火箭冲压组合发动机燃烧的若干基础问题研究

2016-06-23何国强魏祥庚曹东刚黄志伟刘冰

实验流体力学 2016年1期

关键词：超声速燃烧室射流

何国强, 秦飞, 魏祥庚, 曹东刚, 黄志伟, 刘冰

(西北工业大学燃烧、热结构与内流场重点实验室, 西安 710072)

火箭冲压组合发动机燃烧的若干基础问题研究

何国强, 秦飞*, 魏祥庚, 曹东刚, 黄志伟, 刘冰

(西北工业大学燃烧、热结构与内流场重点实验室, 西安 710072)

火箭冲压组合发动机包含多个工作模态,不同模态灵活组合的优势使其具有宽速域和广空域的工作特点,兼具加速和巡航的优点。火箭冲压组合发动机燃烧室中存在着亚声速、跨声速和超声速共存的流动结构,具有流动速度高、混合时间短、反应强度大、燃烧空间受限和波系结构复杂等特点。围绕火箭射流的强剪切性、燃烧模式的多样性和燃烧过程的动态性,分析了火箭冲压组合发动机的流动与燃烧特征,总结了面向发动机的高速湍流燃烧研究进展,研究了火箭冲压组合发动机中超声速反应混合层的生长特性、燃烧模式与空间释热分布和动态燃烧特性等问题。通过对碳氢燃料详细化学动力学机理的简化、校验,获得了分别适合于工程计算和细致燃烧机理研究的总包反应与框架机理。从火箭射流主导的反应混合层生长模型,宽范围、变来流工作中流动燃烧过程的不确定性和碳氢燃料动力学的简化与加速算法研究出发,提出了火箭冲压组合发动机基础研究中需要突破的问题,为认识发动机中多尺度燃烧机理、优化多模态燃烧组织提供参考。

火箭冲压组合发动机;高超声速飞行器;超声速燃烧;燃烧动态特性;火焰稳定;化学动力学

0 引言

火箭冲压组合(Rocket-Based Combined-Cycle, RBCC)发动机将高推重比、低比冲的火箭发动机和低推重比、高比冲的吸气式发动机有机地组合在一起,能够在超宽范围(0～25Ma)高效工作,是未来可重复使用空天运输和临近空间高速飞行器的主要动力方案之一[1-3]。

冻融对黄土的影响也反映在含水率方面，研究含水率的影响机理发现，含水率的高低对水分迁移率的影响以正比例形式展现，迁移率随其升高而加大。这一发现充分证明，含水率的高低决定了冻融作用影响程度。

以RBCC发动机为动力装置的飞行器具有很宽的飞行包线和整体较优的综合性能。RBCC发动机可以实现水平或垂直起降,飞行高度涵盖了从地面到大气层外的整个空域,飞行马赫数涵盖了亚声速、跨声速、超声速及高超声速阶段。一般来说,RBCC推进系统在入轨飞行工作过程中根据飞行马赫数的不同将经历4种工作模态：火箭引射模态,亚燃冲压模态,超燃冲压模态,纯火箭模态,如图1所示[4-5]。各模态的协调匹配、稳定高效工作和自由灵活的组合方式,使得RBCC发动机作为两级入轨的第一级或第二级、临近空间飞行器的动力系统具有良好的应用前景,成为可重复使用天地往返运输系统的优选动力方案之一[6-10]。

图1 RBCC发动机工作原理示意图[4-5]

1 RBCC的流动燃烧特征

RBCC发动机内的流动、燃烧过程存在着流动速度高、混合时间短、反应强度大、燃烧空间受限、波系结构复杂等特点。RBCC发动机工作模态多、飞行包线宽,燃烧室中存在着亚声速、跨声速和超声速共存的流动结构。同时,支板、凹腔的存在使得发动机的流道形成突扩结构,进而产生剪切流动。如图2所示,隔离段内存在的预燃激波系和燃烧室下游存在的热力喉道将RBCC发动机分成性质迥异的3个区域：发动机入口至隔离段预燃激波串之前,主要为超声速流动、无化学反应的区域;隔离段预燃激波串至燃烧室下游热力喉道之间,为具有射流的亚、跨、超混合流动的复合型区域,其中发生着剧烈的化学反应;热力喉道以后为伴随着一定程度化学反应的超声速高温燃气流动区域。从整体上看,RBCC发动机的燃烧室内进行着亚、跨、超复合型流动与燃烧过程,亚声速燃烧与超声速燃烧显著不同的特点使得RBCC发动机的流动燃烧过程具有多重时间尺度和空间尺度相耦合的特点,从而表现出显著的“流动宽速域、燃烧多分区、本质非稳态”的特征。

图2 RBCC发动机典型流场示意图

RBCC发动机具有多种工作模态共用同一流道的工作特征,亚声速、跨声速和超声速流动共存的流场结构,亚声速燃烧和超声速燃烧同时发生、分区进行的燃烧组织方式,具有火箭射流的强剪切性、燃烧模式的多样性、燃烧过程的动态性等典型特征。

1.1 火箭射流的强剪切性

支板火箭提供起飞所需的主要推力,RBCC进气道通过利用高速射流的抽吸作用捕获空气。一次燃料在火箭燃烧室内进行燃烧形成高温富燃燃气,经火箭喷管膨胀加速后形成超声速射流(Ma>2,U>2000m/s,T>1500K)。由于火箭射流与空气来流之间存在较大的参数梯度,两者形成具有强剪切作用的反应混合层,通过反应混合层的发展实现质量、动量和能量的交换。在不同的RBCC工作模态下,剪切层的类型有所不同：在引射模态,火箭以高室压、大流量工作,火箭射流与空气来流形成大动量比的超-亚剪切层;在亚燃模态,火箭以低室压、小流量工作,进入燃烧室的空气为亚声速,火箭射流与空气来流形成小动量比的超-亚剪切层;在超燃模态,火箭以低室压、小流量工作,进入燃烧室的空气为超声速,火箭射流与空气来流形成小动量比的超-超剪切层;在纯火箭模态,进气道关闭,火箭以高室压、大流量状态工作。受燃料支板、凹腔等结构的影响,火箭射流在发动机流道内形成具有自适应特征的高速剪切流动。因此,在RBCC发动机中,以火箭射流为主导的反应混合层具有强剪切特征,其发展过程不仅受到来流参数的影响和流道几何构型的约束,还受到燃烧室内的波系结构与燃烧释热的共同作用,其生长特性更为复杂。

1.2 燃烧模式的多样性

高温、高速、富燃的火箭射流进入RBCC燃烧室后,由于其高度富燃性,射流的核心区超过了富燃极限而导致没有显著化学反应的发生,处于无燃烧状态;在射流与来流空气形成的反应混合层中,因射流的高温、高速而形成的参数强梯度与高反应活性使之与来流空气迅速发生掺混与化学反应并剧烈放热,主要处于预混燃烧模式;而在燃料支板以后,由于使用了大分子碳氢燃料的液态煤油作为二次燃料,煤油液滴首先需要完成破碎、雾化、蒸发过程才能形成二次燃料的可靠点火与稳定燃烧,以非预混燃烧模式占主导。因此,RBCC燃烧流场表现出显著的“燃烧多模式、释热多分区”特征。由于预混燃烧主要发生在支板火箭射流与来流空气形成的反应混合层内,而火箭射流对于整个燃烧室的火焰稳定与保持、二次燃料的可靠点火具有重要的作用。因此,火箭射流的预混燃烧区域分布、对燃烧总释热量的贡献极为重要。二次燃料的燃烧以非预混模式为主导,要实现其可靠的火焰稳定,就必须认识非预混燃烧区特点及其释热规律。此外,获取燃烧模式和释热率的空间分布还可以为发动机的热防护提供一定的参考依据,并进一步开展燃料喷射的主、被动控制研究,实现对燃烧过程的精细控制。

1.3 燃烧过程的动态性

吕温认为“道”是根本，“文”是用来修饰“道”才存在的。可见“文”与“道”之间，吕温更强调注重“道”，对“文”有些许的轻视。虽然吕温提出“文为道之饰，道为文之本”的文道观点，与古文运动中韩柳的“文以明道”的文道观紧密相连，但侧重点不同。在《送薛大信归临晋序》一文中有：

RBCC发动机不仅工作包线宽,而且飞行弹道爬升速度快、来流参数变化幅度大。同时,为了满足不同速度和高度条件下的捕获流量和总压损失要求,需要采用变结构进气道甚至变结构燃烧室,从而引起进气道出口波系结构和位置的显著变化,燃烧室内流动分离区域的前后移动等。这些因素均会与燃烧过程形成耦合关系,使得在不同的边界参数条件下形成多种燃烧模式,并随着来流条件的改变在多个燃烧模式间转换,形成动态燃烧过程,使得内流场参数发生变化,从而对发动机的稳定工作产生影响。而将来火箭冲压组合发动机流道尺寸较大,这种条件下的动态燃烧将会更加复杂,要实现高效燃烧面临新的挑战。开展宽来流条件下动态燃烧过程的研究对提高发动机工作的鲁棒性具有重要的意义。

2 面向RBCC发动机的湍流燃烧研究进展

RBCC发动机中燃烧组织的核心问题是宽范围工作条件下高速气流中的多尺度湍流燃烧,这也是当前动力领域中亟需突破的科学问题。其本质仍然是燃料与氧化剂之间的流动以及化学反应问题,主要难点在于高速湍流燃烧的多时空尺度效应以及流动-燃烧的相互耦合作用。

发动机中的燃烧是燃料分子与氧化剂分子之间剧烈复杂的物理化学反应过程,同时伴随着复杂的声、光、热等效应和有序(气动力学)、无序(热力学)的运动过程。需要指出的是,与通常认识的掺混燃烧的笼统概念不同,多尺度燃烧组织不仅需要大尺度湍流旋涡结构,更需要精细到分子尺度的掺混。除了微观尺度的分子碰撞、相互反应和能量传递,以及细观和宏观尺度的扩散、对流和辐射等质量、动量和能量的输运及其相互作用过程外,还有高速流动与燃烧组织相互耦合的过程。美国空军实验室以新型动力系统的发展需求为牵引,牵头建立了国家级研究计划(如图3所示),开展湍流燃烧机理及其数值模拟技术研究,发展先进的非接触测量技术和相关的基础理论,建立计算分析、地面实验和飞行试验三者相结合的综合研究方法体系(如图4所示[11])是面向发动机的湍流燃烧基础研究的核心内容。揭示燃烧和湍流相互作用机理、极端条件下燃烧稳定机理、燃烧反应微观机制、大分子碳氢燃料反应机理,发展高精度的数值模型和计算方法,建立高分辨率的多场多组分测量方法和实验平台,能够为发动机可控燃烧技术的发展提供理论支撑,促进关键技术的成熟化,降低技术风险。

(2)利用高阶元P2-P1-P2并行求解满足A0((uh,i,Bh,i),(v,s))+A1((uh,i,Bh,i),(uh,i,Bh,i),(v,s))-b((v,s),ph,i)+b((uh,i,Bh,i),q)=(F,(v,s))，∀

图3 AFOSR超声速燃烧发展路线[11]

图4 面向发动机湍流燃烧的基本框架[11]

在RBCC发动机等高超声速动力系统中,由于流动参数梯度的存在,进入燃烧室的来流空气与火箭射流形成反应混合层,进而组织掺混燃烧。反应混合层是一种典型的粘性剪切流动结构,对混合层开展研究可以探索剪切流动的机理,加深对发动机内湍流掺混燃烧的理解。

在高超声速飞行和临近空间开发的背景下,湍流掺混的研究从低速流动逐步拓展到高速流动[12-13],受限空间中反应混合层的生长过程和可压缩性效应成为研究热点[14-15]。Papamaschou等人[16]研究了超声速流动中具有不同速度的两股气流所形成的混合层,指出大尺度拟序旋涡结构在剪切层中具有重要的作用,随着气体可压缩性的增加,大涡拟序结构弱化,致使剪切层的厚度增长速率变小。Clemens等人[17]的研究结果表明流体的可压缩性降低了标量掺混程度,并且当对流马赫数逐渐增加时,剪切层复杂流动结构的三维特征逐渐增强。Gutmark等人[18]分析了对流马赫数对可压缩与不可压缩流动剪切层生长率的影响,指出随着对流马赫数的增加,可压缩流体剪切层的生长率逐渐趋于不可压缩流体剪切层生长率的20%。Bonanos和Dimotakis[19]研究了超声速条件下的湍流掺混燃烧,研究表明高速流体在狭窄通道内受到挤压形成激波,激波撞击在超声速剪切层上会形成较大尺度的流动结构,但不能破坏剪切层结构。Sandham等人[20]对超声速剪切层进行了直接数值模拟,研究结果表明当对流马赫数Mc大于0.6以后,剪切层出现了典型的三维流动特征,流向涡与展向涡的结构尺寸逐渐接近。Strickland[21],Sunami[22],Gerlinger[23],Kodera[24]等人的研究发现,剪切层中的流向涡可以促进剪切层中的标量输运。Drummond[25]发现超声速反应混合层实际上是由大量的旋涡结构组成,并进一步指出,旋涡结构可以卷吸燃料和氧气,同时将反应产物包裹在涡核当中,减弱相互接触的机会,减缓反应速率,降低总体的燃烧效率。换言之,反应混合层中的旋涡结构促进了宏观尺度的湍流标量输运,随着湍流在大涡和小涡之间的能量传递,为精细到分子尺度的反应物之间的掺混提供了更有利的条件,但剪切层中的旋涡体系有时也未必是促进燃烧的绝对保证。Luo等人[26]通过数值方法研究了射流燃烧流动的剪切层特性,其研究结果表明在燃烧区域的前部,燃烧放热会强化反应剪切层的生长速率,但随后由于燃烧引发的压力膨胀产生压力剪切应力,进而引发湍流效应。湍流使得超声速流动具有各向同性的趋势,因此会在一定程度上弱化剪切层的生长速率,并进一步弱化后续燃料与氧气的掺混,使得后续燃烧过程延迟。Huh等人[27]通过实验验证了激波对于超声速反应混合层的生长具有积极的作用,能够促进燃烧,缩短燃烧距离。Kim等人[28]通过研究指出受限空间中的激波结构虽然能够促进掺混、强化燃烧,但是不可避免地引起较大的总压损失,并且激波位置对于反应混合层的生长和整体燃烧性能具有显著影响。国内浙江大学卢树强、樊建人等[29-30]对一个常温、超声速燃料射流与高温、亚声速空气伴流所形成的反应混合层进行了直接数值模拟研究,指出三维流向涡的发展对燃料的混合效率、火焰的燃烧效率起着关键作用。国防科学技术大学晏至辉、刘卫东等[31]对比不同构型隔板所形成的反应混合层中OH的分布,表明混合层中燃烧区域基本与混合层上下层气体掺混区域一致,其火焰基本形态由混合层的流动、混合特性主导。清华大学张会强等[32]对超声速混合层燃烧不稳定性进行了研究,指出在混合层的发展过程中,湍流拟序结构所形成的燃料与氧化剂的预混气自燃会导致超声速混合层燃烧出现不稳定现象。哈尔滨工业大学宗有海、鲍文[33]等开展了基于支板喷射技术的碳氢燃料超声速燃烧组织研究,分析了支板喷射燃料的作用范围。中科院力学所李晓鹏、范学军等人[34]对超声速燃烧中的特征尺度进行了研究,分析了燃烧室入口温度、压力、马赫数及当量比对特征尺度的影响,指出大涡与小涡对燃烧的作用会随着这些条件的改变而变化。

此外,国内外众多学者[35-44]针对超声速燃烧或超燃冲压发动机燃烧室的动态燃烧过程开展了广泛研究。密歇根大学的Micka等人[45-47]实验研究了带有凹腔火焰稳定器的双模态超燃冲压发动机燃烧室的燃烧特性。研究表明,在亚燃模态下不同来流总温下存在不同的燃烧稳定模式,在超燃模态下只存在凹腔火焰稳定模式。佐治亚理工学院航天工程学院计算燃烧实验室的Choi等人[48-49]在大涡模拟架构下开展了LES-EBU和LES-LEM的数值研究工作,分析了两种模型预测的火焰结构与燃烧效率,并比较了二者的异同。结果发现,支板尾迹区的多重剪切层提供了更宽的混合区域,有利于火焰的稳定;支板后的低压区增强了凹腔与主流间的质量交换。英国剑桥大学的Cocks等人[50]以超燃冲压发动机为应用对象,验证了RANS和LES技术在高速反应流模拟中的适用性。结果发现,掺混对于燃烧过程的进行具有重要的影响,而相对来讲湍流-化学相互作用的影响居次。通过复杂化学动力学模型得到的Damköhler数分布表明小的湍流尺度能够进入并干扰到反应区而导致熄火,而大尺度的旋涡使得火焰卷曲。研究了燃烧室内复杂波系结构通过改变流动方向而对主要旋涡对行为产生的影响,详细分析了计算中出现的燃烧室内激波诱导的点火机理。梳理国内外研究发现,在超声速动态燃烧方面取得的研究成果,多数是针对超燃或双模态冲压发动机获得的。相关结论对于流道结构更为复杂、工作范围更加宽广的RBCC发动机还需进一步深入研究,嵌入式支板火箭对整个燃烧流场动态特性的影响有待进一步认识。

多尺度湍流燃烧机理是基础研究领域的前沿科学问题,具有前瞻性、先导性和探索性,能够为解决航空航天推进技术发展的关键问题提供支撑。目前国内外学者针对湍流燃烧通过理论、实验和数值计算等开展了大量的研究工作,取得了较多的研究成果。但由于湍流燃烧自身的复杂性和发动机的极端工作条件,真实发动机工作条件下的湍流燃烧仍是一项挑战性的工作,需要对受限空间中复杂湍流和燃烧的相互作用、极端条件下的动态燃烧机制、宽适用性的化学动力学等基础科学问题开展进一步深入研究。

3 RBCC发动机中基础燃烧问题研究

西北工业大学燃烧、热结构与内流场重点实验室长期开展RBCC推进研究。在基础燃烧方面,针对受限空间内超声速反应混合层发展机理、动态燃烧特性和发动机工作条件下碳氢燃料化学动力学简化开展了研究。

3.1 受限空间内超声速反应混合层的生长特性

支板火箭是RBCC发动机的核心部件,图5给出了支板火箭射流反应混合层示意图。一次燃料在火箭燃烧室内进行燃烧产生高温富燃燃气,经火箭喷管膨胀加速后形成超声速射流,与进入燃烧室的空气来流形成反应混合层。伴随着反应混合层的发展实现掺混,进而组织二次燃烧产生推力增强。由于发动机燃烧室内的流动速度很高,气流的驻留时间很短,燃料与空气需要在有限的空间和极短的时间内完成高效掺混,实现超声速燃烧。同时,受发动机来流条件的影响和几何结构的约束,燃烧室内往往有激波、膨胀波等结构。这些复杂的波系在沿燃烧室流道向下游传播的过程中,受流道壁面的限制会在壁面处发生多次反射,并且与火焰相互作用,影响燃烧释热过程。与普通的射流火焰相比,支板火箭射流具有高温、高速、富燃和变工况等特点,火焰结构比较复杂,可压缩性显著,且与燃烧室内复杂波系结构的耦合作用较为明显[51]。

图5 受限空间内超声速反应混合层/波系结构

图12给出了RBCC地面直连实验中利用高摄像拍摄的燃烧室内不同时刻下的火焰结构。拍摄位置位于燃料支板后,以直观地显示RBCC发动机燃烧室内火焰结构的空间发展历程。可以发现,燃烧室内的火焰存在明显的动态特征,随着时间的发展火焰结构发生卷曲变形。对彩色高速图像进行三维火焰空间重构,进而处理得到其精确的摆动周期涉及较多的光学后处理技术,这里不再详细讨论。

录入到SPSS19.0软件中处理60例乳腺癌患者（70个病灶）涉及的临床数据资料，临床计数资料用率（%）阐明，行卡方检验，临床计量资料用（均数±标准差）阐明，行t检验，P＜0.05，数据之间存在统计学意义。

超声速燃烧组织需要精细到分子尺度的掺混,可压缩性对于高速流动中的掺混燃烧具有重要影响。然而在受限空间中,波系结构会影响可压缩性。本实验室对空气来流为Ma2.0,燃料射流为Ma2.3,对流马赫数Mc为1.3的超声速混合层,基于开放源代码计算软件平台OpenFOAM[52]开展了大涡模拟计算,计算工况如表1所示[53]。图6(a)给出了燃烧室内的剪切层和波系结构,(b)给出了对流马赫数沿流道的平均分布,(c)给出了激波与剪切层相互作用处的涡量时均化云图。对流马赫数是表征混合层可压缩性的参数，定义为两股气流的速度差与当地声速和的比值，其计算表达式为Mc=|U1-U2|/(c1+c2)[16-18]。结果表明,燃烧室内的波系结构使得对流马赫数沿流道迅速减小、气流可压缩性显著降低,从而能够促进混合层的生长。对流马赫数成为受波系影响的空间函数,初始对流马赫数无法全面描述受限空间内混合层的生长过程。而在激波/剪切层相互作用处,湍流强度增大,诱导形成涡量增益,从而促进燃料与空气之间的掺混燃烧。另一方面,燃烧室内的波系结构不可避免地会造成总压损失,因此需要对其进行优化组织,从而提升整体性能。

在复位状态以及重同步模块处于RES_INIT状态时,表明系统处于码组同步阶段,故ILS模块处于ILS_INIT状态,此状态下mf_cnt和qb_cnt也处于复位状态,初始值为0;为支持JESD204B子类0,本模块会对码组同步的字节进行判断,即/K/字节之后的第一个字节是/R/字节还是/D/字节;是/R/字节跳转到ILS_ILAS状态;是/D/字节则跳转到ILS_DATA状态。需要注意的是:无论是在ILS_DATA状态还是在ILS_ILAS状态,只要检测到RES_INIT信号,证明链路进行了重同步操作,立即跳转到初始状态。

表1 空气来流与燃料射流计算边界条件[53]Table 1 Inflow conditions of the air stream and the fuel jet[53]

图6 受限空间内：(a)剪切层/波系结构;(b)对流马赫数分布;(c)涡量分布

Fig.6 Distributions of (a) shear layer/wave structures, (b) the convective Mach number, and (c) the vorticity magnitude, in confined space

3.2 RBCC发动机的燃烧模式及空间释热分布

湍流燃烧是RBCC发动机燃烧室内最为重要的理化过程,也是实现能量转换、获得推力的最主要方式。为了对RBCC燃烧室中的湍流掺混、燃烧释热进行优化设计,首先需要认识燃烧室内的燃烧模式特征及空间释热分布。本节首先针对典型支板喷氢超声速-超声速同向射流火焰,研究超-超反应混合层在受限空间内的发展过程及燃烧模式分布,获得燃烧释热过程的主要影响因素。进一步针对模拟来流Ma3的RBCC地面直连试验状态(燃烧室内形成空气亚声速、射流超声速的亚-超型反应混合层)开展大涡模拟计算,并进一步对发动机内的精细流场结构和动态燃烧过程进行细致深入的分析。

通常用火焰指数(Takeno Flame Index,GFO)来区分不同的燃烧模式,即预混燃烧或非预混燃烧[54]。认为燃料和氧化剂的梯度同向时(GFO>0)为预混燃烧模式,而燃料和氧化剂的梯度反向时(GFO<0)为非预混燃烧模式,定义为：

其中,YF为燃料的质量分数,YO为氧化剂的质量分数,▽表示求梯度运算,GFO的取值范围是[-1, 1]。

受限空间内超声速反应混合层的生长过程中,复杂波系结构不仅会改变剪切层的可压缩性,同时也会对剪切层内的燃烧模式产生影响,进而影响其释热规律。采用大涡模拟对受限空间内Ma2.0燃料射流与Ma1.9空气来流所形成的超-超反应混合层进行了研究,计算条件如表2所示[55]。图7给出了受限空间内超声速反应混合层燃烧模式及波系结构。伴随着反应混合层的发展,流场中的燃烧模式具有不同的分布特征。在反应混合层的发展初期,其厚度较小,反应区域也相对较窄,主要表现出非预混燃烧特征,但在该阶段燃烧强度较小,释热水平较低。随着流动往燃烧室下游的发展,反应混合层不断增长,形成外侧的富氧燃烧边界和内侧的富燃燃烧边界,整个火焰表现出三层燃烧模式：富氧燃烧边界与富燃燃烧边界均表现出扩散燃烧特征;与此同时,由于反应混合层中旋涡结构的生成,在内外两侧的扩散燃烧区中间形成了预混燃烧区。特别是在激波与反应混合层相互作用的区域,由于激波诱导形成涡量增益,促进了燃料与氧化剂之间的掺混,在内外两侧非预混燃烧边界内形成了局部的强预混燃烧区域,化学反应程度较为剧烈,热释放率也相对较大。在燃烧室的下游,由于反应混合层的增长和掺混程度的增加,反应混合层内侧的富燃燃烧边界在轴线处交汇并且逐渐消失,内侧的扩散燃烧区域也逐渐消失。射流中心被不断增大的预混燃烧区域替代,最终在燃烧室下游形成了外侧的扩散燃烧环面和被该环面包裹的内侧预混燃烧区,整个火焰表现出扩散燃烧与预混燃烧共存的双层复合燃烧模式。超声速气流在支板末端形成膨胀波系及再附激波结构,外侧的膨胀波/激波结构首先在燃烧室壁面进行反射后作用在反应混合层上,经过混合层后继续在燃烧室壁面进行反射,如此反复并向下游传播。内侧的膨胀波/激波结构向内发展并在轴线处汇聚,然后与反应混合层相互作用,透过混合层后在燃烧室壁面进行反射,并与外侧波系汇合,从而继续影响反应混合层的发展。因此,受限空间中超声速反应混合层的释热过程由复杂波系作用下的多种燃烧模式共同驱动。

表2 空气来流与燃料射流计算边界条件[55]Table 2 Inflow conditions of the air stream and the fuel jet[55]

图7 受限空间内超声速反应混合层燃烧模式与波系结构

Fig.7 Distributions of combustion modes and wave structures of supersonic reaction layers in confined space

4.1 受限空间内超声速反应混合层的调控模型

2.1.1 对苏丹草株高的影响孕穗期苏丹草的株高由高至低的处理依次为F2>F3>F1>F6>MR>CK>F4>F5>P，其中，F2和F3的株高较高，分别为320 cm和318 cm，而P处理苏丹草株高最低，为291 cm。各处理苏丹草的株高较P处理高6.38%～12.68%，各处理(除P，F4和F5)株高较CK提高了1.99%～5.39%，F2和F3的株高均显著高于P(P<0.05)，其余各处理与CK相比差异不显著(P>0.05)(图1-A)。

同时可以看到,在隔离段出口上游附近已有一部分燃气回传,并进行着一定强度的化学反应。为了不破坏进气道的正常工作,需要保证一定的隔离段长度。可见,隔离段的作用不仅仅是通常所认为的提供一定的进气道抗反压能力,还起到将高温燃气与进气道相隔绝的作用,避免高温燃气对进气道的直接侵蚀。

图8 燃烧室内火焰指数分布

图9给出了燃烧室内的空间释热率(Heat Release Rate, HRR)分布。释热率定义为单位时间单位体积内所有可能发生的化学反应释放热量的总和。可以看到,最主要的燃烧释热发生在支板火箭下游的外围剪切层、燃料支板至第二级凹腔之间的区域内,呈现出显著的带状分布特征。结合图8的火焰指数分布,发现主要的燃烧释热发生在预混燃烧区域内。第二级凹腔以后,尤其在中心气流中,反应强度显著减弱。

图9 燃烧室内释热率分布

为进一步区分预混燃烧和非预混燃烧对释热率的贡献,定义如下函数：

其中,HRRpre为预混燃烧的释热率,HRRnon为非预混燃烧的释热率。显然,对于预混燃烧(GFO>0),HRRpre取值为预混燃烧下的释热率,HRRnon取值为0;对于非预混燃烧(GFO<0),HRRpre取值为0,HRRnon取值为非预混燃烧下的释热率。因此,HRRpre、HRRnon的非零部分实际上分别区分了预混、非预混释热率的空间分布。如果在各个计算网格单元上对HRRpre、HRRnon积分,则可以得到预混和非预混燃烧各自对总释热率的贡献。经计算得到,预混燃烧约占总释热率的62%,非预混燃烧占38%。在图8中,非预混模式主要由二次燃料的燃烧引起,而火箭射流的补燃主要为预混模式。二次燃料与火箭射流中可燃成分的质量比为1.62,即引起预混燃烧的喷油量显著低于引起非预混燃烧的喷油量。由此可见,在亚燃模态的较低来流总温条件下,预混燃烧对于RBCC燃烧流场总释热量的贡献要显著高于非预混燃烧。而预混燃烧模式主要出现在富燃的支板火箭射流与来流空气形成的外围反应剪切层及燃料支板下游沿线一定距离的区域内,增加预混燃烧释热量的比重有利于实现高温火箭射流对下游燃料的点火、稳焰作用,有利于强化二次燃料的稳定燃烧。RBCC发动机在亚燃和超燃模态下通过支板火箭小流量、富燃状态的工作,在实现火焰稳定的同时,也较大程度地降低了发动机的整体比冲性能,限制了支板火箭的布局位置和形式。通过对不同状态下预混与非预混燃烧释热量的计算,合理选择支板火箭的流量和氧燃比,以及与二次燃料的质量比。通过优化火箭射流预混燃烧释热量的比重和空间分布,在保证其点火性能的同时,增加比冲的提升空间。此外,要提高总体的燃烧效率,还需要改进中心气流内非预混燃烧的组织方式。通过调节燃料支板的间距、增强二次燃料的穿透特性等,强化燃烧室中心区域内非预混模式的燃烧组织,有利于提高整体性能。

图10给出了RBCC地面直连实验中利用彩色高摄像机拍摄的开窗燃烧室瞬态火焰结构,位置为燃料支板后至第二级凹腔前缘。在相机时间分辨率足够高的条件下,可以看到瞬态火焰结构呈现出一定的空间不连续性。支板火箭射流能有效到达燃料支板位置处并成功点燃二次煤油,再通过凹腔火焰稳定器实现二次燃烧的自持、稳定进行。进一步看到,在凹腔内火焰主要稳定在凹腔的后缘,较难前传到前缘壁面,属于凹腔稳定的火焰稳定形式。在这种条件下,火焰在凹腔及燃烧室内的传播对整个燃烧室内的火焰稳定起着主要的作用。

《伊朗自由与防扩散法案》第1244（c）条要求总统对确定为在明知情况下从事以下活动的人的财产和财产权益进行冻结：向任何受制裁者名单上的伊朗人或为其利益而进行的活动或者交易提供大量财力、物力、技术或者其他支持，或为支持此类活动或交易提供货物或服务。

1)实用性：五防服务器属系统核心设备，管理所有受控端站五防数据，并提供五防服务功能。即便受控站与五防服务器通信中断，其也具备独立运行的功能。

图10 燃烧室火焰结构彩色高速摄像

Fig.10 Colorful high speed photography of flame structures in the combustor

对比超-超型反应混合层及亚-超型反应混合层的研究结果发现：超-超条件下燃料射流的低温、低活性导致在燃料喷嘴出口下游毫米范围内的剪切层以非预混形式开始生长,往下游发展逐渐形成扩散-预混-扩散的三层燃烧模式结构;亚-超条件下燃料射流的高温、高活性及高速流动特征,使得剪切层在火箭出口下游厘米范围内首先从预混燃烧模式开始增长。表明不同尺度的燃烧室构型、不同特性的来流-射流条件,导致不同类型的反应混合层燃烧模式分布及空间释热规律,体现了燃烧室尺度、来流参数和射流状态对超声速燃烧组织的细观影响。针对RBCC发动机宽来流范围、多模态工作的特点,需要进一步开展不同类型的射流火焰及剪切层生长规律研究。

3.3 RBCC发动机的燃烧动态特性

通过对大量地面直连实验压力测试数据分析和全流道RBCC大涡模拟研究发现,RBCC燃烧流场表现出显著的动态特性。动态燃烧过程最主要的表现是流场内的温度、组分、速度等参数随时间发生强烈的变化,表现出湍流燃烧过程的固有非稳态性。本节即从燃烧流场参数动态变化的角度来分析RBCC发动机的动态燃烧特性。

图11(a)和(b)分别给出了燃烧室高度方向2个不同截面上瞬态的和相应时间平均化的温度分布。截面位置为y/H=0.5和0.75,分别经过支板火箭中心截面和燃烧室入口高度3/4处。可以看到,支板火箭出口射流及其外围剪切层内及燃料支板下游都存在着大面积的高温火焰区,发生着剧烈的化学反应。富燃支板火箭高温射流与来流空气存在很大速度和温度梯度,不同气流形成反应混合层,释放大量的热并向外围横向和下游纵向进行扩展。在y/H=0.75截面上的温度分布表明,火焰在发动机高度方向也实现了充分的扩展。在燃料支板后,受支板火箭高温火焰的持续作用,二次燃料成功实现点火,并形成了连续的高温火焰区。在燃料支板下游不远的距离内,2个燃料支板后独立的高温火焰区分别向燃烧室中心轴线扩展,并最终在第一段燃烧室结束后实现汇合。在整个燃烧室下游形成连续的高温火焰区,较好地利用了燃烧室中心气流中的氧气成分。

(a) 大涡模拟瞬时温度

(b) 时均化温度分布图11 燃烧室y/H=0.5和0.75截面上的温度分布

Fig.11 Distribution of temperature at the planes ofy/H=0.5 and 0.75 in the combustor

使用框架机理和优化的总包反应对空气来流Ma5.5的RBCC地面试验发动机进行了非稳态RANS数值模拟。图18给出了温度和CO的云图分布。图18中火箭出口的燃烧温度,总包反应比框架机理高出约100K,而CO组分分布相近。图19给出了反应中间组分OH的空间分布。因此,较优的总包反应可以合理的描述RBCC发动机的壁面压力、温度和组分分布,而框架机理能够给出中间产物的空间分布。在利用大涡模拟等手段开展深入的机理性燃烧研究时,框架机理能够较准确的描述流场中的非平衡过程,如点火、熄火和火焰动态传播过程等。

在发动机燃烧室中,剪切层内外两侧的参数梯度与剪切层内的化学反应共同驱动着反应混合层的发展。伴随着旋涡结构的运动和反应混合层的生长,火焰面发生褶皱并且具有显著的非定常特征。超声速反应混合层在细观上表现出以旋涡运动为主导且受波系结构影响的拟序运动特征和以内外火焰面为主体且伴随淬灭火焰洞的褶皱特征,在宏观上表现出以反应混合层为主体结构的流场特征。

图12 火焰空间结构的发展历程

图13给出了燃烧室内作为支板火箭射流和二次燃料煤油分解产物主要组分的CO的化学反应速率(红色)和质量分数(绿色),及其最终燃烧产物CO2的分布。可以看到,CO的化学反应主要集中在2个区域,一是支板火箭出口射流与来流空气形成的反应混合层内,二是燃料支板及其下游区域。支板火箭射流中CO组分的燃烧较为充分,在达到燃料支板前CO几乎消耗完毕,同时释放大量的热,对二次燃料起到良好的点火效果。在燃料支板以后,煤油自喷出以后迅速雾化、蒸发,受到上游支板火箭高温燃气的加热、点火作用发生分解并燃烧。在分解产生大量CO的同时,CO也在进行着剧烈的化学反应。燃料支板后,沿燃烧室流向CO含量减少,同时CO2的质量分数提高。

图13 CO化学反应速率(红)、CO质量分数(绿)和CO2质量分数

Fig.13 Distributions of CO reaction rate (red), CO mass fraction (green), and CO2mass fraction

刺玫果水提物的制备：用8倍体积的水浸泡过夜,回流1h，反复回流提取3次，合并滤液，浓缩，冻干成粉备用。刺玫果醇提物的制备：用8倍体积的浓度为70%醇回流提取刺玫果，回流1h，反复回流3次，合并滤液，浓缩，冻干成粉备用。

这两个词的释义,从逻辑上看,不符合下定义的规则。出现了被定义项和定义项词形相同的情况。从理据上看,借代的语义关联不明显。

图14 气态煤油分布(蓝)及其化学反应速率(红)

图15给出了燃烧室内以温度着色的旋涡强度分布。可以看到,在亚声速区段内主要存在着3个显著的强旋涡结构区,一是在支板火箭出口及其邻近的下游位置,二是在燃料支板后邻近的区域内,三是在燃烧室的两级凹腔内。由于在亚燃模态下,燃烧室压力较高并且为兼顾RBCC发动机宽范围、多模态工作,支板火箭使用了大扩张比的喷管,导致燃烧室背压前传到达支板火箭喷管扩张段内,在喷管扩张段产生激波,引起流动分离和局部回流等高度非稳态扰动,使得支板火箭出口射流自身存在不稳定性。支板火箭射流在喷管出口存在流通面积突扩,空气来流在隔离段出口即中心支板尾端也存在流道面积突扩,都会造成大尺度旋涡脱落并形成局部回流等。此外,支板火箭出口射流与来流空气之间存在很大的参数梯度,产生强烈的剪切作用,剪切层在往下游发展时破碎,进一步促进了大尺度旋涡结构的生成。综合以上因素,在支板火箭出口及其下游形成了燃烧室内最强结构的大尺度涡旋。燃料支板由于特殊流向涡结构的设计,人为地对气流造成一定的扰动并产生旋涡结构,以促进二次燃料与来流燃气的掺混,提高燃烧效率。在凹腔内,由于剪切层不稳定和局部回流等作用,也会产生大尺度的旋涡结构。

图15 以温度着色的燃烧室旋涡强度分布

大尺度旋涡结构在燃烧室内的运动,一方面给燃烧室内的气流参数带来很大的扰动并在适当的条件下与燃烧室的压力振荡相耦合,形成不稳定的燃烧过程;另一方面又有效促进了支板火箭射流与来流空气、二次燃料与上游燃气的掺混、燃烧过程。即从宏观的增强掺混效果、提高燃烧效率角度来讲,必要的大尺度旋涡结构是有利的;从微观的气流平稳性和燃烧不稳定特征来讲,大尺度旋涡结构的存在引发燃烧不稳定问题的可能性。

3.4 发动机工作条件下碳氢燃料化学动力学简化

（3）主成分分析和相关系分析结果表明，草海主要污染物为Cd、Cr、Zn和Hg，且具有同源性，其中土法炼锌是主要的污染原因，尽管已经关闭了土法炼锌，但其污染物仍对草海具有严重的生态危害。

发动机工作条件下燃料的混合与燃烧是一个强烈受控于化学动力学的湍流、燃烧过程。为了缩短发动机的研制周期和费用、优化燃烧室部件及预测重要的燃烧产物,需要精确模拟这些化学动力学过程[56]。然而对于碳氢燃料尤其是煤油动力学过程的认识仍有待深入。煤油是包含多种成分的复杂混合物,通常使用单一分子式来代替,如C10H16[57]、C10H22[58]、C12H26[59]等。这些煤油替代物的详细动力学模型都涉及较多的组分和基元反应,如表3所示。

图14给出了燃料支板后气态煤油的质量分数和化学反应速率分布。液态煤油自燃料支板喷出后迅速雾化、蒸发,产生大量煤油蒸气。气态煤油与上游高温燃气掺混的同时在外围剪切层内发生剧烈燃烧,释放大量的热。在燃料支板后邻近的下游区域,由于局部富燃导致气态煤油燃烧不充分,燃烧后的主要产物仍含有大量的可燃成分,气流在继续往下游发展的过程中进一步燃烧并释放热量。煤油质量分数及其化学反应速率空间分布的不均匀性反映了燃烧室内气流参数的高度湍流化及主要放热位置固有的脉动性。

表3 常用煤油替代物的组分数与反应步数Table 3 The amount of species and reaction steps in generally used kerosene surrogate fuels

受到目前计算机发展的限制,详细化学动力学模型无法直接应用于数值模拟,因此需要对详细机理进行简化。碳氢燃料化学动力学的简化研究主要集中在2方面：一是将燃烧过程写成总包反应的形式,多用于工程应用[60]。总包反应具有组分和化学反应步数较少、计算快、便于工程应用的优势,可以粗略地反映流场中的组分、温度和释热分布。但总包反应中的3个参数是经验参数,且其适用范围有限,因此需要针对具体的工况选择适合的总包反应。另一种方法是对详细的化学动力学模型进行简化,获得组分和化学反应适中的半详细框架机理模型[61]。这一类动力学模型能够较准确地描述裂解、点火、火焰传播和熄火等非平衡过程,可详细地描述流场中的多种组分、温度和释热分布等。但是,由于其组分和反应步数相比于总包反应仍较多,因此需要较多的计算资源。

针对RBCC发动机的工作条件和特点(当量比：0.5～2.0,温度：1200～3000K,压力：1×105～5×105Pa),对煤油化学动力学模型的简化开展研究。在RBCC发动机中,由于燃料的滞留时间为毫秒量级,为了保证燃烧能够顺利稳定的进行,在简化过程中首先需要考虑的问题就是煤油的点火延迟时间。参考文献[62]中的方法,对现有煤油的总包反应进行了优化,获得了适用于RBCC发动机工作条件的3步总包反应,见表4;利用关系图法(DRG)和基于重要性指数的反应移除法(CSP)[63],对煤油替代物C10H22的详细化学动力学模型进行了简化,获得了适用于RBCC数值模拟的框架机理(41组分、132反应步),能够描述燃烧的非平衡过程,为研究RBCC发动机的详细燃烧过程提供基础。采用Chemkin-II开源程序[64],对3步总包反应[66]、12步总包反应[67]、本文优化的3步总包反应、框架机理和详细化学动力学机理进行了对比。图16给出了点火延迟时间、组分分布和温度的对比结果。可以看到,优化后的总包反应相比原来的总包反应误差更小,尤其是对点火延迟时间的预测更为准确;框架机理与详细机理的误差总体最小。

表4 优化的煤油3步总包反应(单位：mol, cal, cm, K, s)Table 4 The optimized kerosene 3-step global reaction (Units: mol, cal, cm, K, s)

图16 总包反应与详细动力学模型的对比

为了验证优化后总包反应的准确性,对本实验室地面模拟飞行马赫数5.5条件下关闭支板火箭、无凹腔、在隔离段和燃料支板进行煤油喷注的RBCC实验状态进行了数值模拟，边界条件如表5所示。基于开放源代码软件平台OpenFOAM,采用非稳态RANS方法,基于部分预混搅拌反应器亚格子燃烧模型(PaSR,Partially Stirred Reactor)[68]进行了计算。图17给出了壁面压力测试数据的对比。可以看到,在此工况下总包反应点火延迟时间的准确性尤为重要。未优化的总包反应点火延迟时间较短,在隔离段内煤油迅速燃烧产生CO,其壁面压力上升段较为靠前,且未优化的总包反应燃烧温度偏高。

学生在课文有趣的情境当中理解了词语的意思，体会到了激荡于语言文字中的情感，并能将其朗读到位，这时学生的兴致是高的，在学习兴趣很浓的氛围下学写字，肯定是用心写的，比起单纯地花一节课写字的效果要好。

表5 模拟飞行Ma5.5的RBCC地面试验来流条件Table 5 Inflow conditions of RBCC ground test experiment simulating flight Mach number 5.5

图17 沿流道的壁面压力分布对比

对比大涡模拟瞬态结果与时均化结果可以发现,大涡模拟较好地捕捉到了燃烧室内的非稳态过程,如支板火箭出口射流的摆动、燃料支板后因旋涡脱落和剪切层不稳定而导致的局部火焰扭曲和凹腔内气流参数的局部不均匀性等。从二者的对比中还可以看到,在第二级凹腔以后,由于剧烈的燃烧释热、旋涡耗散和热力喉道的存在,气流表现出明显的均匀化趋势。该区域内较大尺度的旋涡结构不再明显,与时均化结果差异较小。由此可以发现,在主放热区域内呈现出显著的动态特征,大尺度的旋涡结构和火焰锋面在空间上表现出明显的扭曲和变形,对煤油的雾化、蒸发及放热率的空间分布都有较强的影响,与雷诺时均结果具有较大差异。图11的另一个特点是支板火箭射流表现出一定的摆动特征,即使取一段时间内的平均值如图11(b)所示,火箭射流也一定程度的偏向于喷管的某一侧,显示了其自身所具有的不稳定性。

图18 温度和组分分布

Fig.18 Comparison of temperature and species distribution between the modified global reactions and the skeletal mechanism

图19 框架机理预测的OH组分分布

4 RBCC燃烧流场后续研究内容

针对空气来流亚声速-火箭射流超声速的RBCC典型亚燃模态地面直连试验状态,开展了大涡模拟计算。图8给出了燃烧室内的火焰指数分布。可以看到,从入口到出口的整个燃烧室可以分为3个性质迥异的区域：(1)从支板火箭出口射流与来流空气形成的反应剪切层至燃料支板沿轴线下游位置处,以预混燃烧模式占主导;(2)支板火箭核心射流所占据的区域内几乎没有燃烧过程的发生;(3)在凹腔及其以后的绝大部分中心燃烧区域内处于非预混燃烧模式。下面简析其原因。由于支板火箭的射流温度较高,其成分以可燃燃气为主,含有大量的活性基团,具有很强的反应活性。当火箭射流与来流空气通过剪切层掺混时迅速发生反应,两股气流在高温下既具有较高的组分扩散速率,又具有较高的化学反应活性,实现了快速反应,因而主要表现为预混燃烧模式。而支板火箭射流高度富燃,在其核心射流内由于没有氧气的有效卷入而不能发生剧烈的化学反应,表现为无燃烧反应进行的状态。在凹腔及以后的区域,主要进行的是煤油及其分解产物的化学反应。由于液态煤油相比于高温燃气的温度很低,而其蒸发、雾化过程又需要吸收大量的热,且其时间尺度要远远大于高温下化学反应所需要的时间尺度,同时煤油属于大分子碳氢化合物,化学反应速率受其分解速率、掺混速率的影响很大,因而表现出显著的非预混燃烧特征。

发动机燃烧室为实现功能转换提供了空间,反应混合层是燃烧室内典型的燃烧流动结构,其生长特性对于获取火焰的有效作用边界、优化燃烧室长度等具有重要作用。超声速反应混合层的生长过程实质上是高速条件下伴有化学反应的湍流发展过程,其可压缩性、生长厚度和生长速率受到旋涡结构、波系结构、燃烧释热等多物理、多参数的共同作用。

目前对于没有化学反应的混合层生长过程的认识比较深入,但是对于伴有复杂波系结构和燃烧释热的反应混合层的研究尚不系统,对其生长过程多采用定性描述,缺少量化指标和可预测模型。用于表征可压缩性的对流马赫数会受流道内复杂波系结构和燃烧释热的影响而成为空间函数,初始对流马赫数无法全面描述反应混合层的生长特征,需要对反应混合层发展过程中可压缩性的时空演化做详细讨论。后续研究工作的重点在于分析可压缩性、激波结构以及燃烧释热对于超声速反应混合层生长厚度和生长速率的影响,获得反应混合层生长厚度和生长速率沿流动方向的空间分布,并通过生长速率对不同的生长阶段进行划分,建立能够表征反应混合层生长过程的预测模型,从而实现对受限空间内超声速反应混合层生长特性的评估。

以高温、高速、富燃、变工况的RBCC超声速射流火焰为切入点,对受限空间内超声速反应混合层开展细致、深入、系统的研究,建立可压缩性、波系结构、燃烧释热共同作用下的反应混合层生长模型和评估方法,分析激波结构对于反应混合层发展、燃烧模式演化的影响及耦合关系,并探索调控超声速反应混合层生长的方法,能够促进对受限空间内复杂波系作用条件下高速湍流燃烧组织过程的认识,为新型动力装置发展过程中需要突破的受限空间内的可控燃烧和能量优化管理等问题提供理论支撑和研究方法,具有重要的科学意义和应用价值。

4.2 复杂流动燃烧过程的不确定性研究

火箭冲压组合发动机燃烧室内存在复杂的亚、跨、超及强剪切流动。随着来流马赫数的变化和飞行姿态的调整,来流空气状态与燃烧室入口流动条件将发生剧烈的改变,燃烧过程与波系运动和复杂湍流强烈耦合,使得组合发动机的内流场始终处于强非定常状态,火焰传播与热释放过程呈现出强烈的不确定性。RBCC发动机燃烧过程呈现出的高度非稳态性、燃烧多分区性与燃烧多尺度性使得发动机在宽来流马赫数条件下的点火、火焰稳定与高效燃烧变得十分困难。为此需要寻求冗余稳健的燃烧组织方式和火焰稳定技术,同时需要对发动机内具有不确定性的复杂流动燃烧过程开展深入详细的研究,确定发动机稳定工作边界,为进一步优化燃烧室设计、组织稳定高效燃烧、控制燃烧释热规律提供有效支撑。

4.3 复杂碳氢燃料的机理简化及加速算法研究

通过一系列细微的环节、措施，患者手术体验大为改观，康复时间大大缩短，平均住院日下降，患者花费降低，医保费用跟着降低，形成多方共赢的局面。

火箭冲压组合发动机燃烧室内的燃烧是一个强烈受控于化学动力学的过程,涉及到煤油的雾化、裂解和燃烧过程。因此,化学动力学机理在火箭冲压组合发动机燃烧室的数值模拟中尤其重要。煤油的种类繁多、成分复杂,且缺少国产煤油点火特性等的相关实验数据。为了准确模拟国产煤油燃料的燃烧过程,需要深入研究其燃烧性能,设计可测量发动机工况下国产煤油点火延迟时间的实验装置。对煤油燃料的简化动力学机理进行修正,获得适用于国产煤油数值模拟的化学动力学机理,为后续研究发动机内不同煤油的燃烧过程提供支持。

框架机理能够较准确地描述燃料的非平衡过程,这是其最显著的优点。但是其涉及的组分仍然较多,在工程应用上不宜大量推广应用。为了提高火箭冲压组合发动机燃烧室数值模拟中使用框架机理的计算速度,需要探索框架机理在数值模拟中的加速算法,解决框架机理在数值模拟中难以大量推广的难题。

5 结论

(1) 火箭冲压组合发动机将大推重比的火箭发动机与高比冲的冲压发动机集成在同一流道。燃烧室内具有亚声速、跨声速和超声速流动相混合的流场结构,亚声速燃烧和超声速燃烧同时发生、分区进行的燃烧组织方式。

(2) 受限空间中的复杂波系结构使得燃料射流与空气来流之间的对流马赫数沿流道迅速降低,从而减弱超声速反应混合层的可压缩性,提高其生长速率;激波与剪切层的相互作用能够诱导形成涡量增益,强化流体微团的旋涡运动,促进燃料与氧化剂之间细观尺度的掺混燃烧。

(3) 燃烧室中的释热过程由多种燃烧模式共同驱动,预混燃烧模式释热分布起到重要作用,对燃烧室的点火与火焰稳定起重要作用。改善二次燃料的非预混燃烧组织形式,有助于提高总体燃烧效率。

(4) 火箭射流、中心支板和凹腔火焰稳定器等部件的存在,对流场参数造成扰动,导致非稳态流动、掺混与燃烧过程的形成,燃烧流场表现出显著的动态特性。湍流燃烧固有的非稳态性、大尺度旋涡运动与RBCC发动机流道结构和工作参数相耦合,显著地影响了燃烧过程。

(5) 对碳氢燃料反应机理简化获得的3步煤油总包反应可以合理地描述RBCC发动机工作条件下主要组分、温度和压力分布,便于工程计算应用。碳氢燃料的详细化学反应动力学机理规模不断增大,不适用于工程应用,因此需要对详细机理进行简化,本文简化获得的C10H22煤油替代物的框架反应机理,可以给出中间产物的分布。在利用大涡模拟等手段开展深入的机理性燃烧研究时,框架机理能够较准确地描述流场中的非平衡过程,如点火、熄火和火焰动态传播过程等。

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(编辑：李金勇)

Investigation of several fundamental combustion problems in rocket-based combined-cycle engines

He Guoqiang, Qin Fei*, Wei Xianggeng, Cao Donggang, Huang Zhiwei, Liu Bing

(Science and Technology on Combustion, Internal Flow and Thermal-Structure Laboratory, Northwestern Polytechnical University, Xi’an 710072, China)

Multiple modes are involved in the operating process of a rocket-based combined-cycle (RBCC) engine, which operates efficiently in a wide range of Mach numbers and flight altitudes. Subsonic, transonic and supersonic flows co-exist in a RBCC combustor. The flow speed in a RBCC combustor is high, which leads to a very limited time of mixing between the fuel and the airstream. The reaction intensity in a RBCC combustor is strong and the combustion takes place in a confined space, in which complex wave structures are generated and reflected. The flow and combustion characteristics in a RBCC combustor is analyzed in terms of the strong shear property of the strut rocket jet, the diversity of combustion modes, and the intrinsic dynamic characteristics of combustion process. The growth of shear layers, the multiple combustion modes, the spatial distribution of heat release, and the combustion dynamics in a RBCC combustor are studied. The fundamental problems involved in high speed turbulent flow and combustion relevant to engine conditions are summarized. The detailed chemical kinetics model of a typical hydrocarbon fuel is simplified. A global reaction model for engineering simulation and a skeletal kinetics model for combustion mechanism study are respectively obtained and validated. Based on the study of the growth model of the reacting mixing layer featured with the rocket jet, the uncertainties of flow and combustion processes in the wide operating range under variable air inflow condition of RBCC engines, the simplification model of complex hydrocarbon fuels and the acceleration algorithm for the application of skeletal mechanism in engineering, the problems desired to be solved in the fundamental studies of RBCC engines are proposed in expectation of improving the understandings of multi-scale combustion mechanisms and optimization of the combustion organization method in RBCC engines.

rocket-based combined-cycle engine;hypersonic vehicle;supersonic combustion;combustion dynamic characteristics;flame stabilization;chemical kinetics

1672-9897(2016)01-0001-15

10.11729/syltlx20150159

2015-12-23;

2016-01-16

国家自然科学基金项目(91541110)

HeGQ,QinF,WeiXG,etal.Investigationofseveralfundamentalcombustionproblemsinrocket-basedcombined-cycleengines.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2016, 30(1): 1-14,27. 何国强, 秦飞, 魏祥庚, 等. 火箭冲压组合发动机中若干基础燃烧问题研究. 实验流体力学, 2016, 30(1): 1-14,27.

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