马赫数6飞行条件圆截面超燃冲压发动机流动燃烧特征分析

doi:10.7527/S1000-6893.2023.29575

流体力学与飞行力学

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马赫数6飞行条件圆截面超燃冲压发动机流动燃烧特征分析

于江飞, 汤涛, 闫博, 汪洪波, 杨揖心, 熊大鹏, 孙明波()

国防科技大学空天科学学院，长沙 410073

收稿日期:2023-09-13 修回日期:2023-10-23 接受日期:2023-12-04 出版日期:2023-12-08 发布日期:2023-12-07
通讯作者: 孙明波 E-mail:sunmingbo@nudt.edu.cn
基金资助:
国家自然科学基金(11925207)

Flow and combustion characteristic analysis of circular⁃section scramjet under Mach number 6 flight condition

Jiangfei YU, Tao TANG, Bo YAN, Hongbo WANG, Yixin YANG, Dapeng XIONG, Mingbo SUN()

College of Aerospace Science and Engineering，National University of Defense Technology，Changsha 410073，China

Received:2023-09-13 Revised:2023-10-23 Accepted:2023-12-04 Online:2023-12-08 Published:2023-12-07
Contact: Mingbo SUN E-mail:sunmingbo@nudt.edu.cn
Supported by:
National Natural Science Foundation of China(11925207)

摘要/Abstract

摘要：

本文基于RANS方法对马赫数6飞行条件下的乙烯燃料圆截面超燃冲压发动机燃烧流场开展了数值研究，计算中采用了压力相关的火焰面/进度变量模型，得到的数值结果与试验吻合，并据此分析了0.18和0.06当量比工况的火焰结构和燃烧特征。计算表明，0.18当量比工况释热强度高，在流场中形成了热壅塞，并且预混燃烧和扩散燃烧共同主导了整体的释热。而0.06当量比工况流道中心仍是超声速状态，扩散火焰主导了整体的释热。2个工况中，射流背风区和轴对称凹腔都是重要的反应区，其中射流背风区释热强度高，而凹腔起到了增强混合和提高燃烧效率的重要作用。

关键词: 圆截面超燃冲压发动机, 火焰面/进度变量模型, 超声速燃烧, 轴对称凹腔

Abstract:

A numerical study on the combustion flow field of an ethylene-fueled circular-section scramjet engine under Mach number 6 flight condition is conducted based on the RANS method. A pressure-related flamelet/progress variable model is used in the calculations， and the numerical results obtained are in good agreement with the experiments. Accordingly， the flame structure and combustion characteristics were analyzed for the high and low equivalence ratio cases. Calculations show that the high equivalence ratio case has a high level of heat release， forming a thermal congestion in the flow field， and that the premixed combustion and diffusion combustion together dominate the overall heat release. In the low equivalence ratio case， the center of the flow channel is still supersonic， and the diffusion flame dominates the overall heat release. In both cases， the jet leeward zone and the axisymmetric cavity are important reaction zones， where the former has a high heat release intensity， while the latter plays an important role in enhancing mixing and improving combustion efficiency.

Key words: circular-section scramjet, flamelet/progress variable model, supersonic combustion, axisymmetric cavity

中图分类号:

V235

于江飞, 汤涛, 闫博, 汪洪波, 杨揖心, 熊大鹏, 孙明波. 马赫数6飞行条件圆截面超燃冲压发动机流动燃烧特征分析[J]. 航空学报, 2024, 45(14): 129575-129575.

Jiangfei YU, Tao TANG, Bo YAN, Hongbo WANG, Yixin YANG, Dapeng XIONG, Mingbo SUN. Flow and combustion characteristic analysis of circular⁃section scramjet under Mach number 6 flight condition[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2024, 45(14): 129575-129575.

图/表 20

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表 1

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参考文献 43

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E-mail：hkxb@buaa.edu.cn

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主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

参数	来流	燃料流
马赫数	2.5	1.0
总温T₀/K	1 800	300
总压P₀/kPa	1 360	61/173
质量流率/（g·s^-1）	400	1.7/4.9
O₂质量分数	0.233 8	0
N₂质量分数	0.602 4	0
CO₂质量分数	0.101 6	0
H₂O质量分数	0.062 2	0
C₂H₄质量分数	0	1.0
全局当量比	0.06/0.18

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马赫数6飞行条件圆截面超燃冲压发动机流动燃烧特征分析

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