超聲速邊界層燃燒減阻技術(shù)研究進(jìn)展

鄭 星，馮黎明，張?jiān)铺?，劉遠(yuǎn)樹(shù)，薛 瑞

(1.西安交通大學(xué) 航天航空學(xué)院 機(jī)械結(jié)構(gòu)強(qiáng)度與振動(dòng)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710049；2.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，綿陽(yáng) 621000)

0 引言

高超聲速飛行的空氣阻力巨大，雖然沒(méi)有確切的定量數(shù)據(jù)，但是按照法國(guó)學(xué)者所做的空氣-推進(jìn)平衡分析指出，當(dāng)飛行馬赫數(shù)為2時(shí)，想要獲得一份凈推力需要克服的阻力為1，當(dāng)飛行馬赫數(shù)為8時(shí)，獲得一份凈推力需要克服的阻力將增加為6[1]。高超聲速飛行器阻力按其成因可分為表面摩擦阻力、激波阻力和壓差阻力。其中，表面摩擦阻力是飛行器阻力的主要來(lái)源，AMDERSON[2]的研究表明，摩擦阻力占高超聲速飛行器總阻力的50%以上。從整個(gè)高超聲速飛行器來(lái)看，盡管發(fā)動(dòng)機(jī)流道相對(duì)于飛行器較短，但是PAULL等[3]經(jīng)過(guò)實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道、燃燒室和尾噴管內(nèi)部的摩擦阻力占飛行器總摩擦阻力的60%。因此，采用一定技術(shù)手段減小發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)的摩擦阻力，無(wú)論是對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)還是整個(gè)高超聲速飛行器性能的提升都具有重要意義。

主動(dòng)減阻需要額外的能量輸入，主要包括湍流邊界層內(nèi)吹吸氣控制[11-14]、等離子體控制[15-19]以及邊界層內(nèi)噴注低密度氣體燃料與來(lái)流摻混燃燒[20-50]等方式。SANO等[11]模擬了基于展向狹縫的定常吹吸氣控制對(duì)湍流邊界層的影響，發(fā)現(xiàn)定常吹氣會(huì)導(dǎo)致狹縫下游的平均阻力下降，但湍流強(qiáng)度和雷諾切應(yīng)力增強(qiáng)，而定常吸氣控制情況下的結(jié)果恰好相反，其下游平均阻力上升，同時(shí)湍流強(qiáng)度和雷諾切應(yīng)力變?nèi)?。PARK等[12]基于展向狹縫的局部定常吹吸氣湍流邊界層進(jìn)行模擬，結(jié)果表明，局部定常吹氣控制使得狹縫下游阻力和湍流強(qiáng)度均增加，而吸氣控制使得狹縫下游阻力和湍流強(qiáng)度均減小。另外，KIM等[13]模擬了基于展向狹縫的定常吹氣與非定常吹氣控制方式對(duì)湍流邊界層的影響，其結(jié)果顯示，無(wú)論是定常吹氣，還是非定常吹氣控制，狹縫附近的阻力均減小，且定常吹氣相比于非定常吹氣減阻效果更好。后來(lái)，SEGAWA等[14]通過(guò)對(duì)壁面上展向均勻排布的圓孔進(jìn)行交替吹吸氣來(lái)影響湍流邊界層，最終在試驗(yàn)中測(cè)試到的減阻率達(dá)到30%?；谏鲜鲇懻摬浑y發(fā)現(xiàn)，對(duì)于局部吹吸氣控制的湍流減阻研究，盡管已經(jīng)做了許多嘗試和研究，但依舊沒(méi)有統(tǒng)一的結(jié)論。在等離子體逆向噴流研究方面，MAHAPATRA[15]對(duì)高超聲速飛行的半球體模型等離子體噴流減阻進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究。在一定噴注壓比下，阻力減小約28%。WATANABE等[16]用表面電弧激勵(lì)器在Ma=7來(lái)流中仿真得到阻力系數(shù)減小13.1%，實(shí)驗(yàn)得到阻力減小23%的結(jié)論。袁野等[17]設(shè)計(jì)了一種表面電弧激勵(lì)器，用于等離子體流動(dòng)控制，得到了不同工況下表面電弧激勵(lì)器周圍空間溫度、電勢(shì)等的分布情況，獲得了激勵(lì)器準(zhǔn)確熱源分布。激勵(lì)器在電流7 A、陰陽(yáng)極距離3.5 mm時(shí)，能得到2.690 5×1010W/m3的陰極表面最高熱源值，在Ma=7時(shí)，總阻力系數(shù)最多減小32%。

STALKER[20]的研究表明，邊界層內(nèi)噴注氫氣并燃燒，可使表面摩擦阻力減小50%以上，是只噴氫氣但不燃燒時(shí)的3倍?？傮w來(lái)看，主動(dòng)與被動(dòng)兩種減阻技術(shù)均可實(shí)現(xiàn)壁面摩擦阻力的減小，但在減阻幅度上，相比于其他減阻技術(shù)，采用邊界層內(nèi)燃燒的方式在超聲速來(lái)流下的減阻效果具有更大優(yōu)越性。本文就超聲速邊界層燃燒減阻技術(shù)在基本特性、實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬、減阻機(jī)理三方面的研究著重展開(kāi)綜述，更為詳細(xì)的理論研究方面的綜述可參考文獻(xiàn)[21]。

1 超聲速邊界層燃燒基本模型與分析

2000年，澳大利亞昆士蘭大學(xué)高超聲速中心GOYNE等[22]提出了采用邊界層內(nèi)燃燒減小高超聲速飛行器摩擦阻力的方法。其基本實(shí)現(xiàn)手段是在邊界層附近設(shè)計(jì)適當(dāng)?shù)臍淙剂蠂娮⒖?，將氫燃料噴入邊界層?nèi)組織燃燒。邊界層燃燒減阻的基本原理為：燃料在邊界層內(nèi)的燃燒釋熱增加了邊界層內(nèi)的溫度，上升的溫度導(dǎo)致邊界層內(nèi)流質(zhì)的密度下降，從而使雷諾剪切應(yīng)力減小。另外，燃燒釋熱會(huì)造成邊界層變厚，導(dǎo)致近壁面氣流的速度梯度減小，從而使壁面摩擦力減小。

以STALKER[23]所建立的氫氣平行于壁面噴入的二維邊界層燃燒流動(dòng)簡(jiǎn)化模型為例(圖1[23])，邊界層內(nèi)的燃燒過(guò)程可分為4個(gè)主要區(qū)域：

(1)(i)區(qū)域緊靠燃料噴口，為氫氣噴入后邊界層內(nèi)流量的調(diào)整過(guò)程；

(2)在(ii)區(qū)域中，一層氫氣存在于接近壁面的位置，并且這層氫氣被混合層與主流分離開(kāi)來(lái)，因此在(i)和(ii)區(qū)域，氫氣在壁面摩爾分?jǐn)?shù)cHW=1；

(3)隨著燃料、空氣在密度梯度作用下的擴(kuò)散，在(iii)區(qū)域中，0≤cHW≤1，邊界層在此區(qū)域開(kāi)始劇烈發(fā)展，氫氣與空氣混合并燃燒生成產(chǎn)物水；

(4)當(dāng)?shù)竭_(dá)(iv)區(qū)域時(shí)，cHW=0，此時(shí)氫氣完全燃燒。

將燃燒區(qū)域提取，并假定區(qū)域(iii)迅速開(kāi)始于壁面前緣，如圖1(b)所示，此時(shí)可將(iii)、(iv)區(qū)域進(jìn)行簡(jiǎn)化：氫氣在壁面前緣與空氣開(kāi)始混合，向火焰前鋒擴(kuò)散。由于氫氣不斷沿著壁面噴入，補(bǔ)償已經(jīng)發(fā)生燃燒的氫氣，使氫氣在壁面的摩爾分?jǐn)?shù)基本保持不變。主流中的氧氣在火焰前鋒完全反應(yīng)，使壁面處沒(méi)有氧氣存在。在區(qū)域(iv)中，氫氣濃度在壁面處降到0，燃燒反應(yīng)產(chǎn)物水與氧氣逐漸出現(xiàn)，火焰前鋒消失，水沿壁面向主流擴(kuò)散。

STALKER對(duì)邊界層的燃燒現(xiàn)象進(jìn)行了理論研究，詳細(xì)分析了該技術(shù)在減小粘性阻力方面所體現(xiàn)出來(lái)的優(yōu)越性。隨著飛行器主流馬赫數(shù)的增加，邊界層溫度也隨之增加，這對(duì)層流邊界層和湍流邊界層有著不同的影響。在層流邊界層內(nèi)密度降低致使邊界層厚度增加，從而使得剪切力減小。然而，溫度所誘發(fā)的粘性增加使得該區(qū)域所產(chǎn)生的減阻效果被抵消掉一部分，最終結(jié)果表現(xiàn)為表面摩擦阻力減小幅度很小。在湍流邊界層內(nèi)，由于剪切應(yīng)力主要由雷諾應(yīng)力引起，雷諾應(yīng)力直接由密度控制，因此湍流粘性降低，相比于層流邊界層，湍流邊界層的表面摩擦力減小幅度可觀。

(a)

(b)

基于圖1流動(dòng)模型的理論研究，STALKER得到表面摩擦系數(shù)與雷諾數(shù)的關(guān)系圖，如圖2(a)所示[23]，氫氣在邊界層的混合與燃燒使得表面摩擦系數(shù)大幅度降低，由于氫氣密度相對(duì)空氣的密度很低，因此無(wú)論氫氣燃燒與否，都會(huì)使邊界層密度減小，進(jìn)而引起表面摩擦阻力的降低。但是，燃燒釋放的能量會(huì)使邊界層密度進(jìn)一步降低，因此燃燒時(shí)減阻幅度會(huì)更大。

對(duì)比圖2(a)、(b)可看出，條件相同時(shí)有燃燒反應(yīng)的摩阻系數(shù)低于無(wú)燃燒反應(yīng)的摩阻系數(shù)。圖2中直線相互平行，這說(shuō)明給定氫氣質(zhì)量流率時(shí)，摩擦系數(shù)與沒(méi)有氫氣注入時(shí)的摩擦系數(shù)之比與雷諾數(shù)無(wú)關(guān)，而當(dāng)氫氣質(zhì)量流率不變時(shí)，摩阻系數(shù)隨雷諾數(shù)增大而減小。

BARTH等[24]對(duì)STALKER[23]的流動(dòng)模型進(jìn)行擴(kuò)展，以使其能夠應(yīng)用于其他燃料的邊界層燃燒分析。由于缺乏對(duì)邊界層燃燒影響規(guī)律的研究，使此模型只能對(duì)部分相關(guān)變量進(jìn)行分析，對(duì)邊界層燃燒減阻幅度的預(yù)測(cè)精度較低。

(a) With combustion

(b) Without combustion

2 超聲速邊界層燃燒減阻特性

2.1 試驗(yàn)研究

為驗(yàn)證邊界層燃燒在超聲速來(lái)流條件下的壁面減阻效果，ROWAN等[25]在T4超聲速風(fēng)洞中研究了圓柱形超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室通過(guò)圓孔(porthole)和狹縫(slot)噴射、燃燒氫氣對(duì)摩擦阻力的影響。結(jié)果表明，在總當(dāng)量比較低時(shí)，采用單個(gè)圓孔噴注使壁面摩擦阻力下降最大；增加狹縫噴注的總當(dāng)量比，將導(dǎo)致阻力下降的水平略微上升。

SURAWEERA[26]在GOYNE[22]基礎(chǔ)上進(jìn)一步開(kāi)展的實(shí)驗(yàn)研究表明，不同來(lái)流馬赫數(shù)下，邊界層內(nèi)燃燒均造成不同程度、可觀的壁面減阻量。其中，高焓來(lái)流下最大壁面摩擦系數(shù)減小可達(dá)70%，低焓來(lái)流下壁面摩擦系數(shù)減小60%。KIRCHHARTZ等[27]研究了切向縫隙噴氫的影響。通過(guò)改變進(jìn)氣道的前緣剖面長(zhǎng)度來(lái)考慮上游壁層效應(yīng)，最終得出與實(shí)驗(yàn)純冷流工況相比，總減阻幅度最大約為50%。KIRCHHARTZ等[28]對(duì)不同前緣構(gòu)型及壓力梯度條件下的邊界層燃燒減阻特性開(kāi)展了實(shí)驗(yàn)研究，在低焓來(lái)流、鈍體前緣構(gòu)型下，在邊界層內(nèi)噴注較大量的氫氣燃燒減阻效果最好，使燃燒室摩擦阻力減少量高達(dá)77%。VOLCHKOV等[29]圍繞層流邊界層內(nèi)燃料噴注燃燒特性開(kāi)展了部分實(shí)驗(yàn)研究，但其結(jié)論能否擴(kuò)展到超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)中高速、強(qiáng)湍流特性的邊界層仍需要開(kāi)展進(jìn)一步的研究。

近年來(lái)，CHAN等[30-32]圍繞邊界層燃燒減阻技術(shù)在縮比超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)(圖3[30])流道中的適用性進(jìn)行研究，所采用的試驗(yàn)測(cè)試設(shè)備如圖4所示[30]，包括方轉(zhuǎn)圓進(jìn)氣道、燃料噴注系統(tǒng)和一個(gè)等截面圓形燃燒室，燃燒室與力平衡儀相連對(duì)流道壁面摩擦力進(jìn)行測(cè)量。該進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)起動(dòng)值為Ma=4.5～6.2，進(jìn)氣道-燃燒室的實(shí)物圖如圖4所示，其長(zhǎng)0.44 m，寬0.07 m，入口捕獲面積為2.5×10-3m2。進(jìn)氣道出口橫截面積為6.5×10-4m2。相較于實(shí)際尺寸，全幾何收縮比為3.84，內(nèi)收縮比為1.61。通過(guò)自由射流實(shí)驗(yàn)對(duì)燃燒室上游由于方轉(zhuǎn)圓進(jìn)氣道[31]及隔離段內(nèi)放置渦流發(fā)生器[32]所帶來(lái)的燃燒室入口氣流擾動(dòng)對(duì)邊界層燃燒減阻效果進(jìn)行研究。結(jié)果表明，邊界層燃燒的減阻效果受來(lái)流影響較小，燃燒室的總減阻幅度達(dá)61%。

圖3 進(jìn)氣道-燃燒室縮比試驗(yàn)構(gòu)型

中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院的沈清等[33]基于超聲速混合層穩(wěn)定性理論設(shè)計(jì)燃料噴注方式。通過(guò)冷、熱態(tài)實(shí)驗(yàn)測(cè)試表明，該燃料噴注方式能夠促進(jìn)燃料/空氣混合層的不穩(wěn)定發(fā)展，進(jìn)而增強(qiáng)摻混；結(jié)合燃燒室內(nèi)壁面光滑設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)了燃料噴注、燃燒相對(duì)于冷流狀態(tài)下的有效推力增強(qiáng)。

田野等[34]對(duì)冷態(tài)及熱態(tài)條件下氫燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)壁面剪切應(yīng)力的振蕩特性進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究。結(jié)果表明，相較于冷態(tài)工況，燃燒工況剪切應(yīng)力會(huì)進(jìn)一步減小，其減小幅度為370～269.5 Pa，主要因?yàn)槿紵龑?dǎo)致流場(chǎng)結(jié)構(gòu)發(fā)生變化，會(huì)導(dǎo)致近壁面絕對(duì)速度值及速度梯度的減小。然而，文中未對(duì)壁面剪切應(yīng)力的影響進(jìn)行探索分析。

圖4 試驗(yàn)測(cè)試設(shè)備

綜上所述，以往實(shí)驗(yàn)研究證實(shí)了邊界層燃燒減阻的有效性，并且定性探究了不同來(lái)流狀態(tài)參數(shù)和不同進(jìn)氣道型面等因素對(duì)邊界層燃燒減阻效果的影響。此外，還探討了將該技術(shù)用于實(shí)際縮比超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的影響，已初步形成將該減阻技術(shù)應(yīng)用于高超聲速飛行器的能力。國(guó)外昆士蘭大學(xué)、新南威爾士大學(xué)在超聲速燃燒減阻方面做了相對(duì)較多的實(shí)驗(yàn)研究，國(guó)內(nèi)有西北工業(yè)大學(xué)做了較少的實(shí)驗(yàn)研究，其他學(xué)者研究重點(diǎn)多集中于理論和數(shù)值模擬研究。大多實(shí)驗(yàn)研究只得到部分因素對(duì)邊界層燃燒減阻效率影響的一般規(guī)律，主要考量邊界層燃燒減阻技術(shù)的減阻效果，對(duì)其主要的影響因素多做定性分析，缺乏系統(tǒng)的定量關(guān)聯(lián)，這就無(wú)法為預(yù)測(cè)模型的建立提供較多的可靠數(shù)據(jù)。此外，這些研究很少對(duì)減阻機(jī)理進(jìn)行進(jìn)一步闡述。

目前，雖然已開(kāi)展了部分分散的實(shí)驗(yàn)研究，并且已初步形成將該減阻技術(shù)應(yīng)用于縮比超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的能力。但限于傳統(tǒng)的熱線等測(cè)試設(shè)備在燃燒條件下測(cè)量的局限性，以往研究只是在邊界層燃燒減阻幅度上進(jìn)行定性觀測(cè)，缺乏精確、系統(tǒng)的定量測(cè)量。因此，可借助目前興起的MEMS傳感技術(shù)及超聲速來(lái)流邊界層燃燒地面實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)深入開(kāi)展不同來(lái)流、燃料噴注狀態(tài)參數(shù)下邊界層燃燒流場(chǎng)宏觀特征與減阻規(guī)律研究。所建立的邊界層燃燒實(shí)驗(yàn)裝置可以包括來(lái)流模擬系統(tǒng)(如來(lái)流燃燒加熱器等)、用于與測(cè)試段連通的轉(zhuǎn)接段、用于將來(lái)流加速到指定入口馬赫數(shù)要求的設(shè)備喉道段、燃燒室測(cè)試段、以及用于將燃料沿平行于來(lái)流方向噴入邊界層內(nèi)的燃料噴注系統(tǒng)。在整個(gè)實(shí)驗(yàn)裝置中，應(yīng)布置多個(gè)壓力及溫度傳感器、壁面摩擦力測(cè)量裝置等，從而便于對(duì)相關(guān)位置上氣體的壓強(qiáng)、溫度等參數(shù)進(jìn)行精確的定量測(cè)量。

2.2 數(shù)值模擬研究

除了上述提及的邊界層燃燒實(shí)驗(yàn)研究外，部分學(xué)者還采用數(shù)值模擬方法對(duì)超聲速來(lái)流邊界層燃燒宏觀特性和燃燒流場(chǎng)細(xì)節(jié)進(jìn)行研究。LARIN等[35]較早地對(duì)湍流邊界層內(nèi)釋熱對(duì)減阻的影響開(kāi)展了二維數(shù)值模擬研究，證明了增大邊界層內(nèi)的釋熱有利于減少壁面摩擦阻力。LEVIN等[36]對(duì)邊界層內(nèi)熱量輸入與摩擦阻力減小量的定量關(guān)系進(jìn)行研究，以尋求最優(yōu)的邊界層釋熱量。BURTSCHELL等[37]則采用氫氣單步總包反應(yīng)對(duì)強(qiáng)激波作用下的邊界層燃燒進(jìn)行了二維數(shù)值模擬研究，發(fā)現(xiàn)氫氣在邊界層內(nèi)燃燒不但可以減小壁面摩擦阻力，而且邊界層內(nèi)燃燒后，其向壁面的傳熱率也隨著減小。然而，研究中并未對(duì)傳熱率減小的原因進(jìn)行解釋。PUDSEY等[38]采用RANS方法，對(duì)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)中多排垂直噴孔氣膜冷卻系統(tǒng)的壁面減阻與混合效率進(jìn)行研究。計(jì)算結(jié)果表明，相對(duì)于平行噴注槽，采用多排噴孔噴注方式可帶來(lái)更好的減阻效果，且隨著噴注流量的增大及孔間距的減小，減阻效果增強(qiáng)，而邊界層內(nèi)燃料/空氣的摻混效率及熱傳導(dǎo)率下降，但其并未對(duì)燃燒存在的條件進(jìn)行計(jì)算驗(yàn)證。

CLARK等[39]采用9基元-21反應(yīng)步的氫氧化學(xué)反應(yīng)機(jī)理、k-ωSST湍流模型模擬了來(lái)流Ma=6條件下不同燃料在加熱平板下的摩擦阻力，發(fā)現(xiàn)在邊界層內(nèi)噴射和燃燒氫氣可使表面摩擦系數(shù)降幅達(dá)50%，相比于只噴射燃料但不燃燒的工況，可使表面摩擦阻力下降31.6%。圖5所示為氫氣燃料燃燒和預(yù)混工況下沿壁面的摩擦阻力變化[39]。可看出，燃燒可使摩擦阻力進(jìn)一步減小，不同燃料對(duì)比結(jié)果表明，相對(duì)于氫氣，使用JP-10燃料幾乎不產(chǎn)生任何減阻效果。然而，之所以產(chǎn)生此種結(jié)果的原因，文中未作分析。

圖5 沿壁面摩擦系數(shù)變化

PUDSEY[40]采用三維雷諾-平均Navier Stokes方程和13基元-33反應(yīng)步的氫氧化學(xué)反應(yīng)機(jī)理研究了燃料質(zhì)量流量和射流間距對(duì)射流流動(dòng)的影響。結(jié)果表明，在高射流質(zhì)量流量下，點(diǎn)火發(fā)生在噴射點(diǎn)，但隨著質(zhì)量流量的減小，點(diǎn)火延遲增加。在最小注入流量工況研究中發(fā)現(xiàn)觀察區(qū)域內(nèi)燃料未發(fā)生自燃。此外還發(fā)現(xiàn)燃燒使邊界層明顯變厚，在自燃點(diǎn)附近存在局部的高溫區(qū)域。在長(zhǎng)為0.5 m的平板研究中，總粘性阻力降低了78%。認(rèn)為減阻機(jī)理與近壁雷諾應(yīng)力的減小有關(guān)。此外還發(fā)現(xiàn)，與純冷流工況相比，即使存在邊界層燃燒，壁面?zhèn)鳠崴俾室诧@著降低。

ZHANG等[41]采用7基元-8反應(yīng)步的氫氧化學(xué)反應(yīng)機(jī)理對(duì)不同背壓下的邊界層燃燒開(kāi)展了數(shù)值模擬研究。結(jié)果表明，背壓的施加可進(jìn)一步促進(jìn)壁面摩擦阻力的減小，邊界層燃燒釋熱通過(guò)減小流向速度沿壁面垂直方向梯度及抑制湍流動(dòng)量的傳輸而減小壁面摩擦，增大湍流強(qiáng)度可促進(jìn)燃燒，而對(duì)壁面摩擦系數(shù)的進(jìn)一步降低作用有限。

王帥等[42-44]基于后向臺(tái)階構(gòu)型，采用7基元-7反應(yīng)步的氫氧化學(xué)反應(yīng)機(jī)理，針對(duì)不同來(lái)流、不同燃料噴注當(dāng)量比條件下近壁區(qū)氫氣噴注燃燒減阻開(kāi)展了數(shù)值研究，發(fā)現(xiàn)湍流邊界層壁面剪應(yīng)力的變化與密度變化趨勢(shì)基本吻合，邊界層氫氣噴注減阻的有效區(qū)域與來(lái)流條件密切相關(guān)，在減阻設(shè)計(jì)過(guò)程中，應(yīng)考慮噴注條件與來(lái)流條件的相互匹配。同時(shí)，其還針對(duì)不同飛行條件下RBCC內(nèi)流道阻力開(kāi)展了數(shù)值模擬研究，并考察邊界層燃燒對(duì)內(nèi)流道阻力的影響。結(jié)果表明，隨飛行馬赫數(shù)的提高，內(nèi)流道阻力所占的比例增大，在Ma=6飛行條件下，采用邊界層燃燒可使內(nèi)流道阻力減小57.5%，這為后續(xù)邊界層減阻技術(shù)應(yīng)用于實(shí)際超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)提供了理論支撐。

在受限空間管流中，相比于核心流，邊界層流動(dòng)要更復(fù)雜多變。其中，邊界層的轉(zhuǎn)捩是邊界層流動(dòng)分析中不可回避的一環(huán)，而以往的邊界層燃燒研究中通常將注入邊界層的燃料射流直接假設(shè)為湍流，進(jìn)而從湍流混合、自點(diǎn)火和燃燒的角度對(duì)邊界層燃燒過(guò)程開(kāi)展研究。然而實(shí)際上，燃料從噴注器沿壁面注入邊界層內(nèi)，必然經(jīng)歷一個(gè)由層流逐漸轉(zhuǎn)捩為湍流的過(guò)程。為彌補(bǔ)以往研究中未考慮燃料注入后邊界層的實(shí)際發(fā)展過(guò)程及流動(dòng)類型的差別，XUE等[45-46]采用9基元-27反應(yīng)步的氫氧化學(xué)反應(yīng)機(jī)理，使用可捕捉邊界層轉(zhuǎn)捩過(guò)程的Transitionk-kl-ω湍流模型，對(duì)不同來(lái)流狀態(tài)和不同背壓下邊界層燃燒減阻特性進(jìn)行研究。研究表明，隨著空氣/燃料溫度比的增加(圖6[45])，壁面摩擦阻力和傳熱均增加；空氣中H2O的引入會(huì)抑制氧氣與氫燃料的混合和燃燒，進(jìn)而使減阻效果明顯降低(圖7[45])，但對(duì)壁面?zhèn)鳠崧视绊戄^??；空氣/燃料壓力比的改變會(huì)影響到表面摩擦阻力和傳熱，且壓比增加時(shí)，燃料自點(diǎn)火位置提前，火焰更貼近壁面，從而使壁面?zhèn)鳠崃吭龃蟆?/p>

圖6 不同溫度比下邊界層火焰變化

圖7 空氣中水蒸氣含量邊界層燃燒減阻影響

隨后，XUE等[45]基于校驗(yàn)的模型，考察了邊界層燃燒對(duì)轉(zhuǎn)捩過(guò)程的影響?；谛螤钜蜃親，發(fā)現(xiàn)燃料在邊界層內(nèi)的自點(diǎn)火所帶來(lái)的“擾動(dòng)”會(huì)誘發(fā)邊界層轉(zhuǎn)捩，致使摩擦阻力急劇增大。對(duì)不同噴注及壁面條件研究表明，隨著噴注角度的增大，轉(zhuǎn)捩位置提前，但對(duì)減阻效果影響較小；燃料噴口直徑的增大會(huì)導(dǎo)致轉(zhuǎn)捩延遲，折射激波強(qiáng)度降低，進(jìn)而使整體摩擦減阻效果較好；在絕熱壁面條件下，邊界層內(nèi)流動(dòng)氣體的密度更小且邊界層更厚，使壁面摩擦阻力減小，轉(zhuǎn)捩的起始位置與恒溫壁面(300 K)工況下基本一致(圖8[46])。

為模擬主流燃料燃燒背壓對(duì)壁面減阻影響，在靠近出口位置增設(shè)一節(jié)流裝置，通過(guò)調(diào)節(jié)噴注的空氣流量來(lái)對(duì)應(yīng)不同的背壓影響。結(jié)果表明，節(jié)流流量的增大有利于減少壁面摩擦阻力，但對(duì)轉(zhuǎn)捩的影響不大。

綜上所述，數(shù)值模擬研究方面取得了一些減阻規(guī)律的成果，但從目前公布的實(shí)驗(yàn)及數(shù)值模擬研究對(duì)比來(lái)看，所建立的邊界層燃燒簡(jiǎn)化流動(dòng)模型對(duì)減阻性能的預(yù)示精度較低，且所能夠分析的影響因素有限，需要結(jié)合超聲速邊界層燃燒影響規(guī)律研究建立精度更高、適用性更廣的邊界層燃燒減阻性能預(yù)示模型，可結(jié)合可植入性強(qiáng)的開(kāi)源軟件(如OpenFOAM)進(jìn)行開(kāi)展。

圖8 壁面溫度對(duì)邊界層燃燒及轉(zhuǎn)捩影響

開(kāi)展超聲速邊界層流動(dòng)及燃燒不穩(wěn)定實(shí)驗(yàn)研究時(shí)，盡管考察邊界層燃燒減阻機(jī)理的數(shù)值模擬研究在減阻有效性、不同影響因素，尤其是初步減阻機(jī)理的揭示方面分別取得了一定進(jìn)展。但是，超聲速邊界層燃燒具有亞聲速、跨聲速和超聲速的流動(dòng)結(jié)構(gòu)，流場(chǎng)表現(xiàn)出多重時(shí)間尺度與空間尺度耦合、多種燃燒模式分區(qū)進(jìn)行的特征，燃燒過(guò)程涉及強(qiáng)湍流-燃燒-激波等復(fù)雜的物理化學(xué)過(guò)程，其流動(dòng)與燃燒所誘導(dǎo)的不穩(wěn)定會(huì)導(dǎo)致壁面的速度分布、剪切應(yīng)力及傳熱等呈現(xiàn)出較強(qiáng)的振蕩特性，流場(chǎng)表現(xiàn)出多重時(shí)間尺度與空間尺度耦合、多種燃燒模式分區(qū)進(jìn)行的特征，其非穩(wěn)態(tài)湍流結(jié)構(gòu)對(duì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的形成與演化至關(guān)重要。

3 超聲速邊界層燃燒減阻機(jī)理研究

國(guó)內(nèi)外大多都是從數(shù)值模擬著手來(lái)揭示減阻機(jī)理。在超聲速邊界層燃燒湍流機(jī)制研究方面，EDWARDS等[47]采用RANS/LES混合方法對(duì)Burrows-Kurkov的超聲速近壁面反應(yīng)射流實(shí)驗(yàn)進(jìn)行了數(shù)值模擬研究。計(jì)算表明，邊界層內(nèi)會(huì)產(chǎn)生抬升火焰，燃燒造成的氣體體積膨脹會(huì)增大反應(yīng)剪切層的生長(zhǎng)率，如圖9所示[47]，且側(cè)壁面角區(qū)對(duì)渦結(jié)構(gòu)的形成會(huì)造成反應(yīng)剪切層的擴(kuò)張，并發(fā)現(xiàn)邊界層內(nèi)火焰呈現(xiàn)出由部分預(yù)混結(jié)構(gòu)向擴(kuò)散火焰轉(zhuǎn)變的現(xiàn)象。然而，邊界層燃燒內(nèi)部的湍流輸運(yùn)過(guò)程如何，研究中未做詳細(xì)分析，且燃燒模式由部分預(yù)混轉(zhuǎn)變?yōu)閿U(kuò)散火焰的原因也沒(méi)有提出相應(yīng)的解釋。

DENMAN等[48]采用LES方法，對(duì)超聲速湍流邊界層內(nèi)添加熱源所帶來(lái)的湍流流動(dòng)過(guò)程進(jìn)行研究。發(fā)現(xiàn)邊界層內(nèi)熱量的增加所引起的壁面摩擦阻力減小并非僅僅由于邊界層內(nèi)密度分布的改變導(dǎo)致，熱量的加入會(huì)使近壁面渦尺度增大(圖10[48])、頻率降低，并使得壁面條帶擬序結(jié)構(gòu)長(zhǎng)度增大，進(jìn)而導(dǎo)致雷諾應(yīng)力與壓力-應(yīng)變項(xiàng)減小。DENMAN等剖析了雷諾應(yīng)力降低的物理機(jī)理，邊界層燃燒放熱，使得壓力應(yīng)變導(dǎo)致的脈動(dòng)速度分配力減弱，從而使得流向脈動(dòng)動(dòng)能向法向脈動(dòng)動(dòng)能的分配量減少，導(dǎo)致法向脈動(dòng)速度降低，從而使雷諾應(yīng)力降低。此研究分析了邊界層內(nèi)熱量增大所誘導(dǎo)的湍流結(jié)構(gòu)變化，但所采用的向流場(chǎng)中加入熱量源項(xiàng)的方法，忽略了燃料和氧化劑的混合以及有限速率化學(xué)反應(yīng)過(guò)程，未能考慮實(shí)際化學(xué)反應(yīng)條件下的化學(xué)反應(yīng)與湍流輸運(yùn)的耦合過(guò)程。

(a) No reaction

(b) Reaction

圖10 渦強(qiáng)度及展向斜壓力矩瞬態(tài)分布

CLARK等在文獻(xiàn)[38]中揭示燃燒釋熱減阻的主要機(jī)理是燃燒改變了邊界層內(nèi)的密度分布和湍流速度脈動(dòng)，導(dǎo)致自由來(lái)流對(duì)壁面的動(dòng)量湍流輸運(yùn)降低，進(jìn)而降低表面摩擦阻力。

GAO等[49]采用7基元-8反應(yīng)步的氫氧化學(xué)反應(yīng)機(jī)理，使用RANS方法研究了氫燃料在邊界層內(nèi)燃燒對(duì)壁面摩擦力及傳熱的影響。結(jié)果表明，當(dāng)邊界層內(nèi)的燃燒火焰面處于邊界層邊緣附近時(shí)，燃燒釋熱對(duì)湍動(dòng)能的抑制會(huì)使得壁面的熱流量降低，摩擦阻力減??；當(dāng)火焰面向壁面靠近時(shí)會(huì)造成壁面熱流量的急劇增大，而摩擦阻力的變化則不顯著。此外，基于理論分析及數(shù)值模擬結(jié)果對(duì)壁面溫度分布率進(jìn)行了修正，并將其引入高速可壓縮流動(dòng)邊界層壁面函數(shù)[50-51]。結(jié)果表明，在y+<400條件下，該壁面函數(shù)可對(duì)邊界層摩擦系數(shù)進(jìn)行較好的預(yù)測(cè)。然而，所采用的數(shù)值模擬難以預(yù)測(cè)湍流脈動(dòng)和捕捉精細(xì)的湍流結(jié)構(gòu)，因而未能探索更深層次的邊界層燃燒減阻物理機(jī)理。隨后，劉宏鵬等[52]基于詳細(xì)化學(xué)反應(yīng)機(jī)理，并采用LES數(shù)值模擬方法研究發(fā)現(xiàn)，點(diǎn)火將導(dǎo)致混合層厚度突增，而下游的燃燒放熱效應(yīng)將導(dǎo)致平均密度和湍流脈動(dòng)減弱，進(jìn)一步導(dǎo)致混合層增長(zhǎng)率減小。

XUE等[45-46]采用可捕捉邊界層轉(zhuǎn)捩過(guò)程的Transitionk-kl-ω湍流模型，對(duì)不同來(lái)流狀態(tài)和不同背壓下邊界層燃燒減阻進(jìn)行研究，初步揭示了減阻機(jī)理，認(rèn)為邊界層內(nèi)燃燒釋熱導(dǎo)致邊界層內(nèi)氣流密度的減小和厚度的增大，致使其法向速度梯度減小，進(jìn)而降低摩擦阻力(圖11[45])。

圖11 混合及燃燒條件下沿壁面密度及速度梯度變化

綜上所述，考察邊界層燃燒減阻物理機(jī)理的數(shù)值模擬研究取得了一定進(jìn)展。但以往研究多從宏觀參數(shù)如密度、溫度等解釋邊界層燃燒減阻的原因，而對(duì)其所涉及的湍流輸運(yùn)過(guò)程、火焰面動(dòng)力學(xué)等研究較少，從而不能有效揭示邊界層燃燒減阻機(jī)理。因此，邊界層燃燒減阻機(jī)理的數(shù)值模擬研究仍有待進(jìn)一步開(kāi)展，尤其是考慮真實(shí)化學(xué)反應(yīng)過(guò)程的高精度LES或DNS研究，便于真實(shí)貼切地反映高溫、高速、強(qiáng)反應(yīng)剪切流流動(dòng)特征。同時(shí)，更好地了解燃料射流和主流間的混合過(guò)程，以及隨之產(chǎn)生的薄膜冷卻。

4 結(jié)束語(yǔ)

目前，雖然對(duì)邊界層燃燒已開(kāi)展了相應(yīng)的實(shí)驗(yàn)與數(shù)值模擬研究，證實(shí)了該技術(shù)在減阻幅度及可行性上具有很大優(yōu)勢(shì)，但整體來(lái)看，相關(guān)研究還是較少，且相對(duì)分散，不夠深入、系統(tǒng)，仍存在許多值得探討的地方，本文另辟蹊徑展開(kāi)了國(guó)內(nèi)外研究進(jìn)展的綜述，針對(duì)超聲速可壓縮邊界層燃燒減阻，就未來(lái)研究提出以下幾方面建議：

(1)開(kāi)展實(shí)驗(yàn)研究時(shí)，可預(yù)先從冷態(tài)實(shí)驗(yàn)開(kāi)始，得到冷流和預(yù)混工況下的基準(zhǔn)流場(chǎng)特征與壁面摩擦阻力，從而為燃燒引入后導(dǎo)致的流場(chǎng)及相應(yīng)參數(shù)變化提供對(duì)比。此外，基于熱力循環(huán)及準(zhǔn)一維分析等理論方法，選取典型的超聲速來(lái)流條件，結(jié)合高速紋影等光學(xué)測(cè)量手段，開(kāi)展不同來(lái)流與噴注條件下邊界層燃燒實(shí)驗(yàn)，得到其宏觀燃燒流場(chǎng)特征及相應(yīng)的氣動(dòng)參數(shù)分布與減阻性能變化規(guī)律。另外，考慮到實(shí)驗(yàn)研究耗費(fèi)較大，未來(lái)可結(jié)合數(shù)值模擬共同開(kāi)展研究。

(2)開(kāi)展數(shù)值模擬研究時(shí)，可結(jié)合先進(jìn)光學(xué)診斷及考慮真實(shí)化學(xué)反應(yīng)過(guò)程的高精度LES或DNS數(shù)值模擬技術(shù)，對(duì)邊界層內(nèi)各尺度渦、火焰面、小激波等精細(xì)流動(dòng)結(jié)構(gòu)及湍流輸運(yùn)過(guò)程開(kāi)展細(xì)致研究。通過(guò)平均流動(dòng)狀態(tài)、速度脈動(dòng)統(tǒng)計(jì)、雷諾應(yīng)力計(jì)算和流場(chǎng)的瞬時(shí)可視化，比較有、無(wú)釋熱時(shí)的動(dòng)量和能量輸運(yùn)過(guò)程。

(3)在實(shí)驗(yàn)研究基礎(chǔ)上，對(duì)數(shù)值模擬結(jié)果進(jìn)行詳細(xì)校驗(yàn)，并可根據(jù)實(shí)際的壁面條件與流場(chǎng)特征，對(duì)所采用的湍流模型、壁面函數(shù)等進(jìn)行修正，使其更適用于超聲速來(lái)流邊界層燃燒的計(jì)算。