圆形超燃冲压发动机燃烧室在非对称超声速来流条件下的火焰稳定特性研究
作者及机构
本研究的通讯作者为Mingbo Sun和Jiajian Zhu，来自中国国防科技大学高超声速技术实验室（Hypersonic Technology Laboratory, National University of Defense Technology）。其他合作者包括Bo Yan（第一作者）、Tao Tang、Yansong Li等，分别来自中国空气动力研究与发展中心（China Aerodynamics Research and Development Center）和国防科技大学。研究成果发表于《Proceedings of the Combustion Institute》2024年第40卷，文章编号105306，于2024年7月5日在线发布。
学术背景
圆形超燃冲压发动机燃烧室（circular scramjet combustor）因其结构强度高、壁面面积小、无角区流动效应等优势，自20世纪60年代以来备受关注。然而，实际应用中，燃烧室入口常存在非对称超声速来流（asymmetric supersonic inflow），例如由支板（strut）、火花塞等辅助装置引起的非对称边界层分布和激波结构。这种非对称来流可能导致燃烧不稳定，甚至影响发动机抗反压能力。此前研究多集中于矩形燃烧室，而圆形燃烧室的火焰稳定机制与非对称来流的相互作用尚未明确。因此，本研究旨在通过实验与数值模拟，揭示非对称来流对圆形燃烧室火焰稳定特性的影响机制。
研究流程与方法
1. 实验装置与设计
实验在国防科技大学的马赫2.5直接连接式高焓超声速试验台上进行。燃烧室模型包括四个部分：等直径隔离段（直径35 mm）、燃料喷射段、轴对称凹腔（深度11 mm，长度62 mm，后缘角度22.5°）和扩张燃烧室（锥角2°）。采用石英材料制作光学窗口，便于火焰观测。通过锥形支板（高度4 mm，占隔离段半径的11%）人为引入非对称来流条件。燃料采用乙烯（C2H4）和氢气（H2），其中氢气作为引燃火焰，乙烯通过16个周向分布的声速喷嘴（直径0.75 mm，倾角45°）喷射。
光学测量系统
数值模拟
采用雷诺平均Navier-Stokes（RANS）模型，网格量1440万，模拟非对称来流下的燃烧特性。通过对比实验压力数据（误差<10%）验证模型可靠性。
主要结果
1. 燃烧模式识别
- 凹腔辅助射流尾迹稳定燃烧（CAJ模式）：当乙烯当量比（equivalence ratio, ϕ）为0.07时，火焰主要集中于凹腔剪切层，核心流无火焰，呈现环形分布（图6）。
- 射流尾迹稳定燃烧（JW模式）：当ϕ增至0.18，火焰向核心流扩展，形成新月形分布（图5），且火焰强度向支板侧偏移（图7）。压力分布显示燃烧诱导的分离区向上游扩展，降低抗反压能力（图2c）。
非对称来流的影响
机制分析
RANS模拟显示，非对称来流由支板诱导的强斜激波和非对称边界层主导（图4）。在JW模式中，边界层分离区与燃料射流相互作用，导致支板侧火焰增强（图10）。凹腔在CAJ模式中起主导稳定作用，而JW模式下分离区与凹腔协同作用，放大非对称效应（图11）。
结论与意义
本研究首次通过OH-PLIF和内窥镜成像揭示了圆形超燃冲压燃烧室在非对称来流下的火焰稳定特性，提出两种燃烧模式（CAJ与JW）的转化机制。非对称来流在JW模式下显著降低燃烧室抗反压能力，为实际发动机设计中支板布局与燃料喷射策略优化提供了理论依据。科学价值在于填补了圆形燃烧室非对称燃烧机制的研究空白，应用价值体现在高马赫数飞行器燃烧稳定性控制。
研究亮点
1. 创新方法：结合OH-PLIF与内窥镜成像，实现周向火焰形态的高分辨率捕捉。
2. 关键发现：非对称来流对JW模式的影响强度是CAJ模式的2倍（径向质心衰减率12.2% vs. 6%）。
3. 工程启示：支板设计需避免与燃料射流耦合，以防止燃烧不稳定。
其他价值
实验同步开发的极坐标统计方法（图6c）和RANS验证流程（图2d）可为后续研究提供技术参考。