低飞行马赫数下，采用两级燃料喷射方式的超燃冲压发动机模型燃烧室的压力分布与火焰行为研究

《Acta Astronautica》：Pressure Profiles and Flame Behaviors of a Scramjet Model Combustor with Two-stage Fuel Injection for Low Flight Mach Numbers

两阶段燃料喷射通过双腔体火焰保持器显著改善燃烧效率与非启动特性，二次喷射产生斜激波增强下游混合，OH化学发光显示两腔独立稳定燃烧，且二次火焰稳定性优于首次。

　　

Kei Norimatsu|Noriko Katsumura|Satoshi Nishiura|Taku Kudo|Akihiro Hayakawa

日本东北大学流体科学研究所

摘要

本研究采用了一种包含双腔火焰稳定器和燃烧气体喷射火炬的Scramjet模型燃烧室，以探讨两阶段喷射对压力分布和火焰行为的影响。实验在低马赫数条件下进行，燃烧气体喷射火炬用于燃料点火。对于第一阶段和第二阶段的燃料，质量流量进行了调整，而总质量流量分别保持在2.5克/秒和3.5克/秒。阴影图显示，由于主流燃料喷射与第二阶段燃料喷射之间的相互作用，在下游腔体的前缘产生了斜激波。压力分布表明，两阶段喷射提高了燃烧效率和抗失速特性。此外，即使第一阶段燃料流量增加，在相同的第二阶段燃料流量下，第二阶段燃料喷射后的压力上升仍然相当。高速OH化学发光图像显示，第一阶段燃料的火焰点燃了第二阶段燃料。这种点火现象是由于第二阶段燃料喷射与第一阶段燃料燃烧产生的高温气体发生碰撞所致。随后，火焰在各自的腔体内独立稳定。相比之下，第一阶段燃料在上游腔体的前缘点燃。由于上游腔体内发生了较大的流动分离，这种点火过程取得了合理的结果。此外，还观察到了再点火现象，例如第二阶段火焰重新点燃了第一阶段燃料。OH化学发光强度的标准差表明，第二阶段火焰比第一阶段火焰更稳定。这意味着两阶段喷射可能提高火焰稳定性能。总之，两阶段喷射可以提高燃烧效率和抗失速特性，并可能增强火焰稳定性。

引言

Scramjet发动机能够在高超音速飞行条件下运行，预计将应用于航天飞机和高超音速运输。实际的高超音速飞机必须在广泛的马赫数范围内运行。因此，结合Scramjet和涡轮喷气发动机的涡轮基联合循环（TBCC）发动机[1]、[2]、[3]被认为是一个可行的解决方案。TBCC根据飞行马赫数切换不同的发动机。然而，涡轮喷气发动机在马赫数超过约3时面临运行挑战。因此，要实现能够广泛运行的高超音速飞机，需要扩展涡轮喷气发动机和Scramjet发动机的运行范围。关于扩展涡轮喷气发动机的运行范围，一种解决方案是涡轮冲压发动机，它是涡轮喷气发动机和冲压发动机的组合。已经进行了大量关于涡轮冲压发动机的研究[4]、[5]、[6]、[7]、[8]、[9]。由于本研究专注于Scramjet，因此省略了对这些先前研究的介绍。关于Scramjet发动机的参考文献将在后面介绍。

对于在低马赫数下运行的Scramjet发动机，强制点火方法是必要的。我们的研究小组一直专注于使用燃烧气体喷射[10]、[11]、[12]作为强制点火装置。在这种方法中，来自点火火炬的高温燃烧气体喷射进入燃烧室。实际上，通过调整火炬的气体成分，燃烧气体喷射可以提供加热后的燃料。Yamaguchi等人[11]研究了火炬火焰的燃烧模式和火焰结构，并报告了三种有利的燃烧模式用于点火。Hizawa等人[12]报告称，在气流总温度约为800 K的情况下，燃烧气体喷射与腔体火焰稳定器的结合成功点燃并稳定了火焰。

腔体火焰稳定器被认为是一种有前景的火焰稳定装置[13]、[14]、[15]、[16]。最近，Choubey等人[17]认为双腔火焰稳定器可以显著提高Scramjet的性能。此外，他们报告称多个腔体可能比单个腔体更有效地稳定火焰。Yang等人[18]通过对包含双腔火焰稳定器的Scramjet燃烧室进行雷诺平均纳维-斯托克斯/大涡模拟，研究了点火瞬态。他们关注了并联和串联双腔火焰稳定器的情况。在并联双腔情况下，从初始状态到稳态，在每个腔体与燃料喷射之间的剪切层中形成了燃烧区域。然而，在串联双腔情况下，火焰首先在下游腔体中形成，由此产生的燃烧压力将两个腔体之间的流动分离。随后，火焰通过分离区域向上游传播，并在上游腔体中形成火焰。最终，两个火焰合并。他们的发现表明，下游腔体中的火焰会影响上游腔体。因此，两阶段喷射可能会显著影响点火过程。

此外，对于低马赫数来说，改善抗失速特性尤为重要，因为低马赫数时失速的风险更高[19]。这意味着燃料流量受到严格限制，因为Scramjet必须在不发生失速的情况下运行。因此，应研究喷射方法对发动机性能（如抗失速特性）的影响。Kobayashi等人[20]在总温度为800 K的条件下，通过单阶段和两阶段燃料喷射对Scramjet燃烧室进行了燃烧测试。他们发现，两阶段喷射可以在不发生失速的情况下注入更多燃料，并增加推力增量。然而，由于燃烧效率较低，两阶段喷射的比冲低于单阶段喷射。因此，他们建议考虑使用有效的当量比（乘以燃烧效率和整体当量比）来确定无失速情况下的理想燃料喷射位置。Jiang等人[19]数值研究了轴向喷射位置对火箭基联合循环发动机燃烧效率和比冲的影响。他们发现，将第一阶段燃料喷射位置向上游移动可以提高比冲和燃烧效率，尽管隔离器中的阻力增加了。这种性能提升归因于混合距离的增加和主流速度的降低。此外，他们指出，对于高马赫数，多壁喷射第一阶段燃料可以提高Scramjet性能。另一方面，单壁喷射适用于低马赫数。换句话说，正如本研究所示，对于低马赫数来说，使用单壁喷射是有利的。

一些研究探讨了两阶段喷射的流场[21]、[22]、[23]。Abu-Farah等人[22]专注于混合，并对非反应性流动进行了数值模拟。他们报告称，主流与燃料产生的激波之间的相互作用增强了靠近壁面的湍流混合。因此，观察激波结构对于理解两阶段喷射对火焰行为的影响是必要的。

研究重点关注了高马赫数条件下两阶段喷射的火焰行为[24]、[25]、[26]。Wenxiong等人[24]基于不同的喷射时间进行了燃烧计算，结果表明沿流动方向形成了燃烧区域，并且燃烧在燃烧室内发生。此外，不同的喷射时间改变了火焰稳定之前的流场；一旦火焰稳定，燃烧效率和火焰结构基本保持不变。Yin等人[25]在总温度为1650 K的条件下观察了CH*化学发光，并实验研究了点火特性。他们报告称，在高当量比条件下，两阶段燃料喷射的初始火焰在腔体下游形成，随后高温产物被卷入腔体内，火焰在腔体内稳定。这种点火现象是由于高温产物通过剪切层和再循环区域流入腔体所致。Cai等人[26]在总温度为1650 K的条件下，通过改变燃料质量流量比研究了火焰稳定模式。他们发现了三种火焰稳定模式：腔体剪切层稳定模式、腔体辅助剪切层-喷射尾流模式和腔体-喷射尾流模式。在上游燃料流量为75%时观察到腔体剪切层稳定模式，在50%时观察到其他两种模式，在25%时观察到腔体-喷射尾流模式。他们得出结论，如CH*图像所示，腔体-喷射尾流模式比其他两种模式更适用于Scramjet运行。如上所述，已经研究了高马赫数条件下的两阶段燃料喷射点火过程。然而，关于低马赫数条件以及双腔火焰稳定器与两阶段喷射结合的研究较少。因此，在低马赫数条件下以及与双腔火焰稳定器结合时的两阶段燃料喷射点火过程的知识仍然不足。

本研究在总压力为0.6 MPa和总温度为700 ± 50 K的条件下，实验研究了两阶段喷射的流场、抗失速特性和火焰行为。此外，还研究了低马赫数下两阶段喷射与单阶段喷射的优势。在各种燃料喷射条件下获得了压力分布和火焰化学发光数据。此外，使用高速相机获得了OH化学发光和阴影图图像，以澄清点火过程和火焰行为。

部分摘录

测试设施

燃烧实验在直接连接的超音速燃烧测试设施[11]、[12]、[27]中进行。图1显示了测试设施的示意图。气流通过超音速喷嘴后，使用储热器加热至700 K，并在通过超音速喷嘴后加速至马赫2.8。关于超音速喷嘴特性的详细信息见[28]。隔离器部分的横截面积保持恒定

激波结构

分别研究了两种情况下的两阶段和单阶段喷射的激波结构。单阶段和两阶段喷射的燃料喷射条件分别为($$, $$) = (2.49, 0.0) 和 ($$, $$) = (1.49, 0.99)。其中$$和$$的单位是克/秒。注射压力分别为(2.49, 0.0)的0.34 MPa、(1.49, 0.99)的0.21 MPa和1.34 MPa。由于火焰的影响，燃烧气体条件

结论

本研究的目的是澄清两阶段喷射的流场、抗失速特性和火焰行为。本研究通过实验获得了压力分布、激波结构和OH化学发光数据。得出以下结论：

• 1.
  第二阶段燃料喷射在下游腔体的前缘产生了斜激波，增强了下游腔体周围的混合。因此，第二阶段燃料

CRediT作者贡献声明

Taku Kudo：方法论。Satoshi Nishiura：研究。Noriko Katsumura：研究。Kei Norimatsu：撰写——原始草稿、研究、资金获取、概念化。Akihiro Hayakawa：撰写——审阅与编辑、资金获取

利益冲突声明

? 作者声明他们没有已知的财务利益或个人关系可能影响本文报告的工作。

致谢

本研究的部分工作得到了JSPS KAKENHI资助（项目编号JP24KJ0392）和JST的支持，后者为促进科技创新设立了大学奖学金（项目编号JPMJFS2102）。