悬臂斜坡喷注器流场结构与混合特性①

毕东恒，罗世彬，林志勇

(国防科技大学 高超声速冲压发动机技术重点实验室，长沙 410073)



悬臂斜坡喷注器流场结构与混合特性①

毕东恒，罗世彬，林志勇

(国防科技大学 高超声速冲压发动机技术重点实验室，长沙 410073)

为了探索高马赫数下激波诱燃冲压发动机前体/进气道燃料/空气混合的精细流场结构和混合增强机理，采用隐式方法，对悬臂斜坡喷注器进行了三维RANS仿真，得到了喷注器流场的精细结构。仿真结果表明，由于斜坡的作用，流场中产生了激波、膨胀波、流向旋涡等现象。气流经过斜坡时产生了斜激波，并在斜坡边缘处发生膨胀；斜坡侧壁附近在压差的作用下产生了流向旋涡，流向涡在向下游发展过程中卷吸空气，从而增强了混合，但斜坡的存在加大了流场的总压损失。

激波诱燃；悬臂斜坡喷注器；混合；流场

0 引言

激波诱燃冲压发动机(shock-induced combustion ramjet,shcramjet)是一种新概念高超声速推进方案，作为未来高超声速飞行器最理想的动力系统之一，能有效弥补超燃冲压发动机与机体一体化设计所带来的缺点[1-2]。激波诱燃冲压发动机采用爆震形式组织燃烧，所需燃烧距离短，但燃料的混合要比较充分。利用发动机较长的前体结构，将燃料的喷注位置提前至前体气流压缩段，燃料与来流空气经过前体较长距离的混合，可大大缩短燃烧室长度，能较大幅度地减轻发动机本身及壁面冷却系统的结构重量，减少壁面摩擦带来的损失，提高推重比[3]；但在技术实现层面上，它面临许多关键技术亟待突破，包括稳定起爆的试验验证、燃料/空气混合、上游和边界层的预着火抑制、预防边界层分离，以及发动机真实性能的评估等。迄今为止，只有加拿大、美国、法国等少数国家针对以上几个关键技术方面开展了部分研究工作，并取得了一定进展。

目前，对激波诱燃冲压发动机的研究尚处于初步探索阶段，尽管已经验证了这种发动机的可行性[4]，并开展了相关关键技术先期研究工作，但机理性的认识较为缺乏。尤其对于在前体/进气道喷注流场结构研究不够深入，在公开发表的文献中，尚未看到细致流场的观测结果。特别是国内，尚未系统开展激波诱燃冲压发动机关键技术研究。出于这一考虑，本文结合具体的喷注构型进行了三维数值仿真研究，给出了精细的流场结构，分析了喷注器的性能。

1 悬臂斜坡喷注器

激波诱燃冲压发动机典型结构如图1所示[5]。

图1 激波诱燃冲压发动机模型Fig.1 Shcramjet configuration

为提高燃料/空气的预混性能，有效抑制预着火，Sislian等[6]结合传统斜坡和小角度壁面喷注技术，提出了一种新型悬臂斜坡喷注器的燃料喷射方案，如图2所示。研究表明，该喷注器的混合性能优于传统斜坡喷注器。在文献[7]研究的来流条件下，距离喷注器出口0.8 m处，燃料/空气的混合效率比传统斜坡喷注器高45%，同时会付出20%总压损失的代价。

本文基于悬臂斜坡喷注器构型，对燃料空气混合流场以及混合性能进行了研究。数值仿真时，采用FLUENT软件，为了选择更好的湍流模型以及排除网格尺度的影响，需要对比不同的湍流模型和对网格量进行无关性验证。

图2 悬臂斜坡喷注器Fig.2 Cantilevered ramp injector

2 算例验证

作为斜坡喷注器数值仿真的验证数据，Waitz等[8]关于斜坡喷注器增强混合的实验被广泛使用。实验中，来流条件为Ma=6.0，p=4 370 Pa，U=958 m/s，T=63.4 K，利用He作为喷注工质，工况为Ma=1.7，p=4 370 Pa，U=1 274 m/s，T=162.2 K，试验件结构如图3所示。

由图4仿真与实验测量数据对比可看出，k-ωSST模型与实验结果符合较好，数值仿真湍流模型选择k-ωSST模型。结合图5对比情况，综合考虑计算效率和精度，仿真网格量选择125万。

图3 斜坡喷注器结构Fig.3 Schematic of ramp injector

图4 不同湍流模型对比Fig.4 Comparison of different turbulence models

图5 网格无关性验证Fig.5 Grid convergence validation

图6是喷注器下游x=300 mm横截面上He质量分数的仿真和实验测量结果。由图6可见，二者符合较好，喷注燃料在向下游发展过程中，由于空气的卷吸作用，逐渐形成了2个形状相似的涡。

由此可看出，本文所用数值仿真方法能较好地仿真出悬臂斜坡喷注器燃料与来流的流动和混合信息，适用于斜坡喷注器的流场仿真。

(a) 仿真 (b) 实验

3 数值方法及网格

文中湍流模型选用k-ωSST，对流项采用二阶迎风格式，粘性项采用二阶中心差分离散，并选取耦合隐式求解器求解稳态问题。

(1)入口条件：给定来流的马赫数、静压、静温及各组分的质量分数。

(2)出口条件：按特征线相容性关系，由出口处流动状态来决定出口边界条件。若为超声速出口，则无需解析边条，数值边条采用简单的一阶外推，若为亚声速出口，则制定出口反压，其余状态参数简单外推。

(3)喷嘴压力入口条件：给定喷流的总压、静压、总温以及各组分的质量分数；湍流模型参数给出湍动能和湍流耗散率。

(4)壁面采用固壁、无滑移、绝热条件。

数值仿真所用的网格由Gambit专业网格制作软件生成。网格划分为12个区域，网格量为120万，考虑到超声速边界层对流场仿真结果的重要影响，将近壁面网格充分加密；同时，也对喷孔附近以及悬臂斜坡附近区域进行网格加密，网格划分如图7所示。

图7 网格划分示意图Fig.7 Computational grid for the cantilevered ramp injector

表1给出了仿真来流和喷注参数，考虑到结构的对称性，仿真时仅计算一半的区域，x=-150 mm对应斜坡开始截面，x=0对应喷流截面。

表1 来流和喷注参数Table 1 Inflow and injection parameters

4 结果与分析

4.1 流场结构分析

图8给出了氢气喷流冷流流场沿x方向4个截面上的流场静压云图。由图8可看出，来流经过斜坡时，超声速气流受到压缩产生一道斜激波，波后压力升高。观察斜坡上方，压强在斜坡正上方达到最大，向两侧发展过程中逐渐减小，且等值线图在斜坡上方呈弧形；在斜坡两侧，来流产生膨胀，压强降低；在斜坡的尖锐边缘处，斜坡上方的高压气流发生膨胀，并向两侧运动。因此，在喷注器两侧产生了流向旋涡，并影响斜坡两侧的压强，导致斜坡两侧的气流压强分布不均，而斜坡下方的气流受到上方及两侧气流影响较小，压强分布比较均匀。

图8 喷注器上游轴向截面静压云图Fig.8 Static pressure contours at cross sections upstream of the injector vs x distance

图9给出了喷注器流场横向截面上的静压分布。从3幅图中可明显看到，由于壁面的压缩作用，在来流入口处形成了较强的斜激波，而在斜坡两侧发生了膨胀；由于下壁面由斜转直所形成的“拐角”存在，气流在下游又经过了一次压缩，形成了一条明显的斜激波；在z=0平面上，红线表示在底面形成的斜激波，由于喷注器喷注燃料的影响，在z=10、20 mm平面上，红线标注的位置上压强发生了变化，同时也反映了燃料的流动边界。

喷流与空气下游混合段沿x方向不同截面压强分布如图10所示。由于斜坡的压缩作用及燃料的喷注影响，从x=0截面上可清晰地看到矩形喷口的压强分布，且在斜坡的4个边上出现了气流的膨胀；斜坡上方受压缩的气流在向下游发展过程中逐渐向上淡出了计算域；在流场的下壁面，在拐角激波的影响下，下游流场压强增大。

图9 流场横向截面静压云图Fig.9 Static pressure contours at the cross section of the flowfield vs z distance

图10 喷注器下游轴向截面静压云图Fig.10 Static pressure contours at cross sections downstream of the injector vs x distance

4.2 组分分布分析

图11给出了沿x方向x=0、94、188、282、471、565 mm 6个截面上H2组分等值线图。从图11可清楚地看到，沿流向H2喷流横截面的变化过程，H2喷流首先在y、z方向扩张，喷流上半部分明显比下半部分扩张要快，下半部分喷流逐渐向底部运动，最终与底部来流混合在一起，而上半部分继续向z方向扩张；同时，喷流主体部分向上运动继续变形，核心区变小，这说明喷流与空气的混合程度逐渐提高，继续向下游发展。

喷注器下游流场轴向截面温度分布如图12所示。从图12可清晰地看出，轴向截面的低温分布与氢气质量分数等值线图形状相似，说明低温区是由于氢气与空气的掺混造成的。在低温区上方，由于斜激波的作用，温度稍有升高，低温区下方截面与壁面相交处，流场温度明显较高，大于900 K，此处受附面层影响较大，若有氢气进入，将会引起燃料/空气的预着火，这会显著降低进气道的空气捕获流量，削弱发动机性能。因此，要尽可能避免。

(a) x=0 (b) x=94 mm

(c) x=188 mm (d) x=282 mm

(e) x=471 mm (f) x=565 mm

图12 喷注器下游轴向截面温度云图Fig.12 Temperature contours at cross sections downstream of the injector vs x distance

4.3 流线分析

为追踪喷流的流动轨迹，进一步认识燃料在向下游运动过程中的发展走向，明确燃料与空气的掺混情况，对燃料喷流进行流线追踪分析。取喷口形状的一半，在其上布置9个标记点，记为点1～9，如图13所示。

图13 标记点分布Fig.13 Distribution of the markers

图14给出了喷流标记点在下游混合过程中的运动轨迹图，从图14可清晰地看出标记点的位置发展情况。由于斜坡上方较高的压强，点1～9在向下游开始移动时，均有一段向下运动过程，当高压气流经顶面流出，点1～9上方气流压强降低，而此时下底面压强开始升高，点1～9又出现了一个抬升的过程；点1、2在截面中间高压气流作用下向外侧运动，最终溢出计算域；由于截面下半部分侧面高压，点7、8 向下游运动过程中逐渐向内侧靠拢，并进入喷流的核心区；4、5、6三点位于喷流的中间位置，由图14(c)第2个切片可看出，4、5、6三点在向上运动的过程中逐渐离开了高压区，在混合段出口处，由于高压区的作用这三点的运动轨迹向外偏转。所以，4、5、6三点先是先向内侧靠拢后向外侧移动，在此扩展过程中，H2和空气的接触面积逐渐变大，增强了混合。另外，由燃料的运动轨迹可看出，斜坡与壁面成一定角度后，燃料在与空气的掺混过程中，几乎没有与壁面接触，避免了燃料进入附面层发生预着火。

4.4 总压损失与混合效率分析

此处混合效率的定义利用Kopchenov和Lomkov于1992年提出某截面的混合度定义和计算方法[9]，其定义为

总压恢复系数定义为

式中pt为总压；ρ代表当地密度；U为当地速度的x方向分量。

(a) 流线运动轨迹 (b) 流线局部放大图

(c) 流线截面压力分布 (d) 流线轨迹正视图

图15给出了沿流向不同平面上冷流的总压恢复系数和混合效率，x=0表示燃料喷注平面。由图15可看出，由于斜坡的存在和激波的作用，在喷注平面处产生了一定的总压损失，在x=0截面上，由于喷注器前平板作用，总压恢复系数为0.94，从喷注器出口截面沿流向总压损失逐渐增大，在x=420 mm截面上总压恢复系数为0.45；由于流场中流向旋涡的卷吸作用，增大了燃料和空气的接触面积，加大了局部的浓度梯度，从而加强了下游燃料与空气的混合。从图15可明显看出，x=0～200 mm内混合比较剧烈；之后，混合效率曲线变化趋缓。

图15 轴向截面喷注器混合效率和总压恢复Fig.15 Mixing efficiency and total pressure recovery at different cross sections of the injector vs x distance

5 结论

(1)由于斜坡的作用，流场中产生了激波、膨胀波、流向旋涡等现象。物理斜坡在燃料与空气的掺混过程中起到了关键作用，但也带来了一定的总压损失。

(2)混合流场中，由于压差作用形成的流向旋涡是掺混增强的主要因素，在喷注器的前半段是混合剧烈发生的区域。

(3)发动机前体燃料的预着火主要是由附面层主导。因此，需要采取一定的措施对其进行冷却，将附面层温度控制在燃料的着火温度以下。

[1] Parent B,Sislian J P and Schumacher J. Numerical investigation the turbulent mixing performance of a cantilevered ramp injectors[J]. Journal of Propulsion and Power,2002,40(8): 1559-1566.

[2] Couture D,deChamplain A,Stowe R A,et al. Comparison of scramjet and shcramjet propulsion for a hypersonic waverider configuration[R]. AIAA 2008-5171.

[3] Chan J,Sislian J P,Alexander D. Numerically simulated comparative performance of a scramjet and shcramjet at Mach 11[J]. Journal of Propulsion and Power,2010,26(5): 1125-1134.

[4] Sislian J P,Martens R P,Schwartzentruber T E. Numerical simulation of a real shcramjet flowfield[J]. Journal of Propulsion and Power,2006,22(5): 1039-1048.

[5] Dudebout R,Sislian J P,Oppitz R. Numerical simulation of hypersonic shock-induced combustion ramjets[J]. Journal of Propulsion and Power,1998,14(6): 869-879.

[6] Sislian J P,Schumacher J. A comparative study of hypersonic fuel/air mixing enhancement by ramp and cantilevered ramp injectors[R]. AIAA 99-4873.

[7] Wang Y W,Sislian J P. Numerical investigation of methane and air mixing in a shcramjet inlet[R]. AIAA 2008-2533.

[8] Waitz I A,Marble F E,Edward E Zukoski. Investigation of a contoured wall injector for hypervelocity mixing augmentation[J]. AIAA Journal,1993,31(6): 1014-1021.

[9] Kopchenov V I,Lomkov K E. The enhancement of the mixing and combustion processes applied to scramjet engines[R]. AIAA 92-3428.

(编辑：崔贤彬)

Flowfield structure and mixing performance of a cantilevered ramp injector

BI Dong-heng,LUO Shi-bin,LIN Zhi-yong

(Science and Technology on Scramjet Laboratory,National University of Defense Technology,Changsha 410073,China)

In order to investigate the precise flowfield structure and mixing-enhanced mechanism of H2/air mixture for the forebody/inlet of shock-induced combustion ramjet( shcramjet) at high Mach number,numerical simulations were conducted to study the H2/air mixing enhancement and flowfield of the cantilevered ramp injector. An implicit finite volume method was used to solve the 3D compressible Navier-Stokes equations. Simulation results show that,in general,due to the effect of the ramp,physical phenomenon,like shock,expansion wave,and longitude vortices etc. are produced in the flowfield. Oblique shock occurs when the freestream meets the ramp. And the flow expands at the edge of the ramp. Longitude vortices appear along with pressure difference,which whirl the air in the movement downstream. So in this way the H2and air mix better,but the ramp increases the total pressure losses.

shock-induced;cantilevered ramp injector;mixing;flowfield

2014-04-14；

：2014-06-15。

国家自然科学基金(11272349)。

毕东恒(1989—)，男，硕士生，研究方向为飞行器总体设计。E-mail:bidongheng@126.com

V438

A

1006-2793(2015)01-0061-06

10.7673/j.issn.1006-2793.2015.01.011