摘要
高超声速飞行器技术是新世纪航空航天技术的标志。超燃冲压发动机是目前公认的性能最佳的动力装置，然而其燃烧室入口来流速度快，空气和燃料的混合难度大，不利于燃烧的稳定。凹腔是应用最为广泛的火焰稳定器，入射激波、脉冲射流与凹腔结合，可以改善凹腔的局限性，在稳定燃烧的基础上强化燃烧。本文以凹腔燃烧室内气体的超声速流动、燃烧为研究背景，以乙烯为燃料，对激波和脉冲射流协同凹腔强化超声速燃烧进行数值模拟研究。 首先，本文采用开源软件OpenFOAM建立了适用于超声速燃烧的求解器并验证其对于超声速流动以及燃烧的准确性。对于凹腔燃烧室构建二维简化模型，采用ICEM建立网格并进行网格无关性验证。本文选择RANS方法，k??SST模型，PaSR燃烧模型，探究激波和脉冲射流协同凹腔强化超声速燃烧特性。 其次，本文对激波协同凹腔的燃烧室进行模拟，对比分析激波的位置、强度以及射流参数、凹腔结构对燃烧流场特性的影响。在燃烧室内入射激波会使流场结构更为复杂。本文选择激波作用于凹腔前、中、后的位置进行比较，激波位于凹腔前侧即燃料喷口处时强化燃烧效果最好，此时激波越强，射流静压越低、射流静温越高，燃烧效率越高；针对激波作用于凹腔中，探究凹腔结构的影响，此时凹腔后缘高度越高、长度越长，燃烧效率越高。 接着，本文开展了脉冲射流协同凹腔强化超声速燃烧特性研究。对于单射流喷口燃烧室，在研究流场特点的基础上，探究了脉冲射流参数、喷口位置对燃烧产生的影响。脉冲射流流场结构呈周期性变化。脉冲射流在一个周期内的燃料喷注量与稳定射流工况在对应时间内的持续喷注量相同，当燃料喷口与凹腔均位于下壁面时，占空比越小，频率越低，燃料燃烧量越多，燃烧越完全。 最后，对于双射流喷口燃烧室，探究了喷口位置、当量比、延迟时间比对燃烧特性的影响。此时射流参数、一个脉冲周期内的燃料喷注量都和稳定射流情况均相同。双射流喷口燃烧室较单射流喷口燃烧室燃烧更加完全，燃烧情况明显更好。当燃料喷口分布于上下壁面时，燃料燃烧量明显增加，燃烧更充分。当量比越大，燃料燃烧量越多；保持当量比不变时，上喷口尺寸增大，下喷口尺寸减小，燃料燃烧量不断增加，燃烧更剧烈，在上下喷口尺寸相同时达到最大；燃料喷口喷注的延迟时间比对流场影响较小。
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