氣動(dòng)斜坡/燃?xì)獍l(fā)生器方案燃料摻混性能研究

譚大剛，唐功建，宋岡霖,2，陳 飛，位立軍

氣動(dòng)斜坡/燃?xì)獍l(fā)生器方案燃料摻混性能研究

譚大剛1，唐功建1，宋岡霖1,2，陳 飛1，位立軍3

（1.中國(guó)西昌衛(wèi)星發(fā)射中心，四川西昌615606；2.北京航空航天大學(xué)宇航學(xué)院，北京100191；3.93469部隊(duì)，石家莊050071）

為了研究氣動(dòng)斜坡噴注器在提高摻混、點(diǎn)火及穩(wěn)定火焰方面的作用，通過數(shù)值仿真方法，對(duì)氣動(dòng)斜坡及單孔直噴/燃?xì)獍l(fā)生器2種方案冷流摻混流場(chǎng)進(jìn)行了對(duì)比研究。結(jié)果表明：氣動(dòng)斜坡方案在燃燒室中能形成更強(qiáng)、更復(fù)雜的流向渦結(jié)構(gòu)，對(duì)增進(jìn)燃料摻混作用明顯；在燃燒室后半段2種方案羽流面積相差不大，但是氣動(dòng)斜坡方案燃料質(zhì)量中心在燃燒室中心區(qū)域附近，直噴方案燃料質(zhì)量中心更靠近燃燒室上壁面，氣動(dòng)斜坡方案燃料分布更加均勻，到燃燒室出口處，摻混效率比直噴方案的高約10%；與直噴方案相比，氣動(dòng)斜坡方案對(duì)主流的影響更小，總壓恢復(fù)性能優(yōu)于直噴方案的，在燃燒室出口處，總壓恢復(fù)系數(shù)比直噴方案的高約10%。

氣動(dòng)斜坡噴注器；單孔直噴噴注器；摻混性能；超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)；數(shù)值仿真

0 引言

超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、質(zhì)量輕、成本低、比沖高（高馬赫數(shù)飛行時(shí)）和速度快的優(yōu)點(diǎn)，并且無(wú)需攜帶氧化劑，因此具有更大的有效載荷，這些優(yōu)點(diǎn)為高超聲速巡航導(dǎo)彈和高超聲速航空器提供了理想的動(dòng)力裝置。但是，由于在超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)來(lái)流速度快，燃料在燃燒室中的停留時(shí)間是毫秒級(jí)的，要在如此短的時(shí)間內(nèi)完成燃料與來(lái)流的混合、點(diǎn)火并實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定、高效的燃燒，難度很大。尤其是液體碳?xì)淙剂?，還要考慮液滴破碎、霧化和蒸發(fā)過程，更增加了流動(dòng)燃燒的復(fù)雜性和研究的困難性。因此，如何實(shí)現(xiàn)超聲速來(lái)流與燃料噴流的高效、快速混合是超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)研制過程中關(guān)鍵且復(fù)雜的問題。

近年來(lái)，氣動(dòng)斜坡作為1種有效的增進(jìn)摻混的噴注方式，受到了廣泛關(guān)注。S.K.Cox等[1-3]于20世紀(jì)90年代初首先提出了氣動(dòng)斜坡噴注方式的概念，并設(shè)計(jì)了9孔氣動(dòng)斜坡噴注器，通過試驗(yàn)研究了氣動(dòng)斜坡噴嘴不同展向間距、側(cè)偏角、橫向噴射角度、動(dòng)壓比等對(duì)燃料摻混性能的影響；Jacobsen等[4-7]提出了更為簡(jiǎn)便的4孔代替9孔氣動(dòng)斜坡方案，4孔氣動(dòng)斜坡去除了中間噴孔，同時(shí)加大了剩余噴孔的內(nèi)偏角，有利于流向渦的形成，并且對(duì)于提高燃料射流和降低壁面熱負(fù)荷有益；A.M.Bonanos等[8-12]對(duì)氣動(dòng)斜坡結(jié)合等離子點(diǎn)火器方案進(jìn)行了深入研究，表明氣動(dòng)斜坡結(jié)合等離子體點(diǎn)火器是1個(gè)可行方案（燃燒效率最高可達(dá)75%）；國(guó)內(nèi)學(xué)者對(duì)氣動(dòng)斜坡噴注器也進(jìn)行了相關(guān)研究，北京航空航天大學(xué)的史新興[13]在2010年設(shè)計(jì)了氣動(dòng)斜坡結(jié)合高焓燃?xì)獍l(fā)生器的方案，并試驗(yàn)證實(shí)了該種火焰穩(wěn)定方案燃燒效率高（可達(dá)到90%）、工作性能穩(wěn)定。但是，在該方案中燃?xì)獍l(fā)生器的功率較大，不排除所得出的結(jié)論中起主要作用的是燃?xì)獍l(fā)生器。

本文針對(duì)上述問題開展了氣動(dòng)斜坡/燃?xì)獍l(fā)生器方案與單孔直噴/燃?xì)獍l(fā)生器方案對(duì)比研究，以驗(yàn)證氣動(dòng)斜坡在各方案中所起的作用。

1 物理模型和計(jì)算方法

1.1 燃燒室及噴注器模型

燃燒室結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖如圖1所示。燃燒室為雙側(cè)擴(kuò)張，共分為6段，全長(zhǎng)1310 mm，高度方向尺寸保持不變，為32 mm。燃?xì)獍l(fā)生器噴孔中心距燃燒室入口328 mm，噴孔直徑為5 mm。氣動(dòng)斜坡及單孔直噴/燃?xì)獍l(fā)生器組合方案如圖2（a）所示，氣動(dòng)斜坡由4個(gè)直徑為1.4 mm的噴孔組成，分成2排，第1排噴孔中心與燃燒室入口的距離為300 mm，第2排噴孔流向間距為8倍噴孔直徑（11.2 mm），展向距離為4倍噴孔直徑（5.6 mm）；單孔直噴結(jié)合燃?xì)獍l(fā)生器方案如圖2（b）所示，燃料噴孔面積與4個(gè)氣動(dòng)斜坡燃料噴孔總面積相同，噴孔直徑為2.8 mm，噴孔中心位置與氣動(dòng)斜坡中心位置相同，距燃?xì)獍l(fā)生器中心位置為22.4 mm。

圖1 燃燒室

1.2 計(jì)算域劃分及計(jì)算條件

本文計(jì)算采用商業(yè)軟件Fluent進(jìn)行模擬，網(wǎng)格劃分采用Gambit軟件進(jìn)行處理。由于燃燒室為對(duì)稱結(jié)構(gòu)，因此為了節(jié)約計(jì)算資源沿對(duì)稱面取燃燒室一半?yún)^(qū)域?yàn)橛?jì)算域。對(duì)計(jì)算域采用分塊處理，除氣動(dòng)斜坡噴孔外均采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。對(duì)不同區(qū)域網(wǎng)格采用不同疏密處理，對(duì)流動(dòng)梯度大的地方，如噴注器及燃?xì)獍l(fā)生器附近區(qū)域采用更密的網(wǎng)格以提高計(jì)算精度；對(duì)壁面附近網(wǎng)格采用等比加密處理，附面層共18層，其中第1層尺寸為0.005 mm，增長(zhǎng)率為1.3。氣動(dòng)斜坡與單孔直噴模型僅在燃料噴孔附近區(qū)域的網(wǎng)格有差異，在其他區(qū)域的網(wǎng)格完全相同，網(wǎng)格總數(shù)均為600萬(wàn)。噴注模塊附近網(wǎng)格分布局部如圖3所示。

圖2 氣動(dòng)斜坡及單孔直噴/燃?xì)獍l(fā)生器組合方案

圖3 網(wǎng)格局部

計(jì)算中采用文獻(xiàn)[14]推薦的DES方法，選擇分離求解器求解；連續(xù)、動(dòng)量、能量方程采用2階迎風(fēng)格式離散；湍流模型為SST k-ω湍流模型，并且經(jīng)過統(tǒng)計(jì)燃燒室壁面y+均小于4，滿足選用SST k-ω湍流模型時(shí)對(duì)壁面y+的要求，說(shuō)明網(wǎng)格劃分和計(jì)算是有效的。邊界條件設(shè)置如下：

（1）燃燒室入口條件：質(zhì)量入口，流量為483.75 g/s（總流量的一半），質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布，氧氣為0.232，氮?dú)鉃?.688，水蒸氣為0.08，模擬來(lái)流馬赫數(shù)為2.0，總溫為1200 K，靜壓為0.108 MPa；

（2）氣動(dòng)斜坡及單孔直噴方案噴嘴入口條件：質(zhì)量入口，燃料為乙烯，流量為12.9 g/s(總流量的一半，當(dāng)量比0.4)，總溫為300 K；

（3）燃?xì)獍l(fā)生器入口條件：質(zhì)量入口，流量為8.5g/s，質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布，氧氣為0.02，一氧化碳為0.46，二氧化碳為0.26，水蒸氣為0.26，總溫為3000 K；

（4）燃燒室出口條件：外推壓力出口；

（5）壁面條件：采用無(wú)滑移壁面條件，并且滿足絕熱和零壓力梯度條件。

1.3 網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證

為了保證計(jì)算結(jié)果的準(zhǔn)確性，并且由于氣動(dòng)斜坡方案與單孔直噴方案僅在燃料噴孔附近區(qū)域網(wǎng)格有差異，因此對(duì)氣動(dòng)斜坡模型進(jìn)行了網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證。分別對(duì)200萬(wàn)、600萬(wàn)、1200萬(wàn)3套網(wǎng)格進(jìn)行計(jì)算，對(duì)比無(wú)量綱燃料羽流面積（定義如下文）計(jì)算結(jié)果如圖4所示。結(jié)果表明：3條曲線沿流向變化趨勢(shì)相差不大，200萬(wàn)網(wǎng)格曲線值略高于其他2條曲線的，600萬(wàn)與1200萬(wàn)網(wǎng)格曲線重合度較高，綜合考慮計(jì)算精度和經(jīng)濟(jì)性認(rèn)為網(wǎng)格總數(shù)為600萬(wàn)是合理的。

圖4 網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證

2 計(jì)算結(jié)果與分析

2.1 冷流摻混流場(chǎng)分析

圖5 乙烯質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布

圖6 渦量分布

氣動(dòng)斜坡方案和單孔直噴方案噴嘴下游X=0.4，0.5，0.6 m截面的乙烯質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布如圖5所示。通過對(duì)比可了2種方案乙烯分布差別明顯，在X=0.4 m截面內(nèi)氣動(dòng)斜坡方案乙烯分布主要集中在幾個(gè)單獨(dú)的區(qū)域內(nèi)，而單孔直噴方案乙烯分布集中在1個(gè)圓形區(qū)域內(nèi)；隨著沿流向方向發(fā)展2種方案乙烯逐漸沿展向擴(kuò)散，氣動(dòng)斜坡方案乙烯擴(kuò)散到多個(gè)區(qū)域，而單孔直噴方案乙烯分布仍然比較集中。結(jié)合如圖6所示的相應(yīng)截面的渦量分布可見，各截面的渦結(jié)構(gòu)分布與圖5中乙烯質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布是相對(duì)應(yīng)的，在燃料噴流進(jìn)入超聲速燃燒室后，影響燃料摻混的最主要因素是主流中的流向渦結(jié)構(gòu)。相比于直噴方案，氣動(dòng)斜坡方案在流場(chǎng)中形成了更復(fù)雜的流向渦結(jié)構(gòu)，并且各截面渦強(qiáng)度均明顯大于直噴方案的，在X=0.5 m截面處，氣動(dòng)斜坡方案中心渦強(qiáng)度最大值約為400000 s-1，而單孔直噴方案流場(chǎng)中心渦強(qiáng)度最大值約為150000 s-1，并且沿流向方向發(fā)展渦結(jié)構(gòu)逐漸從截面中心靠近壁面，同時(shí)渦強(qiáng)度逐漸減弱。

噴嘴出口所在壁面（燃燒室底面）的表面摩擦力線如圖7所示。圖中反映了2種組合方案所產(chǎn)生的主要流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，其中包括乙烯噴流羽流沿壁面的流動(dòng)軌跡、羽流區(qū)域展向?qū)挾取⑷細(xì)獍l(fā)生器噴孔前后的分離區(qū)等。從圖中可見，氣動(dòng)斜坡方案在壁面形成了葫蘆狀流線，在不對(duì)超聲速主流構(gòu)成大的阻礙的情況下，為下游的燃?xì)獍l(fā)生器噴流起到過渡和保護(hù)的作用，因此，氣動(dòng)斜坡沒有在流場(chǎng)中形成強(qiáng)的弓形激波，弓形激波集中在燃?xì)獍l(fā)生器附近；相比之下，直噴方案對(duì)主流的影響較大，上游來(lái)流在燃料噴嘴附近受到了阻礙，在噴嘴前形成了較大的弓形激波，此時(shí)，燃?xì)獍l(fā)生器對(duì)主流的影響減弱，在燃?xì)獍l(fā)生器附近沒有明顯弓形激波存在，預(yù)計(jì)氣動(dòng)斜坡方案給燃燒室?guī)?lái)的總壓損失會(huì)小于直噴方案的。此外，由于氣動(dòng)斜坡方案的燃?xì)獍l(fā)生器使其上游的來(lái)流在此受到阻礙，從而分成2股繞過燃?xì)獍l(fā)生器的噴流，使羽流區(qū)在下游迅速變寬，因此，氣動(dòng)斜坡方案羽流展向?qū)挾让黠@寬于單孔直噴方案的，有利于燃料在展向區(qū)域擴(kuò)散。由跡線的分布可知，在氣動(dòng)斜坡噴嘴附近及燃?xì)獍l(fā)生器后部區(qū)域均產(chǎn)生了流動(dòng)分離區(qū)，單孔直噴方案分離區(qū)主要集中在燃?xì)獍l(fā)生器噴孔后部區(qū)域，分離區(qū)的存在能夠進(jìn)一步促進(jìn)燃料的摻混。

圖7 壁面摩擦力線

3維流場(chǎng)結(jié)構(gòu)分布如圖8所示。從圖中可見，沿流向氣動(dòng)斜坡方案渦結(jié)構(gòu)更為復(fù)雜，能量更強(qiáng)，渦衰減速度更慢，相對(duì)于單孔直噴方案渦能夠傳播更遠(yuǎn)的距離，對(duì)于燃燒室全長(zhǎng)1.31 m的結(jié)構(gòu)，整個(gè)傳播過程對(duì)燃料摻混的影響能夠持續(xù)更遠(yuǎn)。并且隨著單孔直噴方案渦結(jié)構(gòu)的迅速削弱，可以預(yù)見在燃燒室后半段氣動(dòng)斜坡方案摻混效率將會(huì)更高。

圖8 3維流場(chǎng)結(jié)構(gòu)

2.2 定量結(jié)果分析

為了定量分析流場(chǎng)中燃料與空氣的摻混效果，本文引入4個(gè)判斷流場(chǎng)摻混性能的定量參數(shù)：無(wú)量綱燃料羽流面積A/Au（A）為橫截面上燃料質(zhì)量分?jǐn)?shù)大于0.5%的區(qū)域面積，Au為當(dāng)?shù)厝紵覂?nèi)通道橫截面積），總壓恢復(fù)系數(shù)σ[15]，燃料羽流穿透深度z+及摻混效率 ηm。

摻混效率反映截面上燃料和空氣來(lái)流的摻混程度，將計(jì)算區(qū)域內(nèi)的富燃和富氧區(qū)域分別進(jìn)行統(tǒng)計(jì)，富燃區(qū)域內(nèi)有效摻混的燃料質(zhì)量為完全反應(yīng)時(shí)該區(qū)域內(nèi)消耗的燃料質(zhì)量，而富氧區(qū)域內(nèi)有效摻混的燃料質(zhì)量為該區(qū)域內(nèi)所有燃料的質(zhì)量。定義為

式中：m˙f,mix為有效摻混的燃料質(zhì)量流量；m˙f,tot為總的燃料質(zhì)量；αr為有效摻混的燃料質(zhì)量分?jǐn)?shù)；αs為乙烯和空氣的化學(xué)當(dāng)量質(zhì)量分?jǐn)?shù)，取值為0.068；αmix為乙烯的質(zhì)量分?jǐn)?shù)。

燃料羽流穿透深度

式中：ρ、u、α分別為當(dāng)?shù)鼐W(wǎng)格單元內(nèi)流體的密度、沿燃燒室流向的速度和乙烯的質(zhì)量分?jǐn)?shù)；z為網(wǎng)格單元中心的z坐標(biāo)（噴孔所在壁面z坐標(biāo)為0）。

總壓恢復(fù)系數(shù)

通過這些參數(shù)可以對(duì)2種方案獲得的流場(chǎng)摻混情況做定量比較，其定量計(jì)算結(jié)果如圖9～12所示。

圖9 無(wú)量綱燃料羽流面積

圖10 摻混效率

圖11 燃料羽流穿透深度

圖12 總壓恢復(fù)系數(shù)

從圖9中可見，在0.3～0.6 m范圍內(nèi)，直噴方案羽流面積要大于氣動(dòng)斜坡方案的，在0.6 m至出口范圍內(nèi)2種方案羽流面積相差不大；從圖10中可見，在燃燒室的前半段，直噴方案的燃料摻混效率高于氣動(dòng)斜坡方案的，但是在燃燒室后半段，氣動(dòng)斜坡方案摻混效率明顯超過了單孔直噴方案的，到計(jì)算域出口處比直噴方案高約10%；穿透深度反映了各截面大部分燃料在高度方向的分布，如圖11所示。在燃燒室后半段氣動(dòng)斜坡方案及單孔直噴方案燃料穿透深度分別為0.017 m及0.023 m左右，而燃燒室高度為0.032 m，因此，氣動(dòng)斜坡方案各截面燃料質(zhì)量中心集中在燃燒室中心區(qū)域附近，而直噴方案更靠近燃燒室上壁面。

結(jié)合圖5、6分析可知，由于氣動(dòng)斜坡方案渦的結(jié)構(gòu)更復(fù)雜、強(qiáng)度更強(qiáng)，在燃燒室前半段乙烯分布主要集中在幾個(gè)強(qiáng)渦結(jié)構(gòu)中，而單孔直噴方案渦強(qiáng)度更弱，乙烯分布更分散，并且分布更均勻，因此在燃燒室前半段直噴方案乙烯羽流面積更寬，摻混效率更高。但是隨著沿流向方向發(fā)展，盡管2種方案羽流面積相差不大，但是氣動(dòng)斜坡方案的強(qiáng)渦結(jié)構(gòu)對(duì)流場(chǎng)的影響能夠持續(xù)更遠(yuǎn)，并且氣動(dòng)斜坡方案形成的復(fù)雜的流向渦結(jié)構(gòu)始終駐留在超聲速主流中，燃料在強(qiáng)渦結(jié)構(gòu)的卷吸下能夠保證在主流中心區(qū)域摻混擴(kuò)散，其穿透深度在燃燒室中心附近；而直噴方案渦強(qiáng)度更弱，并且燃料羽流更加集中，因此穿透深度大，分布更不均勻，并且在X=0.5 m下游燃料分布靠近燃燒室上壁面，部分燃料處于上壁面附面層內(nèi)無(wú)法實(shí)現(xiàn)與主流高效摻混，因此其摻混效率低于氣動(dòng)斜坡方案的。

總壓恢復(fù)系數(shù)是評(píng)價(jià)燃燒室性能的1個(gè)重要參數(shù)。從圖12可見，氣動(dòng)斜坡方案較直噴方案在燃燒室全場(chǎng)均具有更高的總壓恢復(fù)系數(shù)，這與前文分析氣動(dòng)斜坡對(duì)主流的干擾作用更小是相符的。在燃?xì)獍l(fā)生器下游主導(dǎo)總壓損失的因素為壁面摩擦，沿流向方向2種方案總壓恢復(fù)系數(shù)均逐漸減小，由于流向渦結(jié)構(gòu)有利于實(shí)現(xiàn)低損失的高效摻混，因此在燃?xì)獍l(fā)生器形成的激波結(jié)構(gòu)下游，渦強(qiáng)度更大的氣動(dòng)斜坡方案的總壓恢復(fù)性能優(yōu)于單孔直噴方案的，在燃燒室出口處氣動(dòng)斜坡方案總壓恢復(fù)系數(shù)比直噴方案的高約10%。

4 結(jié)論

本文通過對(duì)氣動(dòng)斜坡/燃?xì)獍l(fā)生器及單孔直噴/燃?xì)獍l(fā)生器2種方案的冷流流場(chǎng)進(jìn)行計(jì)算，對(duì)比研究了2種方案對(duì)燃料乙烯的摻混性能的影響，得到以下結(jié)論：

（1）在展向方向，氣動(dòng)斜坡方案燃料分布在幾個(gè)相對(duì)獨(dú)立的區(qū)域內(nèi)，而單孔直噴方案的燃料分布更集中。在0.3～0.6 m范圍內(nèi)，直噴方案羽流面積要大于氣動(dòng)斜坡方案的，在0.6 m至出口范圍內(nèi)2種方案的羽流面積相差不大，但是在燃燒室后半段，氣動(dòng)斜坡方案燃料分布更加均勻；

（2）氣動(dòng)斜坡方案在流場(chǎng)中能夠形成更加復(fù)雜的渦結(jié)構(gòu)，渦強(qiáng)度更強(qiáng)，這些流向渦對(duì)增進(jìn)燃料摻混作用明顯；

（3）氣動(dòng)斜坡及單孔直噴方案燃料穿透深度分別為0.017 m和0.023 m，氣動(dòng)斜坡方案燃料分布更靠近燃燒室中心，單孔直噴方案燃料分布更靠近燃燒室上壁面，由于上壁面附面層作用，影響了單孔直噴方案燃料與主流的摻混效果。

（4）在燃燒室的前半段，直噴方案的燃料摻混效率高于氣動(dòng)斜坡方案的，但是在燃燒室后半段氣動(dòng)斜坡方案摻混效率明顯超過了單孔直噴方案的，到計(jì)算域出口處摻混效率比直噴方案的高約10%。

（5）與直噴方案相比，氣動(dòng)斜坡方案對(duì)主流的影響更小，總壓恢復(fù)性能更優(yōu)，在燃燒室出口處，總壓恢復(fù)系數(shù)比直噴方案的高約10%。

綜上所述，氣動(dòng)斜坡方案能在燃燒室中形成更強(qiáng)的流向渦結(jié)構(gòu)，其摻混效率及總壓恢復(fù)性能均高于直噴方案的，數(shù)值模擬的開展為后期試驗(yàn)研究打下了一定的基礎(chǔ)，初步驗(yàn)證了氣動(dòng)斜坡和燃?xì)獍l(fā)生器組合方案在超燃燃燒室中應(yīng)用的可行性。

[1]Cox S K.Further investigation of the effects of“aerodynamic ramp”design upon mixing characteristics[R].AIAA-99-2238.

[2]Cox SK.Effects of spanwise injector spacing on mixing characteristics of aerodynamic ramp injectors[R].AIAA-98-3272.

[3]Cox SK,Fuller R P,Schetz J A,et al.Vortical interactions generated by an injector array to enhance mixing in supersonic flow[R].AIAA-1994-0708.

[4]Jacobsen L S.An integrated aeroramp injector plasma igniter for hydrocarbon fuels in a supersonic flow-Part A[R].AIAA-2001-1766.

[5]Jacobsen L S.An improved aerodynamic ramp injector in supersonic flow[R].AIAA-2001-0518.

[6]Jacobsen L S.Improved aerodynamic ramp injector in supersonic flow[J].Journal of Propulsion and Power,2003,19（4）：663-673.

[7]Jacobsen L S.Integration of an aeroramp injector-plasma igniter for hydrocarbon scramjets[J].Journal of Propulsion and Power,2003,19（2）：170-182.

[8]Anderson C D.Liquid-fuel aeroramp for scramjets[J].Journal of Propulsion and Power,2005,21（2）：371-374.

[9]Anderson C D.Integrated liquid-fuel-injector/plasma-igniter for scramjets[R].AIAA-2003-6989.

[10]Aristides M B.Integrated aeroramp-injector plasma-torch-igniter for Methane and Ethylene fueled scramjets[R].AIAA-2006-813.

[11]Aristides M B.Dual-mode combustion experiments with an integrated aeroramp-injector plasma-torch igniter[J].Journal of Prosion and Power，2008，24（2）267-273.

[12]Aristides M B.Scramjet operability range studies of a multifuel integrated aeroramp[R].AIAA-2005-3425.

[13]史新興.基于氣動(dòng)斜坡的超燃燃燒室數(shù)值模擬及試驗(yàn)研究[D].北京：北京航空航天大學(xué)，2010.SHI Xinxing.Numerical simulations and experiments of integrated aeroramp injector/gas-portfire in a supersonic combustion[D].Beijing：Beihang University，2010.(in Chinese)

[14]韋寶禧，宋岡霖，徐旭，等.基于DES模型的超燃?xì)鈩?dòng)斜坡/燃?xì)獍l(fā)生器方案仿真研究[J].航空學(xué)報(bào)，2012，33（7）：1201-1208.WEI Baoxi,SONG Gang Lin,XU Xu,et al.DEScomputational study of aero ramp injectors integrated with gas-portfire in supersonic flow[J].Acta Aeronauticaet Astronautica Sinica,2012,33（7）:1201-1208.(in Chinese)

[15]Luca Maddalena.Experimental and computational investigation of an aeroramp injector in a Mach four cross flow[R].AIAA-2005-3235.

Research of Fuel Mixing Performance for Aerodynamic Ramp Injector

TAN Da-gang1,TANG Gong-jian1,SONG Gang-lin1,2,CHEN Fei1,WEI Li-jun3
（1.China Xichang Satellite Launch Center,Xichang Sichuan 615606,China;2.School of Astronautics,Beihang University,Beijing 100191,China;3.93469 Troop,Shijiazhuang 050071,China）

In order to study the effects of aerodynamic ramp injectors on the mixing enhancement,fuel ignition and flameholding,the non-reactingflow field of the aerodynamic ramp configuration wascompared with that of thetransverseinjector configuration.The resultsshow that theaerodynamic ramp inducesamoreintensestreamwisevortex structure,which obviously enhancesthefuel mixingefficiency.Thesetwo configurations have little difference on the flume area in the bottom half of the combustor.In the aerodynamic ramp configuration,the fuel is concentrated around the combustor central region,resulting in a more uniform fuel distribution.In the transverse injector configuration,the fuel is concentrated near the combustor top wall.At the combustor exit,the mixing efficiency of the aerodynamic ramp configuration is approximately higher by 10%than that of the transverse injector configuration.Furthermore,due to fewer disturbances on the main flow,the aerodynamic ramp configuration providesahigher total pressure recovery by 10%than that of the second.at thecombustor exit.

aerodynamic ramp injector;transverse injector;mixing performance;scramjet engine；numerical simulation

V235.211

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2015.01.008

2013-12-27

譚大剛（1974），男，工程師，從事火箭測(cè)試與發(fā)射工作，E-mail:songganglin@163.com。

譚大剛，唐功建，宋岡霖，等.氣動(dòng)斜坡/燃?xì)獍l(fā)生器方案燃料摻混性能研究[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2015，41（1）：41-47.TANDagang,TANGGongjian，SONGGanglin，etal.Researchoffuelmixingperformanceforaerodynamicrampinjector[J].Aeroengine，2015，41（1）：41-47.

（編輯：肖磊）