畢東恒，羅世彬，林志勇

(國(guó)防科技大學(xué) 高超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，長(zhǎng)沙 410073)

?

懸臂斜坡噴注器流場(chǎng)結(jié)構(gòu)與混合特性①

畢東恒，羅世彬，林志勇

(國(guó)防科技大學(xué) 高超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，長(zhǎng)沙 410073)

為了探索高馬赫數(shù)下激波誘燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)前體/進(jìn)氣道燃料/空氣混合的精細(xì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和混合增強(qiáng)機(jī)理，采用隱式方法，對(duì)懸臂斜坡噴注器進(jìn)行了三維RANS仿真，得到了噴注器流場(chǎng)的精細(xì)結(jié)構(gòu)。仿真結(jié)果表明，由于斜坡的作用，流場(chǎng)中產(chǎn)生了激波、膨脹波、流向旋渦等現(xiàn)象。氣流經(jīng)過(guò)斜坡時(shí)產(chǎn)生了斜激波，并在斜坡邊緣處發(fā)生膨脹；斜坡側(cè)壁附近在壓差的作用下產(chǎn)生了流向旋渦，流向渦在向下游發(fā)展過(guò)程中卷吸空氣，從而增強(qiáng)了混合，但斜坡的存在加大了流場(chǎng)的總壓損失。

激波誘燃；懸臂斜坡噴注器；混合；流場(chǎng)

0 引言

激波誘燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)(shock-induced combustion ramjet,shcramjet)是一種新概念高超聲速推進(jìn)方案，作為未來(lái)高超聲速飛行器最理想的動(dòng)力系統(tǒng)之一，能有效彌補(bǔ)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)與機(jī)體一體化設(shè)計(jì)所帶來(lái)的缺點(diǎn)[1-2]。激波誘燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)采用爆震形式組織燃燒，所需燃燒距離短，但燃料的混合要比較充分。利用發(fā)動(dòng)機(jī)較長(zhǎng)的前體結(jié)構(gòu)，將燃料的噴注位置提前至前體氣流壓縮段，燃料與來(lái)流空氣經(jīng)過(guò)前體較長(zhǎng)距離的混合，可大大縮短燃燒室長(zhǎng)度，能較大幅度地減輕發(fā)動(dòng)機(jī)本身及壁面冷卻系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)重量，減少壁面摩擦帶來(lái)的損失，提高推重比[3]；但在技術(shù)實(shí)現(xiàn)層面上，它面臨許多關(guān)鍵技術(shù)亟待突破，包括穩(wěn)定起爆的試驗(yàn)驗(yàn)證、燃料/空氣混合、上游和邊界層的預(yù)著火抑制、預(yù)防邊界層分離，以及發(fā)動(dòng)機(jī)真實(shí)性能的評(píng)估等。迄今為止，只有加拿大、美國(guó)、法國(guó)等少數(shù)國(guó)家針對(duì)以上幾個(gè)關(guān)鍵技術(shù)方面開(kāi)展了部分研究工作，并取得了一定進(jìn)展。

目前，對(duì)激波誘燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的研究尚處于初步探索階段，盡管已經(jīng)驗(yàn)證了這種發(fā)動(dòng)機(jī)的可行性[4]，并開(kāi)展了相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)先期研究工作，但機(jī)理性的認(rèn)識(shí)較為缺乏。尤其對(duì)于在前體/進(jìn)氣道噴注流場(chǎng)結(jié)構(gòu)研究不夠深入，在公開(kāi)發(fā)表的文獻(xiàn)中，尚未看到細(xì)致流場(chǎng)的觀測(cè)結(jié)果。特別是國(guó)內(nèi)，尚未系統(tǒng)開(kāi)展激波誘燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵技術(shù)研究。出于這一考慮，本文結(jié)合具體的噴注構(gòu)型進(jìn)行了三維數(shù)值仿真研究，給出了精細(xì)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，分析了噴注器的性能。

1 懸臂斜坡噴注器

激波誘燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)典型結(jié)構(gòu)如圖1所示[5]。

圖1 激波誘燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模型Fig.1 Shcramjet configuration

為提高燃料/空氣的預(yù)混性能，有效抑制預(yù)著火，Sislian等[6]結(jié)合傳統(tǒng)斜坡和小角度壁面噴注技術(shù)，提出了一種新型懸臂斜坡噴注器的燃料噴射方案，如圖2所示。研究表明，該噴注器的混合性能優(yōu)于傳統(tǒng)斜坡噴注器。在文獻(xiàn)[7]研究的來(lái)流條件下，距離噴注器出口0.8 m處，燃料/空氣的混合效率比傳統(tǒng)斜坡噴注器高45%，同時(shí)會(huì)付出20%總壓損失的代價(jià)。

本文基于懸臂斜坡噴注器構(gòu)型，對(duì)燃料空氣混合流場(chǎng)以及混合性能進(jìn)行了研究。數(shù)值仿真時(shí)，采用FLUENT軟件，為了選擇更好的湍流模型以及排除網(wǎng)格尺度的影響，需要對(duì)比不同的湍流模型和對(duì)網(wǎng)格量進(jìn)行無(wú)關(guān)性驗(yàn)證。

圖2 懸臂斜坡噴注器Fig.2 Cantilevered ramp injector

2 算例驗(yàn)證

作為斜坡噴注器數(shù)值仿真的驗(yàn)證數(shù)據(jù)，Waitz等[8]關(guān)于斜坡噴注器增強(qiáng)混合的實(shí)驗(yàn)被廣泛使用。實(shí)驗(yàn)中，來(lái)流條件為Ma=6.0，p=4 370 Pa，U=958 m/s，T=63.4 K，利用He作為噴注工質(zhì)，工況為Ma=1.7，p=4 370 Pa，U=1 274 m/s，T=162.2 K，試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)如圖3所示。

由圖4仿真與實(shí)驗(yàn)測(cè)量數(shù)據(jù)對(duì)比可看出，k-ωSST模型與實(shí)驗(yàn)結(jié)果符合較好，數(shù)值仿真湍流模型選擇k-ωSST模型。結(jié)合圖5對(duì)比情況，綜合考慮計(jì)算效率和精度，仿真網(wǎng)格量選擇125萬(wàn)。

圖3 斜坡噴注器結(jié)構(gòu)Fig.3 Schematic of ramp injector

圖4 不同湍流模型對(duì)比Fig.4 Comparison of different turbulence models

圖5 網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證Fig.5 Grid convergence validation

圖6是噴注器下游x=300 mm橫截面上He質(zhì)量分?jǐn)?shù)的仿真和實(shí)驗(yàn)測(cè)量結(jié)果。由圖6可見(jiàn)，二者符合較好，噴注燃料在向下游發(fā)展過(guò)程中，由于空氣的卷吸作用，逐漸形成了2個(gè)形狀相似的渦。

由此可看出，本文所用數(shù)值仿真方法能較好地仿真出懸臂斜坡噴注器燃料與來(lái)流的流動(dòng)和混合信息，適用于斜坡噴注器的流場(chǎng)仿真。

(a) 仿真 (b) 實(shí)驗(yàn)

3 數(shù)值方法及網(wǎng)格

文中湍流模型選用k-ωSST，對(duì)流項(xiàng)采用二階迎風(fēng)格式，粘性項(xiàng)采用二階中心差分離散，并選取耦合隱式求解器求解穩(wěn)態(tài)問(wèn)題。

(1)入口條件：給定來(lái)流的馬赫數(shù)、靜壓、靜溫及各組分的質(zhì)量分?jǐn)?shù)。

(2)出口條件：按特征線相容性關(guān)系，由出口處流動(dòng)狀態(tài)來(lái)決定出口邊界條件。若為超聲速出口，則無(wú)需解析邊條，數(shù)值邊條采用簡(jiǎn)單的一階外推，若為亞聲速出口，則制定出口反壓，其余狀態(tài)參數(shù)簡(jiǎn)單外推。

(3)噴嘴壓力入口條件：給定噴流的總壓、靜壓、總溫以及各組分的質(zhì)量分?jǐn)?shù)；湍流模型參數(shù)給出湍動(dòng)能和湍流耗散率。

(4)壁面采用固壁、無(wú)滑移、絕熱條件。

數(shù)值仿真所用的網(wǎng)格由Gambit專業(yè)網(wǎng)格制作軟件生成。網(wǎng)格劃分為12個(gè)區(qū)域，網(wǎng)格量為120萬(wàn)，考慮到超聲速邊界層對(duì)流場(chǎng)仿真結(jié)果的重要影響，將近壁面網(wǎng)格充分加密；同時(shí)，也對(duì)噴孔附近以及懸臂斜坡附近區(qū)域進(jìn)行網(wǎng)格加密，網(wǎng)格劃分如圖7所示。

圖7 網(wǎng)格劃分示意圖Fig.7 Computational grid for the cantilevered ramp injector

表1給出了仿真來(lái)流和噴注參數(shù)，考慮到結(jié)構(gòu)的對(duì)稱性，仿真時(shí)僅計(jì)算一半的區(qū)域，x=-150 mm對(duì)應(yīng)斜坡開(kāi)始截面，x=0對(duì)應(yīng)噴流截面。

表1 來(lái)流和噴注參數(shù)Table 1 Inflow and injection parameters

4 結(jié)果與分析

4.1 流場(chǎng)結(jié)構(gòu)分析

圖8給出了氫氣噴流冷流流場(chǎng)沿x方向4個(gè)截面上的流場(chǎng)靜壓云圖。由圖8可看出，來(lái)流經(jīng)過(guò)斜坡時(shí)，超聲速氣流受到壓縮產(chǎn)生一道斜激波，波后壓力升高。觀察斜坡上方，壓強(qiáng)在斜坡正上方達(dá)到最大，向兩側(cè)發(fā)展過(guò)程中逐漸減小，且等值線圖在斜坡上方呈弧形；在斜坡兩側(cè)，來(lái)流產(chǎn)生膨脹，壓強(qiáng)降低；在斜坡的尖銳邊緣處，斜坡上方的高壓氣流發(fā)生膨脹，并向兩側(cè)運(yùn)動(dòng)。因此，在噴注器兩側(cè)產(chǎn)生了流向旋渦，并影響斜坡兩側(cè)的壓強(qiáng)，導(dǎo)致斜坡兩側(cè)的氣流壓強(qiáng)分布不均，而斜坡下方的氣流受到上方及兩側(cè)氣流影響較小，壓強(qiáng)分布比較均勻。

圖8 噴注器上游軸向截面靜壓云圖Fig.8 Static pressure contours at cross sections upstream of the injector vs x distance

圖9給出了噴注器流場(chǎng)橫向截面上的靜壓分布。從3幅圖中可明顯看到，由于壁面的壓縮作用，在來(lái)流入口處形成了較強(qiáng)的斜激波，而在斜坡兩側(cè)發(fā)生了膨脹；由于下壁面由斜轉(zhuǎn)直所形成的“拐角”存在，氣流在下游又經(jīng)過(guò)了一次壓縮，形成了一條明顯的斜激波；在z=0平面上，紅線表示在底面形成的斜激波，由于噴注器噴注燃料的影響，在z=10、20 mm平面上，紅線標(biāo)注的位置上壓強(qiáng)發(fā)生了變化，同時(shí)也反映了燃料的流動(dòng)邊界。

噴流與空氣下游混合段沿x方向不同截面壓強(qiáng)分布如圖10所示。由于斜坡的壓縮作用及燃料的噴注影響，從x=0截面上可清晰地看到矩形噴口的壓強(qiáng)分布，且在斜坡的4個(gè)邊上出現(xiàn)了氣流的膨脹；斜坡上方受壓縮的氣流在向下游發(fā)展過(guò)程中逐漸向上淡出了計(jì)算域；在流場(chǎng)的下壁面，在拐角激波的影響下，下游流場(chǎng)壓強(qiáng)增大。

圖9 流場(chǎng)橫向截面靜壓云圖Fig.9 Static pressure contours at the cross section of the flowfield vs z distance

圖10 噴注器下游軸向截面靜壓云圖Fig.10 Static pressure contours at cross sections downstream of the injector vs x distance

4.2 組分分布分析

圖11給出了沿x方向x=0、94、188、282、471、565 mm 6個(gè)截面上H2組分等值線圖。從圖11可清楚地看到，沿流向H2噴流橫截面的變化過(guò)程，H2噴流首先在y、z方向擴(kuò)張，噴流上半部分明顯比下半部分?jǐn)U張要快，下半部分噴流逐漸向底部運(yùn)動(dòng)，最終與底部來(lái)流混合在一起，而上半部分繼續(xù)向z方向擴(kuò)張；同時(shí)，噴流主體部分向上運(yùn)動(dòng)繼續(xù)變形，核心區(qū)變小，這說(shuō)明噴流與空氣的混合程度逐漸提高，繼續(xù)向下游發(fā)展。

噴注器下游流場(chǎng)軸向截面溫度分布如圖12所示。從圖12可清晰地看出，軸向截面的低溫分布與氫氣質(zhì)量分?jǐn)?shù)等值線圖形狀相似，說(shuō)明低溫區(qū)是由于氫氣與空氣的摻混造成的。在低溫區(qū)上方，由于斜激波的作用，溫度稍有升高，低溫區(qū)下方截面與壁面相交處，流場(chǎng)溫度明顯較高，大于900 K，此處受附面層影響較大，若有氫氣進(jìn)入，將會(huì)引起燃料/空氣的預(yù)著火，這會(huì)顯著降低進(jìn)氣道的空氣捕獲流量，削弱發(fā)動(dòng)機(jī)性能。因此，要盡可能避免。

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

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

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

圖12 噴注器下游軸向截面溫度云圖Fig.12 Temperature contours at cross sections downstream of the injector vs x distance

4.3 流線分析

為追蹤噴流的流動(dòng)軌跡，進(jìn)一步認(rèn)識(shí)燃料在向下游運(yùn)動(dòng)過(guò)程中的發(fā)展走向，明確燃料與空氣的摻混情況，對(duì)燃料噴流進(jìn)行流線追蹤分析。取噴口形狀的一半，在其上布置9個(gè)標(biāo)記點(diǎn)，記為點(diǎn)1～9，如圖13所示。

圖13 標(biāo)記點(diǎn)分布Fig.13 Distribution of the markers

圖14給出了噴流標(biāo)記點(diǎn)在下游混合過(guò)程中的運(yùn)動(dòng)軌跡圖，從圖14可清晰地看出標(biāo)記點(diǎn)的位置發(fā)展情況。由于斜坡上方較高的壓強(qiáng)，點(diǎn)1～9在向下游開(kāi)始移動(dòng)時(shí)，均有一段向下運(yùn)動(dòng)過(guò)程，當(dāng)高壓氣流經(jīng)頂面流出，點(diǎn)1～9上方氣流壓強(qiáng)降低，而此時(shí)下底面壓強(qiáng)開(kāi)始升高，點(diǎn)1～9又出現(xiàn)了一個(gè)抬升的過(guò)程；點(diǎn)1、2在截面中間高壓氣流作用下向外側(cè)運(yùn)動(dòng)，最終溢出計(jì)算域；由于截面下半部分側(cè)面高壓，點(diǎn)7、8 向下游運(yùn)動(dòng)過(guò)程中逐漸向內(nèi)側(cè)靠攏，并進(jìn)入噴流的核心區(qū)；4、5、6三點(diǎn)位于噴流的中間位置，由圖14(c)第2個(gè)切片可看出，4、5、6三點(diǎn)在向上運(yùn)動(dòng)的過(guò)程中逐漸離開(kāi)了高壓區(qū)，在混合段出口處，由于高壓區(qū)的作用這三點(diǎn)的運(yùn)動(dòng)軌跡向外偏轉(zhuǎn)。所以，4、5、6三點(diǎn)先是先向內(nèi)側(cè)靠攏后向外側(cè)移動(dòng)，在此擴(kuò)展過(guò)程中，H2和空氣的接觸面積逐漸變大，增強(qiáng)了混合。另外，由燃料的運(yùn)動(dòng)軌跡可看出，斜坡與壁面成一定角度后，燃料在與空氣的摻混過(guò)程中，幾乎沒(méi)有與壁面接觸，避免了燃料進(jìn)入附面層發(fā)生預(yù)著火。

4.4 總壓損失與混合效率分析

此處混合效率的定義利用Kopchenov和Lomkov于1992年提出某截面的混合度定義和計(jì)算方法[9]，其定義為

總壓恢復(fù)系數(shù)定義為

式中pt為總壓；ρ代表當(dāng)?shù)孛芏龋籙為當(dāng)?shù)厮俣鹊膞方向分量。

(a) 流線運(yùn)動(dòng)軌跡 (b) 流線局部放大圖

(c) 流線截面壓力分布 (d) 流線軌跡正視圖

圖15給出了沿流向不同平面上冷流的總壓恢復(fù)系數(shù)和混合效率，x=0表示燃料噴注平面。由圖15可看出，由于斜坡的存在和激波的作用，在噴注平面處產(chǎn)生了一定的總壓損失，在x=0截面上，由于噴注器前平板作用，總壓恢復(fù)系數(shù)為0.94，從噴注器出口截面沿流向總壓損失逐漸增大，在x=420 mm截面上總壓恢復(fù)系數(shù)為0.45；由于流場(chǎng)中流向旋渦的卷吸作用，增大了燃料和空氣的接觸面積，加大了局部的濃度梯度，從而加強(qiáng)了下游燃料與空氣的混合。從圖15可明顯看出，x=0～200 mm內(nèi)混合比較劇烈；之后，混合效率曲線變化趨緩。

圖15 軸向截面噴注器混合效率和總壓恢復(fù)Fig.15 Mixing efficiency and total pressure recovery at different cross sections of the injector vs x distance

5 結(jié)論

(1)由于斜坡的作用，流場(chǎng)中產(chǎn)生了激波、膨脹波、流向旋渦等現(xiàn)象。物理斜坡在燃料與空氣的摻混過(guò)程中起到了關(guān)鍵作用，但也帶來(lái)了一定的總壓損失。

(2)混合流場(chǎng)中，由于壓差作用形成的流向旋渦是摻混增強(qiáng)的主要因素，在噴注器的前半段是混合劇烈發(fā)生的區(qū)域。

(3)發(fā)動(dòng)機(jī)前體燃料的預(yù)著火主要是由附面層主導(dǎo)。因此，需要采取一定的措施對(duì)其進(jìn)行冷卻，將附面層溫度控制在燃料的著火溫度以下。

[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.

(編輯：崔賢彬)

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。

國(guó)家自然科學(xué)基金(11272349)。

畢東恒(1989—)，男，碩士生，研究方向?yàn)轱w行器總體設(shè)計(jì)。E-mail:bidongheng@126.com

V438

A

1006-2793(2015)01-0061-06

10.7673/j.issn.1006-2793.2015.01.011