谭大刚，唐功建，宋冈霖,2，陈 飞，位立军

气动斜坡/燃气发生器方案燃料掺混性能研究

谭大刚1，唐功建1，宋冈霖1,2，陈 飞1，位立军3

（1.中国西昌卫星发射中心，四川西昌615606；2.北京航空航天大学宇航学院，北京100191；3.93469部队，石家庄050071）

为了研究气动斜坡喷注器在提高掺混、点火及稳定火焰方面的作用，通过数值仿真方法，对气动斜坡及单孔直喷/燃气发生器2种方案冷流掺混流场进行了对比研究。结果表明：气动斜坡方案在燃烧室中能形成更强、更复杂的流向涡结构，对增进燃料掺混作用明显；在燃烧室后半段2种方案羽流面积相差不大，但是气动斜坡方案燃料质量中心在燃烧室中心区域附近，直喷方案燃料质量中心更靠近燃烧室上壁面，气动斜坡方案燃料分布更加均匀，到燃烧室出口处，掺混效率比直喷方案的高约10%；与直喷方案相比，气动斜坡方案对主流的影响更小，总压恢复性能优于直喷方案的，在燃烧室出口处，总压恢复系数比直喷方案的高约10%。

气动斜坡喷注器；单孔直喷喷注器；掺混性能；超燃冲压发动机；数值仿真

0 引言

超燃冲压发动机具有结构简单、质量轻、成本低、比冲高（高马赫数飞行时）和速度快的优点，并且无需携带氧化剂，因此具有更大的有效载荷，这些优点为高超声速巡航导弹和高超声速航空器提供了理想的动力装置。但是，由于在超燃冲压发动机燃烧室内来流速度快，燃料在燃烧室中的停留时间是毫秒级的，要在如此短的时间内完成燃料与来流的混合、点火并实现稳定、高效的燃烧，难度很大。尤其是液体碳氢燃料，还要考虑液滴破碎、雾化和蒸发过程，更增加了流动燃烧的复杂性和研究的困难性。因此，如何实现超声速来流与燃料喷流的高效、快速混合是超燃冲压发动机研制过程中关键且复杂的问题。

近年来，气动斜坡作为1种有效的增进掺混的喷注方式，受到了广泛关注。S.K.Cox等[1-3]于20世纪90年代初首先提出了气动斜坡喷注方式的概念，并设计了9孔气动斜坡喷注器，通过试验研究了气动斜坡喷嘴不同展向间距、侧偏角、横向喷射角度、动压比等对燃料掺混性能的影响；Jacobsen等[4-7]提出了更为简便的4孔代替9孔气动斜坡方案，4孔气动斜坡去除了中间喷孔，同时加大了剩余喷孔的内偏角，有利于流向涡的形成，并且对于提高燃料射流和降低壁面热负荷有益；A.M.Bonanos等[8-12]对气动斜坡结合等离子点火器方案进行了深入研究，表明气动斜坡结合等离子体点火器是1个可行方案（燃烧效率最高可达75%）；国内学者对气动斜坡喷注器也进行了相关研究，北京航空航天大学的史新兴[13]在2010年设计了气动斜坡结合高焓燃气发生器的方案，并试验证实了该种火焰稳定方案燃烧效率高（可达到90%）、工作性能稳定。但是，在该方案中燃气发生器的功率较大，不排除所得出的结论中起主要作用的是燃气发生器。

本文针对上述问题开展了气动斜坡/燃气发生器方案与单孔直喷/燃气发生器方案对比研究，以验证气动斜坡在各方案中所起的作用。

1 物理模型和计算方法

1.1 燃烧室及喷注器模型

燃烧室结构简图如图1所示。燃烧室为双侧扩张，共分为6段，全长1310 mm，高度方向尺寸保持不变，为32 mm。燃气发生器喷孔中心距燃烧室入口328 mm，喷孔直径为5 mm。气动斜坡及单孔直喷/燃气发生器组合方案如图2（a）所示，气动斜坡由4个直径为1.4 mm的喷孔组成，分成2排，第1排喷孔中心与燃烧室入口的距离为300 mm，第2排喷孔流向间距为8倍喷孔直径（11.2 mm），展向距离为4倍喷孔直径（5.6 mm）；单孔直喷结合燃气发生器方案如图2（b）所示，燃料喷孔面积与4个气动斜坡燃料喷孔总面积相同，喷孔直径为2.8 mm，喷孔中心位置与气动斜坡中心位置相同，距燃气发生器中心位置为22.4 mm。

图1 燃烧室

1.2 计算域划分及计算条件

本文计算采用商业软件Fluent进行模拟，网格划分采用Gambit软件进行处理。由于燃烧室为对称结构，因此为了节约计算资源沿对称面取燃烧室一半区域为计算域。对计算域采用分块处理，除气动斜坡喷孔外均采用结构化网格。对不同区域网格采用不同疏密处理，对流动梯度大的地方，如喷注器及燃气发生器附近区域采用更密的网格以提高计算精度；对壁面附近网格采用等比加密处理，附面层共18层，其中第1层尺寸为0.005 mm，增长率为1.3。气动斜坡与单孔直喷模型仅在燃料喷孔附近区域的网格有差异，在其他区域的网格完全相同，网格总数均为600万。喷注模块附近网格分布局部如图3所示。

图2 气动斜坡及单孔直喷/燃气发生器组合方案

图3 网格局部

计算中采用文献[14]推荐的DES方法，选择分离求解器求解；连续、动量、能量方程采用2阶迎风格式离散；湍流模型为SST k-ω湍流模型，并且经过统计燃烧室壁面y+均小于4，满足选用SST k-ω湍流模型时对壁面y+的要求，说明网格划分和计算是有效的。边界条件设置如下：

（1）燃烧室入口条件：质量入口，流量为483.75 g/s（总流量的一半），质量分数分布，氧气为0.232，氮气为0.688，水蒸气为0.08，模拟来流马赫数为2.0，总温为1200 K，静压为0.108 MPa；

（2）气动斜坡及单孔直喷方案喷嘴入口条件：质量入口，燃料为乙烯，流量为12.9 g/s(总流量的一半，当量比0.4)，总温为300 K；

（3）燃气发生器入口条件：质量入口，流量为8.5g/s，质量分数分布，氧气为0.02，一氧化碳为0.46，二氧化碳为0.26，水蒸气为0.26，总温为3000 K；

（4）燃烧室出口条件：外推压力出口；

（5）壁面条件：采用无滑移壁面条件，并且满足绝热和零压力梯度条件。

1.3 网格无关性验证

为了保证计算结果的准确性，并且由于气动斜坡方案与单孔直喷方案仅在燃料喷孔附近区域网格有差异，因此对气动斜坡模型进行了网格无关性验证。分别对200万、600万、1200万3套网格进行计算，对比无量纲燃料羽流面积（定义如下文）计算结果如图4所示。结果表明：3条曲线沿流向变化趋势相差不大，200万网格曲线值略高于其他2条曲线的，600万与1200万网格曲线重合度较高，综合考虑计算精度和经济性认为网格总数为600万是合理的。

图4 网格无关性验证

2 计算结果与分析

2.1 冷流掺混流场分析

图5 乙烯质量分数分布

图6 涡量分布

气动斜坡方案和单孔直喷方案喷嘴下游X=0.4，0.5，0.6 m截面的乙烯质量分数分布如图5所示。通过对比可了2种方案乙烯分布差别明显，在X=0.4 m截面内气动斜坡方案乙烯分布主要集中在几个单独的区域内，而单孔直喷方案乙烯分布集中在1个圆形区域内；随着沿流向方向发展2种方案乙烯逐渐沿展向扩散，气动斜坡方案乙烯扩散到多个区域，而单孔直喷方案乙烯分布仍然比较集中。结合如图6所示的相应截面的涡量分布可见，各截面的涡结构分布与图5中乙烯质量分数分布是相对应的，在燃料喷流进入超声速燃烧室后，影响燃料掺混的最主要因素是主流中的流向涡结构。相比于直喷方案，气动斜坡方案在流场中形成了更复杂的流向涡结构，并且各截面涡强度均明显大于直喷方案的，在X=0.5 m截面处，气动斜坡方案中心涡强度最大值约为400000 s-1，而单孔直喷方案流场中心涡强度最大值约为150000 s-1，并且沿流向方向发展涡结构逐渐从截面中心靠近壁面，同时涡强度逐渐减弱。

喷嘴出口所在壁面（燃烧室底面）的表面摩擦力线如图7所示。图中反映了2种组合方案所产生的主要流场结构，其中包括乙烯喷流羽流沿壁面的流动轨迹、羽流区域展向宽度、燃气发生器喷孔前后的分离区等。从图中可见，气动斜坡方案在壁面形成了葫芦状流线，在不对超声速主流构成大的阻碍的情况下，为下游的燃气发生器喷流起到过渡和保护的作用，因此，气动斜坡没有在流场中形成强的弓形激波，弓形激波集中在燃气发生器附近；相比之下，直喷方案对主流的影响较大，上游来流在燃料喷嘴附近受到了阻碍，在喷嘴前形成了较大的弓形激波，此时，燃气发生器对主流的影响减弱，在燃气发生器附近没有明显弓形激波存在，预计气动斜坡方案给燃烧室带来的总压损失会小于直喷方案的。此外，由于气动斜坡方案的燃气发生器使其上游的来流在此受到阻碍，从而分成2股绕过燃气发生器的喷流，使羽流区在下游迅速变宽，因此，气动斜坡方案羽流展向宽度明显宽于单孔直喷方案的，有利于燃料在展向区域扩散。由迹线的分布可知，在气动斜坡喷嘴附近及燃气发生器后部区域均产生了流动分离区，单孔直喷方案分离区主要集中在燃气发生器喷孔后部区域，分离区的存在能够进一步促进燃料的掺混。

图7 壁面摩擦力线

3维流场结构分布如图8所示。从图中可见，沿流向气动斜坡方案涡结构更为复杂，能量更强，涡衰减速度更慢，相对于单孔直喷方案涡能够传播更远的距离，对于燃烧室全长1.31 m的结构，整个传播过程对燃料掺混的影响能够持续更远。并且随着单孔直喷方案涡结构的迅速削弱，可以预见在燃烧室后半段气动斜坡方案掺混效率将会更高。

图8 3维流场结构

2.2 定量结果分析

为了定量分析流场中燃料与空气的掺混效果，本文引入4个判断流场掺混性能的定量参数：无量纲燃料羽流面积A/Au（A）为横截面上燃料质量分数大于0.5%的区域面积，Au为当地燃烧室内通道横截面积），总压恢复系数σ[15]，燃料羽流穿透深度z+及掺混效率 ηm。

掺混效率反映截面上燃料和空气来流的掺混程度，将计算区域内的富燃和富氧区域分别进行统计，富燃区域内有效掺混的燃料质量为完全反应时该区域内消耗的燃料质量，而富氧区域内有效掺混的燃料质量为该区域内所有燃料的质量。定义为

式中：m˙f,mix为有效掺混的燃料质量流量；m˙f,tot为总的燃料质量；αr为有效掺混的燃料质量分数；αs为乙烯和空气的化学当量质量分数，取值为0.068；αmix为乙烯的质量分数。

燃料羽流穿透深度

式中：ρ、u、α分别为当地网格单元内流体的密度、沿燃烧室流向的速度和乙烯的质量分数；z为网格单元中心的z坐标（喷孔所在壁面z坐标为0）。

总压恢复系数

通过这些参数可以对2种方案获得的流场掺混情况做定量比较，其定量计算结果如图9～12所示。

图9 无量纲燃料羽流面积

图10 掺混效率

图11 燃料羽流穿透深度

图12 总压恢复系数

从图9中可见，在0.3～0.6 m范围内，直喷方案羽流面积要大于气动斜坡方案的，在0.6 m至出口范围内2种方案羽流面积相差不大；从图10中可见，在燃烧室的前半段，直喷方案的燃料掺混效率高于气动斜坡方案的，但是在燃烧室后半段，气动斜坡方案掺混效率明显超过了单孔直喷方案的，到计算域出口处比直喷方案高约10%；穿透深度反映了各截面大部分燃料在高度方向的分布，如图11所示。在燃烧室后半段气动斜坡方案及单孔直喷方案燃料穿透深度分别为0.017 m及0.023 m左右，而燃烧室高度为0.032 m，因此，气动斜坡方案各截面燃料质量中心集中在燃烧室中心区域附近，而直喷方案更靠近燃烧室上壁面。

结合图5、6分析可知，由于气动斜坡方案涡的结构更复杂、强度更强，在燃烧室前半段乙烯分布主要集中在几个强涡结构中，而单孔直喷方案涡强度更弱，乙烯分布更分散，并且分布更均匀，因此在燃烧室前半段直喷方案乙烯羽流面积更宽，掺混效率更高。但是随着沿流向方向发展，尽管2种方案羽流面积相差不大，但是气动斜坡方案的强涡结构对流场的影响能够持续更远，并且气动斜坡方案形成的复杂的流向涡结构始终驻留在超声速主流中，燃料在强涡结构的卷吸下能够保证在主流中心区域掺混扩散，其穿透深度在燃烧室中心附近；而直喷方案涡强度更弱，并且燃料羽流更加集中，因此穿透深度大，分布更不均匀，并且在X=0.5 m下游燃料分布靠近燃烧室上壁面，部分燃料处于上壁面附面层内无法实现与主流高效掺混，因此其掺混效率低于气动斜坡方案的。

总压恢复系数是评价燃烧室性能的1个重要参数。从图12可见，气动斜坡方案较直喷方案在燃烧室全场均具有更高的总压恢复系数，这与前文分析气动斜坡对主流的干扰作用更小是相符的。在燃气发生器下游主导总压损失的因素为壁面摩擦，沿流向方向2种方案总压恢复系数均逐渐减小，由于流向涡结构有利于实现低损失的高效掺混，因此在燃气发生器形成的激波结构下游，涡强度更大的气动斜坡方案的总压恢复性能优于单孔直喷方案的，在燃烧室出口处气动斜坡方案总压恢复系数比直喷方案的高约10%。

4 结论

本文通过对气动斜坡/燃气发生器及单孔直喷/燃气发生器2种方案的冷流流场进行计算，对比研究了2种方案对燃料乙烯的掺混性能的影响，得到以下结论：

（1）在展向方向，气动斜坡方案燃料分布在几个相对独立的区域内，而单孔直喷方案的燃料分布更集中。在0.3～0.6 m范围内，直喷方案羽流面积要大于气动斜坡方案的，在0.6 m至出口范围内2种方案的羽流面积相差不大，但是在燃烧室后半段，气动斜坡方案燃料分布更加均匀；

（2）气动斜坡方案在流场中能够形成更加复杂的涡结构，涡强度更强，这些流向涡对增进燃料掺混作用明显；

（3）气动斜坡及单孔直喷方案燃料穿透深度分别为0.017 m和0.023 m，气动斜坡方案燃料分布更靠近燃烧室中心，单孔直喷方案燃料分布更靠近燃烧室上壁面，由于上壁面附面层作用，影响了单孔直喷方案燃料与主流的掺混效果。

（4）在燃烧室的前半段，直喷方案的燃料掺混效率高于气动斜坡方案的，但是在燃烧室后半段气动斜坡方案掺混效率明显超过了单孔直喷方案的，到计算域出口处掺混效率比直喷方案的高约10%。

（5）与直喷方案相比，气动斜坡方案对主流的影响更小，总压恢复性能更优，在燃烧室出口处，总压恢复系数比直喷方案的高约10%。

综上所述，气动斜坡方案能在燃烧室中形成更强的流向涡结构，其掺混效率及总压恢复性能均高于直喷方案的，数值模拟的开展为后期试验研究打下了一定的基础，初步验证了气动斜坡和燃气发生器组合方案在超燃燃烧室中应用的可行性。

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Research of Fuel Mixing Performance for Aerodynamic Ramp Injector

TAN Da-gang1,TANG Gong-jian1,SONG Gang-lin1,2,CHEN Fei1,WEI Li-jun3
（1.China Xichang Satellite Launch Center,Xichang Sichuan 615606,China;2.School of Astronautics,Beihang University,Beijing 100191,China;3.93469 Troop,Shijiazhuang 050071,China）

In order to study the effects of aerodynamic ramp injectors on the mixing enhancement,fuel ignition and flameholding,the non-reactingflow field of the aerodynamic ramp configuration wascompared with that of thetransverseinjector configuration.The resultsshow that theaerodynamic ramp inducesamoreintensestreamwisevortex structure,which obviously enhancesthefuel mixingefficiency.Thesetwo configurations have little difference on the flume area in the bottom half of the combustor.In the aerodynamic ramp configuration,the fuel is concentrated around the combustor central region,resulting in a more uniform fuel distribution.In the transverse injector configuration,the fuel is concentrated near the combustor top wall.At the combustor exit,the mixing efficiency of the aerodynamic ramp configuration is approximately higher by 10%than that of the transverse injector configuration.Furthermore,due to fewer disturbances on the main flow,the aerodynamic ramp configuration providesahigher total pressure recovery by 10%than that of the second.at thecombustor exit.

aerodynamic ramp injector;transverse injector;mixing performance;scramjet engine；numerical simulation

V235.211

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2015.01.008

2013-12-27

谭大刚（1974），男，工程师，从事火箭测试与发射工作，E-mail:songganglin@163.com。

谭大刚，唐功建，宋冈霖，等.气动斜坡/燃气发生器方案燃料掺混性能研究[J].航空发动机，2015，41（1）：41-47.TANDagang,TANGGongjian，SONGGanglin，etal.Researchoffuelmixingperformanceforaerodynamicrampinjector[J].Aeroengine，2015，41（1）：41-47.

（编辑：肖磊）