sullins 1993,Jensen and Braend lein 1996,M orrison 1997),至今仍停留在理论分析和实验室规模的研究阶段.注意到X-43飞行试验是越过模态转换过程直接飞马赫数7和10,没有加速过程.X-51A第4次飞行试验虽然从马赫数4.8开始获得0.3个马赫数的加速,显然并没有完成从亚声速燃烧到全超声速燃烧的转换,模态转换仅走了一小步.当然,前进一小步得来亦不易.所以,面临的挑战还是十分严峻,剩下的模态转换和加速任务应该更艰巨,成为制约高超声速吸气式推进通向实际应用的瓶颈.关于吸热碳氢燃料在超燃冲压发动机中的应用问题,由于碳氢燃料的燃烧特性远逊于氢燃料,其性能是否能满足发动机的要求一直存有疑虑,直到2001年美国的性能发动机(Performance Test Engine,PTE)利用经过裂解的吸热碳氢燃料首次获得净推力才得以消除 (Norries 2001).表明应用吸热碳氢燃料对发动机获得净推力的重要性.然而,后续的研究很少发表.1.5 影响超燃冲压发动机技术成熟的因素高超声速推进技术几十年的发展和技术成熟程度显然远不能与火箭技术相比.究其原因,人为的因素是计划制定者对困难估计不足,如《Road to Mach 10》一书的作者所述“把潜在的可能 (potentiality)当成现实(reality)”(Curtis 2008).具体表现为研发计划的大起大落和左右摇摆.当然,归根到底还是技术上的原因,吸气式发动机与火箭不同的特点是吸气,这正所谓是“成也萧何败也萧何”,正因为吸的是高超声速空气,高超声速的高焓高压特性导致地面试验、CFD数值模拟和飞行试验3方面存在巨大的困难.由于高超声速飞行的气动热物理条件,现在还没有一种地面试验装置能同时对所有参数,包括环境、尺寸和试验时间做到完全的重复,也即在一个试验装置上不可能满足对所有参数都模拟的要求(Tishkoff et al.1997),所以实验结果不等于真实结果.此外,CFD数值模拟理应作为补充对实际复杂过程的规律提供深入的理解,但是许多起控制作用的因素,包括激波、边界层、湍流、化学动力学及与湍流的相互作用等知之不多或未知,从而限制了利用CFD模拟这些现象的能力.而且,试验结果的不确定性,也影响对CFD结果的确认.飞行试验的必要性是由于地面试验和CFD计算中存在这些不可克服的不确定性,导致发动机是否真正具有克服空气阻力的净推力需要通过自由飞行试验才能证明.然而,飞行试验要受技术和经费的双重限制,任何微小失误都会导致前功尽弃,纵观这些年X-43A和X-51的几次飞行试验,真正成功的几率很低,不过20%～30%.凡此种种,必然会限制超燃冲压发动机技术的发展和成熟.2.1 燃料选择与应用燃料对发动机的运行能力起重要作用.根据燃料的反应速率、热值和热沉(冷却能力)等3个方面性能的综合考虑,一般认为美国JP型的碳氢燃料能用到马赫数4～8的发动机,但是马赫数6以上将有重要的技术挑战,需要利用有催化反应的吸热碳氢燃料,典型的如为美空军SR-71高空侦察机研制的JP-7.液体甲烷有可能用于马赫数大于8,但马赫数10以上需要利用氢燃料(Tishkoff et al.1997).由于发动机实际尺寸重量的严格限制,气流在燃烧室中的驻留时间仅允许1m s左右.要求选择的燃料能尽可能快地燃烧释热.氢燃料反应速度快、热值高,双原子分子,有关的物理化学性质研究也比较透彻成熟,因而成为首选.氢燃料超声速燃烧的研究从1950年代经过1980年代美国空天飞机计划NASP,到2004年美国X-43A的飞行试验达到顶点.与氢燃料超声速燃烧的研究平行,JP型航空煤油超声速燃烧的研究在美国也一直是间歇性地在进行.美国空天飞机计划NASP终止以后,美国空军转向主攻吸热碳氢燃料超声速燃烧的研究.碳氢燃料(液体)与氢燃料相比具有容易储存、携带,便于实际应用的优点,但重要的缺点是化学反应速度慢(比氢慢了3～5个数量级)、热值低(单位质量的热值只有氢的1/3)和有限的热沉(单位质量的热沉只有氢的1/6),特别是液体碳氢燃料与空气混合成可燃气体之前,还需要经过雾化和气化过程.X-51A的飞行试验证明这些缺点在一定程度上是可以克服的.这应该归功于吸热碳氢燃料的热物理特性和在超燃冲压发动机上的成功应用 (Ianovsky et al.1993,Huang etal.2003,M aurice et al. 2001,Kay 1992,Yu et al.2005,Yu et al.2006).因为氢燃料在马赫数4～8没有优势,所以丧失它在近期军事应用中的地位,但是在未来需要更高马赫数的跨大气层飞行研究中有重要的地位.2.2 利用吸热碳氢燃料不仅是冷却的需要也是提高燃烧性能的关键超燃冲压发动机燃烧室气流温度有可能高达3000 K,其热负荷已超过了现有材料结构的允许极限.所以碳氢燃料超声速燃烧的问题必须和发动机的热管理协同考虑.换言之,燃料除了为发动机提供热源之外,还须用作冷却剂,利用燃料的吸热量对燃烧室进行主动冷却应该是最合理的选择.按估算飞行马赫数6时燃烧室中的热流可达2.0～2.5MW/m2,而当飞行马赫数7时燃烧室中的热流更高达3.0～3.5MW/m2(Lander and Nixon 1971).航空煤油所能提供的显热远小于氢气,从常温吸热到 1000 K的吸热量大约是2300 kJ/kg,基本上只能满足马赫数 6以下飞行器的冷却要求,但对于更高的马赫数,额外的吸热量必须通过吸热裂解反应的化学吸热量提供.研究表明,裂解反应可以把1000 K煤油的吸热量提高50%,约3500 kJ/kg,达到马赫数8飞行的冷却要求 (Lander and Nixon 1971,Kay et al.1992,W iese 1992,Edwards 1996,Edwards 2003).如图1所示.美国的联合技术研究公司(UTRC)于1990年代就已从事吸热碳氢燃料 JP-7的研究,大量有关 JP-7的基础研究包括物态、吸热量、裂解等热物性及相应的超声速燃烧特性研究在这个时期完成,促成了美国空军的性能发动机(PTE)在前期研究成果的基础上,于2001年利用裂解的 JP-7燃料获得正 (净)推力 (Norries 2001).中国科学院力学研究所从2000年开始,利用国产航空煤油RP-3对加热煤油的物理化学性质以及超声速燃烧特性方面做了大量的基础研究 (Yu et al.2000,Yu et al.2001,Yu et al. 2002,Yu et al.2003,Fan et al.2004,Yu et al. 2005,Fan et al.2005,Fan et al.2006a,Fan et al.2006b).图 2是国产航空煤油 RP-3的 TD物态变化图,RP-3的化学成分类似于美国的航空煤油JetA,它的临界点在630 K,25 atm 左右.该图能很好地区分液态区,气/液两相区,临界点,气态区和超临界态区.在超临界态下煤油的密度类似于液体,扩散性能类似于气体.所以RP-3裂解后注入燃烧室立即变成气态与空气混合,免除了燃料(液体)的雾化和气化过程.此外,裂解反应产生的小分子的碳氢燃料化学反应速度快,比煤油分子更适合超声速燃烧对燃料反应速度的要求,相对于液体煤油裂解态煤油的超声速燃烧性能可能有10%～15%的提高(Yu et al.2005,Yu et al.2006,Fan et al. 2007a,Fan et al.2007b,Fan etal.2008,Zhong et al.2008,Fan et al.2009,Zhong et al.2009a, Zhong etal.2009b,Zhong et al.2010),参见图3.所以,利用吸热碳氢燃料应该可以一举解决发动机燃烧室的冷却和性能问题,它不仅是冷却的需要也是提高燃烧性能的关键. 必须指出,被动冷却方法即利用耐高温复合材料也许可以解决发动机的热防护问题,但是,无法获得燃料吸热后热物理性质改变对燃烧性能的附加贡献,这些附加贡献对于超燃冲压发动机临界状态的净推力至关重要.2.3 燃烧室壁孔注射 (Flashwallinjection)获得实际应用燃料空气混合是超声速燃烧首先必须解决的问题.早在1980年代,由于美国空天飞机计划NASP吸气式跨大气层飞行的任务,提出飞行马赫数8以上的氢燃料超燃冲压发动机的需求,燃烧室进口气流马赫数有可能达到高超声速,于是燃料与空气的混合成为当时主要的困难.为了利用一切有利于增加推力的因素,甚至连燃料射流的动量都要加以利用,因此燃料射流必须平行地注入空气流,而平行射流主要依靠扩散混合,由于超声速气流中的压缩性对混合层的稳定性影响比较强(在同样的密度比条件下其混合扩展率仅有不可压混合层的 1/3),所以混合效率很低,达不到快速混合的目的,必须在平行混合的条件下考虑混合增强的方法.导致包括斜坡混合(ram p injector)在内的各种混合增强的手段的提出.这些方法依靠产生旋涡,将空气卷入燃料核心,增大燃料与空气的接触面积,从而提高扩散混合的效果.随着 1990年代NASP计划的终止,这些研究成果也被搁置(Seiner andKenzakowski2001,Cutmark et al. 1989,D rummond 1992,Riggins 1991,Billig 1998).另一方面,燃料横向混合与空气发生动量交换,主要依靠对流作用所以混合效率高.当燃烧室中的气流马赫数相对低时,利用燃料射流动量的必要性不大,所以燃料通过燃烧室壁孔横向注射 (flash wall injection)(Donbar et al. 2001),通常能提供良好的燃料射流穿透深度和相对快的近场混合.许多实验表明如果用燃料射流穿透深度除以喷咀出口直径,则无量纲穿透深度与燃料射流动量与气流动量之比成正比.但燃料射流与横向超声速气流相互作用产生弓形激波和局部三维流将会增加气流的总压损失.为了增强混合的效果又提出了伸入气流中间的支板混合 (strutsinjector)(Brandstetter et al.2002).支板混合综合了所有有利于混合的因素,而且支板基座下游的回流区还能起稳定火焰的作用.但是后来的研究发现,混合的优化、高的混合和燃烧效率可能还不是对推力起主导作用的因素.内部摩擦力能使发动机推力遭受很大的损失.因此一方面应避免燃烧室内部湿面积过大,要特别小心侵入式燃料喷嘴支板的应用,因为除了难以处理的冷却要求之外,支板波阻造成的气流总压损失也很可观.所以实际上,从整个系统的性能协调优化考虑.为了使发动机的纯推力最大,往往需要放弃最完全的混合作为代价.乍看这似乎对混合的论述有些自相矛盾,然而这恰恰是超声速燃烧复杂诡谲之处.混合效果的完全程度与气流总压损失是一对矛盾,例如燃料平行混合和垂直混合是两个极端情形.处理时往往顾此失彼,要做到顾此而不失彼.研究人员注意到壁面喷注孔的形状还可以改进.即利用非圆形孔,包括椭圆形和楔形孔,它们能减弱弓形激波和减少分离,而且喷咀出口还可以设法产生旋涡增强混合.这些努力试图在减少总压损失的同时能够保持混合效果不减.此外,同样是燃料通过壁面小孔横向喷注混合,仿照物理斜坡提出气动斜坡混合(aeroram p in jector)概念(Raym ond et al.1998),气动斜坡对混合增强的效果也许不及物理斜坡,但它没有棘手的冷却问题,而且重要的是,可以降低物理斜坡诱导的波阻损失.总之,尽管混合和混合增强问题受到过不止一代超声速燃烧研究人员的重视,但是事实情况是,美国空军所开发的发动机,包括性能试验发动机PTE、飞行重量发动机GDE、直到飞行试验X-51A的发动机,燃料喷注的方式虽然没有明确地说明,但根据空军所属单位发表的有关研究报告及各种讯息推测,燃料应该是通过壁面小孔横向注入.说明他们实际上是接受了这种简单有效但并非完美无缺的燃料混合方法.当然,燃料射流喷注孔的形状和分布以及方向会有讲究(Gallimore et al.2001).此外,对于轴对称特别是圆截面的燃烧室不存在壁角边界层而且热负荷均匀,缺点是尺寸较大的圆形截面燃料从壁面注入难以达到芯流部分,因此伸入气流的吊板式(pylon)和支板式(strut)燃料喷注手段仍得到注意(Hirano et al.2007).2.4 超声速点火与稳定燃烧是发动机正常运行的必要条件碳氢燃料的点火延迟时间比较长,在超燃燃烧室气流条件下能有效地点火燃烧一般需要外加点火器,最常见的如火花塞、等离子火炬等.而火花塞这种点火方式大都是分布在壁面,所以点火源基本上分布在附面层内的亚音速区域,这种依靠从亚音速区域热扩散和组分扩散的方式向超音速区域点火的方式效率不高,对于结构尺寸较大的发动机超音速主流区有可能难以完全着火.当注意到点火延迟时间随温度增加呈指数下降的关系时,不难想到只要适当提高当地气流的温度就能有助于缩短点火延迟时间实现自动点火,相对的点火延迟时间顺序从大到小为:甲烷,JP10,庚烷重整的吸热碳氢燃料,乙烯,氢 (M eredith and Spadaccini 2001),此外,等离子火炬的动量有助于将高温火焰引入超声速区,特别是氢和乙烯化学反应快,适当加以利用可以提高点火的能力 (Sung et al. 1999,M elissa et al.2003,Li et al.1997),而且它们与空气混合能产生大量促进点火的OH自由基,是不错的引导火焰 (Yu et al.2004).对于涉及点火机理等深层次的基础问题,如碳氢燃料点火所需的能量、热源持续的时间、有无火焰传播速度或如何定义由哪些因素决定?火焰传播速度和空气主流速度之间的关系又是怎样?这些研究还是需要的,以便为发动机设计提供基本的指导原则.超声速气流中燃烧稳定与否涉及发动机能否正常运行,由于燃烧室中气流驻留时间很短,能完成混合的时间很有限.火焰在其发展初期就可能被大量的低温混合物冲淡,。

自点火氢燃料超燃火焰形成与传播过程数值模拟及分析
董天洋;林志勇;席文雄;张定瑞
【期刊名称】《航空发动机》
【年(卷),期】2024(50)1
【摘要】针对氢燃料超燃冲压发动机燃烧室内的燃烧细节,采用数值方法研究了喷注初期不同喷注位置及当量比下超燃燃烧室氢燃料自点火火焰形成与传播过程,结合OH、HO_(2)自由基与温度分布分析了点火燃烧过程的火焰精细流场结构。

结果表明:凹腔下游喷孔距凹腔后缘较近时,若喷注压力超过2 MPa,会发生下游火焰通过回流区卷入凹腔的现象;凹腔内喷注会在凹腔剪切层前沿形成稳定反应面,造成反应区分离;喷注压力相同时,上游布置喷孔燃烧室出口氧耗率更高,总压恢复系数降低,而在喷注位置相同时,随喷注压力的升高,燃烧室出口氧耗率提高,总压恢复系数降低;喷注当量比不同会影响火焰的稳定位置与结构,在当量比较低时氢气燃烧主要发生在凹腔、剪切层及燃烧室下游,在当量比较高时则发生在燃烧室下游。

【总页数】8页(P79-86)
【作者】董天洋;林志勇;席文雄;张定瑞
【作者单位】中山大学航空航天学院;中南大学航空航天技术研究院;湖南中盛高科技研究院
【正文语种】中文
【中图分类】V235
【相关文献】
1.超燃冲压发动机燃烧室碳氢燃料的点火和火焰稳定研究
2.Ma4下超燃发动机乙烯点火及火焰传播过程试验研究
3.氢燃料超燃冲压发动机燃烧室非结构网格数值模拟
4.氢燃料超燃燃烧室流场结构和火焰传播规律试验研究
5.乙烯燃料超燃燃烧室燃烧流动过程的数值模拟
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部分预混超声速燃烧火焰面模式研究综述孙明波;范周琴;梁剑寒;刘卫东;王振国【摘要】采用部分预混火焰面模式建模与仿真已经成为超声速燃烧数值研究的主要趋势之一,系统回顾了超声速燃烧火焰面模式的发展历程,针对其应用的两个基本问题进行总结:一是火焰面模式在超声速燃烧中的物理存在问题,二是超声速燃烧火焰面模式的建模问题,重点分析了火焰面模式应用于超声速燃烧的难点,提出了超声速燃烧火焰面模式建模应兼顾的问题.【期刊名称】《力学进展》【年(卷),期】2010(040)006【总页数】8页(P634-641)【关键词】部分预混湍流燃烧;火焰模式;火焰面模式;超声速燃烧【作者】孙明波;范周琴;梁剑寒;刘卫东;王振国【作者单位】国防科技大学航天与材料工程学院,长沙,410073;国防科技大学航天与材料工程学院,长沙,410073;国防科技大学航天与材料工程学院,长沙,410073;国防科技大学航天与材料工程学院,长沙,410073;国防科技大学航天与材料工程学院,长沙,410073【正文语种】中文超燃冲压发动机是实现大气层内高超声速飞行的理想动力装置之一,为实现其高效、稳定的工作要求,发动机内部复杂的超声速燃烧过程引起了研究者的持续关注.超声速燃烧建模与模拟一直是超声速燃烧过程研究的重要内容之一.鉴于超声速燃烧过程包含激波、局部熄火和重点火等复杂的流动或化学过程,湍流与燃烧的相互作用模型比亚声速燃烧更难建立.早期超声速燃烧的相关计算基本上都只采用有限速率化学反应动力学机理,忽略了湍流与燃烧的相互作用,最近的对比计算[1]揭示出湍流燃烧耦合与否对计算结果以及物理过程描述有着很大的影响.目前超声速燃烧模拟一个合理的湍流燃烧模型是概率密度函数 (probability density function,PDF)模型,但对于复杂反应过程(如存在激波作用、局部熄火和重点火等),输运型PDF模型因为依赖于混合模型以及采用 Monte–Carlo方法计算量巨大的特点而应用受限,而设定型PDF因不能准确预估化学反应源项的高阶关联量会导致较大误差[2].火焰面模式由Peters[3]在对层流扩散火焰的研究基础上提出,虽然受特定的燃烧模式限制,但实际情况下绝大多数的湍流燃烧呈火焰面模式,如柴油机、火花点火式发动机和气体涡轮燃烧室的燃烧都属于这种模式[4],超声速湍流燃烧是否处于火焰面模式目前仍有争议,但国内外的研究者已经开始采用该模式对超燃冲压发动机的内部燃烧过程进行描述与仿真,并逐步成为超声速湍流燃烧数值研究的主要趋势之一[2].大部分燃烧情况下预混、非预混燃烧两种燃烧形式是并存的,称为部分预混燃烧.目前部分预混燃烧的火焰面模型已经开始在超声速湍流燃烧过程中进行应用.本文的目的就在于对最近应用于超声速湍流燃烧的部分预混火焰面模式的发展历程进行总结,归纳火焰面模式的物理基础探测实验,并对火焰面模式的建模提出方向性的建议,为下一步超声速燃烧部分预混火焰面模式的发展提供参考.按照 Peters[3]的观点,非预混湍流燃烧的火焰面模式 (火焰面是很薄的反应扩散层,厚度比Kohnogorov涡旋尺度小)可以看成嵌入湍流流场内随机分布的局部具有一维结构的薄的层流火焰面的系综.通过引入混合分数Z的等值面描述火焰面的位置,标量耗散率χ描述湍流与火焰面的相互作用.Z方程建立如下式中,D为扩散系数.预先求解一组准稳态或非稳态方程得到火焰面的数据库 (包括组分质量分数和温度)式中,χ=D(▽Z)2.在由Z方程得到Z分布后按照概率统计规律进行系综平均来处理湍流燃烧问题.针对扩散燃烧的火焰面方程,解曲线通常有3个分支(见图1):稳态燃烧分支、具有部分熄火状态的非稳态分支和完全熄火分支.大多数火焰面模型仅使用了稳态分支,而忽略了非稳态分支.Pierce等[5]指出,标量耗散率χ达熄火极限时状态由稳态分支阶跃至完全熄火分支会导致出现非物理解.为解决这一问题,Pierce等[5]和Pitsch等[6]发展了火焰面/进度参数(通常用C表示)方法,采用C实现从稳态分支经由非稳态分支向完全熄火状态的过渡.通常定义C为生成物的质量分数,方程如下组分质量分数Yi、温度T和源项˙mc满足Yi=Yi(Z,C),T=T(Z,C),˙mc=˙mc(Z,C),这些化学热力学参数的过滤值由双标量的设定联合概率密度函数P(Z,C)结合火焰面数据库计算得到.Ihme等[7]进一步修改该联合概率密度函数并测试发现该方法对非预混燃烧局部熄火及重点火过程预估十分准确.此外Pitsch的课题组还发展了基于火焰面模型预估自点火的方法[8],并测试了其在HCCI(homogeneous-charge compression ignition)发动机中的应用,发现与DNS结果符合较好.对于预混燃烧,Wirth和Peters[9]最早建议采用基于水平集(level set)的G标量描述火焰面的位置式中,G对应到火焰面的符号距离,sL为层流火焰传播速度,D为物质扩散系数,κ为火焰面曲率.同样可以建立关于G的预混火焰面数据库用于求解湍流燃烧问题.还有描述预混燃烧的基于化学反应进度变量c方程方法[10],c定义为组分线性组合,c=1表示火焰前锋及焰锋后的己燃气,c=0视为未燃混合物.对于预混可以给出简单形式式中,对应于燃料反应消耗率.区别于上文应用于非预混进度参数方程源项,该方程的源项平均形式一般与火焰表面密度Σ 相关联:=(ρusL)Σ − ▽ ·(,ρu代表未燃物密度.目前对于Σ已经提出了多种建模的方法[11].低速条件下的部分预混火焰面模式目前普遍认为是由大量的三火焰(triple fl ame)构成的[12],即认为存在有局部的预混火焰和非预混火焰.目前,针对部分预混火焰,通常将描述预混火焰与描述非预混火焰相结合,先后建立起了两种描述方法.一种是以 c方程与 Z 方程结合的方法.Domingo等[10]总结建立了以火焰指示器( fl ame index将两个方程结合,对整个燃烧流区自行求解的方法,=1代表预混燃烧,=0 代表非预烧.总的燃烧释热可以由=(1−计算,和分别是经由预混燃烧和扩散燃烧模型得到的释热.对于这一类模型,由于c方程本身的局限性,如预混火焰前锋的Σ随c变化的分布规律[13]、描述Σ的火焰面褶皱因子模型[11]、Z和c的耗散率模型[14]目前尚不完善,该方法仍处于进一步发展中.另一种部分预混火焰描述方法是 Peters等[12,15]所采用的将G方程与Z方程相结合的方法.该方法设定部分预混燃烧以部分预混火焰前锋面为起始,从而可以采用预混火焰界面的G方程描述出燃烧区,这一点区别于作用于整个流场的 c方程方法.该方法被 Peters[12],Menon[16]和Li[17]等的课题组先后采用,并应用于射流抬举火焰、旋流燃烧等模拟中.但G方程的火焰面模型也不完善,例如G方程中层流火焰传播速度是从详细化学反应机理预先求解的,大部分没有实验支持,而且湍流火焰传播速度的模型与当地湍流状态有关,模型不具有通用性.另外,G方程所采用的 level set方法也处于发展中,如对到火焰面距离的重构过程,传统上采用Russo等[18]发展的近界面亚网格保持 (sub cell f i x)处理与 Sussman等[19]发展的远界面迎风处理相结合的方法模拟预混火焰,最近Hartmann等[20]进行改进可以达到界面重构的一致二阶精度,但是该方法严重依赖于当地曲率计算,Sun等[21]发展了一种不依赖于网格的sub cell f i x方法.G方程火焰面模型的另一缺陷是不能够很好处理局部熄火以及重点火现象,Nogenmyr等[22]曾对旋流燃烧中的局部熄火问题引入G方程的修正处理,但总的来看G方程模型对于复杂化学反应过程的处理能力仍十分欠缺.目前火焰面模式能否应用于描述超声速湍流燃烧还存在争论,如Swaminathan和Bilger[23,24]认为火焰面的思想只适用于局部反应区厚度远小于湍流耗散长度尺度的情形,Eif l er等[25]和Dauptain等[26]认为在非均匀压力、存在自点火机制以及激波结构复杂的流场中采用火焰面模型本身是非常难的.但 Willams[4]通过分析常见工程湍流燃烧模式,认为大部分超声速燃烧仍处于火焰面模式,Swaminathan 和 Bilger的观点不能成为判别火焰面模式缺陷的准则.Balakrishnan和Willams[27]对超声速条件下的扩散火焰进行量纲分析认为:对于较好组织的氢/空气超声速扩散燃烧,基于反应面的湍流燃烧计算比分布式反应区概念更切实可行.Bray等[28]的分析也认为超声速湍流扩散燃烧处于火焰面模式.基于大涡模拟(large eddy simulation,LES)结果的分析表明[29]Waidmann等[30]支板喷射超声速扩散火焰位于“褶皱”火焰面区.但针对超声速湍流燃烧,基于火焰面模式的理论分析以及数值分析都缺乏实验观测,物理基础并不牢固.目前认为超声速湍流燃烧采用火焰面模式存在若干困难[31],总结起来有:(1)激波的作用.激波强度足够大时会促进点火或自点火,并使得火焰面模型失效.(2)超声速流动中Kolmogorov尺度递减使得Damk¨olher数以及雷诺数可能不符合火焰面的要求.(3)超声速流中动能改变导致的温度变化甚至超过化学反应释热的量级,这一点从一开始就受到重视,但迄今尚未解决.Peters等[32,33]先后提出过判别扩散火焰面模式的判据,Donbar等[34]对其进行总结,认为湍流扩散火焰处于火焰面模式要满足如下条件:(1)反应层足够薄;(2)反应层的热化学特性(离子浓度、火焰厚度等)能够由层流对撞射流火焰层理论描述;(3)反应层熄火或合并的频繁程度不高;(4)反应层的拉伸率正比于耗散率.Donbar等[34]对湍流射流扩散火焰进行PIV与CH基、OH基PLIF的联合观测,并依据这些判据对不同雷诺数的低速甲烷射流火焰的火焰面模式进行甄别,发现扩散火焰面模式基本满足要求.目前超声速湍流燃烧的火焰面模式尚没有实验进行完整的判别,但若干应用了精密观测手段的实验结果部分显示出了火焰面模式存在的可能.下面做一概括总结.超声速气流中的稳定燃烧可以通过热源的持续点火或者由速度不均流场内的回火区来组织.前者常见的形式如次级火焰的高温产物引燃主混合气、炽热平板点燃气流等,后者的常见形式是超/亚声速剪切层或设置回流区.Evans等[35]对采用环孔超声速双射流(内孔燃料、外环孔为高焓污染空气)形成的超/超声速混合、超/亚声速混合扩散火焰实验进行过总结,Zheng等[36]和 Sabelnikov等[31]的后续分析认为Evans等[35]获得的超声速扩散火焰处于火焰面模式.在超声速气流中设置回流区实现火焰稳定的常见形式有燃料壁面垂直喷射、后向台阶、支板以及凹腔等,并有了大量的实验结果,其中应用了综合非接触式光学测量手段(如纹影、平面激光诱导荧光 (planar laser-induced fl uorescence,PLIF)、粒子图像测速仪(particle imaging velocimetry,PIV))的典型实验有:Ben–Yakar[37]对模拟飞行马赫数8∼10条件下的超声速气流中横向喷注氢气或乙烯的燃烧实验,Waidmann等[30]在德国航天中心做的支板超燃发动机实验,Gruber等[38]、Rasmussen等[39]及Bynre等[40]的凹腔内外进行燃料喷射的稳定燃烧实验,Micka等[41]首次采用 CH 基 PLIF对双模态超燃过程进行观测,Sun等[42]采用OH基PLIF对凹腔上游氢气喷射燃烧过程的三维火焰结构进行了观测.Ben–Yakar[37]采用OH–PLIF观测了超声速气流中的横向H2射流燃烧以及安装凹腔的燃烧,发现喷流燃烧限于射流柱与主流形成的褶皱交界面上(图2).Waidmann等[30]对支板喷射超声速燃烧实验结果进行分析,发现支板喷射燃烧在超声速流场内形成了近似的扩散火焰面.Byrne等[40]在凹腔内部喷射氢气发现燃烧出现在凹腔回流区与主流的薄剪切层内 (图3).Gruber等[38]、Rasmussen等[39]以及Sun等[42]的OH基PLIF结果未能很好地分辨出反应区(图4),这主要是由OH基存延时间相对长造成的.鉴于 OH基不能很好标示基本反应区,最近Micka等[41]采用 CH基 PLIF对凹腔组织的乙烯喷射超声速燃烧过程进行观测 (图 5),在图像分辨率不高的情况仍然发现“燃烧处于薄反应区内”,但实验缺乏高分辨率观测且未与PIV结果对照,不能推断火焰属于褶皱型火焰面还是分布式薄反应区模式.究竟能否采用火焰面模式来描述超声速湍流燃烧,火焰面模式在以不同火焰稳定部件组织的燃烧过程中是怎样的存在形态,这种模式在什么类型下的超声速湍流燃烧中适用,或者说火焰面模式的存在条件是怎样的等基础性的物理问题,目前急需在实验观测中予以明确,为该模式在超声速湍流燃烧中的应用提供原则性概念和基础性理解.目前部分预混火焰面模式在超声速湍流燃烧中的应用困难主要体现在激波作用的影响以及高焓来流造成的局部点火或自点火的处理上.对于超燃燃烧室压力非均匀的特点,以及出现的激波/火焰相互作用,传统火焰面模式不能直接应用,必须对其进行修正.一些学者从压缩性、激波的影响等方面入手,围绕扩散火焰开展了一系列修正工作.为了考虑可压缩性的影响,Zheng等[36]首先扩展了不可压层流火焰面模型,将动能改变引起的温度变化修正进入温度计算中,也就是不同于低速时的φ(Z,χ),考虑第 3个变量——速度 u,得到T=T(Z,χ,u),Yk=Yk(Z,χ,u),为得到平均流参数,需要知道联合概率密度函数P(Z,χ,u),设定χ只与小涡特性相关,则可以认为P(Z,χ,u)=P(Z,u)P(χ),而且有 P(Z,u)=P(Z)P(u|Z),Zheng等[36]考虑了一种简单的动能向内能的转换模型这里,Y表示质量分数,下标 f,o,p分别代表燃料、氧化剂以及产物,s代表化学反应的当量系数.这样,关于温度和组分质量分数的物理量ϕ(T,Yk)可以表示为该模型计算与Evans等[35]的超声速非预混湍流燃烧实验结果符合较好.同时Zheng等[36]考虑了可压缩条件下压力膨胀项的影响,发现压力修正对计算结果影响不大.Zheng等[36]的计算结果还表明,在射流火焰的大部分区域,Kolmogorov 时间尺度与化学反应时间尺度接近相等,这样由Peters[3]定义的层流火焰面模式条件能够满足. Secundov[43]采用火焰面模型对若干种超声速燃烧形式进行计算,比较发现,对于点火延迟距离过长的燃烧区域,也就是反应区过厚的区域,火焰面模型预测结果较差.Secundov[43]在采用Zheng等[36]的方法对温度求解进行修正的同时,建立了多个压力状态的火焰数据库;Sabelnikov等[31]考虑了关于混合分数脉动的速度条件矩对Zheng等[36]建立的扩展火焰面模型进一步修正,设定在 hu|Zi附近的脉动可忽略,则P(u|Z)=δ(u−hu|Zi),注意到=(Z,χ,hu|Zi),同时采用火焰面方程可以将=Yk(Z,χ,hu|Zi),T˜=T(Z,χ,hu|Zi)与Z关联求解,再假设hu|Zi与Z之间存在简单的线性关系hu|Zi=a1+b1Z即可以实现求解.Sabelnikov等[31]采用该方法计算得到的H2/Air超声速扩散火焰温度好于Zheng等[36]的模型. Oevermann[44]为了配合激波捕捉算法的应用,舍弃火焰面数据库中的温度项,仅采用化学反应中间产物结果其中,为混合分数方差,由其输运方程得到;¯a定义为湍流平均拉伸率,¯a=CDε/k,CD 为经验参数,k和ε分别为湍动能和湍动能耗散率.当地温度由能量方程隐式求解得到Oevermann[44]采用该方法对Waidmann等[30]所做的支板超燃发动机燃烧室构型的二维情况进行模拟,计算结果与实验基本吻合.Oevermann[44]的处理方法由于简单易行,目前成为当前超声速湍流燃烧火焰面模式的主要处理方法,并在超声速扩散燃烧、部分预混燃烧以及自点火/熄火等方面逐步得到应用. 邢建文等 [45,46]、杨阳等[47]用该方法和火焰面模型对超声速支板喷射扩散燃烧以及横向射流燃烧进行模拟,结果比有限化学反应速率模型更合理. 最近 Terrapon等[48]借鉴 Pierce等[5]低速火焰面/反应进度标量模型,结合Oevermann[44]的超声速火焰面处理方法,建立了超声速条件下的火焰面/反应进度标量模型.通过对德国宇航研究中心 (DLR)开展的 HyshotII实验进行计算,发现该模型能较好的处理点火,且计算得到的压力分布与实验符合较好.Terrapon等[48]的处理方法对解决在超声速湍流燃烧中考虑点火、熄火以及激波作用条件下的火焰面模式应用问题提供了新的思路.为了考虑部分预混的影响,一些学者将修正的扩散火焰面模型和预混火焰面模型相结合,考察超声速燃烧过程.Berglund和Fureby[49]采用基于化学反应进度标量的部分预混火焰面模型和大涡模拟 (large eddy simulation,LES)方法对 Oevermann[44]计算构型的三维情况进行模拟,图 6给出了温度云图以及H2的等值面图.孙明波[50]采用基于G方程部分预混火焰面模型的大涡模拟对凹腔上游喷注氢气的超声速燃烧过程进行模拟,初步揭示了凹腔内火焰传播与火焰稳定过程,图7给出了计算得到的G=0标记的火焰区,火焰表面的颜色代表混合分数的大小,可看出火焰锋处于部分预混状态.虽然火焰面模式在超声速湍流燃烧中已经取得一定进展,但还存在以下问题急需解决.首先Oevermann[44]的处理方法简化了激波问题,但对于压力及温度不均匀流场,如何避免多个离散火焰面数据库插值带来的状态不连续,以及流场当前状态如何与计算火焰面数据库时设定燃料/空气对撞射流初态对应,都是十分困难的问题.其次在出现分离区均匀燃烧、熄火/点火过于频繁以及高强度激波促进点火的情况下,火焰面模式不能成立,如果主流中的燃烧仍然是以火焰面模式为主,此时在整个流场应用火焰面模式必须要考虑模型修正.王海峰[51]曾提出自适应火焰面/PDF模型求解的思想,对不同类型的燃烧区按一定准则实现模型自适应切换,并分析认为熄火极限对应的标量耗散率是可选的合理指标,但其建模的细致工作尚未开展.另外超声速湍流燃烧中往往存在超声速/亚声速交织的复杂流区,在不同流区由于当地湍流状态、化学反应状况的不同而出现Karlovitz数、Damk¨olher数不同的情况,这样可能出现火焰面模式与薄反应区模式共存,即复合火焰模式的情况;由于超燃燃烧室内的燃烧不稳定性,火焰可能处于一种振荡状态,还有可能出现同一流区内火焰面模式与薄反应区模式随时间相切换的情况;尽管Mura等[14]、Peters[12]都指出薄反应区可以用相同形式的反应进度标量方程或G方程模型描述,但因为扩散与反应耦合项的处理不同,这些情况下对火焰模式的建模需要设立更多的判别准则.相较 PDF模型而言,火焰面模型因为计算效率高,物理直观等优点,目前已经受到广泛的重视并在超声速燃烧计算中得到较多应用,特别是部分预混火焰面模型,尽管在低速湍流燃烧领域仍然处在发展期,目前在超声速领域的应用已经取得了良好的效果,结合大涡模拟对非定常过程的模拟也获得初步成功.需要注意的是火焰面模式在超声速湍流燃烧中的应用并不是无条件的,究竟在什么类型的超声速湍流燃烧中该模式适用,仍是有待解决的基础性物理问题.超声速燃烧因为流动处于超声速条件下,速度、密度、压力以及温度出现强耦合,加上包含有流动可压缩性、自点火、激波等复杂流动与化学反应过程,传统低速条件的湍流燃烧模型都需要进行修正才能应用于超声速燃烧模拟.从国内外研究情况的分析可以看出,目前鉴于火焰面模式的计算效率高、物理直观的特点,将低速的湍流燃烧火焰面模型向超声速湍流部分预混燃烧推广应用已经成为超声速燃烧数值研究的趋势之一.同时,部分预混火焰面模型在超声速湍流燃烧的应用中也存在有较大的困难,首先模型本身在超声速条件下物理存在合理与否,其次是超声速条件中激波、局部熄火/重点火、自点火等复杂物理化学过程给火焰面模式建模带来了诸多难题.下一步的工作需要借鉴低速火焰面模式实验研究的方法,并结合目前可用于自点火、局部熄火描述的修正火焰面模型的新进展,对超声速燃烧火焰面模式的适用条件、建模方法进行研究,从而对其应用趋势作出合理引导.致谢: 衷心感谢瑞典Lund大学白雪松教授在火焰面模式上的悉心指导,感谢庄逢辰院士在火焰面模式判别问题上的多次指导.Keywords partially premixed turbulent combustion, fl ame regime, fl amelet approach,supersonic combustion【相关文献】1 Kindler M,Lempke M,Blacha T,et al.Numerical investigation of the HyShot supersonic combustion con fi guration.AIAA 2008-5167,20082 Ladeinde F.A critical review of scramjet combustion simulation.AIAA 2009-127,20093 Peters minar di ff usion fl amelet models in nonpremixed turbulent combustion.Progress in Energy and Combustion Science,1984,10:319∼3394 Williams F A.Progress in knowledge of fl amelet structure and extinction.Progress in Energy Combustion Science,2000,26:657∼6825 Pierce C D,Moin P.Progress-variable approach for large eddy simulation of non-premixed turbulent combustion.Journal of Fluid Mechanics,2004,504:73∼976 Pitsch H,Ihme M.An unsteady/ fl amelet progress variable method for LES of nonpremixed turbulent combustion.AIAA 2005-557,20057 Ihme M,Cha C M,Pitsch H.Prediction of local extinction and re-ignition e ff ects in non-premixed turbulent combustion using a fl amelet/progress variable approach.Proceedings of the Combustion Institute,2005,30:793∼8008 Cook D J,Pitsch H,Chen J H,et al.Flamelet-based modeling of auto-ignition with thermal inhomogeneities for application to HCCI engines.Proceedings of the Combustion Institute,2007,31:2903∼22919 Wirth M,Peters N.Turbulent premixed combustion:a fl amelet formulation and spectral analysis in theory andic-engine experiments.In:Twenty-fourth symposium(international)on combustion,The Combustion Institute,1992.493∼50110 Domingo P,Vervisch L,Bray K.Partially premixed fl amelets in LES of nonpremixed turbulent bustion Theory Modelling,2002,6:529∼55111 Ferraris S A,Wen J rge eddy simulation of a lifted turbulent jet fl bustion and Flame,2007,150:320∼33912 Peters N.Turbulent Combustion.Cambridge:Cambridge University Press,200013 Hult J,Gashi S,Chakraborty N,et al.Measurement of fl ame surface density for turbulent premixed fl ames using PLIF and DNS.Proceedings of the CombustionInstitute,2007,31(1):1319∼132614 Mura A,Robin V,Champion M.Modeling of scalar dissipation in partially premixed turbulent fl bustion and Flame,2007,149:217∼22415 Muller C M,Breitbach H,Peters N.Partially premixed turbulent fl ame propagation in jetfl ames.In:Twenty-Fifth Symposium(International)on Combustion,1994.1099∼110616 Stone C,Porumbel I,Menon rge-eddy simulation of combustion dynamics in complex,swirling fl L Report 2003-007,Georgia Institute of Technology,200317 Li B,Baudoin E,Yu R,et al.Experimental and numerical study of a conical turbulent partially premixed fl ame. 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丝电弧等离子体强化超声速点火和燃烧
于锦禄;何立明;丁未;陈永刚;王景杰
【期刊名称】《燃烧科学与技术》
【年(卷),期】2015(000)006
【摘要】在总结国外关于丝电弧等离子体强化超声速点火和燃烧现状的基础上，分析了丝电弧等离子体强化超声速点火和燃烧的特点。

基于等离子体点火强化超声速燃烧的基本原理，设计了4种丝电弧等离子体强化超声速点火和燃烧的电极布置方案，凹槽式燃烧室强化燃烧方案、平板式单排纵向放电强化燃烧方案、平板式双排横向放电强化燃烧方案和平板式多排纵向放电强化燃烧方案。

对每种方案的优缺点进行了分析；设计了丝电弧等离子体强化超声速点火和燃烧的放电特性试验系统，并进行了初步的放电试验。

【总页数】5页(P511-515)
【作者】于锦禄;何立明;丁未;陈永刚;王景杰
【作者单位】空军工程大学航空航天工程学院，西安 710038;空军工程大学航空航天工程学院，西安 710038;空军工程大学航空航天工程学院，西安 710038;中国人民解放军93469部队，石家庄 050070;中国人民解放军空军司令部，北京100843
【正文语种】中文
【中图分类】V235.21
【相关文献】
1.超声速燃烧室等离子体射流点火实验平台设计 [J], 窦志国;刘毅;邓友义
2.超声速燃烧室等离子体点火实验研究 [J], 宋文艳;刘伟雄;贺伟;白菡尘
3.凹腔火焰稳定器布置方式对超声速燃烧点火的影响 [J], 潘余;刘卫东;王振国
4.电弧等离子体点火器湍流燃烧流场传热与流动数值模拟 [J], 李志华;刘顺隆;郑洪涛;谭志勇
5.对超声速燃烧室自动点火的支配参数研究 [J], 王永寿
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河北工业大学硕士学位论文预混燃烧过程热声不稳定性研究姓名：***申请学位级别：硕士专业：热能工程指导教师：***20081201河北工业大学硕士学位论文预混燃烧过程热声不稳定性研究摘 要贫燃预混燃烧、空气分级燃烧等低NOx的燃烧技术可以有效的减少燃烧过程中的NOx 排放，但因其燃烧过程都是在偏离化学恰当比情况下进行，将导致火焰热声不稳定。

本文针对预混燃烧过程中火焰的热声稳定性进行了实验研究。

本文首先测定了液化石油气预混燃烧的贫燃熄火极限和贫氧熄火极限，并利用高速摄像仪对火焰结构进行测量、分析，发现随着当量比的增大涡脱落的频率逐渐减小。

其次，利用fluent软件对预混室内相同当量比、不同进气方式下的冷态流场进行了数值模拟，发现进气方式在一定程度上可以抑制预混室内的压力脉动。

然后，本文使用噪声测试仪对预混室和燃烧室内的冷态、热态流场进行了声频分析，发现在贫氧和贫燃的情况下都有可能发生热声不稳定现象，在贫氧的情况下，随着当量比的升高，压力振荡逐渐转入低频振荡，而振幅有显著增强；在贫燃的情况下，随着当量比的降低，压力振荡趋于强烈，而振幅也有显著增大。

通过调制预混室内的流场结构，可以控制火焰内部及火焰表面的涡团脱落过程，是拓宽熄火极限、抑制热声耦合振荡的有效途径。

本文的研究结果为预混燃烧过程热声耦合振荡控制策略的制定提供了实验基础数据。

关键词：预混燃烧，火焰，热声不稳定，声频，流场INVESTIGATIONS ON THE THERMO-ACOUSTICINSTABILITY OF PREMIXED FLAMEAbstractLow NOx combustion techniques such as lean premixed and air staged combustion can decrease the emission of NOx. Unfortunately, because the operating conditions deviates the chemical equivalent ratio, combustion instabilities appear. In this thesis, characteristics of thermo-acoustic instability of premixed flame were investigated experimentally.Firstly, the flame extinct limits of liquefied petroleum gas were measured. And then, the flame structures were analyzed using high speed camera. The photographs of flame reveal that the frequency of eddies shedding from the surface of flame decreases gradually with the increasing of equivalent ratio gets.Secondly, flow field was simulated using FLUENT at the conditions of same equivalent ratio and different air injecting flow-rate. The results show that pressure fluctuation in premixed chamber could be restrained through changing air injecting.Finally, the sound field of premixed chamber and combustion chamber were analyzed using Noise and Vibration Analyzer. The instability combustion appear both in lean oxygen and lean combustion. At the conditions of lean oxygen, with the augment of equivalent ratio, the frequency of pressure oscillations is lower gradually, and the amplitude significantly enhance. At the condition of lean combustion, with the decreasing of equivalent ratio, pressure oscillation will aggrandize, and the amplitude significantly enhanced. The process of eddy both inside and on the surface of the flame could be controlled by adjusting the flow field in premixed chamber, and which is regarded as an efficient path for extending the flame extinct limit and restraining thermal-acoustic combustion instabilityThe results of this thesis are regarded as an experimental basis for the strategy of controlling thermal-acoustic combustion instability in premixed combustion.Keyword: Premixed combustion, Flame, Thermal-acoustic combustion instability, Acoustical frequency, Flow filed符号说明φ——当量比 SPL ——声压级，dB。

超燃冲压动力系统技术现状和进展摘要：超燃冲压动力装置具有燃气流量调节方便、火焰稳定性好、掺混燃烧效率高等优势，有望成为未来高超声速导弹的优选动力装置，具有重要的军事应用价值。

本文从固体超燃冲压动力装置燃烧技术角度综述了超燃冲压技术的研究进展，包括含硼贫氧固体燃料燃烧研究、富燃燃气喷注技术研究和燃烧增强技术研究。

关键词：超燃冲压；动力系统；试验技术；前言：固体燃料冲压组合,广泛应用于现代各类武器装备中,是一种重要的武器装备动力装置,其补燃室结构是决定整体性能的关键因素。

为研究补燃室结构对动力系统综合性能的影响,国内外学者进行了较全面的研究。

一、研究背景及意义高超声速武器是新一轮世界军备竞赛的战略制高点，是空天一体作战的新高地，是影响未来战争发展的颠覆性装备，已成为强国博弈的新质手段。

当前，国内外高超声速武器呈现出滑巡并举、组合融合发展的总体态势，正推动高超声速武器向全空域、宽速域、大纵深方向发展。

吸气式动力装置中只有超燃冲压动力装置能有效进行高超声速飞行。

因此，只有掌握超燃冲压技术，才能占领高超声速领域的制高点。

固体超燃冲压动力系统由贫氧燃气发生器、高超声速进气道、隔离段、超声速燃烧室和喷管构成，是由我国学者率先提出的一种新型高超声速动力系统方案。

氧固体推进剂在燃气发生器内可自维持燃烧，产生的高焓富燃燃气喷射进入燃烧室与超声速来流空气发生二次掺混燃烧，进一步释放能量，最后通过喷管膨胀加速产生推力，实现推进剂化学能向飞行器动能的转化。

固体超燃冲压动力装置具有结构简单、体积比冲高、比推力大等突出优势，特别适合作为空间约束很高的机载武器装备动力和临近空间带动力飞行的强突防装备动力。

综上，固体超燃冲压动力装置以其独特的性能优势成为未来高超声速武器装备的优选动力，具有广阔的军事应用前景。

但是，目前已试验成功的固体超燃冲压动力系统的燃烧效率仅为 50%左右，比冲低于 500 s，远低于预期值。

因此，为提升固体超燃冲压动力系统综合性能，尽快推动其工程化应用，亟需开展高效燃烧组织技术研究，进而大幅提升燃烧效率和比冲性能。