何國強(qiáng), 秦 飛, 魏祥庚, 曹東剛, 黃志偉, 劉冰

(西北工業(yè)大學(xué) 燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 西安 710072)

火箭沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒的若干基礎(chǔ)問題研究

何國強(qiáng), 秦 飛*, 魏祥庚, 曹東剛, 黃志偉, 劉冰

(西北工業(yè)大學(xué) 燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 西安 710072)

火箭沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)包含多個(gè)工作模態(tài),不同模態(tài)靈活組合的優(yōu)勢使其具有寬速域和廣空域的工作特點(diǎn),兼具加速和巡航的優(yōu)點(diǎn)?；鸺龥_壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室中存在著亞聲速、跨聲速和超聲速共存的流動(dòng)結(jié)構(gòu),具有流動(dòng)速度高、混合時(shí)間短、反應(yīng)強(qiáng)度大、燃燒空間受限和波系結(jié)構(gòu)復(fù)雜等特點(diǎn)。圍繞火箭射流的強(qiáng)剪切性、燃燒模式的多樣性和燃燒過程的動(dòng)態(tài)性,分析了火箭沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)的流動(dòng)與燃燒特征,總結(jié)了面向發(fā)動(dòng)機(jī)的高速湍流燃燒研究進(jìn)展,研究了火箭沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)中超聲速反應(yīng)混合層的生長特性、燃燒模式與空間釋熱分布和動(dòng)態(tài)燃燒特性等問題。通過對碳?xì)淙剂显敿?xì)化學(xué)動(dòng)力學(xué)機(jī)理的簡化、校驗(yàn),獲得了分別適合于工程計(jì)算和細(xì)致燃燒機(jī)理研究的總包反應(yīng)與框架機(jī)理。從火箭射流主導(dǎo)的反應(yīng)混合層生長模型,寬范圍、變來流工作中流動(dòng)燃燒過程的不確定性和碳?xì)淙剂蟿?dòng)力學(xué)的簡化與加速算法研究出發(fā),提出了火箭沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)基礎(chǔ)研究中需要突破的問題,為認(rèn)識(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)中多尺度燃燒機(jī)理、優(yōu)化多模態(tài)燃燒組織提供參考。

火箭沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī);高超聲速飛行器;超聲速燃燒;燃燒動(dòng)態(tài)特性;火焰穩(wěn)定;化學(xué)動(dòng)力學(xué)

0 引 言

火箭沖壓組合(Rocket-Based Combined-Cycle, RBCC)發(fā)動(dòng)機(jī)將高推重比、低比沖的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)和低推重比、高比沖的吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)有機(jī)地組合在一起,能夠在超寬范圍(0～25Ma)高效工作,是未來可重復(fù)使用空天運(yùn)輸和臨近空間高速飛行器的主要?jiǎng)恿Ψ桨钢籟1-3]。

凍融對黃土的影響也反映在含水率方面，研究含水率的影響機(jī)理發(fā)現(xiàn)，含水率的高低對水分遷移率的影響以正比例形式展現(xiàn)，遷移率隨其升高而加大。這一發(fā)現(xiàn)充分證明，含水率的高低決定了凍融作用影響程度。

以RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力裝置的飛行器具有很寬的飛行包線和整體較優(yōu)的綜合性能。RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)可以實(shí)現(xiàn)水平或垂直起降,飛行高度涵蓋了從地面到大氣層外的整個(gè)空域,飛行馬赫數(shù)涵蓋了亞聲速、跨聲速、超聲速及高超聲速階段。一般來說,RBCC推進(jìn)系統(tǒng)在入軌飛行工作過程中根據(jù)飛行馬赫數(shù)的不同將經(jīng)歷4種工作模態(tài)：火箭引射模態(tài),亞燃沖壓模態(tài),超燃沖壓模態(tài),純火箭模態(tài),如圖1所示[4-5]。各模態(tài)的協(xié)調(diào)匹配、穩(wěn)定高效工作和自由靈活的組合方式,使得RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)作為兩級(jí)入軌的第一級(jí)或第二級(jí)、臨近空間飛行器的動(dòng)力系統(tǒng)具有良好的應(yīng)用前景,成為可重復(fù)使用天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)的優(yōu)選動(dòng)力方案之一[6-10]。

圖1 RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)工作原理示意圖[4-5]

1 RBCC的流動(dòng)燃燒特征

RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)的流動(dòng)、燃燒過程存在著流動(dòng)速度高、混合時(shí)間短、反應(yīng)強(qiáng)度大、燃燒空間受限、波系結(jié)構(gòu)復(fù)雜等特點(diǎn)。RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)工作模態(tài)多、飛行包線寬,燃燒室中存在著亞聲速、跨聲速和超聲速共存的流動(dòng)結(jié)構(gòu)。同時(shí),支板、凹腔的存在使得發(fā)動(dòng)機(jī)的流道形成突擴(kuò)結(jié)構(gòu),進(jìn)而產(chǎn)生剪切流動(dòng)。如圖2所示,隔離段內(nèi)存在的預(yù)燃激波系和燃燒室下游存在的熱力喉道將RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)分成性質(zhì)迥異的3個(gè)區(qū)域：發(fā)動(dòng)機(jī)入口至隔離段預(yù)燃激波串之前,主要為超聲速流動(dòng)、無化學(xué)反應(yīng)的區(qū)域;隔離段預(yù)燃激波串至燃燒室下游熱力喉道之間,為具有射流的亞、跨、超混合流動(dòng)的復(fù)合型區(qū)域,其中發(fā)生著劇烈的化學(xué)反應(yīng);熱力喉道以后為伴隨著一定程度化學(xué)反應(yīng)的超聲速高溫燃?xì)饬鲃?dòng)區(qū)域。從整體上看,RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒室內(nèi)進(jìn)行著亞、跨、超復(fù)合型流動(dòng)與燃燒過程,亞聲速燃燒與超聲速燃燒顯著不同的特點(diǎn)使得RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的流動(dòng)燃燒過程具有多重時(shí)間尺度和空間尺度相耦合的特點(diǎn),從而表現(xiàn)出顯著的“流動(dòng)寬速域、燃燒多分區(qū)、本質(zhì)非穩(wěn)態(tài)”的特征。

圖2 RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)典型流場示意圖

RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)具有多種工作模態(tài)共用同一流道的工作特征,亞聲速、跨聲速和超聲速流動(dòng)共存的流場結(jié)構(gòu),亞聲速燃燒和超聲速燃燒同時(shí)發(fā)生、分區(qū)進(jìn)行的燃燒組織方式,具有火箭射流的強(qiáng)剪切性、燃燒模式的多樣性、燃燒過程的動(dòng)態(tài)性等典型特征。

1.1 火箭射流的強(qiáng)剪切性

支板火箭提供起飛所需的主要推力,RBCC進(jìn)氣道通過利用高速射流的抽吸作用捕獲空氣。一次燃料在火箭燃燒室內(nèi)進(jìn)行燃燒形成高溫富燃燃?xì)?經(jīng)火箭噴管膨脹加速后形成超聲速射流(Ma>2,U>2000m/s,T>1500K)。由于火箭射流與空氣來流之間存在較大的參數(shù)梯度,兩者形成具有強(qiáng)剪切作用的反應(yīng)混合層,通過反應(yīng)混合層的發(fā)展實(shí)現(xiàn)質(zhì)量、動(dòng)量和能量的交換。在不同的RBCC工作模態(tài)下,剪切層的類型有所不同：在引射模態(tài),火箭以高室壓、大流量工作,火箭射流與空氣來流形成大動(dòng)量比的超-亞剪切層;在亞燃模態(tài),火箭以低室壓、小流量工作,進(jìn)入燃燒室的空氣為亞聲速,火箭射流與空氣來流形成小動(dòng)量比的超-亞剪切層;在超燃模態(tài),火箭以低室壓、小流量工作,進(jìn)入燃燒室的空氣為超聲速,火箭射流與空氣來流形成小動(dòng)量比的超-超剪切層;在純火箭模態(tài),進(jìn)氣道關(guān)閉,火箭以高室壓、大流量狀態(tài)工作。受燃料支板、凹腔等結(jié)構(gòu)的影響,火箭射流在發(fā)動(dòng)機(jī)流道內(nèi)形成具有自適應(yīng)特征的高速剪切流動(dòng)。因此,在RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)中,以火箭射流為主導(dǎo)的反應(yīng)混合層具有強(qiáng)剪切特征,其發(fā)展過程不僅受到來流參數(shù)的影響和流道幾何構(gòu)型的約束,還受到燃燒室內(nèi)的波系結(jié)構(gòu)與燃燒釋熱的共同作用,其生長特性更為復(fù)雜。

1.2 燃燒模式的多樣性

高溫、高速、富燃的火箭射流進(jìn)入RBCC燃燒室后,由于其高度富燃性,射流的核心區(qū)超過了富燃極限而導(dǎo)致沒有顯著化學(xué)反應(yīng)的發(fā)生,處于無燃燒狀態(tài);在射流與來流空氣形成的反應(yīng)混合層中,因射流的高溫、高速而形成的參數(shù)強(qiáng)梯度與高反應(yīng)活性使之與來流空氣迅速發(fā)生摻混與化學(xué)反應(yīng)并劇烈放熱,主要處于預(yù)混燃燒模式;而在燃料支板以后,由于使用了大分子碳?xì)淙剂系囊簯B(tài)煤油作為二次燃料,煤油液滴首先需要完成破碎、霧化、蒸發(fā)過程才能形成二次燃料的可靠點(diǎn)火與穩(wěn)定燃燒,以非預(yù)混燃燒模式占主導(dǎo)。因此,RBCC燃燒流場表現(xiàn)出顯著的“燃燒多模式、釋熱多分區(qū)”特征。由于預(yù)混燃燒主要發(fā)生在支板火箭射流與來流空氣形成的反應(yīng)混合層內(nèi),而火箭射流對于整個(gè)燃燒室的火焰穩(wěn)定與保持、二次燃料的可靠點(diǎn)火具有重要的作用。因此,火箭射流的預(yù)混燃燒區(qū)域分布、對燃燒總釋熱量的貢獻(xiàn)極為重要。二次燃料的燃燒以非預(yù)混模式為主導(dǎo),要實(shí)現(xiàn)其可靠的火焰穩(wěn)定,就必須認(rèn)識(shí)非預(yù)混燃燒區(qū)特點(diǎn)及其釋熱規(guī)律。此外,獲取燃燒模式和釋熱率的空間分布還可以為發(fā)動(dòng)機(jī)的熱防護(hù)提供一定的參考依據(jù),并進(jìn)一步開展燃料噴射的主、被動(dòng)控制研究,實(shí)現(xiàn)對燃燒過程的精細(xì)控制。

1.3 燃燒過程的動(dòng)態(tài)性

呂溫認(rèn)為“道”是根本，“文”是用來修飾“道”才存在的。 可見“文”與“道”之間，呂溫更強(qiáng)調(diào)注重“道”，對“文”有些許的輕視。雖然呂溫提出“文為道之飾，道為文之本”的文道觀點(diǎn)，與古文運(yùn)動(dòng)中韓柳的“文以明道”的文道觀緊密相連，但側(cè)重點(diǎn)不同。在《送薛大信歸臨晉序》一文中有：

RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)不僅工作包線寬,而且飛行彈道爬升速度快、來流參數(shù)變化幅度大。同時(shí),為了滿足不同速度和高度條件下的捕獲流量和總壓損失要求,需要采用變結(jié)構(gòu)進(jìn)氣道甚至變結(jié)構(gòu)燃燒室,從而引起進(jìn)氣道出口波系結(jié)構(gòu)和位置的顯著變化,燃燒室內(nèi)流動(dòng)分離區(qū)域的前后移動(dòng)等。這些因素均會(huì)與燃燒過程形成耦合關(guān)系,使得在不同的邊界參數(shù)條件下形成多種燃燒模式,并隨著來流條件的改變在多個(gè)燃燒模式間轉(zhuǎn)換,形成動(dòng)態(tài)燃燒過程,使得內(nèi)流場參數(shù)發(fā)生變化,從而對發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)定工作產(chǎn)生影響。而將來火箭沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)流道尺寸較大,這種條件下的動(dòng)態(tài)燃燒將會(huì)更加復(fù)雜,要實(shí)現(xiàn)高效燃燒面臨新的挑戰(zhàn)。開展寬來流條件下動(dòng)態(tài)燃燒過程的研究對提高發(fā)動(dòng)機(jī)工作的魯棒性具有重要的意義。

2 面向RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的湍流燃燒研究進(jìn)展

RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)中燃燒組織的核心問題是寬范圍工作條件下高速氣流中的多尺度湍流燃燒,這也是當(dāng)前動(dòng)力領(lǐng)域中亟需突破的科學(xué)問題。其本質(zhì)仍然是燃料與氧化劑之間的流動(dòng)以及化學(xué)反應(yīng)問題,主要難點(diǎn)在于高速湍流燃燒的多時(shí)空尺度效應(yīng)以及流動(dòng)-燃燒的相互耦合作用。

發(fā)動(dòng)機(jī)中的燃燒是燃料分子與氧化劑分子之間劇烈復(fù)雜的物理化學(xué)反應(yīng)過程,同時(shí)伴隨著復(fù)雜的聲、光、熱等效應(yīng)和有序(氣動(dòng)力學(xué))、無序(熱力學(xué))的運(yùn)動(dòng)過程。需要指出的是,與通常認(rèn)識(shí)的摻混燃燒的籠統(tǒng)概念不同,多尺度燃燒組織不僅需要大尺度湍流旋渦結(jié)構(gòu),更需要精細(xì)到分子尺度的摻混。除了微觀尺度的分子碰撞、相互反應(yīng)和能量傳遞,以及細(xì)觀和宏觀尺度的擴(kuò)散、對流和輻射等質(zhì)量、動(dòng)量和能量的輸運(yùn)及其相互作用過程外,還有高速流動(dòng)與燃燒組織相互耦合的過程。美國空軍實(shí)驗(yàn)室以新型動(dòng)力系統(tǒng)的發(fā)展需求為牽引,牽頭建立了國家級(jí)研究計(jì)劃(如圖3所示),開展湍流燃燒機(jī)理及其數(shù)值模擬技術(shù)研究,發(fā)展先進(jìn)的非接觸測量技術(shù)和相關(guān)的基礎(chǔ)理論,建立計(jì)算分析、地面實(shí)驗(yàn)和飛行試驗(yàn)三者相結(jié)合的綜合研究方法體系(如圖4所示[11])是面向發(fā)動(dòng)機(jī)的湍流燃燒基礎(chǔ)研究的核心內(nèi)容。揭示燃燒和湍流相互作用機(jī)理、極端條件下燃燒穩(wěn)定機(jī)理、燃燒反應(yīng)微觀機(jī)制、大分子碳?xì)淙剂戏磻?yīng)機(jī)理,發(fā)展高精度的數(shù)值模型和計(jì)算方法,建立高分辨率的多場多組分測量方法和實(shí)驗(yàn)平臺(tái),能夠?yàn)榘l(fā)動(dòng)機(jī)可控燃燒技術(shù)的發(fā)展提供理論支撐,促進(jìn)關(guān)鍵技術(shù)的成熟化,降低技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)。

(2)利用高階元P2-P1-P2并行求解滿足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))，?

圖3 AFOSR超聲速燃燒發(fā)展路線[11]

圖4 面向發(fā)動(dòng)機(jī)湍流燃燒的基本框架[11]

在RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)等高超聲速動(dòng)力系統(tǒng)中,由于流動(dòng)參數(shù)梯度的存在,進(jìn)入燃燒室的來流空氣與火箭射流形成反應(yīng)混合層,進(jìn)而組織摻混燃燒。反應(yīng)混合層是一種典型的粘性剪切流動(dòng)結(jié)構(gòu),對混合層開展研究可以探索剪切流動(dòng)的機(jī)理,加深對發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)湍流摻混燃燒的理解。

在高超聲速飛行和臨近空間開發(fā)的背景下,湍流摻混的研究從低速流動(dòng)逐步拓展到高速流動(dòng)[12-13],受限空間中反應(yīng)混合層的生長過程和可壓縮性效應(yīng)成為研究熱點(diǎn)[14-15]。Papamaschou等人[16]研究了超聲速流動(dòng)中具有不同速度的兩股氣流所形成的混合層,指出大尺度擬序旋渦結(jié)構(gòu)在剪切層中具有重要的作用,隨著氣體可壓縮性的增加,大渦擬序結(jié)構(gòu)弱化,致使剪切層的厚度增長速率變小。Clemens等人[17]的研究結(jié)果表明流體的可壓縮性降低了標(biāo)量摻混程度,并且當(dāng)對流馬赫數(shù)逐漸增加時(shí),剪切層復(fù)雜流動(dòng)結(jié)構(gòu)的三維特征逐漸增強(qiáng)。Gutmark等人[18]分析了對流馬赫數(shù)對可壓縮與不可壓縮流動(dòng)剪切層生長率的影響,指出隨著對流馬赫數(shù)的增加,可壓縮流體剪切層的生長率逐漸趨于不可壓縮流體剪切層生長率的20%。Bonanos和Dimotakis[19]研究了超聲速條件下的湍流摻混燃燒,研究表明高速流體在狹窄通道內(nèi)受到擠壓形成激波,激波撞擊在超聲速剪切層上會(huì)形成較大尺度的流動(dòng)結(jié)構(gòu),但不能破壞剪切層結(jié)構(gòu)。Sandham等人[20]對超聲速剪切層進(jìn)行了直接數(shù)值模擬,研究結(jié)果表明當(dāng)對流馬赫數(shù)Mc大于0.6以后,剪切層出現(xiàn)了典型的三維流動(dòng)特征,流向渦與展向渦的結(jié)構(gòu)尺寸逐漸接近。Strickland[21],Sunami[22],Gerlinger[23],Kodera[24]等人的研究發(fā)現(xiàn),剪切層中的流向渦可以促進(jìn)剪切層中的標(biāo)量輸運(yùn)。Drummond[25]發(fā)現(xiàn)超聲速反應(yīng)混合層實(shí)際上是由大量的旋渦結(jié)構(gòu)組成,并進(jìn)一步指出,旋渦結(jié)構(gòu)可以卷吸燃料和氧氣,同時(shí)將反應(yīng)產(chǎn)物包裹在渦核當(dāng)中,減弱相互接觸的機(jī)會(huì),減緩反應(yīng)速率,降低總體的燃燒效率。換言之,反應(yīng)混合層中的旋渦結(jié)構(gòu)促進(jìn)了宏觀尺度的湍流標(biāo)量輸運(yùn),隨著湍流在大渦和小渦之間的能量傳遞,為精細(xì)到分子尺度的反應(yīng)物之間的摻混提供了更有利的條件,但剪切層中的旋渦體系有時(shí)也未必是促進(jìn)燃燒的絕對保證。Luo等人[26]通過數(shù)值方法研究了射流燃燒流動(dòng)的剪切層特性,其研究結(jié)果表明在燃燒區(qū)域的前部,燃燒放熱會(huì)強(qiáng)化反應(yīng)剪切層的生長速率,但隨后由于燃燒引發(fā)的壓力膨脹產(chǎn)生壓力剪切應(yīng)力,進(jìn)而引發(fā)湍流效應(yīng)。湍流使得超聲速流動(dòng)具有各向同性的趨勢,因此會(huì)在一定程度上弱化剪切層的生長速率,并進(jìn)一步弱化后續(xù)燃料與氧氣的摻混,使得后續(xù)燃燒過程延遲。Huh等人[27]通過實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證了激波對于超聲速反應(yīng)混合層的生長具有積極的作用,能夠促進(jìn)燃燒,縮短燃燒距離。Kim等人[28]通過研究指出受限空間中的激波結(jié)構(gòu)雖然能夠促進(jìn)摻混、強(qiáng)化燃燒,但是不可避免地引起較大的總壓損失,并且激波位置對于反應(yīng)混合層的生長和整體燃燒性能具有顯著影響。國內(nèi)浙江大學(xué)盧樹強(qiáng)、樊建人等[29-30]對一個(gè)常溫、超聲速燃料射流與高溫、亞聲速空氣伴流所形成的反應(yīng)混合層進(jìn)行了直接數(shù)值模擬研究,指出三維流向渦的發(fā)展對燃料的混合效率、火焰的燃燒效率起著關(guān)鍵作用。國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)晏至輝、劉衛(wèi)東等[31]對比不同構(gòu)型隔板所形成的反應(yīng)混合層中OH的分布,表明混合層中燃燒區(qū)域基本與混合層上下層氣體摻混區(qū)域一致,其火焰基本形態(tài)由混合層的流動(dòng)、混合特性主導(dǎo)。清華大學(xué)張會(huì)強(qiáng)等[32]對超聲速混合層燃燒不穩(wěn)定性進(jìn)行了研究,指出在混合層的發(fā)展過程中,湍流擬序結(jié)構(gòu)所形成的燃料與氧化劑的預(yù)混氣自燃會(huì)導(dǎo)致超聲速混合層燃燒出現(xiàn)不穩(wěn)定現(xiàn)象。哈爾濱工業(yè)大學(xué)宗有海、鮑文[33]等開展了基于支板噴射技術(shù)的碳?xì)淙剂铣曀偃紵M織研究,分析了支板噴射燃料的作用范圍。中科院力學(xué)所李曉鵬、范學(xué)軍等人[34]對超聲速燃燒中的特征尺度進(jìn)行了研究,分析了燃燒室入口溫度、壓力、馬赫數(shù)及當(dāng)量比對特征尺度的影響,指出大渦與小渦對燃燒的作用會(huì)隨著這些條件的改變而變化。

此外,國內(nèi)外眾多學(xué)者[35-44]針對超聲速燃燒或超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的動(dòng)態(tài)燃燒過程開展了廣泛研究。密歇根大學(xué)的Micka等人[45-47]實(shí)驗(yàn)研究了帶有凹腔火焰穩(wěn)定器的雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的燃燒特性。研究表明,在亞燃模態(tài)下不同來流總溫下存在不同的燃燒穩(wěn)定模式,在超燃模態(tài)下只存在凹腔火焰穩(wěn)定模式。佐治亞理工學(xué)院航天工程學(xué)院計(jì)算燃燒實(shí)驗(yàn)室的Choi等人[48-49]在大渦模擬架構(gòu)下開展了LES-EBU和LES-LEM的數(shù)值研究工作,分析了兩種模型預(yù)測的火焰結(jié)構(gòu)與燃燒效率,并比較了二者的異同。結(jié)果發(fā)現(xiàn),支板尾跡區(qū)的多重剪切層提供了更寬的混合區(qū)域,有利于火焰的穩(wěn)定;支板后的低壓區(qū)增強(qiáng)了凹腔與主流間的質(zhì)量交換。英國劍橋大學(xué)的Cocks等人[50]以超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為應(yīng)用對象,驗(yàn)證了RANS和LES技術(shù)在高速反應(yīng)流模擬中的適用性。結(jié)果發(fā)現(xiàn),摻混對于燃燒過程的進(jìn)行具有重要的影響,而相對來講湍流-化學(xué)相互作用的影響居次。通過復(fù)雜化學(xué)動(dòng)力學(xué)模型得到的Damk?hler數(shù)分布表明小的湍流尺度能夠進(jìn)入并干擾到反應(yīng)區(qū)而導(dǎo)致熄火,而大尺度的旋渦使得火焰卷曲。研究了燃燒室內(nèi)復(fù)雜波系結(jié)構(gòu)通過改變流動(dòng)方向而對主要旋渦對行為產(chǎn)生的影響,詳細(xì)分析了計(jì)算中出現(xiàn)的燃燒室內(nèi)激波誘導(dǎo)的點(diǎn)火機(jī)理。梳理國內(nèi)外研究發(fā)現(xiàn),在超聲速動(dòng)態(tài)燃燒方面取得的研究成果,多數(shù)是針對超燃或雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)獲得的。相關(guān)結(jié)論對于流道結(jié)構(gòu)更為復(fù)雜、工作范圍更加寬廣的RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)還需進(jìn)一步深入研究,嵌入式支板火箭對整個(gè)燃燒流場動(dòng)態(tài)特性的影響有待進(jìn)一步認(rèn)識(shí)。

多尺度湍流燃燒機(jī)理是基礎(chǔ)研究領(lǐng)域的前沿科學(xué)問題,具有前瞻性、先導(dǎo)性和探索性,能夠?yàn)榻鉀Q航空航天推進(jìn)技術(shù)發(fā)展的關(guān)鍵問題提供支撐。目前國內(nèi)外學(xué)者針對湍流燃燒通過理論、實(shí)驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算等開展了大量的研究工作,取得了較多的研究成果。但由于湍流燃燒自身的復(fù)雜性和發(fā)動(dòng)機(jī)的極端工作條件,真實(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)工作條件下的湍流燃燒仍是一項(xiàng)挑戰(zhàn)性的工作,需要對受限空間中復(fù)雜湍流和燃燒的相互作用、極端條件下的動(dòng)態(tài)燃燒機(jī)制、寬適用性的化學(xué)動(dòng)力學(xué)等基礎(chǔ)科學(xué)問題開展進(jìn)一步深入研究。

3 RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)中基礎(chǔ)燃燒問題研究

西北工業(yè)大學(xué)燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室長期開展RBCC推進(jìn)研究。在基礎(chǔ)燃燒方面,針對受限空間內(nèi)超聲速反應(yīng)混合層發(fā)展機(jī)理、動(dòng)態(tài)燃燒特性和發(fā)動(dòng)機(jī)工作條件下碳?xì)淙剂匣瘜W(xué)動(dòng)力學(xué)簡化開展了研究。

3.1 受限空間內(nèi)超聲速反應(yīng)混合層的生長特性

支板火箭是RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的核心部件,圖5給出了支板火箭射流反應(yīng)混合層示意圖。一次燃料在火箭燃燒室內(nèi)進(jìn)行燃燒產(chǎn)生高溫富燃燃?xì)?經(jīng)火箭噴管膨脹加速后形成超聲速射流,與進(jìn)入燃燒室的空氣來流形成反應(yīng)混合層。伴隨著反應(yīng)混合層的發(fā)展實(shí)現(xiàn)摻混,進(jìn)而組織二次燃燒產(chǎn)生推力增強(qiáng)。由于發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)的流動(dòng)速度很高,氣流的駐留時(shí)間很短,燃料與空氣需要在有限的空間和極短的時(shí)間內(nèi)完成高效摻混,實(shí)現(xiàn)超聲速燃燒。同時(shí),受發(fā)動(dòng)機(jī)來流條件的影響和幾何結(jié)構(gòu)的約束,燃燒室內(nèi)往往有激波、膨脹波等結(jié)構(gòu)。這些復(fù)雜的波系在沿燃燒室流道向下游傳播的過程中,受流道壁面的限制會(huì)在壁面處發(fā)生多次反射,并且與火焰相互作用,影響燃燒釋熱過程。與普通的射流火焰相比,支板火箭射流具有高溫、高速、富燃和變工況等特點(diǎn),火焰結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜,可壓縮性顯著,且與燃燒室內(nèi)復(fù)雜波系結(jié)構(gòu)的耦合作用較為明顯[51]。

圖5 受限空間內(nèi)超聲速反應(yīng)混合層/波系結(jié)構(gòu)

圖12給出了RBCC地面直連實(shí)驗(yàn)中利用高攝像拍攝的燃燒室內(nèi)不同時(shí)刻下的火焰結(jié)構(gòu)。拍攝位置位于燃料支板后,以直觀地顯示RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)火焰結(jié)構(gòu)的空間發(fā)展歷程。可以發(fā)現(xiàn),燃燒室內(nèi)的火焰存在明顯的動(dòng)態(tài)特征,隨著時(shí)間的發(fā)展火焰結(jié)構(gòu)發(fā)生卷曲變形。對彩色高速圖像進(jìn)行三維火焰空間重構(gòu),進(jìn)而處理得到其精確的擺動(dòng)周期涉及較多的光學(xué)后處理技術(shù),這里不再詳細(xì)討論。

錄入到SPSS19.0軟件中處理60例乳腺癌患者（70個(gè)病灶）涉及的臨床數(shù)據(jù)資料，臨床計(jì)數(shù)資料用率（%）闡明，行卡方檢驗(yàn)，臨床計(jì)量資料用（均數(shù)±標(biāo)準(zhǔn)差）闡明，行t檢驗(yàn)，P＜0.05，數(shù)據(jù)之間存在統(tǒng)計(jì)學(xué)意義。

超聲速燃燒組織需要精細(xì)到分子尺度的摻混,可壓縮性對于高速流動(dòng)中的摻混燃燒具有重要影響。然而在受限空間中,波系結(jié)構(gòu)會(huì)影響可壓縮性。本實(shí)驗(yàn)室對空氣來流為Ma2.0,燃料射流為Ma2.3,對流馬赫數(shù)Mc為1.3的超聲速混合層,基于開放源代碼計(jì)算軟件平臺(tái)OpenFOAM[52]開展了大渦模擬計(jì)算,計(jì)算工況如表1所示[53]。圖6(a)給出了燃燒室內(nèi)的剪切層和波系結(jié)構(gòu),(b)給出了對流馬赫數(shù)沿流道的平均分布,(c)給出了激波與剪切層相互作用處的渦量時(shí)均化云圖。對流馬赫數(shù)是表征混合層可壓縮性的參數(shù)，定義為兩股氣流的速度差與當(dāng)?shù)芈曀俸偷谋戎担溆?jì)算表達(dá)式為Mc=|U1-U2|/(c1+c2)[16-18]。結(jié)果表明,燃燒室內(nèi)的波系結(jié)構(gòu)使得對流馬赫數(shù)沿流道迅速減小、氣流可壓縮性顯著降低,從而能夠促進(jìn)混合層的生長。對流馬赫數(shù)成為受波系影響的空間函數(shù),初始對流馬赫數(shù)無法全面描述受限空間內(nèi)混合層的生長過程。而在激波/剪切層相互作用處,湍流強(qiáng)度增大,誘導(dǎo)形成渦量增益,從而促進(jìn)燃料與空氣之間的摻混燃燒。另一方面,燃燒室內(nèi)的波系結(jié)構(gòu)不可避免地會(huì)造成總壓損失,因此需要對其進(jìn)行優(yōu)化組織,從而提升整體性能。

在復(fù)位狀態(tài)以及重同步模塊處于RES_INIT狀態(tài)時(shí),表明系統(tǒng)處于碼組同步階段,故ILS模塊處于ILS_INIT狀態(tài),此狀態(tài)下mf_cnt和qb_cnt也處于復(fù)位狀態(tài),初始值為0;為支持JESD204B子類0,本模塊會(huì)對碼組同步的字節(jié)進(jìn)行判斷,即/K/字節(jié)之后的第一個(gè)字節(jié)是/R/字節(jié)還是/D/字節(jié);是/R/字節(jié)跳轉(zhuǎn)到ILS_ILAS狀態(tài);是/D/字節(jié)則跳轉(zhuǎn)到ILS_DATA狀態(tài)。需要注意的是:無論是在ILS_DATA狀態(tài)還是在ILS_ILAS狀態(tài),只要檢測到RES_INIT信號(hào),證明鏈路進(jìn)行了重同步操作,立即跳轉(zhuǎn)到初始狀態(tài)。

表1 空氣來流與燃料射流計(jì)算邊界條件[53]Table 1 Inflow conditions of the air stream and the fuel jet[53]

圖6 受限空間內(nèi)：(a)剪切層/波系結(jié)構(gòu);(b)對流馬赫數(shù)分布;(c)渦量分布

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發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒模式及空間釋熱分布

湍流燃燒是RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)最為重要的理化過程,也是實(shí)現(xiàn)能量轉(zhuǎn)換、獲得推力的最主要方式。為了對RBCC燃燒室中的湍流摻混、燃燒釋熱進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì),首先需要認(rèn)識(shí)燃燒室內(nèi)的燃燒模式特征及空間釋熱分布。本節(jié)首先針對典型支板噴氫超聲速-超聲速同向射流火焰,研究超-超反應(yīng)混合層在受限空間內(nèi)的發(fā)展過程及燃燒模式分布,獲得燃燒釋熱過程的主要影響因素。進(jìn)一步針對模擬來流Ma3的RBCC地面直連試驗(yàn)狀態(tài)(燃燒室內(nèi)形成空氣亞聲速、射流超聲速的亞-超型反應(yīng)混合層)開展大渦模擬計(jì)算,并進(jìn)一步對發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)的精細(xì)流場結(jié)構(gòu)和動(dòng)態(tài)燃燒過程進(jìn)行細(xì)致深入的分析。

通常用火焰指數(shù)(Takeno Flame Index,GFO)來區(qū)分不同的燃燒模式,即預(yù)混燃燒或非預(yù)混燃燒[54]。認(rèn)為燃料和氧化劑的梯度同向時(shí)(GFO>0)為預(yù)混燃燒模式,而燃料和氧化劑的梯度反向時(shí)(GFO<0)為非預(yù)混燃燒模式,定義為：

其中,YF為燃料的質(zhì)量分?jǐn)?shù),YO為氧化劑的質(zhì)量分?jǐn)?shù),▽表示求梯度運(yùn)算,GFO的取值范圍是[-1, 1]。

受限空間內(nèi)超聲速反應(yīng)混合層的生長過程中,復(fù)雜波系結(jié)構(gòu)不僅會(huì)改變剪切層的可壓縮性,同時(shí)也會(huì)對剪切層內(nèi)的燃燒模式產(chǎn)生影響,進(jìn)而影響其釋熱規(guī)律。采用大渦模擬對受限空間內(nèi)Ma2.0燃料射流與Ma1.9空氣來流所形成的超-超反應(yīng)混合層進(jìn)行了研究,計(jì)算條件如表2所示[55]。圖7給出了受限空間內(nèi)超聲速反應(yīng)混合層燃燒模式及波系結(jié)構(gòu)。伴隨著反應(yīng)混合層的發(fā)展,流場中的燃燒模式具有不同的分布特征。在反應(yīng)混合層的發(fā)展初期,其厚度較小,反應(yīng)區(qū)域也相對較窄,主要表現(xiàn)出非預(yù)混燃燒特征,但在該階段燃燒強(qiáng)度較小,釋熱水平較低。隨著流動(dòng)往燃燒室下游的發(fā)展,反應(yīng)混合層不斷增長,形成外側(cè)的富氧燃燒邊界和內(nèi)側(cè)的富燃燃燒邊界,整個(gè)火焰表現(xiàn)出三層燃燒模式：富氧燃燒邊界與富燃燃燒邊界均表現(xiàn)出擴(kuò)散燃燒特征;與此同時(shí),由于反應(yīng)混合層中旋渦結(jié)構(gòu)的生成,在內(nèi)外兩側(cè)的擴(kuò)散燃燒區(qū)中間形成了預(yù)混燃燒區(qū)。特別是在激波與反應(yīng)混合層相互作用的區(qū)域,由于激波誘導(dǎo)形成渦量增益,促進(jìn)了燃料與氧化劑之間的摻混,在內(nèi)外兩側(cè)非預(yù)混燃燒邊界內(nèi)形成了局部的強(qiáng)預(yù)混燃燒區(qū)域,化學(xué)反應(yīng)程度較為劇烈,熱釋放率也相對較大。在燃燒室的下游,由于反應(yīng)混合層的增長和摻混程度的增加,反應(yīng)混合層內(nèi)側(cè)的富燃燃燒邊界在軸線處交匯并且逐漸消失,內(nèi)側(cè)的擴(kuò)散燃燒區(qū)域也逐漸消失。射流中心被不斷增大的預(yù)混燃燒區(qū)域替代,最終在燃燒室下游形成了外側(cè)的擴(kuò)散燃燒環(huán)面和被該環(huán)面包裹的內(nèi)側(cè)預(yù)混燃燒區(qū),整個(gè)火焰表現(xiàn)出擴(kuò)散燃燒與預(yù)混燃燒共存的雙層復(fù)合燃燒模式。超聲速氣流在支板末端形成膨脹波系及再附激波結(jié)構(gòu),外側(cè)的膨脹波/激波結(jié)構(gòu)首先在燃燒室壁面進(jìn)行反射后作用在反應(yīng)混合層上,經(jīng)過混合層后繼續(xù)在燃燒室壁面進(jìn)行反射,如此反復(fù)并向下游傳播。內(nèi)側(cè)的膨脹波/激波結(jié)構(gòu)向內(nèi)發(fā)展并在軸線處匯聚,然后與反應(yīng)混合層相互作用,透過混合層后在燃燒室壁面進(jìn)行反射,并與外側(cè)波系匯合,從而繼續(xù)影響反應(yīng)混合層的發(fā)展。因此,受限空間中超聲速反應(yīng)混合層的釋熱過程由復(fù)雜波系作用下的多種燃燒模式共同驅(qū)動(dòng)。

表2 空氣來流與燃料射流計(jì)算邊界條件[55]Table 2 Inflow conditions of the air stream and the fuel jet[55]

圖7 受限空間內(nèi)超聲速反應(yīng)混合層燃燒模式與波系結(jié)構(gòu)

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

4.1 受限空間內(nèi)超聲速反應(yīng)混合層的調(diào)控模型

2.1.1 對蘇丹草株高的影響 孕穗期蘇丹草的株高由高至低的處理依次為F2>F3>F1>F6>MR>CK>F4>F5>P，其中，F(xiàn)2和F3的株高較高，分別為320 cm和318 cm，而P處理蘇丹草株高最低，為291 cm。各處理蘇丹草的株高較P處理高6.38%～12.68%，各處理(除P，F(xiàn)4和F5)株高較CK提高了1.99%～5.39%，F(xiàn)2和F3的株高均顯著高于P(P<0.05)，其余各處理與CK相比差異不顯著(P>0.05)(圖1-A)。

同時(shí)可以看到,在隔離段出口上游附近已有一部分燃?xì)饣貍?并進(jìn)行著一定強(qiáng)度的化學(xué)反應(yīng)。為了不破壞進(jìn)氣道的正常工作,需要保證一定的隔離段長度?？梢?隔離段的作用不僅僅是通常所認(rèn)為的提供一定的進(jìn)氣道抗反壓能力,還起到將高溫燃?xì)馀c進(jìn)氣道相隔絕的作用,避免高溫燃?xì)鈱M(jìn)氣道的直接侵蝕。

圖8 燃燒室內(nèi)火焰指數(shù)分布

圖9給出了燃燒室內(nèi)的空間釋熱率(Heat Release Rate, HRR)分布。釋熱率定義為單位時(shí)間單位體積內(nèi)所有可能發(fā)生的化學(xué)反應(yīng)釋放熱量的總和。可以看到,最主要的燃燒釋熱發(fā)生在支板火箭下游的外圍剪切層、燃料支板至第二級(jí)凹腔之間的區(qū)域內(nèi),呈現(xiàn)出顯著的帶狀分布特征。結(jié)合圖8的火焰指數(shù)分布,發(fā)現(xiàn)主要的燃燒釋熱發(fā)生在預(yù)混燃燒區(qū)域內(nèi)。第二級(jí)凹腔以后,尤其在中心氣流中,反應(yīng)強(qiáng)度顯著減弱。

圖9 燃燒室內(nèi)釋熱率分布

為進(jìn)一步區(qū)分預(yù)混燃燒和非預(yù)混燃燒對釋熱率的貢獻(xiàn),定義如下函數(shù)：

其中,HRRpre為預(yù)混燃燒的釋熱率,HRRnon為非預(yù)混燃燒的釋熱率。顯然,對于預(yù)混燃燒(GFO>0),HRRpre取值為預(yù)混燃燒下的釋熱率,HRRnon取值為0;對于非預(yù)混燃燒(GFO<0),HRRpre取值為0,HRRnon取值為非預(yù)混燃燒下的釋熱率。因此,HRRpre、HRRnon的非零部分實(shí)際上分別區(qū)分了預(yù)混、非預(yù)混釋熱率的空間分布。如果在各個(gè)計(jì)算網(wǎng)格單元上對HRRpre、HRRnon積分,則可以得到預(yù)混和非預(yù)混燃燒各自對總釋熱率的貢獻(xiàn)。經(jīng)計(jì)算得到,預(yù)混燃燒約占總釋熱率的62%,非預(yù)混燃燒占38%。在圖8中,非預(yù)混模式主要由二次燃料的燃燒引起,而火箭射流的補(bǔ)燃主要為預(yù)混模式。二次燃料與火箭射流中可燃成分的質(zhì)量比為1.62,即引起預(yù)混燃燒的噴油量顯著低于引起非預(yù)混燃燒的噴油量。由此可見,在亞燃模態(tài)的較低來流總溫條件下,預(yù)混燃燒對于RBCC燃燒流場總釋熱量的貢獻(xiàn)要顯著高于非預(yù)混燃燒。而預(yù)混燃燒模式主要出現(xiàn)在富燃的支板火箭射流與來流空氣形成的外圍反應(yīng)剪切層及燃料支板下游沿線一定距離的區(qū)域內(nèi),增加預(yù)混燃燒釋熱量的比重有利于實(shí)現(xiàn)高溫火箭射流對下游燃料的點(diǎn)火、穩(wěn)焰作用,有利于強(qiáng)化二次燃料的穩(wěn)定燃燒。RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)在亞燃和超燃模態(tài)下通過支板火箭小流量、富燃狀態(tài)的工作,在實(shí)現(xiàn)火焰穩(wěn)定的同時(shí),也較大程度地降低了發(fā)動(dòng)機(jī)的整體比沖性能,限制了支板火箭的布局位置和形式。通過對不同狀態(tài)下預(yù)混與非預(yù)混燃燒釋熱量的計(jì)算,合理選擇支板火箭的流量和氧燃比,以及與二次燃料的質(zhì)量比。通過優(yōu)化火箭射流預(yù)混燃燒釋熱量的比重和空間分布,在保證其點(diǎn)火性能的同時(shí),增加比沖的提升空間。此外,要提高總體的燃燒效率,還需要改進(jìn)中心氣流內(nèi)非預(yù)混燃燒的組織方式。通過調(diào)節(jié)燃料支板的間距、增強(qiáng)二次燃料的穿透特性等,強(qiáng)化燃燒室中心區(qū)域內(nèi)非預(yù)混模式的燃燒組織,有利于提高整體性能。

圖10給出了RBCC地面直連實(shí)驗(yàn)中利用彩色高攝像機(jī)拍攝的開窗燃燒室瞬態(tài)火焰結(jié)構(gòu),位置為燃料支板后至第二級(jí)凹腔前緣。在相機(jī)時(shí)間分辨率足夠高的條件下,可以看到瞬態(tài)火焰結(jié)構(gòu)呈現(xiàn)出一定的空間不連續(xù)性。支板火箭射流能有效到達(dá)燃料支板位置處并成功點(diǎn)燃二次煤油,再通過凹腔火焰穩(wěn)定器實(shí)現(xiàn)二次燃燒的自持、穩(wěn)定進(jìn)行。進(jìn)一步看到,在凹腔內(nèi)火焰主要穩(wěn)定在凹腔的后緣,較難前傳到前緣壁面,屬于凹腔穩(wěn)定的火焰穩(wěn)定形式。在這種條件下,火焰在凹腔及燃燒室內(nèi)的傳播對整個(gè)燃燒室內(nèi)的火焰穩(wěn)定起著主要的作用。

《伊朗自由與防擴(kuò)散法案》第1244（c）條要求總統(tǒng)對確定為在明知情況下從事以下活動(dòng)的人的財(cái)產(chǎn)和財(cái)產(chǎn)權(quán)益進(jìn)行凍結(jié)：向任何受制裁者名單上的伊朗人或?yàn)槠淅娑M(jìn)行的活動(dòng)或者交易提供大量財(cái)力、物力、技術(shù)或者其他支持，或?yàn)橹С执祟惢顒?dòng)或交易提供貨物或服務(wù)。

1)實(shí)用性：五防服務(wù)器屬系統(tǒng)核心設(shè)備，管理所有受控端站五防數(shù)據(jù)，并提供五防服務(wù)功能。即便受控站與五防服務(wù)器通信中斷，其也具備獨(dú)立運(yùn)行的功能。

圖10 燃燒室火焰結(jié)構(gòu)彩色高速攝像

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

對比超-超型反應(yīng)混合層及亞-超型反應(yīng)混合層的研究結(jié)果發(fā)現(xiàn)：超-超條件下燃料射流的低溫、低活性導(dǎo)致在燃料噴嘴出口下游毫米范圍內(nèi)的剪切層以非預(yù)混形式開始生長,往下游發(fā)展逐漸形成擴(kuò)散-預(yù)混-擴(kuò)散的三層燃燒模式結(jié)構(gòu);亞-超條件下燃料射流的高溫、高活性及高速流動(dòng)特征,使得剪切層在火箭出口下游厘米范圍內(nèi)首先從預(yù)混燃燒模式開始增長。表明不同尺度的燃燒室構(gòu)型、不同特性的來流-射流條件,導(dǎo)致不同類型的反應(yīng)混合層燃燒模式分布及空間釋熱規(guī)律,體現(xiàn)了燃燒室尺度、來流參數(shù)和射流狀態(tài)對超聲速燃燒組織的細(xì)觀影響。針對RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)寬來流范圍、多模態(tài)工作的特點(diǎn),需要進(jìn)一步開展不同類型的射流火焰及剪切層生長規(guī)律研究。

3.3 RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒動(dòng)態(tài)特性

通過對大量地面直連實(shí)驗(yàn)壓力測試數(shù)據(jù)分析和全流道RBCC大渦模擬研究發(fā)現(xiàn),RBCC燃燒流場表現(xiàn)出顯著的動(dòng)態(tài)特性。動(dòng)態(tài)燃燒過程最主要的表現(xiàn)是流場內(nèi)的溫度、組分、速度等參數(shù)隨時(shí)間發(fā)生強(qiáng)烈的變化,表現(xiàn)出湍流燃燒過程的固有非穩(wěn)態(tài)性。本節(jié)即從燃燒流場參數(shù)動(dòng)態(tài)變化的角度來分析RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)態(tài)燃燒特性。

圖11(a)和(b)分別給出了燃燒室高度方向2個(gè)不同截面上瞬態(tài)的和相應(yīng)時(shí)間平均化的溫度分布。截面位置為y/H=0.5和0.75,分別經(jīng)過支板火箭中心截面和燃燒室入口高度3/4處?？梢钥吹?支板火箭出口射流及其外圍剪切層內(nèi)及燃料支板下游都存在著大面積的高溫火焰區(qū),發(fā)生著劇烈的化學(xué)反應(yīng)。富燃支板火箭高溫射流與來流空氣存在很大速度和溫度梯度,不同氣流形成反應(yīng)混合層,釋放大量的熱并向外圍橫向和下游縱向進(jìn)行擴(kuò)展。在y/H=0.75截面上的溫度分布表明,火焰在發(fā)動(dòng)機(jī)高度方向也實(shí)現(xiàn)了充分的擴(kuò)展。在燃料支板后,受支板火箭高溫火焰的持續(xù)作用,二次燃料成功實(shí)現(xiàn)點(diǎn)火,并形成了連續(xù)的高溫火焰區(qū)。在燃料支板下游不遠(yuǎn)的距離內(nèi),2個(gè)燃料支板后獨(dú)立的高溫火焰區(qū)分別向燃燒室中心軸線擴(kuò)展,并最終在第一段燃燒室結(jié)束后實(shí)現(xiàn)匯合。在整個(gè)燃燒室下游形成連續(xù)的高溫火焰區(qū),較好地利用了燃燒室中心氣流中的氧氣成分。

(a) 大渦模擬瞬時(shí)溫度

(b) 時(shí)均化溫度分布圖11 燃燒室y/H=0.5和0.75截面上的溫度分布

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

使用框架機(jī)理和優(yōu)化的總包反應(yīng)對空氣來流Ma5.5的RBCC地面試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了非穩(wěn)態(tài)RANS數(shù)值模擬。圖18給出了溫度和CO的云圖分布。圖18中火箭出口的燃燒溫度,總包反應(yīng)比框架機(jī)理高出約100K,而CO組分分布相近。圖19給出了反應(yīng)中間組分OH的空間分布。因此,較優(yōu)的總包反應(yīng)可以合理的描述RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的壁面壓力、溫度和組分分布,而框架機(jī)理能夠給出中間產(chǎn)物的空間分布。在利用大渦模擬等手段開展深入的機(jī)理性燃燒研究時(shí),框架機(jī)理能夠較準(zhǔn)確的描述流場中的非平衡過程,如點(diǎn)火、熄火和火焰動(dòng)態(tài)傳播過程等。

在發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室中,剪切層內(nèi)外兩側(cè)的參數(shù)梯度與剪切層內(nèi)的化學(xué)反應(yīng)共同驅(qū)動(dòng)著反應(yīng)混合層的發(fā)展。伴隨著旋渦結(jié)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)和反應(yīng)混合層的生長,火焰面發(fā)生褶皺并且具有顯著的非定常特征。超聲速反應(yīng)混合層在細(xì)觀上表現(xiàn)出以旋渦運(yùn)動(dòng)為主導(dǎo)且受波系結(jié)構(gòu)影響的擬序運(yùn)動(dòng)特征和以內(nèi)外火焰面為主體且伴隨淬滅火焰洞的褶皺特征,在宏觀上表現(xiàn)出以反應(yīng)混合層為主體結(jié)構(gòu)的流場特征。

圖12 火焰空間結(jié)構(gòu)的發(fā)展歷程

圖13給出了燃燒室內(nèi)作為支板火箭射流和二次燃料煤油分解產(chǎn)物主要組分的CO的化學(xué)反應(yīng)速率(紅色)和質(zhì)量分?jǐn)?shù)(綠色),及其最終燃燒產(chǎn)物CO2的分布?？梢钥吹?CO的化學(xué)反應(yīng)主要集中在2個(gè)區(qū)域,一是支板火箭出口射流與來流空氣形成的反應(yīng)混合層內(nèi),二是燃料支板及其下游區(qū)域。支板火箭射流中CO組分的燃燒較為充分,在達(dá)到燃料支板前CO幾乎消耗完畢,同時(shí)釋放大量的熱,對二次燃料起到良好的點(diǎn)火效果。在燃料支板以后,煤油自噴出以后迅速霧化、蒸發(fā),受到上游支板火箭高溫燃?xì)獾募訜?、點(diǎn)火作用發(fā)生分解并燃燒。在分解產(chǎn)生大量CO的同時(shí),CO也在進(jìn)行著劇烈的化學(xué)反應(yīng)。燃料支板后,沿燃燒室流向CO含量減少,同時(shí)CO2的質(zhì)量分?jǐn)?shù)提高。

圖13 CO化學(xué)反應(yīng)速率(紅)、CO質(zhì)量分?jǐn)?shù)(綠)和CO2質(zhì)量分?jǐn)?shù)

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

刺玫果水提物的制備：用8倍體積的水浸泡過夜,回流1h，反復(fù)回流提取3次，合并濾液，濃縮，凍干成粉備用。刺玫果醇提物的制備：用8倍體積的濃度為70%醇回流提取刺玫果，回流1h，反復(fù)回流3次，合并濾液，濃縮，凍干成粉備用。

這兩個(gè)詞的釋義,從邏輯上看,不符合下定義的規(guī)則。出現(xiàn)了被定義項(xiàng)和定義項(xiàng)詞形相同的情況。從理據(jù)上看,借代的語義關(guān)聯(lián)不明顯。

圖14 氣態(tài)煤油分布(藍(lán))及其化學(xué)反應(yīng)速率(紅)

圖15給出了燃燒室內(nèi)以溫度著色的旋渦強(qiáng)度分布。可以看到,在亞聲速區(qū)段內(nèi)主要存在著3個(gè)顯著的強(qiáng)旋渦結(jié)構(gòu)區(qū),一是在支板火箭出口及其鄰近的下游位置,二是在燃料支板后鄰近的區(qū)域內(nèi),三是在燃燒室的兩級(jí)凹腔內(nèi)。由于在亞燃模態(tài)下,燃燒室壓力較高并且為兼顧RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)寬范圍、多模態(tài)工作,支板火箭使用了大擴(kuò)張比的噴管,導(dǎo)致燃燒室背壓前傳到達(dá)支板火箭噴管擴(kuò)張段內(nèi),在噴管擴(kuò)張段產(chǎn)生激波,引起流動(dòng)分離和局部回流等高度非穩(wěn)態(tài)擾動(dòng),使得支板火箭出口射流自身存在不穩(wěn)定性。支板火箭射流在噴管出口存在流通面積突擴(kuò),空氣來流在隔離段出口即中心支板尾端也存在流道面積突擴(kuò),都會(huì)造成大尺度旋渦脫落并形成局部回流等。此外,支板火箭出口射流與來流空氣之間存在很大的參數(shù)梯度,產(chǎn)生強(qiáng)烈的剪切作用,剪切層在往下游發(fā)展時(shí)破碎,進(jìn)一步促進(jìn)了大尺度旋渦結(jié)構(gòu)的生成。綜合以上因素,在支板火箭出口及其下游形成了燃燒室內(nèi)最強(qiáng)結(jié)構(gòu)的大尺度渦旋。燃料支板由于特殊流向渦結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì),人為地對氣流造成一定的擾動(dòng)并產(chǎn)生旋渦結(jié)構(gòu),以促進(jìn)二次燃料與來流燃?xì)獾膿交?提高燃燒效率。在凹腔內(nèi),由于剪切層不穩(wěn)定和局部回流等作用,也會(huì)產(chǎn)生大尺度的旋渦結(jié)構(gòu)。

圖15 以溫度著色的燃燒室旋渦強(qiáng)度分布

大尺度旋渦結(jié)構(gòu)在燃燒室內(nèi)的運(yùn)動(dòng),一方面給燃燒室內(nèi)的氣流參數(shù)帶來很大的擾動(dòng)并在適當(dāng)?shù)臈l件下與燃燒室的壓力振蕩相耦合,形成不穩(wěn)定的燃燒過程;另一方面又有效促進(jìn)了支板火箭射流與來流空氣、二次燃料與上游燃?xì)獾膿交臁⑷紵^程。即從宏觀的增強(qiáng)摻混效果、提高燃燒效率角度來講,必要的大尺度旋渦結(jié)構(gòu)是有利的;從微觀的氣流平穩(wěn)性和燃燒不穩(wěn)定特征來講,大尺度旋渦結(jié)構(gòu)的存在引發(fā)燃燒不穩(wěn)定問題的可能性。

3.4 發(fā)動(dòng)機(jī)工作條件下碳?xì)淙剂匣瘜W(xué)動(dòng)力學(xué)簡化

（3）主成分分析和相關(guān)系分析結(jié)果表明，草海主要污染物為Cd、Cr、Zn和Hg，且具有同源性，其中土法煉鋅是主要的污染原因，盡管已經(jīng)關(guān)閉了土法煉鋅，但其污染物仍對草海具有嚴(yán)重的生態(tài)危害。

發(fā)動(dòng)機(jī)工作條件下燃料的混合與燃燒是一個(gè)強(qiáng)烈受控于化學(xué)動(dòng)力學(xué)的湍流、燃燒過程。為了縮短發(fā)動(dòng)機(jī)的研制周期和費(fèi)用、優(yōu)化燃燒室部件及預(yù)測重要的燃燒產(chǎn)物,需要精確模擬這些化學(xué)動(dòng)力學(xué)過程[56]。然而對于碳?xì)淙剂嫌绕涫敲河蛣?dòng)力學(xué)過程的認(rèn)識(shí)仍有待深入。煤油是包含多種成分的復(fù)雜混合物,通常使用單一分子式來代替,如C10H16[57]、C10H22[58]、C12H26[59]等。這些煤油替代物的詳細(xì)動(dòng)力學(xué)模型都涉及較多的組分和基元反應(yīng),如表3所示。

圖14給出了燃料支板后氣態(tài)煤油的質(zhì)量分?jǐn)?shù)和化學(xué)反應(yīng)速率分布。液態(tài)煤油自燃料支板噴出后迅速霧化、蒸發(fā),產(chǎn)生大量煤油蒸氣。氣態(tài)煤油與上游高溫燃?xì)鈸交斓耐瑫r(shí)在外圍剪切層內(nèi)發(fā)生劇烈燃燒,釋放大量的熱。在燃料支板后鄰近的下游區(qū)域,由于局部富燃導(dǎo)致氣態(tài)煤油燃燒不充分,燃燒后的主要產(chǎn)物仍含有大量的可燃成分,氣流在繼續(xù)往下游發(fā)展的過程中進(jìn)一步燃燒并釋放熱量。煤油質(zhì)量分?jǐn)?shù)及其化學(xué)反應(yīng)速率空間分布的不均勻性反映了燃燒室內(nèi)氣流參數(shù)的高度湍流化及主要放熱位置固有的脈動(dòng)性。

表3 常用煤油替代物的組分?jǐn)?shù)與反應(yīng)步數(shù)Table 3 The amount of species and reaction steps in generally used kerosene surrogate fuels

受到目前計(jì)算機(jī)發(fā)展的限制,詳細(xì)化學(xué)動(dòng)力學(xué)模型無法直接應(yīng)用于數(shù)值模擬,因此需要對詳細(xì)機(jī)理進(jìn)行簡化。碳?xì)淙剂匣瘜W(xué)動(dòng)力學(xué)的簡化研究主要集中在2方面：一是將燃燒過程寫成總包反應(yīng)的形式,多用于工程應(yīng)用[60]?？偘磻?yīng)具有組分和化學(xué)反應(yīng)步數(shù)較少、計(jì)算快、便于工程應(yīng)用的優(yōu)勢,可以粗略地反映流場中的組分、溫度和釋熱分布。但總包反應(yīng)中的3個(gè)參數(shù)是經(jīng)驗(yàn)參數(shù),且其適用范圍有限,因此需要針對具體的工況選擇適合的總包反應(yīng)。另一種方法是對詳細(xì)的化學(xué)動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行簡化,獲得組分和化學(xué)反應(yīng)適中的半詳細(xì)框架機(jī)理模型[61]。這一類動(dòng)力學(xué)模型能夠較準(zhǔn)確地描述裂解、點(diǎn)火、火焰?zhèn)鞑ズ拖ɑ鸬确瞧胶膺^程,可詳細(xì)地描述流場中的多種組分、溫度和釋熱分布等。但是,由于其組分和反應(yīng)步數(shù)相比于總包反應(yīng)仍較多,因此需要較多的計(jì)算資源。

針對RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的工作條件和特點(diǎn)(當(dāng)量比：0.5～2.0,溫度：1200～3000K,壓力：1×105～5×105Pa),對煤油化學(xué)動(dòng)力學(xué)模型的簡化開展研究。在RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)中,由于燃料的滯留時(shí)間為毫秒量級(jí),為了保證燃燒能夠順利穩(wěn)定的進(jìn)行,在簡化過程中首先需要考慮的問題就是煤油的點(diǎn)火延遲時(shí)間。參考文獻(xiàn)[62]中的方法,對現(xiàn)有煤油的總包反應(yīng)進(jìn)行了優(yōu)化,獲得了適用于RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)工作條件的3步總包反應(yīng),見表4;利用關(guān)系圖法(DRG)和基于重要性指數(shù)的反應(yīng)移除法(CSP)[63],對煤油替代物C10H22的詳細(xì)化學(xué)動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行了簡化,獲得了適用于RBCC數(shù)值模擬的框架機(jī)理(41組分、132反應(yīng)步),能夠描述燃燒的非平衡過程,為研究RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的詳細(xì)燃燒過程提供基礎(chǔ)。采用Chemkin-II開源程序[64],對3步總包反應(yīng)[66]、12步總包反應(yīng)[67]、本文優(yōu)化的3步總包反應(yīng)、框架機(jī)理和詳細(xì)化學(xué)動(dòng)力學(xué)機(jī)理進(jìn)行了對比。圖16給出了點(diǎn)火延遲時(shí)間、組分分布和溫度的對比結(jié)果?？梢钥吹?優(yōu)化后的總包反應(yīng)相比原來的總包反應(yīng)誤差更小,尤其是對點(diǎn)火延遲時(shí)間的預(yù)測更為準(zhǔn)確;框架機(jī)理與詳細(xì)機(jī)理的誤差總體最小。

表4 優(yōu)化的煤油3步總包反應(yīng)(單位：mol, cal, cm, K, s)Table 4 The optimized kerosene 3-step global reaction (Units: mol, cal, cm, K, s)

圖16 總包反應(yīng)與詳細(xì)動(dòng)力學(xué)模型的對比

為了驗(yàn)證優(yōu)化后總包反應(yīng)的準(zhǔn)確性,對本實(shí)驗(yàn)室地面模擬飛行馬赫數(shù)5.5條件下關(guān)閉支板火箭、無凹腔、在隔離段和燃料支板進(jìn)行煤油噴注的RBCC實(shí)驗(yàn)狀態(tài)進(jìn)行了數(shù)值模擬，邊界條件如表5所示。基于開放源代碼軟件平臺(tái)OpenFOAM,采用非穩(wěn)態(tài)RANS方法,基于部分預(yù)混攪拌反應(yīng)器亞格子燃燒模型(PaSR,Partially Stirred Reactor)[68]進(jìn)行了計(jì)算。圖17給出了壁面壓力測試數(shù)據(jù)的對比?？梢钥吹?在此工況下總包反應(yīng)點(diǎn)火延遲時(shí)間的準(zhǔn)確性尤為重要。未優(yōu)化的總包反應(yīng)點(diǎn)火延遲時(shí)間較短,在隔離段內(nèi)煤油迅速燃燒產(chǎn)生CO,其壁面壓力上升段較為靠前,且未優(yōu)化的總包反應(yīng)燃燒溫度偏高。

學(xué)生在課文有趣的情境當(dāng)中理解了詞語的意思，體會(huì)到了激蕩于語言文字中的情感，并能將其朗讀到位，這時(shí)學(xué)生的興致是高的，在學(xué)習(xí)興趣很濃的氛圍下學(xué)寫字，肯定是用心寫的，比起單純地花一節(jié)課寫字的效果要好。

表5 模擬飛行Ma5.5的RBCC地面試驗(yàn)來流條件Table 5 Inflow conditions of RBCC ground test experiment simulating flight Mach number 5.5

圖17 沿流道的壁面壓力分布對比

對比大渦模擬瞬態(tài)結(jié)果與時(shí)均化結(jié)果可以發(fā)現(xiàn),大渦模擬較好地捕捉到了燃燒室內(nèi)的非穩(wěn)態(tài)過程,如支板火箭出口射流的擺動(dòng)、燃料支板后因旋渦脫落和剪切層不穩(wěn)定而導(dǎo)致的局部火焰扭曲和凹腔內(nèi)氣流參數(shù)的局部不均勻性等。從二者的對比中還可以看到,在第二級(jí)凹腔以后,由于劇烈的燃燒釋熱、旋渦耗散和熱力喉道的存在,氣流表現(xiàn)出明顯的均勻化趨勢。該區(qū)域內(nèi)較大尺度的旋渦結(jié)構(gòu)不再明顯,與時(shí)均化結(jié)果差異較小。由此可以發(fā)現(xiàn),在主放熱區(qū)域內(nèi)呈現(xiàn)出顯著的動(dòng)態(tài)特征,大尺度的旋渦結(jié)構(gòu)和火焰鋒面在空間上表現(xiàn)出明顯的扭曲和變形,對煤油的霧化、蒸發(fā)及放熱率的空間分布都有較強(qiáng)的影響,與雷諾時(shí)均結(jié)果具有較大差異。圖11的另一個(gè)特點(diǎn)是支板火箭射流表現(xiàn)出一定的擺動(dòng)特征,即使取一段時(shí)間內(nèi)的平均值如圖11(b)所示,火箭射流也一定程度的偏向于噴管的某一側(cè),顯示了其自身所具有的不穩(wěn)定性。

圖18 溫度和組分分布

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

圖19 框架機(jī)理預(yù)測的OH組分分布

4 RBCC燃燒流場后續(xù)研究內(nèi)容

針對空氣來流亞聲速-火箭射流超聲速的RBCC典型亞燃模態(tài)地面直連試驗(yàn)狀態(tài),開展了大渦模擬計(jì)算。圖8給出了燃燒室內(nèi)的火焰指數(shù)分布?？梢钥吹?從入口到出口的整個(gè)燃燒室可以分為3個(gè)性質(zhì)迥異的區(qū)域：(1)從支板火箭出口射流與來流空氣形成的反應(yīng)剪切層至燃料支板沿軸線下游位置處,以預(yù)混燃燒模式占主導(dǎo);(2)支板火箭核心射流所占據(jù)的區(qū)域內(nèi)幾乎沒有燃燒過程的發(fā)生;(3)在凹腔及其以后的絕大部分中心燃燒區(qū)域內(nèi)處于非預(yù)混燃燒模式。下面簡析其原因。由于支板火箭的射流溫度較高,其成分以可燃燃?xì)鉃橹?含有大量的活性基團(tuán),具有很強(qiáng)的反應(yīng)活性。當(dāng)火箭射流與來流空氣通過剪切層摻混時(shí)迅速發(fā)生反應(yīng),兩股氣流在高溫下既具有較高的組分?jǐn)U散速率,又具有較高的化學(xué)反應(yīng)活性,實(shí)現(xiàn)了快速反應(yīng),因而主要表現(xiàn)為預(yù)混燃燒模式。而支板火箭射流高度富燃,在其核心射流內(nèi)由于沒有氧氣的有效卷入而不能發(fā)生劇烈的化學(xué)反應(yīng),表現(xiàn)為無燃燒反應(yīng)進(jìn)行的狀態(tài)。在凹腔及以后的區(qū)域,主要進(jìn)行的是煤油及其分解產(chǎn)物的化學(xué)反應(yīng)。由于液態(tài)煤油相比于高溫燃?xì)獾臏囟群艿?而其蒸發(fā)、霧化過程又需要吸收大量的熱,且其時(shí)間尺度要遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于高溫下化學(xué)反應(yīng)所需要的時(shí)間尺度,同時(shí)煤油屬于大分子碳?xì)浠衔?化學(xué)反應(yīng)速率受其分解速率、摻混速率的影響很大,因而表現(xiàn)出顯著的非預(yù)混燃燒特征。

發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室為實(shí)現(xiàn)功能轉(zhuǎn)換提供了空間,反應(yīng)混合層是燃燒室內(nèi)典型的燃燒流動(dòng)結(jié)構(gòu),其生長特性對于獲取火焰的有效作用邊界、優(yōu)化燃燒室長度等具有重要作用。超聲速反應(yīng)混合層的生長過程實(shí)質(zhì)上是高速條件下伴有化學(xué)反應(yīng)的湍流發(fā)展過程,其可壓縮性、生長厚度和生長速率受到旋渦結(jié)構(gòu)、波系結(jié)構(gòu)、燃燒釋熱等多物理、多參數(shù)的共同作用。

目前對于沒有化學(xué)反應(yīng)的混合層生長過程的認(rèn)識(shí)比較深入,但是對于伴有復(fù)雜波系結(jié)構(gòu)和燃燒釋熱的反應(yīng)混合層的研究尚不系統(tǒng),對其生長過程多采用定性描述,缺少量化指標(biāo)和可預(yù)測模型。用于表征可壓縮性的對流馬赫數(shù)會(huì)受流道內(nèi)復(fù)雜波系結(jié)構(gòu)和燃燒釋熱的影響而成為空間函數(shù),初始對流馬赫數(shù)無法全面描述反應(yīng)混合層的生長特征,需要對反應(yīng)混合層發(fā)展過程中可壓縮性的時(shí)空演化做詳細(xì)討論。后續(xù)研究工作的重點(diǎn)在于分析可壓縮性、激波結(jié)構(gòu)以及燃燒釋熱對于超聲速反應(yīng)混合層生長厚度和生長速率的影響,獲得反應(yīng)混合層生長厚度和生長速率沿流動(dòng)方向的空間分布,并通過生長速率對不同的生長階段進(jìn)行劃分,建立能夠表征反應(yīng)混合層生長過程的預(yù)測模型,從而實(shí)現(xiàn)對受限空間內(nèi)超聲速反應(yīng)混合層生長特性的評(píng)估。

以高溫、高速、富燃、變工況的RBCC超聲速射流火焰為切入點(diǎn),對受限空間內(nèi)超聲速反應(yīng)混合層開展細(xì)致、深入、系統(tǒng)的研究,建立可壓縮性、波系結(jié)構(gòu)、燃燒釋熱共同作用下的反應(yīng)混合層生長模型和評(píng)估方法,分析激波結(jié)構(gòu)對于反應(yīng)混合層發(fā)展、燃燒模式演化的影響及耦合關(guān)系,并探索調(diào)控超聲速反應(yīng)混合層生長的方法,能夠促進(jìn)對受限空間內(nèi)復(fù)雜波系作用條件下高速湍流燃燒組織過程的認(rèn)識(shí),為新型動(dòng)力裝置發(fā)展過程中需要突破的受限空間內(nèi)的可控燃燒和能量優(yōu)化管理等問題提供理論支撐和研究方法,具有重要的科學(xué)意義和應(yīng)用價(jià)值。

4.2 復(fù)雜流動(dòng)燃燒過程的不確定性研究

火箭沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)存在復(fù)雜的亞、跨、超及強(qiáng)剪切流動(dòng)。隨著來流馬赫數(shù)的變化和飛行姿態(tài)的調(diào)整,來流空氣狀態(tài)與燃燒室入口流動(dòng)條件將發(fā)生劇烈的改變,燃燒過程與波系運(yùn)動(dòng)和復(fù)雜湍流強(qiáng)烈耦合,使得組合發(fā)動(dòng)機(jī)的內(nèi)流場始終處于強(qiáng)非定常狀態(tài),火焰?zhèn)鞑ヅc熱釋放過程呈現(xiàn)出強(qiáng)烈的不確定性。RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒過程呈現(xiàn)出的高度非穩(wěn)態(tài)性、燃燒多分區(qū)性與燃燒多尺度性使得發(fā)動(dòng)機(jī)在寬來流馬赫數(shù)條件下的點(diǎn)火、火焰穩(wěn)定與高效燃燒變得十分困難。為此需要尋求冗余穩(wěn)健的燃燒組織方式和火焰穩(wěn)定技術(shù),同時(shí)需要對發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)具有不確定性的復(fù)雜流動(dòng)燃燒過程開展深入詳細(xì)的研究,確定發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定工作邊界,為進(jìn)一步優(yōu)化燃燒室設(shè)計(jì)、組織穩(wěn)定高效燃燒、控制燃燒釋熱規(guī)律提供有效支撐。

4.3 復(fù)雜碳?xì)淙剂系臋C(jī)理簡化及加速算法研究

通過一系列細(xì)微的環(huán)節(jié)、措施，患者手術(shù)體驗(yàn)大為改觀，康復(fù)時(shí)間大大縮短，平均住院日下降，患者花費(fèi)降低，醫(yī)保費(fèi)用跟著降低，形成多方共贏的局面。

火箭沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)的燃燒是一個(gè)強(qiáng)烈受控于化學(xué)動(dòng)力學(xué)的過程,涉及到煤油的霧化、裂解和燃燒過程。因此,化學(xué)動(dòng)力學(xué)機(jī)理在火箭沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的數(shù)值模擬中尤其重要。煤油的種類繁多、成分復(fù)雜,且缺少國產(chǎn)煤油點(diǎn)火特性等的相關(guān)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)。為了準(zhǔn)確模擬國產(chǎn)煤油燃料的燃燒過程,需要深入研究其燃燒性能,設(shè)計(jì)可測量發(fā)動(dòng)機(jī)工況下國產(chǎn)煤油點(diǎn)火延遲時(shí)間的實(shí)驗(yàn)裝置。對煤油燃料的簡化動(dòng)力學(xué)機(jī)理進(jìn)行修正,獲得適用于國產(chǎn)煤油數(shù)值模擬的化學(xué)動(dòng)力學(xué)機(jī)理,為后續(xù)研究發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)不同煤油的燃燒過程提供支持。

框架機(jī)理能夠較準(zhǔn)確地描述燃料的非平衡過程,這是其最顯著的優(yōu)點(diǎn)。但是其涉及的組分仍然較多,在工程應(yīng)用上不宜大量推廣應(yīng)用。為了提高火箭沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室數(shù)值模擬中使用框架機(jī)理的計(jì)算速度,需要探索框架機(jī)理在數(shù)值模擬中的加速算法,解決框架機(jī)理在數(shù)值模擬中難以大量推廣的難題。

5 結(jié) 論

(1) 火箭沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)將大推重比的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)與高比沖的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)集成在同一流道。燃燒室內(nèi)具有亞聲速、跨聲速和超聲速流動(dòng)相混合的流場結(jié)構(gòu),亞聲速燃燒和超聲速燃燒同時(shí)發(fā)生、分區(qū)進(jìn)行的燃燒組織方式。

(2) 受限空間中的復(fù)雜波系結(jié)構(gòu)使得燃料射流與空氣來流之間的對流馬赫數(shù)沿流道迅速降低,從而減弱超聲速反應(yīng)混合層的可壓縮性,提高其生長速率;激波與剪切層的相互作用能夠誘導(dǎo)形成渦量增益,強(qiáng)化流體微團(tuán)的旋渦運(yùn)動(dòng),促進(jìn)燃料與氧化劑之間細(xì)觀尺度的摻混燃燒。

(3) 燃燒室中的釋熱過程由多種燃燒模式共同驅(qū)動(dòng),預(yù)混燃燒模式釋熱分布起到重要作用,對燃燒室的點(diǎn)火與火焰穩(wěn)定起重要作用。改善二次燃料的非預(yù)混燃燒組織形式,有助于提高總體燃燒效率。

(4) 火箭射流、中心支板和凹腔火焰穩(wěn)定器等部件的存在,對流場參數(shù)造成擾動(dòng),導(dǎo)致非穩(wěn)態(tài)流動(dòng)、摻混與燃燒過程的形成,燃燒流場表現(xiàn)出顯著的動(dòng)態(tài)特性。湍流燃燒固有的非穩(wěn)態(tài)性、大尺度旋渦運(yùn)動(dòng)與RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)流道結(jié)構(gòu)和工作參數(shù)相耦合,顯著地影響了燃燒過程。

(5) 對碳?xì)淙剂戏磻?yīng)機(jī)理簡化獲得的3步煤油總包反應(yīng)可以合理地描述RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)工作條件下主要組分、溫度和壓力分布,便于工程計(jì)算應(yīng)用。碳?xì)淙剂系脑敿?xì)化學(xué)反應(yīng)動(dòng)力學(xué)機(jī)理規(guī)模不斷增大,不適用于工程應(yīng)用,因此需要對詳細(xì)機(jī)理進(jìn)行簡化,本文簡化獲得的C10H22煤油替代物的框架反應(yīng)機(jī)理,可以給出中間產(chǎn)物的分布。在利用大渦模擬等手段開展深入的機(jī)理性燃燒研究時(shí),框架機(jī)理能夠較準(zhǔn)確地描述流場中的非平衡過程,如點(diǎn)火、熄火和火焰動(dòng)態(tài)傳播過程等。

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(編輯：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

國家自然科學(xué)基金項(xiàng)目(91541110)

HeGQ,QinF,WeiXG,etal.Investigationofseveralfundamentalcombustionproblemsinrocket-basedcombined-cycleengines.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2016, 30(1): 1-14,27. 何國強(qiáng), 秦 飛, 魏祥庚, 等. 火箭沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)中若干基礎(chǔ)燃燒問題研究. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2016, 30(1): 1-14,27.

V438

A

何國強(qiáng)(1962-)，男，浙江寧波人，教授，博士生導(dǎo)師。研究方向：火箭發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)，火箭沖壓組合推進(jìn)技術(shù)。通信地址：西安市西北工業(yè)大學(xué)164信箱(710072)。E-mail: gqhe@nwpu.edu.cn

*通信作者 E-mail: qinfei@nwpu.edu.cn