激波作用可燃气泡的极限演化特征及机理研究

发布时间：2020-04-18 10:16

【摘要】：由于点火延迟与流动速率的不匹配,有效混合与高效燃烧的组织形式是超燃冲压发动机中亟需解决的关键技术之一。通过利用激波与燃料作用形成流向涡结构,是实现高效混合燃烧的可行途径。但激波压缩效应以及燃料密度梯度导致流场演化规律复杂,目前缺乏认知流场演化对混合与燃烧的作用,故难以提出可服务于工程设计的激波界面作用理论。由于激波作用燃料的工程问题可以抽象为二维非定常,激波与非匀质燃料气泡相互作用这一经典的物理问题,本文通过高精度数值模拟方法,分别研究了激波作用下的气泡混合过程以及与可燃氢燃料气泡作用的燃烧过程。对于激波作用气泡的混合增强问题,本文基于自适应拉格朗日涡结构捕获方法,获取了不同激波强度作用下,气泡与周围气体的混合路径。在混合生长过程中,周围气体通过混合路径进入气泡并产生混合,其混合速率与主涡环量相关。在不同的激波马赫数下,混合的演化过程均存在极限生长现象。进一步发现混合的极限生长受到次级斜压涡阻碍导致。根据斜压阻碍机制提出了混合极限生长的无量纲时间T~*_(baro),混合在T~*_(baro)≈2达到极限。对于激波作用气泡的燃烧增强问题同样存在极限燃烧的现象,即存在一种“火墙”结构,阻碍了气泡与空气的进一步混合及燃烧。通过定义燃烧效率发现,气泡演化后期燃烧效率极限只有63%。在建立流动与燃烧耦合关系的无量纲Da数基础上,鉴别出燃烧效率的三个生长阶段,每个生长阶段与流动特征相关。在对最后一阶段无法烧尽的气泡进行拉格朗日混合路径回溯分析,发现在主涡中大部分无法烧尽的燃料聚集在气泡的中心线,故而提出一种高效燃烧的流动结构形式来打破“火墙”结构。相比于纯氢气泡,改进构型燃烧效率整体提高21%。进一步分析可知,增加涡量和涡涡相互作用导致的增强混合是高效燃烧主要原因。
【图文】：

高超声速飞行器,超燃冲压发动机

高超声速飞行器对于未来无论是商用还是军用都具有其广阔的前景。但从高超声速飞行设想提出近半个世纪以来，高超飞行技术一直没有得以突破。2004 年美国应用X-43A（如图1 1所示）先后进行了马赫数 6.8 和 9.6 的飞行试验，验证了氢燃料超燃冲压发动机应用的可行性。但试验结果表明超燃冲压发动机对于 X-43A 这样一个亚尺度飞行器产生的加速度是非常有限的。2013 年美国 X-51A 吸热碳氢燃料超燃冲压发动机在第四次飞行试验中实现了马赫数 4.8 加速到马赫数 5.1，但是还远没有达到原定加速到飞行马赫数 6 的目标。众多试验数据表明目前超燃冲压发动机是很难产生足够净推力。而这一问题严重制约了超燃冲压发动机通向实际应用。图 1 1 X43 高超声速飞行器Fig 1 1 X43 hypersonic vehicle分析可知，超燃冲压发动机试飞失败其中一个重要的关键因素即为，，由于高超声速飞行器速度高，进入超燃发动机中流速非常快，燃料在极短的时间内 (毫秒量级) 实现可靠点火并且高效燃烧变得十分困难。早在 1973 年，Ferri[1]认为超燃冲压发动机的科学本质是由于燃料燃烧速率与发动机内流的速率不匹配带来的混合不充分，进而引起燃烧的不充分。如果燃烧无法满足释放足够热量，则会导致无法形成有效的输出功对发动机提供正推力。除此以外

示意图,复杂流场,高超声速飞行器,燃烧室

[6]（Shock Bubble Interaction，简称 SBI 问题），类比见图1 3。类似的，传统支板燃料喷射等方式也存在激波与燃料相互作用形成的轴向涡量流场结构[7]。因此燃料和激波相互作用这种超声速燃烧“流动组织”中的典型流动现象值得深入研究来服务于提高燃料超燃冲压发动机性能。激波作用气泡形成斜压涡量的— 2 —
【学位授予单位】：上海交通大学
【学位级别】：硕士
【学位授予年份】：2018
【分类号】：V235.21

【参考文献】