轴对称与矩形超燃冲压发动机流道模态转换现象对比研究

作者及机构
本研究由Robert J. Yentsch（俄亥俄州立大学机械与航空航天工程系研究生研究员）和Datta V. Gaitonde（俄亥俄州立大学机械与航空航天工程系John Glenn讲席教授）合作完成，发表于2014年1月的AIAA第52届航空航天科学会议（52nd Aerospace Sciences Meeting），论文标题为《Comparison of Mode-Transition Phenomena in Axisymmetric and Rectangular Scramjet Flowpaths》。

学术背景

研究领域与动机
超燃冲压发动机（Scramjet）是高超声速飞行器（Hypersonic Vehicle）的核心推进技术，但其实际应用仍面临燃料混合时间短、燃烧不稳定等挑战。双模超燃冲压发动机（Dual-Mode Scramjet）需在亚燃（Ramjet）和超燃（Scramjet）模式间动态切换，而模态转换（Mode-Transition）过程中的瞬态现象（如激波/边界层相互作用、火焰稳定性）对性能至关重要。

研究目标
本研究通过三维非定常雷诺平均Navier-Stokes（RANS）模拟，对比矩形和轴对称流道在模态转换中的差异，重点分析角区分离（Corner Separation）对火焰保持（Flameholding）和燃烧模式的影响。矩形流道基于HIFiRE-2（Hypersonic International Flight Research Experimentation）地面试验数据，轴对称流道则通过等效截面积转换设计，以消除角区分离效应。

研究方法与流程

1. 几何建模与网格生成

   • 矩形流道：基于HIFiRE-2地面试验的矩形截面设计，保留原始燃料喷射器（Primary/Secondary Injectors）的布局。
     
   • 轴对称流道：将矩形流道的截面积比转换为圆形截面，保持燃料喷射器数量和直径，但调整间距以匹配等效面积。
     
   • 网格策略：采用混合结构化/非结构化网格（Hybrid Structured/Unstructured Mesh），通过商业软件Gridgen和Pointwise生成。对矩形流道进行了三组网格收敛性验证（粗、中、细网格），轴对称流道基于中等网格参数构建。
     

2. 数值方法与边界条件

   • 求解器：使用CFD++软件，采用HLLC通量格式和MINMOD TVD限制器，结合立方k-ε湍流模型（Cubic k-ε Turbulence Model）以捕捉各向异性应力。
     
   • 燃烧模型：采用TP2简化化学反应模型（Taitech-Princeton Ethylene Model），包含22种组分和200余个反应，适用于高马赫数燃烧模拟。
     
   • 边界条件：
     
     • 入口：基于HIFiRE-2地面试验数据，通过一维等熵喷管理论校准。
       
     • 燃料喷射：36%甲烷/64%乙烯混合燃料，总当量比为1，主/次喷射器流量分配为40%/60%。
       
     • 壁面：无滑移、恒温条件。
       

3. 模态转换模拟

   • 通过线性调整入口马赫数（6.5→8.0）、背压和燃料压力，模拟从双模到超燃模式的转换过程。
     
   • 时间步长设置为1×10⁻⁵秒，瞬态周期为0.1秒，确保时间步长与特征流动时间（Characteristic Flow Time）匹配。
     

主要结果

1. 矩形流道的模态转换特性

   • 角区分离主导：燃烧压力梯度导致隔离段（Isolator）角区边界层分离，形成上游逆流区，影响火焰保持。
     
   • 火焰保持失效：马赫数升高至临界值时（tn≈0.55），主喷射器（Primary Injectors）的火焰保持能力突然丧失，燃烧热释放区域向下游次喷射器（Secondary Injectors）转移。
     
   • 地面与飞行差异：地面试验中内侧喷射器先失效，而飞行模拟中外侧喷射器先失效，但整体燃烧模式变化一致。
     

2. 轴对称流道的对比结果

   • 无角区分离效应：燃烧压力梯度仅作用于喷射器附近，火焰保持区域更集中。
     
   • 快速模式转换：主喷射器火焰保持失效后，燃烧迅速收缩至次喷射器区域，压力恢复接近自由流值。
     
   • 燃烧强度差异：轴对称流道的主喷射器燃烧较弱，热释放主要依赖下游区域。
     

3. 共性现象

   • 模态转换触发机制：两种流道均以主喷射器火焰保持失效为标志，但矩形流道的角区分离延长了上游影响范围。
     
   • 燃烧模式演变：超燃模式下，热释放峰值区域均向下游迁移，但轴对称流道的过渡更剧烈。
     

结论与价值

1. 科学意义

   • 揭示了角区分离对双模超燃冲压发动机性能的关键影响，为流道设计提供了理论依据。
     
   • 证明了轴对称流道可简化流动结构，但需优化燃料喷射布局以增强主喷射器燃烧稳定性。
     

2. 应用价值

   • 指导高超声速发动机的几何优化，平衡角区分离控制与燃烧效率。
     
   • 为后续HIFiRE等实验项目的数值模拟提供了方法验证。
     

研究亮点

1. 创新方法

   • 首次通过等效截面积转换对比矩形与轴对称流道的模态转换差异。
     
   • 采用TP2简化化学模型高效模拟高马赫数燃烧，兼顾精度与计算成本。
     

2. 关键发现

   • 角区分离是矩形流道上游压力传播的主导因素，而轴对称流道的火焰保持更依赖喷射器动力学。
     
   • 模态转换的触发与喷射器相互作用直接相关，与流道几何无关。
     

3. 技术细节

   • 混合网格策略显著降低计算资源需求，结构化网格区域单元数减少至非结构化网格的1/3。
     
   • 时间步长和瞬态周期优化验证了模拟结果的可靠性。
     

其他价值

• 研究得到了美国国防部高性能计算现代化计划（HPCMP）的支持，数据可复现性高。
  
• 作者指出，未来需进一步研究湿面积（Wetted Area）和燃料分配对轴对称流道性能的影响。