超声速气流中凹腔流动及混合特性研究绪论.docx
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超声速气流中凹腔流动及混合特性研究绪论
超声速气流中凹腔流动及混合特性研究
摘要
实现燃烧室内的稳定燃烧是发展超声速燃烧冲压发动机（超燃冲压发动机）的关键技术之一。
而燃料的混合是实现这一目标的重要问题。
本文以常温状态下燃烧室内煤油超声速混合为出发点，进行了安置凹腔火焰稳定器的燃烧室燃料混合试验和数值模拟。
论文首先对采用凹腔火焰稳定器的超燃燃烧室在直联台上进行冷流液态煤油混合实验，利用纹影照相、散射、全息照相等方法定性地观察凹腔内燃气混合情况，并对壁面压力进行测量，分析不同位置燃料喷流、不同喷射压力对燃料混合的影响。
实验证明，......
此外，本文以数值模拟作为辅助手段，利用有限差分法对超声速凹腔二维流场有燃料和无燃料喷射进行模拟，分析流场特征以及煤油浓度的分布。
研究显示，......
通过以上手段总结出适合凹腔混合的喷注方式，为下一步气态燃料混合以及燃烧实验进行了基础研究。
【关键词】超声速混合，凹腔，直联台，纹影，散射，有限差分法
CavityCharacteriscitcsonFlowfieldandMixingofTransverseFuelJetsinSupersonicFlow
Abstract
Oneofthekeytechniqueofstudyingsupersoniccombustionramjet（scramjet）istodevelopthestableflameinthecombustor.However,mixingoffuelandairisanimportantparttoachievetheabovegoal.Thisworkisbasedonsupersonicmixinginthecombustorbyusingkeroseneinroomtemperature.Andexperimentalandnumerialinvestigationfocusedoncavity-basedflameholder.
Firstly,theinvestigationonthecavity-basedscramjetmodelwasexperimentallyconductedwithkeroseneincoldair.Meanwhile,slirence......
Besides,numericalmethods
【KeyWords】supersonicmixing,cavity,slirence
1绪论
1.1超燃冲压发动机发展综述
1.1.1高超声速研究背景
在空天技术的发展历程中，研制更快、更高效、更机动的飞行器一直是各国的研究目标。
而飞行器的发动机，即航空航天发动机更是具有举足轻重的地位。
航空航天发动机主要分为火箭发动机和吸气式发动机两大类。
与火箭发动机相比，吸气式发动机可以直接利用空气中的氧，不需要自携氧化剂，大大地提高了比冲和有效荷载率，降低了成本，是一种大气层内飞行的高效推进系统。
此外，吸气式发动机主要有涡轮发动机和冲压发动机两种。
涡轮发动机可用于超声速飞行，但只能让飞行器工作在马赫数4以下。
而冲压发动机利用来流的空气压缩，无需压缩机、涡轮等复杂的机械构件，具有结构简单、质量小等优点，对飞行有利。
在高马赫数（Ma>3）下，冲压发动机有很好的性能。
根据燃烧室内主流的速度，其又可以分为亚燃冲压和超燃冲压两种模式。
当燃烧室进口处马赫数较低，约为0.2左右时，燃烧释热过程发生在亚声速气流中，这种冲压发动机称为亚燃冲压发动机，其适用于最大飞行马赫数为4~6的飞行器。
然而亚燃冲压把气流降到亚声速，将导致壁面静温过高，极易达到燃烧室材料的熔点，并易使燃烧产物发生离解，从而影响了冲压发动机的效率，并带来较大的总压损失。
如果燃烧室入口气流速度仍为超声速，并保持整个燃烧室的整个燃烧过程都在超声速条件下进行，即可减小冲压发动机的以上劣势，减小总压损失，提高发动机的效率。
这种发动机即成为超燃冲压发动机，是适合高超声速飞行器使用的动力装置。
图1.1正显示了超然冲压发动机在飞行马赫数大于6时绝对优势。
图1.1各种发动机比冲示意图
超燃冲压发动机的发展涉及到空气动力学、气动力学、计算流体力学、燃烧学、传热学、材料学等多学科前沿问题，并且是进一步开展高超声速飞行和空天运输系统的基础，因此对超燃冲压发动机及其相关机理的研究不仅具有极高的学术价值，同时也具有很高的工程应用前景。
1.1.2国内外研究现状
早在1958年，美国的超燃研究者就发表了对超燃冲压发动机的基本分析，并指出在马赫数7以上的优越性[]，其后更是在超燃发动机的研究中占据了主导和领先地位。
美国自1964年开展超燃冲压发动机的研究以来，不断加大投入，尤其是近几年更是制定了新世纪的高超声速战略。
1995年，美国空军起动了为期9年，投资1.32亿美元的高超声速技术（HyTech）计划，旨在开发Ma＝4～8的碳氢燃料超燃冲压发动机技术基础。
并在此后的研究中成功进行了多次风洞试验研究，实现了碳氢燃料双模态冲压发动机地面试车及从亚燃到超燃的双模态燃烧转换。
2004年，美国基于超燃冲压发动机与飞行器一体化技术的X-43A试验飞机在3万米高空、Ma＝7的条件下，成功进行了飞行试验。
2009年，美国X-51A计划的高超声速飞行器成功实现了飞行试验[10]，见图1.2。
图1.2美国X-51A计划飞行器
俄罗斯也是较早开展超燃冲压发动机研究的国家之一。
1991年，俄罗斯成功进行了首次飞行试验，验证了亚声速和超声速两种模态。
另于1998年成功进行了Ma＝6.5的飞行试验，并实现了Ma＝3.5～6.5间实现了双模态燃烧转换。
2009年10月，俄罗斯中央航空发动机研究院（CIAM）还对能够在较宽马赫数范围内（Ma=4~8）提供最佳气流的进气道布局进气道进行了一系列试验。
此外，法、德、日、澳等国也在上世纪90年代陆续高超领域开展研究，并取得了一定的突破[11-12]。
近年来，我国也进行了超燃冲压发动机的相关研究，实现了煤油自燃点火，净推力的测量等等，同时还开展了飞行器一体化设计研究。
但相对而言，国内的研究仍处于起步阶段[13]。
1.1.3超燃冲压发动机原理
1913年，法国人RenéLORIN最早提出了冲压发动机的概念，成为最初的亚燃冲发动机原型。
1957年，苏联的Shchetinkov申请了超燃冲压发动机的专利。
至今针对超燃冲压发动机的研究已经有了五十多年的历史，围绕其进行的相关探索具有重大意义。
超燃冲压发动机一般由四个部分组成，即：
进气道、隔离段、燃烧室、尾喷管，如图1.3所示，图（a）为超燃冲压发动机原型，图（b）为其流向示意图。
进气道用于完成冲压过程，可以看到图中前体的激波和型面压缩激波完成对来流的压缩，提高了气流的密度和温度，降低了流速。
隔离段一般是截面变化很小的一个连接进气道和燃烧室的过渡段，它的主要功能是阻止燃烧室压力向进气道传播，这是依靠斜激波串的自动调节来实现气隔离功能的。
燃烧室是完成燃料热量释放的部件，由于要维持超声速流动，其内部和出口不能存在气流节流的喉道。
尾喷管是实现气流膨胀加速产生推力的部件。
（a）
（b）
图1.3超燃冲压发动机示意图
经过对超燃冲压发动机近五十年的研究，科研人员总结出其技术困难，包括进气道的效率与起动特性，燃料燃烧的稳定性，以及高温壁面的冷却等等。
其核心问题无疑是燃烧室的设计。
在超声速燃烧室中，气流流过的时间只有毫秒量级，因此如何实现燃烧室内燃料的高效混合和稳定燃烧是研究超燃冲压发动机的攻坚问题。
而对燃烧室内燃料喷流的分布情况进行分析，对提高燃料混合有着重大的意义。
1.2超声速混合技术的研究现状
1.2.1混合原理
燃料在燃烧室内经过喷射、雾化、混合、蒸发、燃烧的过程，实现化学能到内能的转化。
要实现在超声速气流实现燃烧室内燃料充分的混合以及火焰的稳定与传播，就必须采用相应手段来提高燃料混合效率，首先来了解一下混合的机理。
超声速燃烧室中存在燃料射流与主流形成的剪切层，同时由于各种增强混合的装置，也可形成低速流体与高速流体的剪切层。
Crow等人[14]研究发现射流剪切层内有涡结构的存在。
同样，Ben-Yakar等人[15-16]发现喷口附近喷流与来流形成的剪切层中将产生大尺度的涡，卷吸作用增强剪切层与来流的接触面积，因此大尺度涡起到宏观的输运作用。
而在剪切层内存在的小尺度涡结构，在大尺度结构的输运下，逐渐扩散到主流中去，增强混合。
1.2.2混合方式
JohnM.Senior等人[17]系统总结了近年来用超燃冲压发动机的提高混合的手段，并将其分类为被动混合装置和主动混合装置。
后向台阶[18-19]、漩流喷嘴[20-21]、气动斜坡[22-24]、钝体障碍物[25-28]、凹腔等等都属于被动混合装置，而脉冲式射流[29-30]、声学共振、波形壁面等等属于主动增强混合的方式。
下面针对常用的钝体障碍物、凹腔以及其它一些如脉冲射流、气泡雾化[31-33]、气动斜坡增强混合的手段及机理简要介绍。
（1）钝体障碍物燃烧室方案
钝体障碍物是燃烧设备中常用的稳焰装置。
在燃烧室通道内设置非流线型的钝体障碍物，迎面来流沿钝体表面流到钝体的后缘，导致附面层分离，产生尾部展向的旋涡，形成低速回流区。
此外，来流在前缘尖端形成的压缩波与后缘尖端处形成的膨胀波相互作用，形成破碎的小涡，对于增加混合有着重要的作用[9]，原理简图如图1.4所示。
目前，常用的钝体障碍物主要有支板、小支板等。
美国空军实验室的Gruber等人[25-26]提出了小支板辅助燃油射流装置的构想，如图1.5所示。
其在前人研究的基础上，对比了三种尺寸不同的喷射装置在超声速混合上的特性，最后得出宽型小支板辅助射流装置相对其余两种可以使燃气的混合率上升，并使压力损失降低。
图1.4钝体障碍物流场内原理简图（左图）图1.5支板及喷嘴构型[26]（右图）
针对支板混合的研究更多集中在燃料喷流位置以及流动阻力。
苏义等人[27]在冷流试验状态下强调了支板尾部交错几何结构的强烈卷吸、增强混合的作用，并指出侧喷支板比后喷支板更能得到较好的混合效果。
Stouffe等人[28]则对比了压缩型斜坡支板和扩张型斜坡支板的在超声速燃烧和传热方面的应用，构型如图1.6所示。
图1.6超燃冲压发动机喷孔压缩和膨胀支板[28]
研究人员发现，无论是支板还是小支板在增强燃料混合上确实具有优势，但其占据了燃烧室内来流通道的体积，容易发生热雍塞，且有较大的总压损失，是燃烧室设计中必须考虑的因素。
（2）凹腔燃烧室方案
与支板等钝体障碍物波阻较大不同，壁面凹腔对流动的影响较小，已成为一种新的有效的超声速燃烧火焰稳定器。
超声速来流在凹腔内形成回流区，回流区内的低速气流与燃烧室内的高速气流相互作用形成剪切层，剪切层撞击凹腔后缘形成激波，并在凹腔后壁附近形成了高温回流区，凹腔前缘也往往有压缩波产生，图1.5显示了方腔流动中的流线分布。
研究人员主要针对剪切层的发展分布、撞击后缘的位置等等分析凹腔内流场的结构，进一步分析其对于增强混合作用的意义。
图1.7超声速二维流场方腔内流线分布[]
但凹腔同样存在着不足，其卷入的新鲜空气有限，燃料的驻留时间不长，因此燃料的当量比不能太大。
此外，凹腔混合问题中，燃料喷射的方式与位置，射流燃料分布与凹腔尺寸的关系，喷孔的形状等等，都是研究者们考虑的问题。
作为本文的重要研究手段，各国的研究成果将在本章第三节中具体展开。
（3）其它增强混合方案
无论是安置支板、小支板还是壁面凹腔等装置，增强混合往往还需要其它辅助手段。
下面针对其它一些常用的气动斜坡、气泡雾化以及脉冲式喷流作简要介绍。
气动斜坡是通过喷嘴阵列形成的增强超声速燃烧过程的燃料混合的有效手段。
吴海燕等人[22]设计了相关的实验件，并指出其能有效加速喷流后流向涡的卷起，并提高掺混效率的特性，图1.8为展向示意图。
LanceS.Jacobsen[23]利用气动斜坡和漩流结合，在冷流条件下同样得出了能够提高混合性能的结论
图1.8喷嘴分布及展向分布角度[22]
ChaoukiGhenai等人[31]在凹腔构型的基础上使用了气泡雾化（见图1.9），得到了很好的结果。
研究人员分别针对水和甲烷进行实验，通过纹影照相所得图像可知使用气泡雾化，燃气得到了更好的混合（见图1.10）。
岳连捷等人[32]研究了静止空气中气泡雾化与水压、气液比的关系，指出气液比达到某一临界值后，射流的雾化突然增强，且运行稳定。
此外，气泡雾化的数值研究[33]进一步证明了其有效性，可见这一手段在超声速混合的研究中具有借鉴意义。
图1.10.燃料流量一定时未雾化及雾化射流的情况[31]（左图）图1.9.喷嘴简图[31]（右图）
同时，B.E.Milton等人[29]回顾了一系列喷流策略，并在实验研究中利用了脉冲式的喷流方法，证实了其在超燃冲压发动机中的有效性。
此外，脉冲式的加油方法也具有在质量交换率以及环保方面的等优点，文献[30]也进一步证实了这一论断。
1.3凹腔火焰稳定器的研究现状
从上节内容中不难看出，各种增强混合和提高燃烧速率的方法被国内外研究者广泛应用。
而凹腔以其结构简单、气动阻力小等优势成为了近十年来重点开展的超声速燃烧的稳焰结构之一。
Ben-YakarA等人[34]对凹腔火焰稳定器的研究动态进行了较详尽的综述。
可以看出，设计合理的凹腔结构在其内部和剪切层内的涡不仅起到稳定火焰的作用同时还有增强燃料混合的作用。
下面针对凹腔流动及混合的现状作一总结。
1.3.1凹腔流动特性
如图1.11中所示的，凹腔的主要几何参数是长深比L/D、凹腔后斜面角度θ和凹腔深度D。
根据不同的长深比，Stalling将凹腔分为三类：
开式、闭式和过渡式。
开式凹腔中附面层分离扩展到整个凹腔长度方向，在凹腔后壁再附；而闭式凹腔附面层分离不能扩散到整个长度方向，在凹腔底壁再附，形成两拐角的回流区，故阻力系数较大；过渡式处于中间状态，凹腔尺寸、来流马赫数以及附面层厚度等有关，一般认为L/D<10称为开式凹腔；L/D>12~13称为闭式凹腔。
针对开式凹腔，房田文等人[15]通过凹腔冷流实验得出长深比在5~7范围内对凹腔的流场结构影响不大，后台阶角度在30~60度之间变化不会影响凹腔流场整体结构和特征，但对剪切层发展和回流区结构有较大影响，并指出开式凹腔具有较强的二维性。
Gruber等人[16]对不同长深比、后台阶角度以及前后壁高度比的凹腔流场进行了实验和数值的研究，指出后台阶角度对剪切层发展的影响。
无论凹腔的构型如何，在其内部都有一个低速回流区，即一个顺向的大涡，并由构型的不同而具有大小不同的逆向小涡以及不同的剪切层发展状态。
对于凹腔流场的研究是研究基于凹腔超声速混合的基础，凹腔内涡系及剪切层的状态对于凹腔内外质量交换、燃气混合有着较大的影响。
图1.11凹腔的一般构型
1.3.2凹腔混合特性
经过总结，围绕凹腔结构增强混合的研究大致分为改变凹腔构型[35-37]，改变凹腔内外喷孔设置[38-42]以及凹腔自身或与其它稳焰结构的一体化发展。
凹腔构型开式凹腔随有产生自激声学振荡等缺点，但是有增强混合的作用。
因此大部分利用凹腔进行混合的实验研究都采用了开式凹腔结构。
在点火实验中，Yu等人[36]在L/D<3时观察到了凹腔良好的稳焰效果，在L/D>5时，未观察到稳焰现象。
房田文等人[37]通过凹腔冷流实验得出长深比在5~7范围内对凹腔的流场结构影响不大，后斜面角度在30~60度之间变化不会影响凹腔流场整体结构和特征，但对剪切层发展和回流区结构有较大影响，这将对直接影响到混合效果，因此也是本文试验中考虑的因素之一。
喷孔设置改变凹腔喷流位置以及喷孔的形状也是混合研究中的重点之一。
丁猛等人[38]针对凹腔上游横向喷流、凹腔前壁、底壁喷流的方式进行了综合的研究，得出凹腔上游横向喷流对流场影响较大的结论，并指出底壁横喷具有相似的流场区别在于影响域在喷流之后，而前壁喷流对流场特征影响不大，但存在较大的阻力。
孙明波等人[39]也对凹腔前壁横向喷注燃料进行了分析，得出了马赫数为1.7时的冷流条件下喷注燃料大部分直接由喷流引起的上升反转旋涡对带走,只有小部分燃料经随剪切层运动对流进入凹腔内部。
AndrewJ.Neely等人[40-41]对凹腔后壁喷流进行了燃烧数值模拟，证明了这一位置喷流有利于减小凹腔的阻力。
Gruber等人[42]针对凹腔内外各种喷流位置对燃料分布的影响进行了深入的分析，经过实验，得出了在凹腔后壁下游位置注入燃料在一定的燃料流量下可使燃气分布更均匀，混合更充分从而达到稳定火焰，充分利用燃料的目的。
对于喷孔的形状，研究人员主要对比了使用圆形和椭圆形喷孔时的混合特性。
Ho等人[43]指出椭圆形的喷孔与圆形喷孔相比，可以获得较高的卷吸率，Schadow等人[44]针对反应与非反应流研究了椭圆形喷孔与圆形喷孔的混合情况，并观察到了显著的提高。
但Mutter等人[45]在数值研究中指出椭圆形喷孔在反应喷流中并不能提高混合效率，反而与圆形喷孔相比有所降低。
现有的针对喷孔形状的研究还不完善，需要进一步试验和数值结合的相关探索。
组合及一体化发展文献[46]及文献[47]揭示了凹腔流动特性的决定因素，并指出了凹腔结构与来流条件、腔内流场的关系。
顾洪斌等人[46]的实验研究表明燃烧室的设计需根据不同进口流场条件搭配合理的凹腔结构，并且指出凹腔将影响整个发动机内的流场情况，因此应在设计时考虑其在整个发动机内的分配情况。
于是，凹腔火焰稳定器的布置方式以及与其它增强混合装置的配合也是凹腔混合的发展方向。
潘余等人[48]通过在燃烧室内布置不同数目的凹腔研究其点火性能，结果显示异侧布置两个凹腔具有增强点火和稳焰的作用，而同侧布置则不利于点火。
陈立红等人[49]对支板凹腔一体化进行了实验研究，证明这一构想可以增强混合，获得较为理想的燃烧，并得到较好的推力性能。
此外，王春等人[50]提出了燕尾型凹腔，并对其进行了三维数值模拟，这一设计充分利用了流体的展向流动，同时也是研究凹腔混合的新方向。
综上所述，凹腔的研究对于超声速混合方面的发展具有重大意义。
不同的凹腔结构参数以及喷射位置的不同都将影响凹腔内的流场，进而影响混合的性能，同时喷射参数的变化也将对燃料分布以及剪切层的发展有所影响。
1.4本文的研究内容
正如上文所述，实现在较短的时间内燃烧完全，需要大幅度的提高燃料的混合效率。
氢燃料理论上是最好的燃料，在目前已知的燃料中可以获得最高的比冲，而就实用价值来讲，液体碳氢燃料是目前研究的重点。
过去的研究公开的资料都集中在气体燃料上，对于液体燃料缺少研究结果。
因此本次研究的主要工作是围绕液态煤油燃料射流与凹腔耦合的混合机理研究，并针对液态燃料在冷流状态下的凹腔混合情况进行研究，试图进一步探索其机理及改善方案。
常见的燃料喷注方式主要有平行射流和横向射流。
横向射流可以产生较好的穿透深度，但不可避免地带来较大的总压损失，而平行射流与之正好相反，总压损失小但穿透深度较低。
因此本次研究对两种喷射方式都进行了考察，试图找到较好的喷注位置及参数等。
综上所述，本文通过直联实验，并以纹影、散射等为主要流场观测手段对凹腔混合情况进行考察，并对壁面压力进行动态测量，分析不同凹腔构型以及不同燃料喷流位置对于混合流场的影响。
全文共分为七章，各章的主要内容如下：
第一章针对超声速混合的发展背景以及凹腔混合的发展现状进行了总体阐述，提出了本文的研究内容。
第二章对本次研究的试验设备、测量设备、试验构件、数值方法进行了简要的介绍。
第三章结合数值模拟的方法对超声速条件下二维凹腔流场及横向喷流混合进行试验前的现象研究，研究凹腔构型以及试验条件对凹腔流场及混合的影响。
第四章研究了凹腔上游、底壁及后斜坡横向喷射的情况下，不同喷射参数对凹腔内波系变化以及燃料混合程度的影响。
第五章对本次凹腔混合的研究工作进行了总结，并展望了未来的研究发展方向。
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