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马赫数10超燃冲压发动机燃烧室流动与传热变化特性分析
作者：徐雪睿1,2、仲峰泉1,2、岳连捷1、张旭1、张晓源1、张仕忠1、李进平1
单位：1. 中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室；2. 中国科学院大学工程科学学院
期刊：Journal of Propulsion Technology（《推进技术》）
发表时间：2023年10月，第44卷第10期

一、学术背景

本研究聚焦高马赫数超燃冲压发动机（scramjet）燃烧室的流动与传热特性，属于高超声速推进技术领域。随着空天往返动力需求增长，超燃冲压发动机的工作马赫数需提升至10以上，但高温燃气解离效应（dissociation effect）和复杂构型参数对燃烧室性能的影响尚未系统研究。

研究动机：
1. 高温解离效应：马赫数10工况下，燃烧室燃气温度可达3000K以上，导致空气和燃料解离吸热，显著影响燃烧效率与传热特性。传统模型忽略解离效应，可能高估推力15%以上。
2. 构型优化需求：燃烧室扩张角、燃料喷注位置等参数对性能的影响规律不明确，需定量分析以指导设计。

研究目标：
- 建立考虑解离效应的一维理论模型，量化解离对流动与传热的影响；
- 评估喷注位置、喷孔数目、扩张角等构型参数对燃烧室性能的敏感性。

二、研究流程与方法

1. 理论模型构建

研究基于一维可压缩流动方程，整合以下子模型：
- 燃料混合与燃烧模型：采用Spalding提出的“混合控制燃烧”假设，通过混合长度（mixing length）和混合效率（ηₘ）计算局部燃烧释热量。氢燃料燃烧效率（η_b）设为0.85（基于当量比0.7的试验数据）。
- 壁面传热模型：通过Eckert参考焓值法和湍流边界层理论计算壁面热流（q_w）与摩擦系数（c_f）。
- 解离效应模型：引入解离效率（η_d），基于化学平衡假设和最小自由能原理修正燃烧释热量（h_react）。例如，3000K时氢燃料解离效率达67%。

2. 模型验证

以中国科学院力学所设计的Ma10圆形截面燃烧室为对象，对比激波风洞（JF-24爆轰驱动）试验数据：
- 试验条件：模拟飞行Ma10，来流Ma4.3、静压37kPa、总温3800K，氢燃料当量比0.7。
- 验证结果：理论模型计算的壁面压力分布与热流分布与试验数据吻合（图2），误差%，验证了模型的可靠性。

3. 参数化分析

针对以下构型参数开展定量研究：
- 解离效应影响：对比考虑/忽略解离的模型计算结果；
- 喷注位置：调整喷孔距燃烧室入口距离（0.173m、0.213m、0.253m）；
- 喷孔数目：6孔、8孔、12孔；
- 扩张角度：0.5°、1°、2°。

性能评估指标：
- 推力（F）= ∫p·sinθ·p_w dx
- 壁面摩擦力（F_f）= ∫(¹⁄₂)c_f ρu²·p_w dx
- 壁面传热量（Q）= ∫q_w p_w dx

三、主要结果

1. 解离效应的显著性

• 推力误差：忽略解离时，推力高估15.3%（从129.5N增至149.3N），壁面传热高估13.5%（从1.11MW增至1.26MW）。
  
• 流场影响：解离吸热降低燃气温度，导致静压峰值下降18.3%，马赫数升高（图3）。
  

2. 构型参数敏感性

• 喷注位置：上游喷注使释热区前移，推力仅增加0.5%，传热量增加1.8%，影响较小（图5）。
  
• 喷孔数目：12孔比6孔缩短混合长度，推力提升4.0%，但传热增加3.7%（图7）。
  
• 扩张角度：从1°增至2°，推力提升124.0%（因截面做功面积增大），摩擦力降低3.0%，传热量减少7.0%（图9）。
  

四、结论与价值

科学价值：
1. 揭示了高温解离效应对Ma10燃烧室性能的定量影响，填补了高马赫数工况的理论空白；
2. 明确了扩张角度为关键设计参数，其优化可显著提升推力并降低热负荷。

工程应用价值：
- 为高马赫数超燃冲压发动机燃烧室设计提供理论依据，建议优先优化扩张段构型（如采用2°扩张角）；
- 验证的一维模型可高效指导初步设计，降低试验成本。

五、研究亮点

1. 创新模型：首次整合解离效应、混合燃烧与传热的耦合模型，精度优于传统方法；
   
2. 参数敏感性排序：量化了扩张角>喷孔数目>喷注位置的影响优先级；
   
3. 试验验证：基于爆轰驱动激波风洞数据，增强了结论可靠性。
   

其他发现：
- 燃烧室推力始终低于壁面摩擦力（F/F_f=0.36~0.71），需通过整机优化平衡阻力。
- 未来可结合三维仿真进一步研究局部流动细节。

此研究为高超音速推进技术提供了重要的理论工具和设计指导，尤其适用于Ma10级发动机的研发。