孫明波, 蔡 尊, 王亞男, 趙國焱, 孫永超, 李佩波, 萬明罡, 李 亮

(國防科技大學 高超聲速沖壓發(fā)動機技術(shù)重點實驗室, 長沙 410073)

0 引 言

隨著高超聲速技術(shù)的不斷發(fā)展，超燃沖壓發(fā)動機及其內(nèi)部的超聲速燃燒過程已經(jīng)得到了持續(xù)和廣泛的研究，獲得了很多重要的研究成果[1]。超聲速燃燒基礎(chǔ)研究的關(guān)注熱點，也逐漸從以火焰穩(wěn)定過程為代表的準穩(wěn)態(tài)過程，轉(zhuǎn)到了以燃燒振蕩過程為代表的非穩(wěn)態(tài)過程[2]。實際上，這種非穩(wěn)態(tài)燃燒過程在超燃沖壓發(fā)動機內(nèi)十分常見，如果對非穩(wěn)態(tài)燃燒過程認識不清、不能實現(xiàn)有效調(diào)控，不僅會影響發(fā)動機的工作效率，還極有可能威脅發(fā)動機的安全可靠工作。近年來，非穩(wěn)態(tài)超聲速燃燒及其調(diào)控方法已經(jīng)成為超燃沖壓發(fā)動機邁向真正實用化所必需解決的問題。

非穩(wěn)態(tài)超聲速燃燒是指超聲速化學反應(yīng)流中由于湍流脈動、混合過程和化學反應(yīng)的強耦合性使得燃燒狀態(tài)在有限的時空內(nèi)發(fā)生劇烈變化的燃燒過程。總結(jié)分析非穩(wěn)態(tài)超聲速燃燒領(lǐng)域的研究成果，可以將非穩(wěn)態(tài)超聲速燃燒過程的影響機制大致分為兩大類，分別是流動過程為主要影響因素，改變混合和化學反應(yīng)狀態(tài)的非穩(wěn)態(tài)燃燒，及化學反應(yīng)過程為主要影響因素進而改變流動和混合狀態(tài)的非穩(wěn)態(tài)燃燒。學者們發(fā)現(xiàn)聲波與火焰間的相互作用及流動主導的燃燒不穩(wěn)定，是兩種以流動過程為主要影響因素的非穩(wěn)態(tài)燃燒機制。而在以化學反應(yīng)過程為主要影響因素的非穩(wěn)態(tài)燃燒中，點火、火焰閃回以及近熄火極限當量比的燃燒是具有代表性的非穩(wěn)態(tài)燃燒現(xiàn)象。在真實發(fā)動機中，由于流場內(nèi)存在復(fù)雜的激波串結(jié)構(gòu)，還受到壁面邊界層分離和噴注等過程的影響，如圖1所示。而這五種非穩(wěn)態(tài)燃燒過程更加顯著，需要全面開展相關(guān)研究。

圖1 超燃沖壓發(fā)動機燃燒室工作示意圖[3]Fig.1 Schematic of the scramjet combustor[3]

超聲速燃燒過程受到了超聲速氣流流動的重要影響。一般而言，由于氣流內(nèi)擾動以聲速傳播，在超燃沖壓發(fā)動機燃燒室內(nèi)，超聲速氣流中由燃燒產(chǎn)生的任何擾動都將向下游傳播，并最終從燃燒室出口流出，而不會傳遞至上游形成導致非穩(wěn)態(tài)燃燒的反饋回路。但大量研究表明超燃沖壓發(fā)動機燃燒室內(nèi)存在著多種亞聲速流動區(qū)域，使得擾動引起的聲波能夠沿著嵌入在超聲速流動中的亞聲速區(qū)域向上游傳播[4]。一旦聲波與燃燒釋熱過程耦合，超燃沖壓發(fā)動機燃燒室內(nèi)火焰、激波和燃料噴注之間的相互作用可能形成持續(xù)的聲學反饋回路，從而改變?nèi)紵齾^(qū)上游的流動混合狀態(tài)，進一步誘發(fā)超聲速非穩(wěn)態(tài)燃燒[5]。

在超聲速氣流中，燃燒區(qū)域的壓力升高通常會引發(fā)上游大尺度的壁面邊界層分離，還可在燃燒室中形成激波串[6]。而出現(xiàn)劇烈的邊界層大尺度流動分離時，會常伴隨著非對稱流場結(jié)構(gòu)的出現(xiàn)[7]。此時激波串及大分離區(qū)的振蕩將劇烈改變?nèi)紵覂?nèi)的氣流流動狀態(tài)，引起以流動不穩(wěn)定為主導的燃燒不穩(wěn)定現(xiàn)象[8]。

非穩(wěn)態(tài)超聲速燃燒不僅受到氣流流動狀態(tài)改變的影響，還受到化學反應(yīng)動態(tài)變化的重要影響。在燃燒室內(nèi)混合氣點火過程是從無化學反應(yīng)狀態(tài)到持續(xù)的化學反應(yīng)狀態(tài)間的過渡。作為燃燒的初始階段，點火過程具有很強的非穩(wěn)態(tài)特性，對后續(xù)的燃燒至關(guān)重要。多種強迫點火方法已在超燃沖壓發(fā)動機燃燒室中廣泛使用，很多學者也開展了對強迫點火影響因素方面的研究[9]，但針對超聲速氣流中的點火機理研究仍有待系統(tǒng)深入。在某些特定條件下，混合氣的自點火過程也在超燃沖壓發(fā)動機燃燒室內(nèi)變得顯著，并會影響到燃料點火和持續(xù)的化學反應(yīng)狀態(tài)，進而改變?nèi)紵姆欠€(wěn)態(tài)特性[10]。

超燃沖壓發(fā)動機燃燒室內(nèi)混合氣燃燒過程中，有時會觀測到火焰向上游逆?zhèn)饔挚焖偻嘶氐默F(xiàn)象[2]。這種火焰閃回，作為一個復(fù)雜的非穩(wěn)態(tài)燃燒現(xiàn)象，是火焰振蕩的一種典型子過程，其發(fā)生往往伴隨著爆燃轉(zhuǎn)爆震[11]、壁面邊界層分離[12-13]和熱壅塞[14-15]等條件的產(chǎn)生，還會引起流動和混合條件會產(chǎn)生劇烈變化。

近熄火極限當量比時的火焰不穩(wěn)定行為也是一種典型的非穩(wěn)態(tài)燃燒現(xiàn)象。該現(xiàn)象與超燃沖壓發(fā)動機燃燒室中的燃燒動力學密切相關(guān)。已有研究表明熄火極限當量比附近的非穩(wěn)態(tài)燃燒特性受到流場振蕩[16]、再點火過程[17]以及極限狀態(tài)下的熱釋放擾動[18]的影響。組織超聲速條件下的火焰穩(wěn)定必須要針對近熄火極限的非穩(wěn)態(tài)燃燒特性進行研究。

本文通過梳理超聲速燃燒非穩(wěn)態(tài)特性和影響機制，將非穩(wěn)態(tài)超聲速燃燒領(lǐng)域的相關(guān)研究成果從五個方面進行總結(jié)，分別是聲學振蕩、流動誘導的燃燒不穩(wěn)定、點火過程、火焰閃回和近熄火極限的火焰不穩(wěn)定。對每個部分，分別介紹了非穩(wěn)態(tài)超聲速燃燒的最近的基礎(chǔ)研究進展，以期為開展該方向的后續(xù)研究工作提供參考。

1 超燃沖壓發(fā)動機燃燒室中的聲學振蕩

在一定程度上，發(fā)動機燃燒室屬于自激振蕩系統(tǒng)，燃燒室的聲振系統(tǒng)可以看作振蕩器。燃燒產(chǎn)生的熱量為自激振蕩系統(tǒng)提供能量，只要燃燒過程提供的能量與聲振系統(tǒng)之間形成一定的反饋過程，就會產(chǎn)生持續(xù)的熱聲振蕩過程。通常來說，在超聲速氣流中聲波無法向上游傳播，也就無法形成聲波和熱釋放間的閉環(huán)反饋。因此，在相當長的時間內(nèi)超燃沖壓發(fā)動機內(nèi)熱聲不穩(wěn)定的現(xiàn)象被忽略。然而超燃沖壓發(fā)動機內(nèi)存在亞聲速區(qū)域，如邊界層分離區(qū)及穩(wěn)焰器內(nèi)回流區(qū)等。在這些區(qū)域內(nèi)，聲波可以向上游傳播，在局部區(qū)域內(nèi)有可能形成聲波與熱釋放間的閉環(huán)反饋。因此仍然有必要開展針對超燃沖壓發(fā)動機內(nèi)聲學振蕩問題的研究。本部分將圍繞高頻聲學振蕩和低頻聲學振蕩兩部分內(nèi)容進行描述。本文中將200 Hz以下的振蕩稱為低頻聲學振蕩，將頻率位于200 Hz～1000 Hz的振蕩稱為中低頻聲學振蕩，高于1000 Hz的為高頻聲學振蕩[19]。

1.1 高頻聲學振蕩

壁面凹腔具有來流總壓損失小、結(jié)構(gòu)簡單和熱防護要求低等顯著優(yōu)勢，已經(jīng)成為廣泛應(yīng)用于超燃沖壓發(fā)動機的穩(wěn)焰裝置，但凹腔同時也會誘發(fā)聲學自激振蕩現(xiàn)象[20]。凹腔的自激振蕩特性與來流馬赫數(shù)及凹腔的長深比有很大關(guān)系。Heller和Bliss[21]對Rossiter[22]提出的凹腔振蕩機制進行了改進，改進后的半經(jīng)驗公式常被用于預(yù)測超聲速冷流條件下凹腔內(nèi)的振蕩頻率。

Choi[23-25]通過數(shù)值計算捕捉到了與凹腔自激振蕩關(guān)聯(lián)的燃燒高頻振蕩，如圖2所示。圖2顯示出隨著燃料噴注壓降增加以及釋熱增強，凹腔剪切層、橫向射流及激波都可能產(chǎn)生較強的不穩(wěn)定，從圖2(a)中可以明顯觀察到流場大渦結(jié)構(gòu)的變化。圖2(b)顯示在低燃料噴注壓降條件下，燃燒時凹腔內(nèi)的主頻不太明顯；隨著噴注壓降的增加，受擾射流的穿透度和燃燒強度明顯增加，凹腔下游出現(xiàn)明顯的高頻特征。Won等[26]對Hyshot發(fā)動機的燃燒特性進行了二維的數(shù)值模擬。研究發(fā)現(xiàn)：飛行高度在23～35 km 時，壁面壓力出現(xiàn)了主頻大約在6 kHz左右的高頻振蕩。Won 等認為燃燒室內(nèi)Richtmyer-Meshkov不穩(wěn)定的傳播是引起高頻振蕩的主要原因。在上述研究中，對于凹腔激勵振蕩機制與燃燒流場不穩(wěn)定之間的相互關(guān)聯(lián)并未詳細論述。

(a) 帶有凹腔的燃燒流動瞬時溫度分布

汪洪波等[20, 27-29]開展了三維大渦模擬研究射流發(fā)展與流場振蕩之間的關(guān)系。結(jié)果表明：在超燃沖壓發(fā)動機燃燒室內(nèi)有兩種過程可以引起高頻壓力振蕩。一種是從凹腔剪切層到主流的非定常火焰?zhèn)鞑ミ^程，該過程主要受到射流-凹腔剪切層相互作用的影響。另一種是可燃氣團的自點火過程，該過程中的可燃氣團由射流邊界的發(fā)卡渦產(chǎn)生的，這種機制往往導致一些與射流不穩(wěn)定性相應(yīng)的、相對較高頻率的振蕩。凹腔剪切層內(nèi)溫度的頻譜圖及高溫氣團的演化過程如圖3所示。由于凹腔剪切層的脈動以及射流渦的周期性產(chǎn)生，主流中的燃燒區(qū)出現(xiàn)明顯的高頻振蕩。

汪洪波等[28, 30]針對凹腔超聲速燃燒室的高頻壓力振蕩測量實驗研究表明：具有較大后緣傾角的凹腔內(nèi)更容易產(chǎn)生高頻壓力振蕩，壓力振蕩的幅值也相對較高。凹腔內(nèi)壓力頻譜圖及后緣傾角對壓力振蕩的影響見圖4所示。凹腔上游注入燃料的過程會抑制低頻振蕩，該過程會將振蕩推向較高的頻率(基本位于15～20 kHz)。此外，振蕩頻率會隨著噴射壓力增加而增加。振蕩頻率的變化可歸因于凹腔上方射流混合層的不穩(wěn)定以及燃燒釋熱量的變化。這些熱量與凹腔剪切層的相互作用會改變?nèi)紵覂?nèi)的流場分布，進而產(chǎn)生更高頻的壓力振蕩。同時，由于燃燒釋放熱量的影響，壓力振蕩的強度也顯著增加。原因之一是由放熱引起的平均壓力增加，另一個原因可能是不穩(wěn)定的熱釋放給振蕩系統(tǒng)而引入了額外的能量。

田旭東[31-32]等的研究表明在雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機燃燒室中，無論是超燃模態(tài)還是亞燃模態(tài)均可能發(fā)生高頻燃燒振蕩。亞燃模態(tài)時，高頻振蕩與凹腔剪切層和燃燒的相互作用有關(guān)，其頻率與凹腔自激振蕩的頻率基本處于同一量級，振蕩頻率和振蕩幅度受燃燒放熱的影響較大。超燃模態(tài)時，低頻振蕩主頻比亞燃模態(tài)時低，高頻振蕩出現(xiàn)在凹腔后緣附近，振蕩頻率與燃燒釋熱和燃料橫向射流的動壓比有關(guān)，當動壓比低于1.47時高頻振蕩不易被激發(fā)。Fleifi[33]等的研究表明，高頻擾動對燃燒過程的影響有限，火焰對于低頻擾動響應(yīng)強烈。然而，對于超燃沖壓發(fā)動機內(nèi)復(fù)雜的燃燒過程來說，高頻振蕩可以通過與剪切層相互作用，影響發(fā)動機內(nèi)的混合過程；即使火焰對高頻擾動的響應(yīng)較弱，由于超燃沖壓發(fā)動機內(nèi)燃燒狀態(tài)較強，較大幅度的壓力振蕩也會引起局部應(yīng)變率的增強，進而造成發(fā)動機內(nèi)出現(xiàn)局部熄火。高頻振蕩過程中引起的剪切層擾動及旋渦發(fā)展等過程有助于實現(xiàn)發(fā)動機的快速混合，這對于超燃沖壓發(fā)動機來說是必須的，所以很難徹底地避免超燃沖壓發(fā)動機內(nèi)的高頻振蕩。由此可見，對超燃沖壓發(fā)動機內(nèi)高頻振蕩開展研究具有重要意義。通過揭示其物理機制，在此基礎(chǔ)上對其施加適當?shù)目刂拼胧?，可以使超燃沖壓發(fā)動機內(nèi)能更可靠地運行。

(a) 剪切層附近的壓力振蕩頻譜

(a) 燃燒高頻壓力振蕩頻譜(Pjet=1.8 MPa)

1.2 低頻聲學振蕩

已有研究表明超燃沖壓發(fā)動機內(nèi)存在低頻聲學振蕩。超燃沖壓發(fā)動機內(nèi)的燃燒不穩(wěn)定性會引起射流、凹腔火焰穩(wěn)定區(qū)、主流燃燒區(qū)和預(yù)燃激波串之間的強烈相互作用，從而導致燃燒室中產(chǎn)生低頻振蕩。

歐陽浩等[34]的研究發(fā)現(xiàn)采用乙烯燃燒的超燃沖壓發(fā)動機內(nèi)存在明顯低頻振蕩，振蕩頻率會受到凹腔長深比及燃料摻混狀態(tài)的影響。在一定條件下，增加凹腔長深比會引起振蕩主頻的增加。這可能是由于長深比增加增強了凹腔剪切層和主流的質(zhì)量及熱量交換，縮短了燃料在凹腔內(nèi)的停留時間造成的。當改變?nèi)剂蠐交鞝顟B(tài)時，對于具有準穩(wěn)態(tài)熱力喉道或穩(wěn)定激波串的情況，火焰振蕩呈現(xiàn)一種寬頻率范圍的熱聲型振蕩模式[34]。

Ma等[35]采用液態(tài)JP-7作為燃料，觀察到超燃沖壓發(fā)動機內(nèi)的燃燒振蕩主頻為100 Hz～160 Hz。當燃料為氣態(tài)燃料乙烯時，燃燒室中會出現(xiàn)主頻為300 Hz～350 Hz的低頻振蕩。Ma的實驗結(jié)果見圖5。Ma通過理論和準一維數(shù)值計算研究指出，驅(qū)動和維持低頻振蕩的物理過程是噴孔與火焰區(qū)之間的聲學-對流相互作用：產(chǎn)生于火焰區(qū)的聲學擾動將引起噴孔附近燃料當量比的波動，而燃料當量比的波動會引起下游燃燒區(qū)的釋熱量的變化。Li等[36]采用雷諾平均(Reynolds Averaged Navier-Stokes Simulation, RANS)方法針對Ma等[35]研究中的燃燒室內(nèi)出現(xiàn)的低頻振蕩現(xiàn)象開展了數(shù)值研究。結(jié)果表明，閉環(huán)的聲振蕩主要集中在射流與下游熱力喉部之間的亞聲速區(qū)域。該區(qū)域內(nèi)的非定常放熱過程與當?shù)亓鲃诱袷庨g的相互作用可能會引起燃燒室內(nèi)大幅的壓力振蕩。

(a) JP7燃油燃燒壓力頻譜

Lin等[37-38]經(jīng)過總結(jié)認為超燃沖壓發(fā)動機燃燒室內(nèi)存在兩種低頻振蕩的物理機制：一種是 Ma 等[35]提到的燃料噴注與燃燒區(qū)之間的聲學-對流相互作用，另一種是預(yù)燃激波串與燃燒區(qū)之間的聲學-對流相互作用[39]。第二種機制產(chǎn)生的原因為：非定常燃燒產(chǎn)生的擾動通過聲波的形式向燃燒室上游傳播，擾動到達燃燒室上游后會與預(yù)燃激波串相互作用，在此過程中產(chǎn)生的擾動會以聲波、旋渦或者熵波的形式向下游傳播或?qū)α髦寥紵齾^(qū)，上述過程會增強當?shù)氐姆欠€(wěn)態(tài)運動，在此基礎(chǔ)上產(chǎn)生一個閉環(huán)反饋[39]，如圖6所示。

基于對低頻聲學振蕩機制研究，學者們也建立了一些超燃沖壓發(fā)動機低頻振蕩理論模型。Lin等[37-38]給出了激波-火焰的聲學反饋循環(huán)、激波-火焰的聲學/對流反饋循環(huán)、燃料噴注-火焰的聲學/對流反饋循環(huán)等主導下的振蕩頻率，如下所示：

圖6 Lin 等的聲學—對流不穩(wěn)定反饋循環(huán)示意圖[37-38]

fsf1=1/τsf1

(1)

fsf2=1/τsf2

(2)

(3)

其中τsf1、τsf2、τif分別為激波-火焰的聲學反饋循環(huán)時間、激波-火焰的聲學/對流反饋循環(huán)時間和燃料噴注-火焰的聲學/對流反饋循環(huán)時間。fsf1、fsf2、fif分別為對應(yīng)的振蕩頻率,M為流動馬赫數(shù)，Lif為噴注區(qū)與燃燒區(qū)的距離，a是當?shù)芈曀佟?/p>

崔興達等[39]認為超燃沖壓發(fā)動機內(nèi)存在熱力喉道時，燃燒室內(nèi)會形成閉環(huán)反饋。他們將火焰位置與壓力擾動進行關(guān)聯(lián)，并建立數(shù)學模型。在Lin等[37-38]提出的模型基礎(chǔ)上，引入一個修正系數(shù)將火焰位置振蕩與放熱之間進行關(guān)聯(lián)：

(4)

總的來說，目前已有大量超燃沖壓發(fā)動機內(nèi)聲學振蕩問題的研究，但是與航空發(fā)動機內(nèi)聲學振蕩的研究相比，超燃沖壓發(fā)動機內(nèi)聲學振蕩方面的研究遠遠不夠。后續(xù)需要關(guān)注超聲速燃燒低頻聲學振蕩的產(chǎn)生機制并進行深入研究，這種振蕩可能和超聲速燃燒室結(jié)構(gòu)頻率產(chǎn)生耦合并造成破壞?？梢韵葟某曀偃紵晫W特性入手，分析超聲速來流條件下火焰與不同頻率聲波的耦合機制。在此基礎(chǔ)上逐步向真實發(fā)動機燃燒室內(nèi)的狀態(tài)過渡。

2 流動誘導的燃燒不穩(wěn)定性

超聲速邊界層的分離經(jīng)常伴隨著低頻的振蕩，某些情況下這種流動的不穩(wěn)定會成為超聲速燃燒不穩(wěn)定的主導機制。超聲速燃燒室內(nèi)的釋熱引起壓升，會在超聲速來流中引發(fā)大幅邊界層分離[6]。激波誘導分離及其產(chǎn)生的振蕩可能是不穩(wěn)定燃燒的一個重要原因。

2.1 無反應(yīng)流中激波誘導分離的不穩(wěn)定

流動分離的不穩(wěn)定已在無反應(yīng)流動中得到了廣泛研究，例如激波/湍流邊界層相互作用(Shock Wave / Boundary layer Interaction, SWBLI)、進氣道不啟動、強背壓下的隔離段以及過膨脹工況下的噴管等。SWBLI中的激波通常會引起明顯的邊界層分離從而導致流場高度不穩(wěn)定[40]。SWBLI的不穩(wěn)定由高頻分量和低頻分量組成[41]。Piponniau等[42]開發(fā)了一個模型來描述分離激波下游產(chǎn)生的混合層不穩(wěn)定特性。該模型很好地估計了在從馬赫數(shù)0到5的各種激波誘導分離情況下的低頻不穩(wěn)定。由于SWBLI中低頻不穩(wěn)定的復(fù)雜性，到目前為止，其機理仍未完全闡明。

Koo等[43]基于大渦模擬方法研究了一個進氣道-隔離段構(gòu)型在不同攻角下的不啟動動力學過程，結(jié)果表明壁面分離的邊界層在不啟動過程中起關(guān)鍵作用。Do等[44]向超聲速進氣道中注入橫向射流以誘發(fā)不啟動，發(fā)現(xiàn)在非對稱邊界條件下，較厚的湍流邊界層會促進不啟動激波的形成。Geerts等[45-46]使用背景取向紋影技術(shù)研究了馬赫數(shù)2.5來流條件下矩形隔離段中激波在緩慢變化背壓條件下的運動。觀察到在整個不啟動過程中，激波系表現(xiàn)出明顯的振蕩性質(zhì)。Bruce等[47]采用RANS方法很好地捕獲了馬赫數(shù)1.4的平行管道中相對較低頻率(40 Hz)的不穩(wěn)定行為，發(fā)現(xiàn)跨聲速通道流動中存在不對稱性，這是由角區(qū)流動相互作用引起的。蘇緯儀等[48-49]數(shù)值模擬研究了由反壓引起的激波串自激振蕩，結(jié)果表明當背壓與自由流的靜壓比達到70時，會發(fā)生3107 Hz的振蕩。Li等[50]研究了馬赫數(shù)2.7來流中隔離段內(nèi)激波串的振動特性，并在測試段的上游安裝了一個楔形物以產(chǎn)生入射激波。結(jié)果發(fā)現(xiàn)，當激波前緣穿過SWBLI區(qū)域時，會出現(xiàn)流動不穩(wěn)定的情況。熊冰等[51]研究了等截面矩形隔離段中的流動不穩(wěn)定性，發(fā)現(xiàn)上游激波腳運動引起的低頻擾動可以向下游傳播，并且分離泡會放大該擾動的頻率。在施加背壓的強迫振蕩后，分離激波振蕩頻率隨著背壓的增加而增加。

與進氣道和隔離段相比，噴管中超聲速流動的不穩(wěn)定分離得到了更廣泛的研究。Reijasse等[7]使用快速陰影和三維激光多普勒測速法對二維噴管中的分離進行了初步研究。發(fā)現(xiàn)流場隨喉部收縮率的增加而從對稱轉(zhuǎn)換到非對稱，并隨著喉部收縮率的進一步增加而回到對稱。于洋等[53]討論了在過膨脹噴管中分離模式的轉(zhuǎn)換。研究表明，在啟動過程中，分離模式在受限激波分離和自由激波分離之間轉(zhuǎn)化。同時，在分離過渡現(xiàn)象中發(fā)生了激波不穩(wěn)定性[54]。Papamoschou等[55-56]發(fā)現(xiàn)在過膨脹工況的噴管中發(fā)生了非對稱分離。Xiao等[57]采用RANS方法研究了同樣的噴管，捕獲了在中等落壓比(噴管壓比1.6～2.3)下的非對稱分離。Johnson等[58]的研究指出剪切層自身的不穩(wěn)定性與激波運動的不穩(wěn)定過程密切相關(guān)。Britton等[59]基于針對壁湍流開發(fā)的各向異性人工流體特性模擬方法，以LES模擬結(jié)果系統(tǒng)描述了激波串非定常運動的過程，如圖7所示，并提出了基于準一維流動方程的描述模型。

圖7 非對稱激波串的周期運動模擬結(jié)果(紅色區(qū)域表示Ma=0.1，可看作分離區(qū)邊界)[52]

2.2 流動不穩(wěn)定主導的非穩(wěn)態(tài)燃燒

分離引起的不穩(wěn)定現(xiàn)象通常出現(xiàn)在流動部件的非設(shè)計工況(例如不啟動的進氣道和過膨脹的噴管)。與之相反，大尺度分離區(qū)往往存在于燃燒室的設(shè)計工況中(特別是燃料高當量比情況)。因此，研究超聲速燃燒室中與分離相關(guān)的不穩(wěn)定現(xiàn)象可能比其他流動部件內(nèi)的相關(guān)現(xiàn)象更為重要。

目前有少數(shù)的研究關(guān)注了由流動不穩(wěn)定主導的非穩(wěn)態(tài)超聲速燃燒過程。Laurence等[60]在高焓激波風洞中進行了一系列實驗，以研究HyShot II超聲速燃燒室在接近臨界當量比(對應(yīng)熱壅塞)時的響應(yīng)特性。對于當量比0.41的情況，流動在噴注一側(cè)的壁面發(fā)生分離。在對紋影圖像進行分析的基礎(chǔ)上，捕捉到了激波的快速變化。Fotia等[14]對氫燃料的雙模態(tài)沖壓發(fā)動機在亞燃-超燃的過渡工況開展了實驗研究，并發(fā)現(xiàn)在亞燃大面積分離的工況下火焰會發(fā)生低頻的周期性振蕩，這種振蕩頻率極低，峰值頻率僅約5 Hz，如圖8所示。研究者認為自持的剪切層不穩(wěn)定性是造成這種低頻不穩(wěn)定振蕩的原因。Yuan等[61]研究了來流馬赫數(shù)2.5的雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機燃燒室內(nèi)的火焰穩(wěn)定特性，發(fā)現(xiàn)火焰在剪切層和射流尾跡模式間往復(fù)振蕩。他們認為氣動喉道的產(chǎn)生與猝滅可能是火焰振蕩的原因。

圖8 非穩(wěn)態(tài)亞燃-超燃的過渡工況中激波串壓力振蕩歷史及頻譜分析[14]Fig.8 Static pressure traces and spectrum analysis of shock wave in unsteady ram-scram transition[14]

孫明波等[62]在實驗研究中發(fā)現(xiàn)，對于并聯(lián)雙凹腔構(gòu)型、且在凹腔近上游噴注燃料的單邊擴張矩形超聲速燃燒室中，流場結(jié)構(gòu)通常隨著當量比的增加而從對稱轉(zhuǎn)變?yōu)榉菍ΨQ，并且在某一當量比之下會產(chǎn)生燃燒火焰分布在上下壁面切換，如圖9所示。高天運等[63]基于RANS方法進一步研究了非對稱火焰的切換過程，如圖10所示。數(shù)值結(jié)果顯示中等當量比條件下，流場會出現(xiàn)劇烈的燃燒不穩(wěn)定現(xiàn)象，其特征為預(yù)燃激波串的流向大幅振蕩和非對稱火焰的異側(cè)壁面切換，并指出其產(chǎn)生原因與激波誘導分離區(qū)和釋熱之間的相互作用有關(guān)?；诮怦罘治?，高天運等[64]進一步確定了這種不穩(wěn)定燃燒的關(guān)鍵影響因素。研究表明，燃燒釋熱產(chǎn)生的背壓是真正的關(guān)鍵因素。高天運等[65-66]基于無反應(yīng)流實驗再現(xiàn)了反壓所引起分離流場的典型火焰結(jié)構(gòu)，并基于數(shù)值模擬分析了反壓引起分離流場非對稱現(xiàn)象的機理。結(jié)果表明，低反壓情況下出現(xiàn)對稱分離，高反壓下出現(xiàn)非對稱分離，當反壓處于某一閾值時，分離形態(tài)會在對稱與非對稱間往復(fù)切換。其中的物理機理是：由于擴張拐角處膨脹波及其在等直壁面的反射，擴張壁和等直壁的邊界層形狀因子存在交錯分布，即存在一個上下壁面抵抗分離能力急劇變化的區(qū)域。當反壓誘導的分離在形狀因子交錯區(qū)域下游時，總是呈現(xiàn)對稱分離，如圖11(a)所示；當分離前傳至超過交錯區(qū)域時，總是呈現(xiàn)擴張壁面大分離主導的非對稱分離，如圖11(b)所示；當分離區(qū)時均位置位于交錯區(qū)域時，存在對稱/非對稱分離形態(tài)的往復(fù)切換。對稱分離對應(yīng)于放熱量較低的純超燃模態(tài)，非對稱分離對應(yīng)于放熱量較高、甚至可能出現(xiàn)熱壅塞的過渡模態(tài)。放熱量處于閾值時，燃燒的非定常效應(yīng)最強，非對稱的火焰會在兩側(cè)壁面出現(xiàn)間歇性的往復(fù)切換。

圖9 同一超聲速燃燒過程中的上下壁面火焰分布區(qū)域切換現(xiàn)象[62]Fig.9 Flame region transition between upper wall and lower wall in the unsteady supersonic combustion process in a same test[62]

圖10 燃燒室上下壁面燃燒分離區(qū)切換過程中溫度和馬赫數(shù)的分布[63]

(a) 對稱分離

激波誘導的分離是超燃沖壓發(fā)動機中的傳統(tǒng)問題。當燃燒釋熱足夠強時，反應(yīng)流場的特征結(jié)構(gòu)通常由分離模式所決定。目前越來越多的研究人員研究了無反應(yīng)超聲速流動中的復(fù)雜非穩(wěn)態(tài)現(xiàn)象。然而大多數(shù)研究僅著眼于不穩(wěn)定現(xiàn)象的描述，并沒有揭示其產(chǎn)生的根本原因。由于學術(shù)界對激波/邊界層相互作用中的低頻不穩(wěn)定的驅(qū)動力仍然存在爭議，目前還未能系統(tǒng)解釋無反應(yīng)流中低頻振蕩的原因。同時，以流動分離為主導的超聲速燃燒不穩(wěn)定尚未引起足夠關(guān)注。由于激波/邊界層相互作用的內(nèi)在復(fù)雜性，由反壓誘導分離驅(qū)動的不穩(wěn)定燃燒是一個極具挑戰(zhàn)性的問題，其機理有待進一步的系統(tǒng)研究。

3 點火過程

超燃沖壓發(fā)動機內(nèi)的點火是一種典型的非穩(wěn)態(tài)現(xiàn)象，包括了點火核形成、火焰?zhèn)鞑サ椒€(wěn)定火焰建立的過程。點火方式包括強迫點火和自點火兩大類。當飛行馬赫數(shù)較高時，發(fā)動機入口來流的總溫很高，可直接引燃混合氣，此類方式是自點火。當飛行器的飛行馬赫數(shù)處于中、低范圍時，燃料混合氣無法自燃，需要結(jié)合強迫點火方式主動引燃混合氣。超燃沖壓發(fā)動機中的點火過程與其燃燒組織方式是直接相關(guān)的，本節(jié)重點討論基于凹腔的點火過程研究。

3.1 不同點火方式的作用特性

目前存在多種強迫點火方式，較為常見的是高能火花塞點火[14, 61, 67]，其優(yōu)點包括結(jié)構(gòu)集成和定制方便等，缺點是點火能量有限。在地面超聲速燃燒實驗中常用的一種強迫點火方式是引導點火。例如，當燃料為液態(tài)煤油時，可以向燃燒室或者凹腔內(nèi)注入適量的引導燃料(常為氫氣或乙烯)，借助引導燃料燃燒來點燃煤油-空氣混合氣。席文雄等[68]研究發(fā)現(xiàn)，除了提供大量的熱和活性化學基團外，引導燃料的燃燒還可導致激波串前移，增強煤油橫向射流與主流混合，促進點火。實際發(fā)動機飛行中使用較多的是炸藥點火，通過引燃凹腔底部的爆炸物，在局部產(chǎn)生高溫高壓環(huán)境，同時生成大量的化學活性基團，實現(xiàn)凹腔內(nèi)燃料-空氣混合氣的快速、可靠引燃[69-70]。

近年來等離子體點火成為超燃沖壓發(fā)動機點火研究的一個熱點[71-72]。其中，滑動弧等離子體屬于非平衡態(tài)等離子體，可以選擇性地激發(fā)大量的活性化學基團，縮短點火延遲，有較大的應(yīng)用潛力[72-73]。Leonov等[74]研究了超聲速射流中準直流放電等離子(類似于滑動弧)輔助點火，如圖12所示。另一種在文獻中常見的點火方式是激光誘導等離子體(Laser Induced Plasma, LIP)點火[75]。相比于其它點火方式，LIP的點火能量、位置和點火時刻精確可控。這一特性使得LIP可以十分方便地同其它光學測量手段協(xié)作，常用于研究點火瞬態(tài)過程。

圖12 凹腔燃燒室超聲速氣流中的準直流放電等離子體輔助點火[74]Fig.12 Quasi direct current discharge in a cavity-based supersonic combustor[74]

當飛行馬赫數(shù)足夠高時，來流總溫升高超過一定閾值，燃料的點火延遲時間明顯縮短，此時有可能發(fā)生自點火效應(yīng)，并與燃燒室內(nèi)復(fù)雜的流場結(jié)構(gòu)相耦合,這加劇了超聲速燃燒不穩(wěn)定現(xiàn)象。目前，高馬赫數(shù)下針對自點火瞬態(tài)過程的研究還比較少，主要關(guān)注自點火形成的條件。孫英英[76]對預(yù)混煤油的超聲速燃燒火焰?zhèn)鞑サ膶嶒炑芯恐邪l(fā)現(xiàn)，隨著來流靜溫逐漸升高，煤油的自點火延遲時間逐漸降低，當溫升超過某一閾值時，可燃氣有可能產(chǎn)生自點火。Micka等[77-80]對超聲速燃燒室開展實驗研究，結(jié)果表明當來流氣體從中等總溫向高總溫切換時，自點火效應(yīng)占據(jù)主導因素，導致火焰從凹腔剪切層向上游傳播。Noh等[81]基于數(shù)值仿真研究了不同燃料在模擬飛行馬赫數(shù)5條件下自點火瞬態(tài)過程，結(jié)果表明氫氣可直接自燃，乙烯自點火需要空氣節(jié)流閥的輔助，初始燃燒的建立與流場結(jié)構(gòu)直接相關(guān)。氫氣自點火過程的初始火核位于燃料射流迎風面，而乙烯自點火的初始火核位于空氣節(jié)流閥附近。Liu等[82]基于大渦模擬分析了入口馬赫數(shù)為7.5時氫氣在模型發(fā)動機中的自點火瞬態(tài)過程。仿真結(jié)果表明自點火瞬態(tài)過程可分為五階段——燃料空氣混合、初始火焰建立、火焰前傳、激波串前移和穩(wěn)定燃燒，在自點火過渡階段是預(yù)混燃燒模式占主導。進氣道與燃燒室連接拐角處附近的激波直接誘導了初始火核形成，表明特殊流場結(jié)構(gòu)在自點火瞬態(tài)過程發(fā)揮重要作用。

3.2 強迫點火過程中的火焰瞬態(tài)特征

凹腔點火是一個非穩(wěn)態(tài)的燃燒過程，其時間尺度一般為1 ～10 ms。來流條件、凹腔的幾何構(gòu)形、燃料噴注參數(shù)、燃料空氣的混合、點火參數(shù)等都會影響點火過程。然而，凹腔及其附近的流場結(jié)構(gòu)基本不變，這使得點火過程中的火焰發(fā)展具有一定規(guī)律。Miller等[83]針對凹腔火花塞點火過程開展了 CH*火焰自輻射和CH2O-PLIF高速同步拍攝實驗研究，實驗中燃料為乙烯，采用凹腔后壁面噴注，見圖13。如圖13(b)所示，根據(jù)信號強度的變化，點火過程可分為4個階段。階段I對應(yīng)火花塞點火能量轉(zhuǎn)化為初始火核；階段II指初始火核在凹腔內(nèi)部發(fā)展，快速消耗凹腔內(nèi)的燃料；在階段III中，凹腔內(nèi)的高溫燃燒產(chǎn)物逐漸與新鮮空氣、新鮮燃料混合，達到平衡后進入階段IV，點火過程結(jié)束。圖13(c)表明點火過程存在復(fù)雜的湍流-火焰相互作用。

安彬等[15]結(jié)合LIP和高速攝影技術(shù)，分析了點火能量和位置變化對凹腔點火過程的影響。實驗發(fā)現(xiàn)提高點火能量會顯著減小從初始火核形成至凹腔剪切層火焰建立所需的時間，這表明凹腔點火過程中存在強烈的湍流耗散效應(yīng)。由于凹腔內(nèi)存在主回流區(qū)和角回流區(qū)[84]，點火位置會影響剪切層火焰建立所需時間。圖14對比了不同點火位置下的點火過程，主流方向由左向右。當在凹腔底部中間位置(P2)點火時，火焰發(fā)展最為迅速；當點火位置向凹腔前沿(P1)或者后沿(P3)移動時，剪切層火焰建立所需時間大幅延長。值得注意的是，不同點火位置下的火焰?zhèn)鞑ミ^程基本相同。

(a) 凹腔、相機和成像平面示意圖

圖14 點火位置分別為P1、P2和P3時凹腔附近CH*自輻射的演化歷程[15]Fig.14 CH* chemiluminescence images of ignition processes with ignition positions[15]

蔡尊等[85]結(jié)合LIP和高速攝影技術(shù)分析了不同點火位置下凹腔內(nèi)CH*信號積分強度的變化趨勢。結(jié)果表明凹腔點火過程可分為4階段，即等離子體激發(fā)、等離子體淬滅、火焰再燃和穩(wěn)定火焰建立。他們[86]進一步分析了點火能量和當量比變化對凹腔點火過程的影響，發(fā)現(xiàn)凹腔點火過程可區(qū)分為弱點火、強點火模式，其對應(yīng)的火焰結(jié)構(gòu)示意圖如圖15所示。

(a) 弱點火模式

這兩種點火模式的差異主要源于凹腔內(nèi)燃料分布，突出了燃料-空氣混合和輸運在點火過程中的重要性。

超燃沖壓發(fā)動機實際搭載的點火系統(tǒng)需要在盡可能低的能量輸入下實現(xiàn)可靠點火。將點火過程中存在復(fù)雜的湍流-火焰相互作用機制、火核傳播機理研究透徹，對特定構(gòu)型下的可靠點火方案設(shè)計有著關(guān)鍵作用。另外，可重復(fù)點火方式的研究與燃燒過程的調(diào)控存在很大的相關(guān)性。例如，等離子體可以用于寬范圍點火，也可用于燃燒調(diào)控[72]，可以拓寬超燃沖壓發(fā)動機的工作邊界，提升發(fā)動機的魯棒性。因此后續(xù)的研究中，可以將可重復(fù)點火與點火系統(tǒng)應(yīng)用于燃燒調(diào)控結(jié)合起來。

4 火焰閃回過程

火焰閃回現(xiàn)象是指超燃沖壓發(fā)動機燃燒室內(nèi)的火焰沿著燃燒室壁面預(yù)混燃料一側(cè)向上游傳播的現(xiàn)象，如圖16所示[87], 火焰最開始附著于凹腔及其下游區(qū)域，由于某種原因，凹腔下游火焰燃燒急劇增強，產(chǎn)生的高壓區(qū)推動著火焰快速向上游逆流傳播，該現(xiàn)象會造成燃燒室喘振，嚴重時甚至導致進氣道不啟動，影響發(fā)動機正常工作。已有很多文獻開展了針對超燃沖壓發(fā)動機內(nèi)燃料與空氣充分混合、燃燒相關(guān)方面的研究[28-29, 37-38, 88-89]，但超聲速燃燒室內(nèi)存在的火焰閃回現(xiàn)象研究還很不夠，主要是受到之前普遍認為超聲速氣流中擾動難以逆?zhèn)鞯恼J識影響。近年來這方面開展的工作包括火焰閃回的現(xiàn)象、成因以及建模等。

圖16 帶凹腔的超聲速燃燒室火焰閃回過程示意圖[87]Fig.16 Schematic diagram of flame flashback process in cavity based supersonic combustor[87]

4.1 熱壅塞誘發(fā)火焰閃回

許多學者認為燃燒室內(nèi)的火焰閃回現(xiàn)象與邊界層分離直接相關(guān)，特別是在強釋熱條件下形成熱力壅塞是誘發(fā)火焰閃回的直接原因。Mathur等[90]在乙烯燃料發(fā)動機燃燒室實驗中觀察到火焰沿著分離的邊界層越過底壁凹腔向上游持續(xù)擴散。李大鵬等[91]在液態(tài)煤油點火實驗中發(fā)現(xiàn)火焰從凹腔下游邊界層內(nèi)的初始著火區(qū)域迅速向凹腔上游傳播現(xiàn)象，該過程伴隨壁面壓力發(fā)生急劇變化。Vinogradov等[13]的研究認為燃料分布在邊界層內(nèi)促使劇烈燃燒，從而誘發(fā)火焰閃回現(xiàn)象在邊界層內(nèi)的發(fā)展。Frost[6]等的研究也認為由于燃燒引起的壓力升高導致邊界層分離從而引起火焰閃回現(xiàn)象。田野等[92]清晰地展示了火焰首先從凹腔和壁面邊界層內(nèi)發(fā)展并逐漸占據(jù)燃燒室流道后引起熱力壅塞，亞燃情況下火焰燃燒強度得以進一步增大，推動熱力喉道向上游移動，誘發(fā)火焰閃回的整個過程，如圖17所示。

一些學者根據(jù)火焰閃回時火焰相對于燃燒室壁面的速度，認為火焰閃回過程可能存在爆燃轉(zhuǎn)爆震現(xiàn)象(DDT)。李大鵬[93]發(fā)現(xiàn)在設(shè)置節(jié)流的超聲速燃燒室點火過程中，火焰鋒面相對于來流氣體速度遠高于最大CJ爆震波傳播速度(1500 m/s)。孫明波等[88]在來流馬赫數(shù)2.1、總溫846 K條件下超燃沖壓發(fā)動機燃燒室內(nèi)觀測到火焰從凹腔下游快速生成并閃回的現(xiàn)象。他們依據(jù)最大火焰閃回速度與CJ爆震速度對比，認為這種閃回速度超過了CJ爆震速度的1/2，可能與爆燃轉(zhuǎn)爆震過程密切相關(guān)，見圖18。分析認為可能是燃料噴注到凹腔下游有一段距離，燃料

圖17 熱壅塞導致的火焰閃回過程的高速紋影圖像[92]Fig.17 High-speed schlieren images of flame flashback due to thermal choking[92]

圖18 火焰閃回速度與CJ爆震-爆燃速度對比圖[88]Fig.18 Comparison figure between CJ detonation and deflagration speed and calculated flashback flame speed[88]

和空氣有比較長的混合距離，在凹腔附近已經(jīng)達到了近似預(yù)混的狀態(tài)，因此發(fā)生快速燃燒現(xiàn)象，類似于吸氣式爆震發(fā)動機中爆燃轉(zhuǎn)爆震的中間過程。趙國焱等[94]在模擬飛行馬赫數(shù)5.5的條件下，采用實驗高速攝影和高速紋影得到了帶凹腔的超聲速燃燒室內(nèi)的火焰從凹腔下游閃回到射流位置的過程，經(jīng)分析該過程并不是由自點火驅(qū)動的。采用大渦模擬在凹腔下游設(shè)置一定的誘發(fā)條件精細再現(xiàn)了該過程，特別是閃回過程火焰與邊界層的相互作用，見圖19。

圖19 火焰從凹腔下游到射流的回傳過程，高速攝影實驗觀測(左)與大渦模擬結(jié)果(右)[94]Fig.19 Flame flashback process between cavity and injection locations by high-speed luminosity and large eddy simulation. High-speed luminosity images (left) and large eddy simulation results (right)[94]

4.2 火焰閃回誘發(fā)過程的建模

火焰閃回誘發(fā)主要是火焰在燃燒室下游某處突然增強，針對火焰增強誘發(fā)的原因目前還沒有定論，已有的文獻研究表明可能與自點火、激波作用等相關(guān)[95-96]。

趙國焱等[94]利用理論建模方法歸納了幾種誘發(fā)火焰閃回的因素，首先假設(shè)了火焰誘發(fā)的控制體，位于凹腔下游的分離邊界層中，兩端開口四周壁面絕熱。體積V，長度L，初始溫度為T0，預(yù)混氣體的初始摩爾濃度為C0，質(zhì)量流量為q。經(jīng)過一段時間，控制體內(nèi)溫度上升到T，預(yù)混氣摩爾濃度下降到C。假定控制體內(nèi)的溫度和預(yù)混氣摩爾濃度是處處相等的?？刂企w內(nèi)發(fā)生n級化學反應(yīng)。

考慮預(yù)混氣體在控制體中釋放的熱量全部用來加熱氣體并帶出系統(tǒng)，建立能量平衡方程表示為：

(5)

其中ΔH表示反應(yīng)熱。k0和E表示Arrhenius方程中的速率常數(shù)和活化能。

消耗的預(yù)混氣體質(zhì)量等于生成物質(zhì)量，則質(zhì)量平衡方程式如下：

(6)

定義無量綱數(shù)：ε1=(C0-C)/C0為無量綱釋熱率，指預(yù)混可燃氣中的部分化學能轉(zhuǎn)化為熱量并除以控制體內(nèi)的總化學能；ε2=[ρcp(T-T0)]/(qC0)為無量綱散熱率，指由燃燒產(chǎn)物帶出去的部分熱量(即用于加熱產(chǎn)物的部分反應(yīng)熱)除以控制體內(nèi)的總化學能；τd=τ1/τ2=(ρVk0Cn-1)/q為無量綱作用時間，其中τ1=L/v=(ρV)/q指預(yù)混氣在控制體中駐留時間，τ2=1/(k0Cn-1)是預(yù)混合氣體完全反應(yīng)所需的總時，eθ=(RT)/E為無量綱溫度；ψ=(ΔHRC0)/(ρcpE)為無量綱總釋熱值。將五個無量綱參數(shù)帶入式(5)和式(6)中，整理得到：

(7)

(8)

依照式(7)和式(8)及典型參數(shù)可以分析無量綱總釋熱率、無量綱初始溫度和無量綱作用時間對系統(tǒng)穩(wěn)定性的影響。

圖20給出了典型狀態(tài)條件下的無量綱總釋熱率對火焰閃回誘發(fā)的影響，例如全局當量比增加后，較多的燃料噴注必然增加系統(tǒng)的燃燒釋熱量，這會顯著作用于無量綱總釋熱量ψ和無量綱初始溫度θ0，對應(yīng)的溫度波動閾值均相比原方案有所降低，使得在相同溫度波動范圍條件下，超過系統(tǒng)不穩(wěn)定點可能性大大增加，最終導致系統(tǒng)失穩(wěn)。這些分析可以對應(yīng)到實驗中，燃燒放熱產(chǎn)生的正反饋促使凹腔下游區(qū)域的邊界層逐漸分離并壓縮主流，形成熱力學喉道推動火焰向上游移動。

圖20 無量綱總釋熱值對無量綱散熱率影響[97]Fig.20 Effect of dimensionless total heat release value on dimensionless heat dissipation rate[97]

綜上，雖然現(xiàn)階段從實驗觀測、數(shù)值仿真和理論建模方面對火焰閃回現(xiàn)象開展了研究，獲得了初步的認識。然而，受限于實驗觀測手段和數(shù)值仿真模型的限制，目前對于超聲速氣流中火焰閃回及燃燒不穩(wěn)定認識仍然不足，對于復(fù)雜過程系統(tǒng)的實驗觀測、數(shù)值仿真和理論模型分析目前仍然不夠充分。未來的研究工作應(yīng)該著重于系統(tǒng)歸納火焰閃回影響因素及細致研究火焰閃回與超聲速邊界層的相互作用過程，以期摸清火焰閃回誘發(fā)以及回傳機制，建立較為準確的理論分析模型，用以指導超聲速燃燒沖壓發(fā)動機穩(wěn)定性設(shè)計。

5 近吹熄極限的火焰特征

超燃沖壓發(fā)動機燃燒室壁面凹腔穩(wěn)焰性能的一個關(guān)鍵指標是吹熄極限，范圍越寬則穩(wěn)焰性能越好[98-99]。然而，近貧燃與富燃吹熄極限時，火焰會變得更為敏感，火焰動力特征對火焰穩(wěn)定特性有著直接影響，深入探究該問題對于凹腔的穩(wěn)焰范圍拓寬以及優(yōu)化設(shè)計具有重要價值。

5.1 吹熄極限模型

吹熄極限是火焰穩(wěn)燃與吹熄之間的邊界，包括富燃吹熄極限(Rich blowout limit，RBO)與貧燃吹熄極限(Lean blowout limit，LBO)，分別定義為能夠持續(xù)燃燒的最大與最小燃料流量或當量比。由于現(xiàn)有的測量手段所能夠獲得的表征吹熄極限的實驗參數(shù)均是全局性的，局部參數(shù)還難以量化，上述定義均指代全局吹熄極限。

(a) 富燃吹熄極限

5.2 吹熄極限的影響因素

貧燃非預(yù)混燃燒是超聲速燃燒的典型特征，吹熄極限附近的火焰特征與穩(wěn)燃明顯不同，局部條件的變化會顯著地影響臨界狀態(tài)的變化。吹熄極限通常取決于進氣條件、燃料類型、噴注方式、凹腔構(gòu)型與燃燒模式[105]?，F(xiàn)有研究主要針對其近LBO時的火焰特征開展，較少涉及近RBO時的內(nèi)容，本節(jié)主要總結(jié)與LBO相關(guān)的研究。

Retaureau等[106]實驗研究了甲烷(摻混氫氣或乙烯)混合燃料在馬赫數(shù)2.2條件下的吹熄過程，結(jié)果表明氫氣會使穩(wěn)定域更寬，而乙烯只有當靜壓較低時系統(tǒng)較為穩(wěn)定。宋希亮等[107]采用實驗與數(shù)值模擬研究了乙烯燃料在馬赫數(shù)2.52條件下噴孔數(shù)量的影響。結(jié)果表明，單孔噴注時火焰基底在凹腔前后緣間劇烈振蕩，而多孔噴注時火焰基底在凹腔前緣下游的剪切層中微幅振蕩。Le等[103]研究了穩(wěn)燃模式對于吹熄機理的影響。在凹腔剪切層穩(wěn)燃模式中，火焰基底駐定在凹腔前緣下游。而在回流區(qū)穩(wěn)燃模式中，火焰基底附著在凹腔前緣的頂部，火焰深入凹腔內(nèi)，將剪切層抬舉，擴大了燃料與空氣的混合區(qū)域，使得更多的燃料進入腔內(nèi)。

5.3 近吹熄極限的流場燃燒特征

近吹熄極限時燃燒過程伴隨著強烈的不穩(wěn)定性，當流動或反應(yīng)條件接近臨界點時，某些參數(shù)會間歇性地越過穩(wěn)燃的邊界，從而耦合其它振蕩源，加劇非穩(wěn)態(tài)程度，其非定常特性可能與流場振蕩、再點火過程和臨界狀態(tài)的放熱波動等因素有關(guān)。首先被關(guān)注的是穩(wěn)燃與臨界狀態(tài)下反應(yīng)區(qū)分布的差異。Rasmussen等[102]采用PLIF研究了超聲速流場中乙烯燃料在馬赫數(shù)2.2條件下不同噴注位置對于火焰分布的影響，對于后緣前噴方式，近LBO時，燃料與空氣混合不均勻，凹腔中部有一些火焰，而前部沒有火焰，剪切層火焰位于凹腔的上下游拐角的中部位置，如圖22所示。而穩(wěn)燃條件下，火焰“幾乎附著”在燃料噴口，燃料射流進入再循環(huán)區(qū)，并沿順時針方向旋轉(zhuǎn)，火焰分布于整個剪切層。Tuttle等[16]進而分析了乙烯燃料在馬赫數(shù)2.0條件下采用底壁前噴方式對于火焰分布的影響，給出了穩(wěn)燃和近吹熄條件下的示意圖，如圖23所示，近LBO時，會在凹腔底部產(chǎn)生一個熱產(chǎn)物的低速區(qū)，而穩(wěn)燃條件下，熱產(chǎn)物區(qū)會脫離底部出現(xiàn)抬升。Lin[5, 108]等通過實驗與數(shù)值研究了乙烯射流時的火焰結(jié)構(gòu)，發(fā)現(xiàn)近LBO時，火焰駐定在凹腔底部，近RBO時火焰向下游移動到凹腔后緣。進一步分析發(fā)現(xiàn)，火焰分布的差異歸因于燃料輸運與對流。

圖22 凹腔內(nèi)燃料采用后緣前噴方式時平均火焰發(fā)光圖像及反應(yīng)區(qū)示意圖[102]

圖23 凹腔內(nèi)燃料采用底壁前噴方式時反應(yīng)區(qū)示意圖[16]Fig.23 Schematic of the reaction zone in the cavity with front wall fuel injection[16]

在近吹熄極限條件下，流場會發(fā)生顯著變化。Ghodke等[109]指出，近吹熄條件下的局部渦流在燃料/空氣混合與熱產(chǎn)物輸運方面作用有限，與穩(wěn)燃狀態(tài)明顯不同。Allen等[110]基于標準差圖像給出了火焰分布的波動結(jié)果。Gruber等[17]的頻譜結(jié)果表明，近吹熄極限時振蕩由再點火過程中250 Hz以下的低頻振蕩引起。Hammak等[111]采用OH-PLIF研究了近LBO時的非定常現(xiàn)象，結(jié)果顯示火焰主要穩(wěn)定在腔體后緣附近，并發(fā)生周期性對流且燃燒非常微弱。Allison等[112]用高速CH*化學發(fā)光法研究了近LBO時預(yù)混乙烯火焰的動態(tài)特性，發(fā)現(xiàn)火焰振蕩與熱釋放過程有關(guān)。

近年來部分學者關(guān)注火焰從穩(wěn)燃到完全吹熄的過程研究。宋希亮等[113]采用實驗與數(shù)值計算的方法研究了乙烯燃料在馬赫數(shù)2.52條件下的LBO特性。實驗中通過控制噴注壓力來降低當量比而逐漸逼近LBO。圖24(a)對應(yīng)于采用單孔噴注在噴注壓力0.8 MPa下獲得的高速攝影的時均圖像，當近LBO時，在燃料供應(yīng)恒定的情況下，出現(xiàn)了火焰間歇性地熄滅和再燃過程，即火焰會部分熄滅并收縮到凹腔后部，腔內(nèi)殘余火焰會重新點燃可燃混合物，整個火焰隨之重新穩(wěn)定。圖24(b)對應(yīng)于采用單孔噴注在噴注壓力0.6 MPa下的時均圖像，可以發(fā)現(xiàn)，當量比低于LBO時，單孔噴注會發(fā)生吹熄過程，即剪切層火焰變?nèi)?，火焰在尾緣附近部分熄滅并收縮到腔體的后半部分，火焰向腔體前壁移動，最終火焰吹熄。汪洪波等[114]采用大渦模擬研究了穩(wěn)定預(yù)混火焰的近吹熄特性，通過改變自由來流的當量比，分別得到穩(wěn)燃、近吹熄與吹熄條件，分析了不同階段的凹腔火焰的流動與反應(yīng)結(jié)構(gòu)，并對近吹熄特性與吹熄過程進行了表征?；鹧娲迪ㄟ^程可以分為：凹腔剪切層與回流區(qū)一次渦中局部熄火，一次渦及其鄰近剪切層的整體熄火，回流區(qū)二次渦的局部熄火，最終火焰吹熄。在一定條件下，凹腔內(nèi)的火焰可以持續(xù)出現(xiàn)局部或間歇性的熄滅，隨后二次渦中的殘余火焰可能重新點燃整個凹腔。

(a) 近貧燃吹熄極限的局部熄火和再燃過程

研究超聲速燃燒中近吹熄極限的火焰動力學特征對于深入理解其熄火機理、拓寬穩(wěn)焰范圍進而實現(xiàn)穩(wěn)燃極限調(diào)控具有重要意義。雖然這一領(lǐng)域已取得一定的研究進展，但對于吹熄極限附近的動態(tài)特征的系統(tǒng)研究仍然較少，火焰的近吹熄極限動力學過程涉及十分復(fù)雜的流動和反應(yīng)機理，至今尚未定論，后續(xù)工作需要結(jié)合高精度的實驗和數(shù)值方法進行進一步精細研究。此外，將近吹熄極限的研究和調(diào)控方法結(jié)合，采用激勵方式使得穩(wěn)燃范圍在極限條件下能夠拓寬，也是需要關(guān)注的方向。

6 結(jié) 論

超燃沖壓發(fā)動機燃燒室中普遍存在著非穩(wěn)態(tài)超聲速燃燒過程，深入理解非穩(wěn)態(tài)燃燒現(xiàn)象并進一步揭示其作用機理，對于開展非穩(wěn)態(tài)燃燒過程調(diào)控并在超燃沖壓發(fā)動機內(nèi)實現(xiàn)魯棒燃燒具有重要意義。本文分別針對超燃沖壓發(fā)動機中的聲學振蕩、流動誘導的燃燒不穩(wěn)定、點火過程、火焰閃回以及近吹熄極限的火焰不穩(wěn)定這五個典型非穩(wěn)態(tài)燃燒過程進行了綜述研究，得到的結(jié)論如下：

1) 超燃沖壓發(fā)動機內(nèi)高頻聲學振蕩的產(chǎn)生通常與凹腔內(nèi)流動及凹腔剪切層關(guān)聯(lián)，其主導頻率與擾動從凹腔剪切層到主流的傳播過程緊密相關(guān)。低頻聲學振蕩的產(chǎn)生跟預(yù)燃激波串、燃料噴注與燃燒區(qū)之間的低速區(qū)反饋有關(guān)。下一步的工作需著重關(guān)注低頻振蕩特性，這種振蕩最有可能和超聲速燃燒室結(jié)構(gòu)頻率產(chǎn)生耦合并造成破壞。

2) 超聲速燃燒中的流動不穩(wěn)定性主要由燃燒釋熱導致的反壓、反壓引起的邊界層分離以及激波/邊界層的相互作用等復(fù)雜因素引起，流動不穩(wěn)定在流道內(nèi)往往誘導了燃燒的不穩(wěn)定以及振蕩。與無反應(yīng)流相比，流動誘導的超聲速燃燒非穩(wěn)態(tài)過程尤其是低頻振蕩過程的研究還較為欠缺，其涉及到的物理機理還有待深入分析，特別是還沒有相關(guān)模型。

3) 目前多種強迫點火方式、自點火方式都能在超聲速氣流中實現(xiàn)成功點火，但是相對于低能量、可靠、寬范圍點火的需求，點火過程中復(fù)雜的湍流-火焰相互作用機制、點火核傳播機理等都還需要深入研究，將點火方式與燃燒調(diào)控結(jié)合也是關(guān)注的方向。

4) 超聲速燃燒室內(nèi)火焰閃回目前的研究發(fā)現(xiàn)有多種形式和現(xiàn)象，但對于火焰閃回誘發(fā)、傳播及燃燒不穩(wěn)定的過程從機理、條件到判據(jù)還沒有統(tǒng)一的認識，下一步的研究工作應(yīng)該著重于多種工況下的火焰閃回影響因素、過程主導機制以及建模研究。

5) 近吹熄極限時燃燒存在明顯的不穩(wěn)定性，目前近吹熄極限影響參數(shù)、火焰結(jié)構(gòu)以及熄火機理都取得了一定認識。但是仍有待加強近吹熄極限時的火焰非定常特性研究，為寬范圍的火焰穩(wěn)定設(shè)計提供依據(jù)，結(jié)合調(diào)控拓寬穩(wěn)焰極限也是需要關(guān)注的方向。