高雷诺数轴对称超燃冲压发动机燃烧室流动结构与燃烧模式研究学术报告

一、研究团队与发表信息
本研究报告由国防科技大学高超音速技术实验室Tao Tang、Mingbo Sun（通讯作者）等团队，联合装备发展部装备项目管理中心Yuhui Huang等学者共同完成，发表于*Journal of Fluid Mechanics*（2024年，卷1000，编号a3），DOI:10.1017/jfm.2024.827。研究聚焦高雷诺数（~1×10⁷）条件下轴对称凹腔超燃冲压发动机燃烧室的流动与燃烧特性。

二、学术背景与研究目标
科学领域：研究属于高超音速推进与湍流燃烧交叉领域，涉及流体力学（激波-湍流-火焰相互作用）、燃烧学（预混/扩散火焰模式）及计算流体力学（CFD）。

研究动机：
1. 工程需求：轴对称超燃冲压发动机结构紧凑且无角区边界层效应，但高雷诺数（对应飞行马赫数4–6）下燃烧机制尚不明确，亟需实验与数值模拟结合揭示其特性。
2. 科学问题：高雷诺数增强湍流混合，但可能引发火焰淬熄或形态剧变（如折叠、拉伸），需明确燃烧模式（如火焰面/薄反应区）与流动结构的耦合机制。

研究目标：
- 通过羟基平面激光诱导荧光（OH-PLIF）、宽带火焰辐射与CH*化学发光技术可视化火焰瞬态结构；
- 采用混合RANS/LES（雷诺平均/大涡模拟）与压力修正火焰面/进度变量模型（FPV）量化燃烧流场；
- 揭示激波、湍流与火焰的相互作用机制。

三、研究流程与方法
1. 实验配置与光学诊断
- 燃烧室设计：轴对称凹腔燃烧室（直径35 mm，凹腔深11 mm、长62 mm），石英玻璃观测段与金属压力测量段分离设计。
- 实验条件：总温度1800 K、总压力1.36 MPa，模拟马赫6飞行条件，乙烯燃料当量比（ER）0.06/0.¹²⁄₀.18。
- 光学技术：
- OH-PLIF：283.55 nm激光激发OH自由基，ICCD相机捕捉反应区；
- CH*化学发光：430 nm滤光片识别热释放区；
- 高速摄像：20,000 fps记录火焰辐射。
- 压力测量：16个压力传感器（采样频率200 Hz）沿流道布置。

2. 数值模拟方法
- 求解器：自主开发三维可压缩流求解器，耦合压力修正FPV模型（克服传统火焰面模型压力恒定假设的缺陷）。
- 湍流模型：RANS部分采用SST k-ω模型，LES部分采用Yoshizawa一方程亚格子模型。
- 网格与验证：7200万网格，壁面y+≈1，通过Pope准则（80%湍动能被解析）与能谱-5/3律验证网格分辨率。

3. 数据分析
- 燃烧效率：基于产物质量流量（η=∫ρuy_prodda/ṁ_{prod_max}）；
- 混合效率：有效混合面积比（φ_mix）量化燃料-氧化剂混合程度；
- 涡动力学：通过涡量输运方程（含体积膨胀项、斜压项等）分析燃烧对涡结构的调控。

四、主要结果
1. 火焰稳定模式
- 射流尾迹稳定：OH-PLIF显示火焰核心集中于凹腔上游射流尾迹区，热释放率峰值超1×10⁹ J/(m³·s)。
- 凹腔作用：凹腔内部形成高温产物（H₂O、CO₂富集），促进未燃燃料的二次燃烧，提升燃烧效率15%。

2. 多模态燃烧
- 速度模态：超声速燃烧占比58%（马赫数~1.5），亚声速燃烧热释放率更高（局部热壅塞）；
- 混合模态：扩散火焰（占比54%）包裹扭曲预混火焰，湍流拉伸形成“火焰舌”结构。

3. 激波-湍流-火焰相互作用
- 激波增强燃烧：激波通过压力/温度跃升缩短点火延迟时间（指标I_qc与高温区高度吻合）；
- 涡量调控：燃烧诱导激波串增强上游斜压项涡量，而高温膨胀削弱凹腔下游涡拉伸项。

4. 燃烧模式判定
- 火焰面主导：大部分燃烧位于褶皱火焰面区（10²t<10⁵），湍流增加火焰表面积但未导致淬熄。

五、结论与价值
科学价值：
1. 首次实验捕获高雷诺数轴对称燃烧室瞬态火焰结构，验证射流尾迹-凹腔协同稳定机制；
2. 提出压力修正FPV模型，显著提升非均匀压力场燃烧模拟精度。

应用价值：
- 为马赫4–6飞行器燃烧室设计提供优化方向（如凹腔几何、燃料喷射策略）；
- 混合RANS/LES框架为工程级仿真提供高效工具。

六、研究亮点
1. 方法创新：结合OH-PLIF与CH*化学发光多模态诊断，压力修正FPV模型填补超声速燃烧模拟空白；
2. 现象发现：揭示激波通过斜压效应增强涡量的新机制，明确部分预混火焰的包裹式结构；
3. 参数突破：实验雷诺数（1×10⁷）较前人研究（3×10⁵）提升两个数量级，更接近实际飞行条件。

其他价值：
- 低雷诺数对比实验（Re=1×10⁶）证实高雷诺数下混合效率提升40%，凸显工程适用性。

（注：全文术语首次出现均标注英文，如“火焰面（flamelet）”“斜压项（baroclinic term）”）