Multi-step Reduced Reaction Mechanism Simulation of Hydrogen Supersonic Combustion Process

LAN Zhongqiu1,†, DENG Tongtian1, ZHONG Jingliang1, SUN Zhili2

ACTA Scientiarum Naturalium Universitatis Pekinensis - - Contents - LAN Zhongqiu, DENG Tongtian, ZHONG Jingliang, et al

1. Guizhou Electric Power Research Institute, Guiyang 550002; 2. Department of Mechanics and Engineering Science, College of Engineering, Peking University, Beijing 100871; † E-mail: lzqk12000@163.com

Abstract In order to reduce the combustion experiments and improve the scramjet structure design, the supersonic flow and combustion process of hydrogen and air in the scramjet are simulated with the large-scale simulation software Fluent. Firstly the cooling mixed flow of air and fuel in the scramjet is simulated, then supersonic combustion process is simulated with one-step or multi-step reduced chemical reaction mechanism respectively. The simulation results show that when using one-step global reaction mechanism, the fuel can be ignited easily, and the combustion efficiency is also relatively high, but the temperature obtained is higher. Simulation with the multi-step reduced reaction mechanism is closer to the actual combustion experiments, but the fuel may be ignited harder, the flame may easy to destroy during the simulation, and the time of simulation may relatively longer. Key words scramjet; supersonic flow; combustion; reaction mechanism

燃烧化学反应是一个复杂的过程, 在此过程中可能生成上千种产物。通常使用的反应机理和化学速率数据是在反应物理想掺混、温度均匀的条件下得到的, 但燃料在超声速燃烧冲压发动机中的燃烧是在比较极端的条件下进行的剧烈的化学反应, 燃料与氧化剂并未完全掺混, 温度不均匀而且随时变化, 还受到剧烈变化的湍流的影响。因此, 模拟超燃冲压发动机中的燃烧过程非常困难, 涉及湍流模

式、燃烧化学反应机理的简化等。关于超声速燃烧和超燃冲压发动机的研究开始于 20 世纪 50 年代, 当时学者开始研究在超声速流场中组织燃烧的可能性并分析发展超燃冲压发动机

[1]可能遇到的问题。1958 年 Weber 等 向 NASA 提交关于超燃冲压发动机和亚声速冲压发动机的研究报告, 探讨超燃冲压发动机可能遇到的困难, 如燃料的喷射和掺混、燃烧室的流动特性、喷管的性能

等。Ferri[2]首先用实验证明在 Ma=3 的超声速气流中能够实现无强激波的稳定燃烧。基于“动力先行”的考虑, 美国、俄罗斯、法国、德国、日本等国家开始关注超燃冲压发动机并制定各自的研究计划。美国相继制定 IFTV 计划、SCRAM 导弹计划、HRE计划、Hyfly 计划、X-51A 飞行实验计划和Falcon计划等与超燃冲压发动机相关的研究计划,在地面实验装置和风洞中进行自由射流、点火性能等实验, 对进气道、燃烧室、扩张段等部件进行了研究, 测量燃烧效率等参数。俄罗斯则制定“冷”计划 (kholod)、“鹰”计划(IGLA 计划)、彩虹-D2 计划、“鹰-31”计划等多个研究计划, 进行大量的地面实验和风洞吹风实验, 发展了轴对称构型的亚/超燃冲压发动机, 并实现双模态转换, 获得全尺寸实验发动机地面实验数据。法国制定 PREPHA 计划、JAPHAR 计划、PROMETHEE 计划和 LEA飞行实验计划, 建立相关的地面实验装置和风洞, 同时进行数值模拟方面的研究。英国、意大利、澳大利亚、印度等国家都制定了各自的研究计划, 并各有特色。日本从 1991年开始在冲压发动机实验台(RJTF)上进行热沉、液氢冷却等实验, 并采用不同的支板和楔面[3], 2000 年进行第二代超燃冲压发动机模型的相关研究[4]。中国关于超燃冲压发动机的研究始于 20 世纪 80 年代。刘兴洲[5]总结了中国近年来在超燃冲压发动机进气道和模型以及超声速燃

[6]烧方面的研究进展。俞刚等 总结他们 20 年的超声速燃烧研究成果, 认为超燃冲压发动机的首要问题是推力。他们分析了目前超燃冲压发动机燃烧实验中的壁孔注射、利用吸热碳氢燃料进行冷却、地面实验模拟、燃烧模态转化等问题, 以及数值模拟中的湍流模式、煤油的替代燃料和煤油燃烧化学反应机理的简化等难点, 并分析了影响超燃冲压发动机技术成熟的因素。

在超燃冲压发动机数值计算方面, 很多科研机构都进行了相关研究。20 世纪 90 年代开始对向超声速流场中喷入燃料的混合过程进行数值模拟, 但受当时计算机资源的限制, 没有模拟燃烧化学反应过程。2000 年, Rodriguez 等[7]采用结构网格, 对日本国家航空实验室(NAL)的双模态超燃冲压发动机进行数值模拟研究。为了节省计算时间, 取实验模型的 1/4进行计算, 控制方程为 N-S 方程, 湍流模式为 BSL 模式, 得出与实验不一样的结果。实验时大部分氢气位于发动机的中间, 壁面处几乎没有 氢气; 而数值模拟的结果是壁面附近出现大量的氢

[8]气。Abdel-salam 等 采用 Fluent 软件和 k-ε 湍流模式, 对 NAL的超燃冲压发动机模型进行数值模拟, 得出非对称流场, 但其压强分布与实验结果比较吻合。Berglund 等[9]采用大涡模拟方法, 运用有限速率化学反应模型和 1 步总包反应、2 步 4 组元反应、7 步 7 组元反应机理, 对日本 NAL 的一个带支板的氢燃料超燃冲压发动机模型进行数值模拟, 得到的结果与实验值比较接近。牛东圣等[10]采用准一维计算方法, 分别对 NAL 氢燃料发动机、气态和液态煤油发动机模型进行计算, 得到的结果

[11]与实验值比较接近。王兰等 开发了基于非结构、混合网格的并行隐式流场求解软件, 并应用该软件对 Hyshot 计划的地面超燃试验和 NAL 双模态超燃冲压发动机模型进行模拟, 得到的结果与实验值比较接近。郑忠华[12]通过编程, 实现对 NAL 和CARDC 的双模态三维并行模拟, 采用 8 步反应 7组元 H2-air 化学燃烧模型, 得到比较详尽的流场参

[13]数。周建兴等 对台阶喷射燃烧室和支杆喷射燃烧室进行了数值模拟, 结果表明支杆喷射更能促进氢气在燃烧室中的燃烧。

1 燃烧理论基础

燃烧化学反应进行的速率与温度、反应物的浓度和性质以及压强等因素相关。通常采用 Arrhenius公式来表示燃烧化学反应速率:

平衡方程组来解决。当燃料和氧化剂通过多股射流以非预混的形式进入燃烧室时, 可以考虑选择涡耗散模型、涡耗散概念模型和组元概率密度输运燃烧模型等。

对于湍流中的燃烧化学反应, 通常采用涡耗散概念模型。涡耗散概念模型采用 Arrhenius 公式,在湍流火焰中模拟化学反应机理。假定燃烧反应发生在小湍流结构中, 这些小湍流结构的容积比率的模拟如下:

2 超燃冲压发动机燃烧实验

20 世纪 90 年代, 日本国家航空实验室(NAL)设计了一个双模态超燃冲压发动机模型, 并进行燃烧实验。该模型被很多研究机构作为数值计算模型, 因此模型中燃烧实验的可靠性和准确性得到验证。本文对此超燃冲压发动机模型进行数值模拟,研究超燃冲压发动机内的流动与燃烧过程。将该双模态超燃发动机模型简化为一个等宽的矩形截面管道, 如图 1所示。长宽比近似为 4.6, 其中上下壁面各有一个后向台阶, 台阶高度 h=3.2 mm。模型分为 3 个部分: 隔离段、燃烧室和扩张

段。隔离段长度 L1=220.0 mm, 高度 H1=32.0 mm;燃烧室长度 L21=96.0 mm, 高度 H2=38.4 mm; 扩张段长度 L22=350.0 mm, 扩张角为 1.7°。燃料喷孔中心到台阶的距离为12.8 mm, 布置方式为下壁面 5个, 上壁面 4 个。喷口的直径为 0.004 m。为使上下壁面的燃料质量流率相等, 下壁面靠近侧壁的两个喷孔的直径为 0.0028 m。

由于该模型结构比较简单, 因此整个模型大部分区域采用六面体结构网格。为了降低网格划分的难度, 在燃料入口处采取非结构网格, 网格总数约为 120 万, 如图 2 所示。

3 计算方法和设置

由于发动机中大部分区域内的流动是超声速流动, 且湍流流动与燃料燃烧相互影响, 因此设置气体为完全气体, 并考虑气流的可压缩性。湍流模式采用标准 k-ε 模式。燃烧室中的气体组元主要为H2, O2, H2O 和 N2等。整个流场的求解选择隐式求解方法, 对流项选择 AUSM 格式, 流量项、黏性项和耗散项选择一阶迎风格式。超燃冲压发动机入口来流条件和氢气喷口的喷流条件设置如表 1 所示。入口来流压强已知, 但是流动速率未知, 因此采用压力入口条件来定义流动入口的压强及其他属性。氢气喷流入口设置为质量流入口条件, 用于规定入口的质量流量, 模拟过程中通过调节当地入口总压来实现规定的质量流量。燃烧过程中氢气与氧气的油气比 Ф=1。

4 氢气燃烧化学反应机理

通常采用简化的化学反应机理来考虑中间物的生成过程, 在模拟中导入一步或者多步化学反应机理, 对燃烧过程进行数值模拟。本文计算中用到的氢气燃烧化学反应机理如表 2 所示。

5 模拟结果分析

本文对超燃冲压发动机内的流动与燃烧过程的数值模拟分为两步。首先在不考虑燃烧化学反应的条件下模拟氢气和空气的冷混混合过程, 然后在冷混流动的基础上对氢气和空气的混合气体进行点火, 模拟氢气燃烧过程。采用在局部区域设置高温的方法进行点火。在氢气喷口下游附近靠近壁面的流体中设置一个静温为 2000 K 的高温区域, 使氢气和氧气开始发生燃烧化学反应。

由中心下壁面压强分布(图 3)和面积加权平均压强沿流向分布(图 4)可以看出, 数值模拟得出的 压强值普遍偏小(特别是多步反应机理), 这是由于燃烧室中的氢气没有与氧气充分发生燃烧化学反应。由于没有考虑燃烧室中产生的激波对上游来流

的影响, 隔离段壁面压强也偏小。

取 z=0, y=0, x=10, 78, 260, 350, 465, 1000, 1500, 1800, 2120 mm 的截面, 分别对超燃冲压发动机中的压强、速率、马赫数、温度、各气体组元质量分数等参数进行分析和讨论。

由冷混流以及各反应机理的速度分布图(图 5)可以看出, 突然扩张的后向台阶使流动形成一个低速流动区域, 同时氢气射流也在流场中形成一个气动斜坡。这些低速流动区域都为燃料的点火和稳定燃烧创造了良好的条件。在扩张段, 超声速气流速率随着截面的增大而逐渐增大。

由温度分布图(图 6)可以看出, 靠近壁面和中间位置的气流温度比较高, 在这些区域中, 氢气与氧化剂发生化学反应。这说明, 首先要形成一个高温区域, 使燃料能够与氧化剂发生反应, 而反应产生的高温区域继续维持燃烧反应的进行。

由氢气质量分数分布图(图 7)可以看出, 氢气主要分布在靠近壁面的区域, 并且以束的形式存在。在氢气束的边界上, 氢气与氧化剂发生燃烧化学反应, 对应着温度分布图中的高温区域, 使得一部分氢气还未发生燃烧反应, 就被超声速空气流吹到发动机的出口。未来需要改进超燃冲压发动机的构型, 使氢气与氧化剂充分混合。

超燃冲压发动机中氢气的燃烧效率的定义为

表 3为氢气燃烧效率表, 可以看出数值模拟得出的燃烧效率值均低于实验值, 说明在数值模拟过程中, 氢气与氧气没有充分发生燃烧化学反应。对比表3与壁面压强分布图和温度分布图, 可以发现,氢气的燃烧效率越高, 对应发动机中气流的温度越高, 发动机壁面的压强也越高。超燃冲压发动机推力 F(x)计算为

F( x )   P ( x , y , z )  u d y dz

2 x x x

超燃冲压发动机在各燃烧模式下产生的推力统计如表 4 所示。

由表 4 可以看出, 各燃烧化学反应机理模拟得出的推力差别较大, 说明部分反应机理未能完全模拟氢气的燃烧过程。对比表 3 和 4 可以发现, 氢气的燃烧效率越高, 发动机产生的推力越大。

6 结论

本文采用 5 种氢气燃烧反应机理, 对氢气在超燃冲压发动机内的流动与燃烧过程进行数值模拟研究, 并将得到的结果与部分实验结果进行对比。可以发现, 超燃冲压发动机中的流动速度很快, 喷入的燃料被超声速气流挤成一束截面比较小的气流束, 不能与氧化剂充分混合, 阻碍了燃料的燃烧化学反应。另外, 由于燃料在发动机中停留的时间非常短, 很多燃料还没有与氧化剂发生燃烧化学反应就被吹出发动机。从数值模拟的结果来看, 机理的反应步数和组元数越多, 模拟过程中燃料越难以进行充分的燃烧。氢气燃烧反应机理中的机理 1 (总包反应)和机理 5 模拟得出的结果与实验值符合得比较好。实现燃料与氧化剂的充分掺混, 同时将总压损失降低到最小, 以及为燃料在发动机的燃烧提供一个稳定的燃烧区域, 都是进行超燃冲压发动机设计时需要考虑的问题。

未来的研究将集中在以下方面: 采用新的燃烧化学反应机理, 对超燃冲压发动机内的燃烧过程进行更加准确的数值模拟; 根据实验数据简化或采用 Chemkin 等软件, 调整已有的燃烧化学机理的相关参数, 得到新的燃烧反应机理; 考虑超声速流场中的激波以及边界层的相互干扰, 求解超燃冲压发动机壁面的压强变化。

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图 2网格划分示意图Fig. 2 Schematic diagram of grid distribution

图 1双模态超燃发动机模型Fig. 1 Dual-modal scramjet model

exp为实验值, 1~5 依次对应表 2中反应机理 1~5。下同图 3中心下壁面压强沿流向分布Fig. 3 Pressure distribution on bottom of central cross section

图 4 面积加权平均压强沿流向分布Fig. 4 Pressure distribution of area weighted average

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