两种优化组合式燃料喷注方案的凹腔稳焰特性实验研究①

李 凡，汪洪波，孙明波，蔡 尊，孙永超，黄玉辉，朱家健

(1.国防科技大学 空天科学学院 高超声速冲压发动机技术重点实验室，长沙 410073；2.装备发展部装备项目管理中心，北京 110000)

0 引言

超燃冲压发动机是能够应用到未来高超声速飞行器中最有潜力的吸气式推进系统[1]。超燃冲压发动机中超声速气流速度快，气流在燃烧室内的驻留时间只有毫秒量级，要在如此短的时间内完成燃料与来流的混合、点火和燃烧，难度很大。优良的喷注方案，是保证燃料在超声速气流中实现稳定燃烧的重要前提，也是制约超燃冲压发动机性能的重要因素。

凹腔火焰稳定器具有结构简单、稳焰能力强、低阻且总压损失小等优点[2-5]，已经被广泛用于超燃冲压发动机燃烧室的设计。基于凹腔的燃料喷注方案通常分为两种：一种是被动式燃料喷注方案(喷孔安装在凹腔上游，燃料通过剪切层卷吸到凹腔回流区中)，一种是主动式燃料喷注方案(喷孔安装凹腔壁面，燃料直接进入到凹腔回流区中)[6]。相对于被动喷注方案，Gruber等[7]发现凹腔直接喷注在点火过渡过程中能更好地提供均匀燃料/空气混合物和维持稳定燃烧。Rasmussen等[8]针对燃烧室中凹腔直接喷注(凹腔底面喷注和斜坡喷注)的碳氢火焰稳定极限进行了实验研究。然而，由于主动式燃料喷注方案会直接将燃料聚集在凹腔内，从而使得凹腔内部极易出现局部富燃，不利于火焰稳定。从凹腔上游壁面喷注燃料则更具优势，它可以提高燃料喷注的穿透深度[9]，并同时为超声速来流和凹腔内部提供燃料，从而改善燃料整体分布并提高燃烧效率。另外，壁面横向喷注燃料会在喷孔附近的射流和边界层分离区之前产生典型的弓形激波，有利于维持燃烧[10]。孙明波等[11]通过实验和大涡模拟方法(LES)研究了超声速燃烧室中凹腔上游喷注燃料的燃烧，发现在凹腔剪切层中存在一个能够自持稳定的火焰基底，高温产物通过射流/凹腔剪切层的涡干扰作用被输运到燃料射流中，射流与凹腔剪切层之间的相互作用对于维持火焰稳定发挥了重要作用。

关于燃料喷注方案对于超声速气流中火焰稳定的影响已有很多研究[12-14]。总的来说，得益于凹腔较强的火焰稳定能力，凹腔上游壁面喷注常常是简单高效的喷注方案。但由于凹腔内稳定的燃烧还取决于凹腔构型、当量比、来流等诸多条件，在特定情况下，燃烧仍可能不能保持稳定，会出现火焰吹熄现象。在本实验来流马赫数为2的气流中，若乙烯只采用被动方案喷注，出现了燃烧不稳定和火焰吹熄现象。同时，本实验研究发现，采用将主动喷注方案作为辅助喷注方案，结合被动喷注方案的组合式喷注方案，可维持较宽范围燃料当量比的稳定燃烧。本文基于凹腔上游壁面双路横向喷注与凹腔底壁辅助喷注相结合的凹腔组合式喷注方案，在现有喷注方案的基础上，通过改变凹腔上游壁面双路喷注的喷注位置，设计了两种优化的凹腔组合式喷注方案，并对不同喷注方案下的超声速气流中的火焰稳定特性进行研究。

1 实验设置

本文的实验都是在国防科技大学高超声速重点实验室中的直连式实验系统中完成。如图1所示，该实验设备主要有4个组成部分：一个加热器、一个隔离段、一个超声速燃烧室和一个尾喷管。空气加热器通过氧气、酒精和空气三组元燃烧的方式加热空气，提供马赫数为2.0，总温为920 K，总压为0.98 MPa的混合空气来流。文中的超声速来流工况如表 1所示。在实验中，空气、氧气、酒精三组元的流量误差控制在5%以内。实验段中的超燃冲压发动机包括一个等直隔离段和一个燃烧室，如图2(a)所示。隔离段长度为275 mm， 方形燃烧室入口高为 40 mm，宽为 53.6 mm，后面连接了长为 995 mm的后缘突扩凹腔燃烧室和扩张段。如图2(b)所示，后缘突扩凹腔的前缘高度H1、后缘高度H2、凹腔底壁长度L、展向宽度W、后缘角度分别为35.7、24.1、91.3、53.6 mm和45°。由于这种凹腔构型前后壁面之间存在高度差，燃烧室构型从凹腔后壁面开始有明显的扩张效应，因此这种构型的凹腔叫做后缘突扩凹腔。之前的研究表明，后缘突扩凹腔燃烧室能够有效地遏制热壅塞，并提高超燃冲压发动机的推力[15-16]。

图1 直连式实验系统

真实发动机燃烧室中采用的大分子液态碳氢燃料，在高温下吸热裂解后的主要裂解产物为乙烯。因此，在本文的基础实验研究中，采用乙烯作为燃料可以基本模拟真实发动机燃烧室高温裂解后的燃烧环境，研究结果具有一定的普适性。实验采用壁面圆形喷孔垂直喷注方式，乙烯喷注的位置如图 2(b) 所示。在凹腔上游的燃烧室壁面上等距分布着三路乙烯喷注(d1、d2、d3)，每一路喷注各有两个直径为2.4 mm的乙烯喷孔。在凹腔底壁设置一个乙烯喷孔(f)用以辅助喷注。由于凹腔喷注会直接将燃料聚集在凹腔内，容易使凹腔内出现局部富燃，因此凹腔底壁的喷孔直径较小，为1 mm。在凹腔底部中间位置安装了一个频率50 Hz、激发能量50 J的火花塞用以点火。

表1 实验中的来流工况

(a) Schematic of the model scramjet combustor

(b) Schematic of the cavity and the injection schemes

实验中发现，当仅采用凹腔上游双路喷注时，燃料在0.1当量比时，就无法稳定燃烧，火焰会被吹熄。采用凹腔上游壁面双路横向喷注与凹腔底壁辅助喷注(f)相结合的凹腔组合式喷注方案，可维持较宽范围燃料当量比的稳定燃烧。当采用现有的喷注方案A中的d2d3+f进行喷注时，随着当量比的增加，在实验中，仍观察到燃烧不稳定和火焰吹熄现象。为使燃烧室可在更宽燃料当量比范围内维持稳定燃烧，通过改变双路喷注和凹腔前缘的距离，设计了喷注方案B：d1d2+f；通过改变双路喷注之间的距离，设计了喷注方案C：d1d3+f。三种喷注方案如图2(b)所示。实验中，凹腔上游双路喷注和凹腔底壁喷注的压力保持一致。

实验段上安装有一块260 mm×95 mm 大小的石英玻璃，利用一台装有Focus/1.4 光圈 50 mm 定焦尼康镜头的高速摄影相机，可对实验段内的燃烧过程进行观测。相机设置拍摄速度为20 000 fps，曝光时间为1/21 183 s，分辨率为 768×232 pixels。通过在相机镜头前加装一个带宽 10 nm 的 431 nm 滤波片，可清晰地采集到燃烧流场中的 CH*基自发辐射信号。此外，实验中包括壁面压力、 喷注压力、 质量流量等数据，均可通过实验台上的数据采集系统测得。

2 结果分析

实验中，针对三种喷注方案共进行了15组工况的实验，如表2所示(pi代表喷注压力)。为简单起见，“A-ER0.30”表示当量比ER(Equivalence Ratio)为0.30，并采用凹腔组合喷注方案A的工况，依次类推。在实验中，随着当量比的增加，燃烧释热增强，导致隔离段中的预燃激波串不断前移，甚至超过燃烧室入口，这意味着入口马赫数由于压力在隔离段外的传播而发生了变化，会导致不良的发动机状况，称为发动机不启动，如工况C-ER为0.45。因此，本文只研究燃料当量比不大于0.4的工况。

表2 实验工况

表2也给出了不同工况对应的实验状态，“√”表示在整个实验过程中火焰可稳定燃烧，“×”表示燃料在点火后一段时间会被吹熄。图3展示了表2中不同喷注方案下乙烯的燃烧状态。

图3 实验工况的燃烧状态示意图

从图3中可看出，喷注方案A只能在当量比不大于0.2时，才能够维持稳定燃烧；喷注方案B和C均能够增强燃烧室中的火焰稳定，可在更大燃料喷注当量比条件下维持火焰不被吹熄。其中，喷注方案B可以将稳定燃烧的范围扩大到0.3当量比，而喷注方案C在发动机不启动之前均能实现火焰的稳定燃烧。这意味着喷注方案C可提供一个更好的燃料分布的流场环境，利于燃料的混合和燃烧。同时可看到，当量比小于0.3时，三种喷注方案均能稳定燃烧，随着当量比进一步增加，不同喷注方案对应的燃烧状态各不相同。因此，本文主要针对较高当量比时(ER≥0.3)乙烯的燃烧特性进行研究。应注意的是对于不稳定燃烧的工况(火焰在燃烧一段时间后被吹熄)，在分析中采用了火焰吹熄前的实验数据。

2.1 火焰传播特性分析

实验中采用高速摄影技术和CH*自发辐射技术记录了乙烯的燃烧过程，高速摄影图像可直观反映火焰动态，CH*基是局部反应区的标记，可用来追踪燃烧释热区[17]。本节主要对不同喷注方案下的火焰传播特性进行分析。图4展示了工况A-ER0.30中火焰从发生振荡到被吹熄的完整过程。选取火焰吹熄前稳定燃烧的某一时刻为t=0.00 ms时刻。由于当量比较高，对应的喷注压力也较高，凹腔上游燃料喷注的射流更加深入到主流中，较多的燃料被主流吹走，从而导致凹腔剪切层上游没有足够的燃料掺混，不利于反应的进行。因此，火焰基底主要稳定在凹腔剪切层下游和凹腔后缘附近。此外，由于在凹腔底壁存在一路喷注，在凹腔前缘附近会存在一个次反应区。

图4 工况A-ER 0.30的CH*基自发辐射图像

在t=0.00 ms时，燃烧较强烈，消耗了凹腔剪切层及附近的大量燃料，且由于喷注压力较高，没有足够多的燃料掺混到剪切层附近的反应区中，反应区的火焰基底将恶化，无法释放足够的热量来维持边界层分离区和火焰稳定，火焰基底将被吹向下游，并停留在凹腔后缘(t=1.00 ms)。若此时凹腔剪切层附近积累了足够多的燃料，混合物将再次被点燃，火焰基底会沿着剪切层向上游移动，火焰基底重新稳定在凹腔附近(t=1.50～2.90 ms)。以上就是燃烧中一个典型的火焰振荡过程。在火焰基底传播到凹腔后缘后，若此时上游的流场受到扰动，或者缺乏足够的预混燃料，不能维持火焰基底沿着剪切层向上游传播，火焰将被吹熄(t=2.90～3.90 ms)。图5(a)展示了当量比为0.4时不同喷注方案下的火焰基底的位置随时间变化曲线。火焰基底的振荡曲线是根据高速摄影拍摄的瞬时火焰图像量化处理得到的。首先，将拍摄的火焰图转为灰度图，之后以一定的灰度阈值提取火焰边界(本文选取阈值为65)，将此火焰边界在流向上投影坐标的最小值作为火焰基底在X向的位置。为快速确定火焰基底与凹腔之间的相对位置，将凹腔前缘设置为处理后的火焰基底在流向X方向上的坐标原点。文中选择了0.1 s的燃烧时间跨度进行分析，因为整个实验过程都显示出相似的特性。

可看到，燃烧过程中火焰基底在大部分时间内都没有越过凹腔前缘，说明反应主要发生在凹腔中。然而相对来说，喷注方案A中的火焰基底更容易越过凹腔前缘并闪回。这种火焰闪回的情况在喷注方案C中却很少发生。喷注方案B中火焰基底的振荡则介于喷注方案A和C之间。进一步提取在总的燃烧时间内火焰前峰越过凹腔前缘一段距离(本文选取为7 mm，即d3喷注所在位置)的时间所占百分比来比较不同喷注方案下发生火焰闪回时间，如图5(b)所示。

(a)The front oscillations post-processing from

(b)The percentages of the combustion in the jet

由于火焰在凹腔中的燃烧可分为凹腔稳定模式和射流尾迹模式[18-19]，火焰回传现象往往伴随着燃烧模态的转换，因此该百分比也可认为是燃烧处于射流尾流模式占总时间的百分比。从中可看到喷注方案A中的燃烧处于射流尾流模式的时间最长，占到了燃烧总时间的14.92%，其次是喷注方案B(10.42%)。然而，对于喷注方案C，燃烧处于射流尾流模式的时间仅占总时间的1.93%。之前的研究表明，为了获得稳定的燃烧，应尽可能的使火焰处于凹腔稳定模式，并抑制燃烧模式的转变[20]。因此，相比于喷注方案A，喷注方案B和C可提供更加有利的流场环境，以促进火焰稳定，其中喷注方案C的效果最好，这说明适当增大凹腔上游双路喷注之间的距离，可极大地增强燃烧的稳定性。为了进一步探究火焰回传现象的发生机制以及喷注方案C对于回传现象的抑制作用，图6和图7分别给出了喷注方案A和方案C下，当量比为0.4时对应的火焰振荡历程。对于喷注方案A，燃烧最初处于凹腔剪切层模式(t=0.0 ms)，之后火焰被来流吹向凹腔后缘(t=0.0～0.75 ms)，类似于图4中的振荡过程。停留在凹腔后缘的火焰(t=0.75 ms)在较长时间(Δt=5 ms) 之后才向上游传播，导致凹腔上游的射流尾迹和凹腔剪切层附近积累了大量预混气体，形成了有利于燃烧的流场环境，凹腔剪切层中的混合物被重新点燃，燃烧处于凹腔剪切层模式(t=5.75～6.15 ms)。

图 6 工况A-ER 0.40的一个火焰振荡历程

图7 工况C-ER 0.40的一个火焰振荡历程

此后火焰继续回传到凹腔上游，燃烧处于射流尾迹模式(t=6.35 ms)。随着射流尾迹附近燃料消耗量的增加，火焰将被来流吹向下游，在剪切层和凹腔后缘，再次形成稳定的燃烧火焰[20]。喷注方案B中火焰回传历程与喷注方案A类似。对于喷注方案C，被来流吹向在凹腔后缘的火焰可在较短时间内向上游传播，并重新稳定在凹腔剪切层(t=1.5～2.5 ms)，整个过程只有2.5 ms。这导致凹腔上游的射流尾迹附近无法在短时间内积累足够的预混气体，抑制了火焰进一步向上游传播。

总的来说，喷注方案A 最容易发生火焰振荡，并伴随着火焰回传现象以及燃烧模式的转换。两种改进的喷注方案中，喷注方案C极大地增强了射流与凹腔的相互作用，导致有足够多的燃料卷吸到凹腔剪切层，当发生火焰振荡时，被来流吹向凹腔后缘的火焰可在较短时间内沿着剪切层向上游传播，使燃烧重新稳定在凹腔剪切层模式，并抑制燃烧向射流尾迹模式转换。

2.2 燃烧释热分析

图8给出了当量比为0.4时实验测得的燃烧室底壁的时均压力对比。从中可看到，压力峰值都集中在凹腔剪切层后缘附近，说明燃烧释热主要集中在凹腔附近。在隔离段形成了释热诱导的预燃激波串。先前的研究表明，压力分布与燃烧释热和流场中混合物的动量交换成正相关[21]。与喷注方案A相比，喷注方案B的对于燃烧的增强作用不大，而喷注方案C则可明显地促进流场中的动量交换和燃烧释热。

图8 ER=0.40时三种燃料喷注方案的燃烧室底壁时均压力对比

实验中测得燃烧过程中燃烧室底壁压力的随时间的变化如图9所示。可发现，因燃烧形成的高压区在喷注方案C中沿流向分布最长，激波串的位置也更加接近隔离段入口；在喷注方案A中也明显观察到燃烧不稳定带来的压力振荡；喷注方案B的燃烧效果介于A和C之间。图9中压力随时间的变化与2.1节中对火焰传播特性的分析结果是一致的。火焰振荡使得燃烧在不同模式间来回切换，释热反应区也随之发生变化，造成测量压力的振荡，反应不能稳定进行，释热强度降低。

(a)A-ER 0.40 (b)B-ER 0.40 (c)C-ER 0.40

为进一步定量研究燃烧放热，将0.4当量比时的时均CH*基自发辐射图像转换为灰度图像，并分别沿着垂直于凹腔和平行于凹腔的方向按灰度积分，如图10所示。

(a)Integeal perpendicular to the cavity (b)Integeal parallel to the cavity

可发现，反应释热区主要集中在凹腔后半部分的剪切层及其上部的主流中，很少在凹腔内部回流区。这是因为对于凹腔剪切层上游来说，在0.4当量比时，喷注压力较高，射流与凹腔之间的相互作用较弱，没有足够的燃料卷吸，不利于燃烧反应的进行；对于凹腔回流区来说，尽管凹腔底壁喷注使得凹腔回流区富燃，然而由于凹腔中缺乏足够的氧气，同样也不利于反应。同时，也可看到CH*基积分曲线有多个峰值，这是由于火焰振荡造成释热反应区的位置不断变化，并出现多个释热中心造成的。相比喷注方案A来说，喷注方案B和C都增强了燃烧释热，并使得反应区向凹腔前缘和凹腔底部扩展。

综上分析，图11给出了三种凹腔组合式喷注方案对应的燃烧流场示意图。

(a)Injection scheme A

(b)Injection scheme B

(c)Injection scheme C

燃料从凹腔上游喷注后经过一段距离的混合，在凹腔附近的主反应区发生反应。凹腔底壁喷注的燃料大多位于凹腔回流区中，很少能够参与到主反应区中。因此，凹腔底壁喷注主要作用是通过在凹腔前壁面附近形成一个微弱的值班火焰来稳定主反应区的火焰。对于喷注方案A和B，由于凹腔上游双路喷注之间的距离较近，靠近凹腔的一路喷注受到远离凹腔那一路喷注的影响较大，造成上游喷注的穿透深度较高，燃料更加深入到主流中，射流与凹腔相互作用减弱，燃料的混合距离变长，使得释热反应区位于凹腔后半部。喷注方案B由于双路喷注的位置相对于方案A更加远离凹腔，反应区向凹腔前缘移动，一定程度上促进了火焰的稳定燃烧和释热增强。对于喷注方案C，由于凹腔上游双路喷注之间距离的增加，凹腔上游双路喷注之间的影响变弱，上游喷注的穿透深度也随之下降，使得射流与凹腔相互作用变强，明显促进流场中的动量交换和燃烧释热，并使得反应区进一步向凹腔前缘移动，有利于火焰稳定。

3 结论

为解决现有的凹腔组合式喷注方案出现的燃烧不稳定和火焰吹熄现象，在现有的喷注方案A的基础上，设计了两个优化的喷注方案，即增加双路喷注与凹腔前缘距离的喷注方案B和增加双路喷注之间距离的喷注方案C，并对不同凹腔组合喷注方案下的超声速气流中的火焰稳定进行研究。实验中采用乙烯作为燃料，用来模拟真实发动机燃烧室中大分子碳氢燃料高温裂解后的燃烧环境。

(1)实验中观察到火焰振荡，并伴随着火焰闪回以及不同燃烧模式间的转换，这种现象在原始喷注方案A最容易发生；两种改进的喷注方案均能不同程度地增强射流与凹腔的相互作用，抑制火焰振荡，在更大燃料喷注当量比条件下维持火焰不被吹熄。原始喷注方案A中在0.3当量比时，就出现了火焰吹熄现象，喷注方案B可将稳定燃烧的范围扩大到0.4当量比，而喷注方案C在发动机不启动之前，均能实现火焰的稳定燃烧。

(2)在较高当量比下(ER≥0.3)，燃烧释热区主要集中在凹腔后半部分。与原始喷注方案A相比，喷注方案B中的燃烧略有增强，而喷注方案C则可明显促进流场中的动量交换和燃烧释热，并使得燃烧反应区向凹腔前缘移动。

本文的研究结果可为超燃冲压发动机燃烧室中的喷注方案的优化设计提供思路。总的来说，适当增大凹腔上游双路喷注间的距离，可有效提高凹腔组合喷注方案的稳焰效果，并增强燃烧释热。本文研究结果的意义在于提供了一个优化的方向，对于从改变燃料喷注的角度增强超声速气流中的混合和燃烧具有一定的借鉴和参考意义。