基于斜坡和波纹壁的超声速混合增强技术研究进展

摘要：      随着超燃冲压发动机技术的飞速发展， 对在燃烧室内驻留时间极短的燃料射流与超声速空气来流的充分掺混与高效燃烧的要求越来越高， 为解决上述问题， 需要研究出一套稳定、 高效的喷注方案， 因此， 超声速燃料的混合增强策略逐渐成为国内外航空航天学者的研究热点。 混合增强方法按照机理分为被动混合增强和主动混合增强。 本文主要针对被动混合增强方法中的斜坡和波纹壁激波发生器， 分别梳理总结了其促进混合增强的原理和特点， 并对斜坡和波纹壁组合混合增强技术的研究进展进行了概述， 最后对各种混合增强方式的未来发展趋势进行了展望。

关键词：     超燃冲压发动机；  混合增强；  激波；  斜坡喷注器；  波纹壁

中图分类号：      TJ760；  V211    文章编号：     1673-5048（2023）04-0106-09

文献标识码：    A    DOI： 10.12132/ISSN.1673-5048.2023.0019

0引言

高超声速飞行器减少了远距离运输的时间和成本， 对国家安全和全球快速打击具有重要战略意义［1］。 因此， 各国航空航天学者致力于超声速/高超声速飞行器发动机的研究， 以优化飞行器的性能并降低其成本。 超燃冲压发动机是超声速/高超声速飞行器各部件的核心， 在飞行器的飞行中起到重要作用［2-6］。 该发动机具有结构简单、 成本低、 重量轻、 速度快、 单位推力高和无需携带额外氧化剂等优点， 使其一直是航空航天领域的研究热点［7-10］。 气体在超燃冲压发动机燃烧室中以超声速状态流动， 驻留时间仅为毫秒量级［11］。 在如此短的时间内要完成超声速自由来流与燃料射流的充分掺混和稳定燃烧， 高效的燃料喷射技术和射流混合方法成为该领域研究者们急需解决的关键性问题。

混合增强方法按其机理分为被动混合增强和主动混合增强［12］。 被动混合增强主要利用不同射流方式或燃烧室构型诱发出轴向涡结构促进燃料的有效掺混， 而主动混合增强主要通过激发流动不稳定性增强涡的流动和破碎来提高混合效率［13］。 常见的被动混合增强方法包括支板［14-16］、 斜坡［17-19］、 凹腔［20-23］、 塔桥［24-26］、 涡流发生器［27- 28］、 后向台阶［29-30］和波纹壁［31-33］等， 壁面横向射流是最传统的被动混合增强方法。 而主要的主动混合增强方法有脉冲射流［31-33］等。 斜坡喷注器是被动混合增强方法的一种， 在燃烧室内形成了一对稳定的流向驻涡， 实现了燃料射流和来流的有效掺混。 特别是在高速来流条件下， 燃料射流经过斜坡喷注器能近似与主流平行， 有效减小了压力损失， 提高了推进效率［34-35］。 波纹壁激波发生器是一种可能的推迟边界层转捩的被动控制方法， 具有较强的应用前景。 其在燃料射流上游形成激波， 增强了涡的运动和破碎， 激发了流动不稳定性， 也提高了混合效率。 图1给出了该激波发生器的基本模型。 正弦波的存在使燃料射流的上游产生了两种不同的激波， 第一个激波是弓形激波， 由超声速自由来流与第一表面波的相互作用而产生；  第二个激波是分离激波， 其位置和角度随着入口速度和波纹壁的轮廓而变化。

本文选择了被动混合增强方法中的斜坡和波纹壁进行研究， 总结了国内外研究现状和混合增强原理。 此外，还分析了斜坡和波纹壁组合混合增强技术的研究进展。 最后对三种混合增强方法的发展前景提出了展望。

1斜坡混合增强技术

1.1物理斜坡喷注器

斜坡喷注器在超声速流场中起到混合增强和火焰稳定一体化作用。 其基本构型分为四类：  膨胀式、 压缩式、 压缩膨胀式和悬臂梁式， 每类又可细分为有后掠和无后掠两种结构， 三种常见斜坡的基本结构如图2所示。  斜坡的混合增强机理主要体现在：  斜坡的边缘可产生脱落涡， 底部能分离流动形成回流区；  燃烧室对面室壁把斜坡产生的激波反射到燃料涡的结构上， 使燃料涡发生破裂；  超声速来流流经斜坡后会在下游产生反向旋转的流向涡对， 这对流向涡对恰好卷吸了由斜坡底部喷出的且位于漩涡中心的燃料， 致使来流与射流强烈混合；  斜坡产生的激波与燃料柱相交可能会产生斜压扭矩， 从而诱生了附加的流向涡。 在高速来流条件下， 斜坡喷注器不仅提高了混合效率， 还有效减小了压力损失， 其提供的燃料射流几乎与主流相平行， 极大地提高了推进效率。

美国兰利研究中心［36］系统研究了压缩型、 膨胀型、 有后掠式和无后掠式这四类斜坡的混合增强效果、 燃烧效率以及自燃能力。 AbdelSalam等［37-38］使用CFD仿真软件Fluent进行数值模拟， 研究结果表明混合速率会随着来流马赫数的增大而减小， 随着斜坡后掠角的增大而增大。 Hartfield等［39］研究了后掠式斜坡， 研究结果表明斜坡产生的流向涡在近场混合中起关键性作用， 而湍流对斜坡下游的混合增强起主导作用。 图3为燃料射流在马赫数为2.9时的摩尔分数分布图。 Fox等［40］运用自由活塞激波风洞对平板型、 城堡型、 后掠压缩-膨胀斜坡和非后掠压缩-膨胀斜坡的混合增强性能展开了研究，

研究结果表明混合效率由斜坡所诱导的流向涡强度和结构决定。 吴海燕等［41］分别对所设计的膨胀型和压缩型斜坡的实验件进行了纹影、 火焰传播和油流谱实验， 斜坡激波间相互作用、 后压力分布及流向涡卷起过程的数值模拟结果与实验结果的对比是一致的， 研究发现所设计的压缩型斜坡无自燃特性， 随着燃料当量比的下降， 膨胀型斜坡的自燃方式由斜坡后压缩波点火变成类凹腔后缘激波点火。 根据图4给出的膨胀斜坡油流谱实验照片可得， 位于安装台阶处的类凹腔结构产生的低速回流区延长了燃料的驻留时间， 促进了燃料的充分掺混和燃烧。

1.2气动斜坡喷注器

物理斜坡应用的流向涡增强技术要侵入主流， 所以较大的总压损失和阻力、 表面过高的热负荷、 混合增强效果及火焰稳定程度对几何结构的高度依赖是斜坡喷注器面临的三大主要难题。 由此， 国内外学者就改善斜坡喷注器的性能展开了广泛研究。 通过合理安排壁面上多个喷孔位置以及各喷孔不同的喷射角度使燃料喷流相互作用抬升了主流， 从而形成类似于物理斜坡的气动斜坡。 没有侵入主流的物理结构的气动斜坡同样能为燃料射流提供一对流向涡， 促进了燃料和来流的高效混合， 同时避免了较大的总压损失。

目前， 国外对气动斜坡喷注器和气动斜坡凹腔一体化结构的混合燃烧特性进行了广泛而系统性的研究。 Schetz等［42］把减少燃料射流总压损失和热量耗散的喷注方案定义为气动斜坡， 并给出了一种气动斜坡的具体结构布局。 Maddalena等［43］在自由来流马赫数为4的条件下， 研究了四孔气动斜坡， 扩大了气动斜坡的作用范围。 图5～6分别为四孔气动斜坡和单孔喷油器的氦气质量分数轮廓。 Cox等［44-45］为使气动斜坡获得最佳的混合效果和最小的总压损失， 对其空间布局和结构参数进行系统性的研究和优化， 结果表明， 多排不同角度的喷嘴阵列在来流马赫数为3的流场下游形成了流向涡结构， 此时燃料的横向扩散能力比单孔倾斜射流和后掠斜坡更强。 Mathur等［46］通过数值模拟和地面试验的方式将所设计的九孔气动斜坡凹腔一体化火焰稳定器与多喷孔凹腔进行对比， 研究发现气动斜坡凹腔一体化设计明显减小了总压损失。 Jacobsen等［47-50］在来流马赫数为2.4的流场中， 将所设计的四孔喷注气动斜坡与单孔喷注进行对比， 研究结果表明在穿透度和总压损失方面， 气动斜坡与单孔喷注差别不大， 但气动斜坡的混合增强效果明显优于单孔喷注。 Fuller等［53-54］对物理斜坡和气动斜坡性能对比的研究表明， 在来流马赫数为2的条件下， 气动斜坡的近场混合效果更强， 远场混合效果不及物理斜坡， 但其远场混合效果随着燃料喷流动量的增大逐渐接近物理斜坡。 所以合理地设计气动斜坡可以达到与物理斜坡相同的混合增强效果， 同时规避了超声速燃烧室侵入主流的结构带来的不利影响。 Anderson等［55］设计了一款简单的两孔气动斜坡并首次在气动斜坡中喷注了液体燃料， 这是与以往研究不同的创新性成果。 图7显示了该液体气动斜坡在马赫数为2.4时的流量可视化效果。

吴海燕等［56］运用大涡模拟（LES）方法对9喷嘴阵列的气动斜坡在超声速流场中的混合燃烧特性进行数值模拟， 纹影和油流谱的实验结果表明， 喷嘴阵列形成的一对反向流向涡， 极大地促进了燃料和来流的有效掺混， 并在斜坡中间卷吸形成局部亚声速区， 此区域延长了燃料的驻留时间， 从而起到良好的混合增强效果。 与此同时， 喷流产生的剪切层在燃烧过程中被抬升， 促进了混合增强。 喷流造成的激波损失随着喷注角度的增大而变小， 从而总压损失也变小。 宋冈霖等［57］设计出一款基于气动斜坡的双燃烧室超燃冲压发动机， 并在直连式试验台上进行燃烧实验。 主燃烧室采用气动斜坡喷注， 在气动斜坡喷嘴下游布置小型燃气发生器作为亚燃燃烧室， 96%左右的超声速空气来流被分流后进入主燃烧室， 4%左右增压后进入亚燃燃烧室。 试验结果表明， 该方案下的碳氢燃料在大范围当量比内是高效稳定燃烧的。 使用气动斜坡对此燃烧室采用分布式喷注， 在模型的不同分段分别注入燃料， 在避免溢流的情况下， 将会大幅度提高发动机的推力。 闫明磊等［58］把燃料的喷射、 掺混、 燃烧、 火焰稳定进行一体化研究， 设计出一款气动斜坡/燃气发生器组合的燃料混合增强喷注方案， 如图8所示。 采用地面试验和数值模拟相结合的方法对该模型进行了一系列冷式和热式试验， 并模拟了其流动和燃烧特性。 研究结果表明， 混合效率较低的单独气动斜坡结构， 直喷式燃气发生器在促进燃料与主流的高效掺混中起关键性作用。 壁面摩擦导致总压损失， 气动斜坡和燃气发生器的总压损失相对较小。 燃气发生器不仅可以用于点火， 还可以稳焰和助燃。

2波纹壁混合增强技术

在横向射流流场中常常引进正弦波纹壁来促进燃料的有效掺混， Gerdroodbary等［31］运用计算流体力学方法数值模拟了上游正弦波纹壁对下游超声速氢燃料单孔横向射流混合速率的影响， 研究结果表明在波纹壁波动幅度较大的情况下， 随着自由来流马赫数的增大， 波纹壁对燃料射流混合增强的作用愈发明显， 并在射流上游产生了较大回流区， 使燃料集中分布在上游。 图9显示了入口马赫数对氢气质量分数的影响， 当自由来流马赫数从2增加到4时， 燃料混合效率提高了35%以上。 此外， 正弦壁面对燃料混合效率的影响随着射流压比的增大而逐渐减小。 因为高喷射压比下， 较大的燃料动量减弱了分离激波对燃料射流的影响。

Manh等［32］运用数值模拟方法在超声速自由来流马赫数为4的条件下， 模拟了上游波纹壁面对下游氢交叉射流流场结构和燃料扩散的影响， 揭示了波纹壁面的波动幅度和射流总压对下游混合速率的影响。 波纹壁面产生了两个激波：  弓形激波和分离激波。 如图10所示， 当波纹壁的波动幅度较低时， 第一次激波（弓形激波）的角度较低， 第二次分离激波产生在射流附近， 当波纹壁的波动幅度增大时， 第一次激波增强， 两个激波的角度都更高， 从而提高了混合速率。 随着燃料压比的降低， 波纹壁对燃料掺混的影响愈发明显。 如图11所示， 当PR=0.1时， 随着波纹壁波动幅度的增大， 喷孔附近的循环功率增大， 燃料更容易沿垂直方向移动， 降低了射流平面上的氢浓度， 从而增大了其他方向上的燃料浓度。 大波动幅度正弦壁的存在使混合率提高到35%。

Li等［33］采用计算流体力学方法研究了上游同波动幅度下， 不同波数正弦波纹壁对下游燃料射流混合速率的影响。 通过比较不同情况下的混合区， 重点分析了正弦波纹波数对超声速主流和氢燃料射流流动结构和流线型的作用， 同时研究了总喷射压力对流动特性的影响。 图12展示了PR=0.1时， 不同波数的正弦波纹壁面混合区的流型和轮廓。 研究结果表明随着波数的增加， 混合区逐渐向上游偏移， 同时氢射流的高度明显增加， 使燃料在对称平面上的质量浓度下降， 从而促进了燃料射流在跨度方向的混合增强。 当射流总压增大时， 正弦壁对燃料混合增强的作用逐渐减小。 通过比较不同模型的混合速率， 该研究中波数最大的波纹壁较普通平面的混合速率提高了25%以上。