支板构型超燃燃烧室内流动、燃烧迟滞现象发生机理研究

The problems of the flow and combustion in the scramjet are hot issues in aeronautic and astronautic filed. The mechanisms of the hysteresis are investigated numerically, experimentally and theoretically form the flow and combustion aspects respectively in the supersonic combustor. For this purpose, the effect of the strut configuration, installation type, inflow Mach number and total temperature on the dynamic variation of the shock wave structures, boundary layer and shock wave/boundary layer interaction numerically studied by the LES with the back pressure changed continuously to acquire the mechanisms of the flow hysteresis. Subsequently, the experimental results of the high speed schlieren and wall pressures measurement are used to verify the simulation results. Otherwise, the effect of the strut configuration, fuel injection pattern, equivalence ratio slope and inflow total Mach number slope on the dynamic variation of the flame propagation, flame holding pattern and chemical reaction are studied by the LES combined with PDF turbulent combustion model with the equivalence ratio changed continuously to acquire the mechanisms of the combustion hysteresis. Subsequently, the experimental results of the high speed schlieren, wall pressures measurement and spectrum filtering are used to verify the simulation results. Consequently, based on the results of the researches above, the degree of influence of the flow, combustion and coupled function of the two aspects on the hysteresis are assessed respectively and the control strategies of the hysteresis in the supersonic combustor are discussed from strut configuration and fuel injection pattern aspects respectively to serve the scramjet control theoretically.

超燃冲压发动机内的流动与燃烧问题是航空航天领域研究中的热点。本项目针对支板超燃燃烧室内的迟滞问题，采用仿真、试验和理论分析的方法，从流动和燃烧两方面开展迟滞发生机理研究。利用LES开展冷态条件下背压连续变化的仿真研究，分析支板结构、布置方式、来流马赫数和来流总温对激波结构、边界层结构和激波/边界层效应动态变化的影响规律，并利用高速纹影和壁面压力结果进行验证，获得流动迟滞现象发生的机理；利用LES结合PDF湍流燃烧模型开展热态条件下当量比连续变化的仿真研究，分析支板结构参数、燃料喷注方式、当量比和总温的变化速率对火焰传播、火焰稳定模式、化学反应过程动态变化的影响规律，并利用高速纹影、壁面压力测量和窄带滤光的结果进行验证，获得燃烧迟滞现象发生的机理；评估流动、燃烧以及两者耦合作用对迟滞现象的影响程度，从支板结构和喷注方式两方面探讨迟滞现象的控制策略，为超燃冲压发动机的迟滞控制提供理论依据。

在高超声速飞行器的动力系统中，流动与燃烧的控制是整个飞行控制中的重要环节，直接关系到飞行器所获得的推力。本项目针对超声速燃烧中的典型的耦合作用问题——迟滞现象，采用数值仿真的方法，利用一个以支板为喷注/稳焰装置的矩形截面模型燃烧室，以甲烷为燃料开展研究。本项目的主要研究内容为超声速燃烧过程中迟滞现象的主导因素、解耦条件下流场激波结构迟滞发生的机理以及支板构型燃烧室流场动态条件下非线性现象的产生原因。通过研究得到如下结论：上游的激波结构动态变化的迟滞效应强于燃烧区域动态变化产生的迟滞效应，这说明在控制过程中应重点控制上游（包括隔离段内）的激波结构的动态变化；解耦条件下激波结构激变化迟滞的主要原因是动态过程中流场发展不充分，这种不充分性与动态条件的变化速率直接相关；支板的厚度、位置和前缘角度是影响流场的主要结构参数，想比与直通通道，支板增加的阻力及其形成的面积收缩是流场动态变化非线性的主要原因。本项目实施过程中，开发了一套点火/燃烧试验平台，利用该试验平台确定了甲烷燃烧加热器的喷嘴构型；提出了一种双光路纹影观测方法，结合图像处理可以获得三维激波结构。上述研究进一步揭示了超燃冲压发动机中迟滞现象的本质，获得了燃烧室压力动态变化对迟滞现象影响规律，得到支板构型超声速燃烧室的流动特性，为深入认识超燃冲压发动机的燃烧流动耦合问题提供了有益的支持。