乙烯燃料超燃燃烧室燃烧流动过程的数值模拟

梁仍康 张 云 李 朗 慎志豪 陈敬楠

（西南科技大学土木工程与建筑学院 四川绵阳 621010）

航空航天技术不仅是一个国家军事能力的标志，也反映科技与工业实力。高超声速吸气式推进技术具有高性能、低成本的优势，有极强的军事应用前景。作为吸气式高超声速推进系统不可缺少的超燃冲压发动机，已成为各航空航天大国的研究热点［1］。超燃冲压发动机是吸气式推进技术的动力装置，而燃烧室又是发动机的重要组件，如何在燃烧室内实现高效、稳定的超声速燃烧是最根本也是难度最大的关键技术［2］。

为了提高超燃冲压发动机燃料燃烧的稳定性，国内外众多学者基于计算流体动力学方法对燃料在超燃冲压发动机燃烧室内的燃烧情况和燃烧流场展开了一系列研究。刘陵等［3］首次系统地将超燃冲压发动机概念引入国内并模拟了超声速气流横喷氢气的自燃和火焰传播过程，发现后台阶不仅能扩大火焰稳定性，而且能增加氢喷流的穿透深度，提高燃烧效率。梁剑寒等［4］对三维氢燃料超燃发动机的燃烧室进行了数值模拟与并行计算，主要研究了氢气超声速燃烧的混合增强技术。Ali等［5］对超声速来流下横向喷射氢气进行了数值模拟，研究其混合和燃烧特性。刘金林［6］对文献［7-8］的凹腔可压缩湍流自由剪切层的试验进行了数值模拟。Taha等［9］仿真模拟了乙烯燃料的超燃冲压发动机。刘敬华［10］模拟了某一氢燃料超燃燃烧室流场，对凹腔的作用进行了初步分析。王晓栋等［11］对带凹腔的支板构型超燃冲压燃烧室流场进行了仿真模拟，发现了燃料混合性能与凹腔结构有关。孙英英等［12］对双燃冲压发动机中以高温燃气作为引导火焰的煤油-空气预混气流超声速燃烧进行了数值模拟，研究了预混气流的温度、压力、当量比等多种因素对超声速燃烧的影响。

近年来，伴随着我国航空航天技术的发展，实验方法已运用于超燃冲压发动机燃烧过程的研究。田野等［13］采用实验方法进行了氢燃料超燃燃烧室流场结构和火焰传播规律试验研究，针对非接触光学测量方法提出多种非接触光学测量的同步使用，可以使得流场内某一时刻的结构被不同测量手段同时获取，通过对比可从不同角度获得相同的流场信息，相互补充、相互印证。钟富宇等［14］通过多种光学测量手段研究了乙烯燃料在超燃发动机燃烧室内的燃烧活动，获得了详细试验数据与实验测量结果，可为动态CFD计算与验证提供依据。李朗等［15］将实验与CFD结合研究，分析在燃烧室入口马赫数2、静温530 K、静压0.1 MPa条件下，冷流流场所需的稳定时间以及凹槽内喷油当量比不同状态下乙烯燃料在超燃冲压发动机中的燃烧状态。文献［16］通过数值模拟方法分析了注油分布对超燃冲压发动机燃烧性能的影响。

为了研究乙烯燃料在超燃发动机燃烧室内的燃烧状态，本文采用非定常方法研究了带凹槽的超燃冲压发动机壁面横向喷射乙烯燃料的火焰稳定过程，分析了不同当量比下的火焰稳定机制。

1 燃烧室模型及条件

本文采用单凹槽矩形截面的燃烧室模型（见图1），燃烧室进口高度50 mm，发动机燃烧室的总长度为1 700 mm，包括了隔离段、燃烧室和扩张段三大部分。气态乙烯（C2H4）的化学动力模型采用一步总包化学反应机理，忽略了中间产物。喷入点设置在凹槽上壁面，如图1所示A处和B处，两个位置分别距离发动机前端入口390 mm和485 mm。表1为压力信号监测点的坐标，坐标原点始于发动机下壁面入口处。

图1 超燃冲压发动机结构图Fig.1 Schematic of the scramjet

表1 压力信号监测点坐标Table 1 Coordinates of pressure signal monitoring points

高空来流条件：马赫数为4，总压为0.82 MPa，总温为950 K，化学反应流动计算时，燃料喷注静压为2 MPa。数值模拟入口和出口设置如表2所示。空气只含有氮气和氧气，N2和O2的体积分数分别为0.233，0.767，壁面设为绝热、无滑移壁面。

表2 发动机入口和出口边界条件Table 2 Engine inlet and outlet boundary conditions

2 数值方法及结果分析

2.1 控制方程

本文采用含有多组分带化学反应的雷诺平均、守恒型的N-S方程作为湍流流动与燃烧的控制方程：

式中：Q＝（ρ，ρu，ρv，ρω，ρEt，ρYi）T；E，F，G为无黏通量；Ev，Fv，Gv为黏性通量；H为源项；u，v，ω分别为直角坐标系下3个方向的速度；ρ，Yi分别为气体的密度、组分的质量分数。流体的单位质量总内能Et＝e＋（u2＋v2＋ω2）／2，e为流体的单位比内能。湍流模型采用标准k-ε模型。在数值求解过程中，为了提高非定常流动时间精度，采用文献［15］提出的双时间步隐式迭代时间推进，子迭代采用LUSGS方法。

2.2 计算结果

2.2.1 冷流流场结果分析

图2给出了冷流流场监测点的压力变化情况，从监测点的压力曲线可以看出，在约9 ms后，流场达到稳定，不再震荡。

图2 冷流条件下监测点处压力随时间变化曲线图Fig.2 Pressure of different monitoring points of the scramjet under cold flow condition with different time

图3给出了冷流流场稳定后的流场参数（静压、静温、马赫数）云图。从图中可以清晰地看出凹槽前台阶产生的膨胀波区、凹槽后台阶产生的压缩激波区、凹槽对侧壁面边界层处由于压缩激波的作用而形成的分离区以及凹槽拐角处存在两个低速回流区。

图3 t＝9 ms时的静压、静温、马赫数云图Fig.3 Static pressure，static temperature and Mach number contour of the scramjet at t＝9 ms

2.2.2 乙烯燃烧流场模拟

（1）凹槽台阶下游B处喷注乙烯燃料

图4给出了凹槽台阶下游B处喷注当量比（Φ）为0.1时监测点的压力变化曲线，设定燃料发生反应时为0 ms时刻。从图中发现大约在14 ms时燃烧流场基本稳定。图5给出了B点喷注当量比为0.1时燃烧室内二氧化碳质量分数的变化云图，因为二氧化碳是乙烯燃烧后的主要产物，所以用二氧化碳的变化来观察火焰的发展形势。从图5可以看出，燃烧最开始在凹槽后台阶处，这里是流场的低马赫数且高温高压的回流区，有利于发动机的启动点火。随后火焰开始向凹槽前部传播，在0.4 ms时刻火焰已经传播到凹槽前台阶壁面处，但在2 ms后，凹槽台阶下游B处喷注位置前端火焰逐渐减弱，燃烧主要发生于凹槽台阶下游燃料喷注位置的后部，并最终稳定燃烧。燃烧稳定后（t＝16 ms），燃烧主要发生在喷注位置后部和凹槽后台阶部分的低速回流区内，并且高温产物也在这里。

图4 B处喷注当量比0.1时监测点压力随时间变化曲线Fig.4 Pressure of different monitoring points of the scramjet underΦ＝0.1 of B position with different time

图5 B处喷注当量比0.1时燃烧室内二氧化碳随时间变化云图Fig.5 Evolution contour of the mass fraction of carbon dioxide in flow field underΦ＝0.1 of B position with different time

图6给出了凹槽台阶下游B处喷注当量比为0.3时监测点的压力变化曲线。对比当量比为0.1时监测点的压力曲线（图4）发现，当量比为0.3时燃烧会更加剧烈，燃烧达到稳定的时间也较长，约为16 ms。图7给出了当量比为0.3时燃烧室内二氧化碳质量分数的变化云图。与图5的当量比为0.1时二氧化碳云图对比可以得出，燃烧同样开始于凹槽后台阶处，不同的是在燃烧稳定后（t＝16 ms），凹槽前台阶回流区位置有更多的二氧化碳存在，表明此时凹槽前台阶处温度更高。图8给出了当量比为0.3时马赫数的变化云图，从图8可以看出，对比当量比为0.1时，由于燃烧放热较大，燃烧反压向隔离段传播形成了激波串结构，破坏了凹槽前端的膨胀波区，从而形成了高温区，燃料在凹槽稳定燃烧。燃烧反压形成的激波串对燃烧流场的热力学参数影响较大，使得凹槽前端的燃料得以稳定燃烧，此处燃料燃烧利用了凹槽回流区对主流的整流机制。图9给出了当量比为0.3时燃烧室内氧气质量分数的变化云图，可见2 ms以后凹槽台阶下游和凹槽后部区域上壁面几乎没有氧气，都已燃烧耗尽，凹槽台阶下游积累了大量的高温燃烧产物，此时是凹槽回流区高温产物点火模式。因此，当量比为0.3时，火焰稳定机制有凹槽回流区混合气体燃烧模式、高温产物点燃模式和整流机制。

图6 B处喷注当量比0.3时监测点压力随时间变化曲线Fig.6 Pressure of different monitoring points of the scramjet combustor underΦ＝0.3 of B position with different time

图7 B处喷注当量比0.3时燃烧室内二氧化碳随时间变化云图Fig.7 CO2 quality distribution contour ofΦ＝0.3 of B position with different time

图8 B处喷注当量比0.3时的马赫数变化云图Fig.8 Mach number contour of the scramjet underΦ＝0.3 of B position

图9 B处喷注当量比0.3时燃烧室内氧气随时间变化云图Fig.9 O2 quality distribution contour ofΦ＝0.3 of B position with different time

（2）凹槽上游A处喷注乙烯燃料

图10给出了凹槽上游A处喷注当量比为0.1时监测点的压力变化曲线。可以发现燃烧很快稳定，大约在14 ms时，流场基本稳定。从图11燃烧室内二氧化碳质量分数的变化云图可以得出，最开始在凹槽剪切层燃烧，随后火焰传播在凹槽上游，这主要是因为A处喷注燃料破坏了凹槽前端的膨胀波区域。最后稳定在凹槽上游燃烧。图12为燃烧稳定后（t＝16 ms）的乙烯质量分数云图，说明乙烯从A点喷注后流经凹槽后逐渐减少，当到达凹槽后台阶部分时几乎没有了乙烯燃料，所以乙烯燃料在凹槽前台阶和剪切层内被全部燃烧。由此可以看出，当燃烧达到稳定时火焰完全存在于凹槽上游，并没有前传至射流尾迹回流区。因此稳焰机制仅为凹槽回流区混合气体燃烧机制，火焰稳定模式为凹槽稳定模式。

图10 A处喷注当量比0.1时监测点压力随时间变化曲线Fig.10 Pressure of different monitoring points of the scramjet underΦ＝0.1 of A position with different time

图11 A处喷注当量比0.1时燃烧室内二氧化碳随时间变化云图Fig.11 CO2 quality distribution contour ofΦ＝0.1 of A position with different time

图12 A处喷注t＝16 ms时乙烯的质量分数云图（当量比为0.1）Fig.12 Contour of the mass fraction of C2H4 at t＝16 ms（Φ＝0.1）of A position

图13给出了凹槽上游A处喷注当量比为0.3时监测点的压力变化曲线。从图13可以看出，当量比为0.3时的燃烧稳定时间比当量比为0.1时长，大约在t＝16 ms时燃烧稳定。图14给出了燃烧室内二氧化碳质量分数云图，从图中可以看出燃烧刚开始就占据了凹槽回流区部分，这主要是燃烧穿透深度比当量比为0.1时要更大，燃料从A点喷注后几乎都存在于凹槽上游。在燃烧达到稳定后，燃烧火焰为射流尾迹回流区和凹槽回流区稳焰模式。图15给出了燃烧室马赫数变化云图，可以得出燃烧稳定时燃烧室隔离段形成了激波串结构，这种结构会改变燃烧室流场的热力学参数来帮助燃料燃烧，稳焰机制中则存在回流区整流机制。图16给出了燃烧室内氧气质量分数的变化云图。根据上文分析可知，此时凹槽火焰稳定机制有凹槽回流区高温产物点燃模式，因此，此时火焰稳定机制有凹槽回流区混合气体燃烧机制、高温产物点燃机制和整流机制。

图13 A处喷注当量比0.3时监测点压力随时间变化曲线Fig.13 Pressure of different monitoring points of the scramjet underΦ＝0.3 of A position with differernt time

图14 A处喷注当量比0.3时燃烧室内二氧化碳随时间变化云图Fig.14 CO2 quality distribution contour ofΦ＝0.3 of A position with different time

图15 A处喷注当量比0.3时马赫数变化云图Fig.15 Mach number contour of the scramjet underΦ＝0.3 of A position

图16 A处喷注当量比0.3时燃烧室内氧气随时间变化云图Fig.16 O2 quality distribution contour ofΦ＝0.3 of A position with different time

通过以上算例分析，单凹槽火焰稳定器对超燃冲压发动机的作用极大，燃烧火焰稳定有单独存在射流回流区和凹槽回流区，还有射流回流区和凹槽回流区共同存在的情况；单凹槽结构稳焰机制有凹槽回流区混合气体燃烧机制、凹槽回流区高温产物点燃机制以及整流机制。当燃料喷注当量比较小时，火焰燃烧并不剧烈，所以燃烧形成的反压不会上传到隔离段而形成激波串结构，也不会有回流区整流机制。凹槽稳焰大都存在回流区燃烧机制，甚至在同一燃烧条件下3种凹槽稳焰机制都存在。

3 结论

本文对带凹槽的超燃冲压发动机壁面横向喷射乙烯燃料进行了数值模拟分析，在本文条件下得出以下结论：（1）本文实验条件下，冷流流场在9 ms后达到稳定状态。流场稳定后会在凹槽前台阶处产生膨胀波区，凹槽后台阶处产生压缩激波区，凹槽对侧壁面边界层处由于压缩激波的作用而形成分离区并在凹槽拐角处形成两个低速回流区。（2）B点喷注当量比为0.1时，在燃料喷入14 ms后，燃烧趋于稳定状态。燃烧火焰稳定模式为燃料尾迹与凹槽共同形成的回流区稳定模式。2 ms以前凹槽作用为凹槽内回流区燃烧，2 ms以后凹槽作用为凹槽回流区点燃。对于B点喷注当量比为0.3时，燃烧火焰稳定模式为完全处于凹槽回流区稳定模式；火焰稳定机制有整流机制、点燃机制和凹槽回流区燃烧机制。（3）A点喷注当量比为0.1时，燃烧火焰稳定模式为凹槽回流区稳焰模式；稳焰机制为凹槽回流区混合气体燃烧机制。对于A点喷注当量比0.3时，燃烧火焰稳定模式为射流回流区和凹槽回流区稳焰模式；稳焰机制为凹槽回流燃烧机制、点燃机制和整流机制。