《Applied Thermal Engineering》：Hydrogen-assisted flame stabilization characteristics and oscillation mode transition mechanism in ramjet mode of RBCC engine
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张德聪|王泰宇|杨凯|李佩波|孙明博|安斌|刘奇|李梦雷|彭江波•采用CH*/OH*化学发光、PIV、高频压力数据以及RANS方法。•火焰稳定模式：从腔体剪切层模式转变为升力剪切层模式。•振荡模式：从单一低频振荡转变为多峰高频振荡。•在高当量比条件下，稳定燃烧依赖于氢微喷射。•间
张德聪|王泰宇|杨凯|李佩波|孙明博|安斌|刘奇|李梦雷|彭江波
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采用CH*/OH*化学发光、PIV、高频压力数据以及RANS方法。
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火焰稳定模式：从腔体剪切层模式转变为升力剪切层模式。
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振荡模式：从单一低频振荡转变为多峰高频振荡。
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在高当量比条件下，稳定燃烧依赖于氢微喷射。
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间歇性热量释放与热阻塞促使振荡模式发生转变。
引言
随着高超音速推进技术及民用航空航天技术的快速发展，开发高性能、低成本且可重复使用的推进系统已成为航空航天领域的迫切需求[1]、[2]、[3]、[4]。双模 scramjet发动机在马赫数超过3时具有显著的比冲优势，但其缺点在于无法实现零速度启动，且在低马赫数下的运行性能较差。火箭助推利用火箭尾气的气射效应，有效弥补了低速时进气道较低的冲压压缩效率。基于火箭的联合循环发动机通过共享的内部流道将火箭推进与scramjet推进相结合，能够根据飞行高度和速度在气射模式（马赫数0–3）、冲压喷气模式（马赫数3–6）、scramjet模式（马赫数6–10）以及火箭模式（马赫数10以上）之间平滑切换[5]。
在冲压喷气模式初期，由于低马赫数进气流的低温低压特性（接近马赫数3时），该系统面临着诸多挑战，包括点火延迟时间长、火焰稳定性差以及燃烧振荡更为剧烈等问题[7]。为突破火焰稳定性的限制，人们引入了氢微喷射来辅助燃烧，这一方法有助于在更宽的运行条件下提升火焰稳定性。然而，燃料当量比的变化会影响燃烧过程中的背压，进而影响热量释放的分布，这些变化又会引发火焰稳定模式的转变，导致振荡特性的频域迁移[8]、[9]、[10]。田等人[11]在马赫数为4的腔体式scramjet发动机中进行了氢气燃烧实验，实验结果显示在当量比为0.23时燃烧模式发生了转变。不过这些实验中的当量比相对较低，最高仅为0.23。熊等人[12]在马赫数为4的进气条件下，对单腔体scramjet发动机中的乙烯燃烧进行了研究，他们发现当注入气体の当量比为0.12、0.18和0.24时为超声速燃烧模式，而当当量比上升至0.27时则转为亚声速燃烧模式。此外，研究还表明，若在腔体上游而非内部进行注入，乙烯的燃烧效率会更高，这是因为上游注入的混合效率更高。李等人[13]在串联双腔体scramjet发动机中进行了乙烯燃烧实验，该发动机采用单侧膨胀结构，实验也是在马赫数为4的进气条件下进行的。他们的研究表明燃烧振荡存在两种模式：第一种模式为下游腔体中的熄火与重新点火现象，第二种模式则为上游腔体中的点火诱发振荡。另外，欧阳等人[14]也在基于腔体的scramjet发动机中进行了乙烯燃烧实验，该发动机同样采用单侧膨胀设计，实验同样在马赫数为4的条件下进行，结果表明燃烧振荡的主频率约为126赫兹，这种振荡伴随着超声速与亚声速燃烧模式之间的转换。史等人[15]进行了乙烯的点火与燃烧实验，实验在马赫数为4的进气条件下的单腔体scramjet发动机中进行，他们发现单独进行氢气燃烧时燃烧状态不稳定，而同时注入氢气和乙烯时燃烧依然不稳定，停止供应氢气后火焰会从腔体中部移向后缘，此时火焰稳定性有所提升，研究者推断，混合注入时的燃烧不稳定性源于氢气燃烧的不稳定性。此外，田等人[16]研究了氢气辅助燃烧的特性，他们的研究对象是马赫数为4进气条件下的乙烯燃料scramjet发动机，实验结果表明乙烯与氢气的协同火焰位于腔体剪切层处，其火焰稳定模式被确定为腔体剪切层模式。史等人[17]研究了氢气注入对scramjet发动机中煤油燃烧特性的影响，研究发现氢气预燃烧会扩大预混燃烧区域，但过量添加氢气则会缩小预混火焰区域，这一效应不利于燃烧性能的提升。随后，陈等人[18]在基于腔体的RBCC发动机中进行了乙烯燃烧实验，实验在马赫数为3的进气条件下进行，随着当量比的增加，腔体结构会从开放状态变为封闭状态，同时燃烧模式也会从超声速模式转变为亚声速模式，不稳定的驱动因素也从燃烧释放的热量转变为声学反馈。李等人[19]在马赫数为4.5的进气条件下的双腔体scramjet发动机中进行了煤油的点火与燃烧实验，实验结果表明，在总温度和马赫数保持不变的情况下，提高进气总压力可以扩大煤油稳定燃烧的当量比范围，煤油的燃烧模式会从下游腔体稳定模式转变为上游腔体稳定模式，而且这种转变会随着煤油当量比的升高而发生。此外，史等人[20]阐述了煤油点火的必要条件，他们指出煤油点火需要特定的氢气当量比，氢气火焰会在共燃过程中位于腔体剪切层及后缘回流区附近起到稳定作用，而煤油火焰则会周期性从腔体后缘向上游传播。张等人[21]研究了串联双腔体RBCC发动机中的煤油燃烧现象，该发动机同样采用单侧膨胀结构，他们的研究是在马赫数为4的进气条件下通过DES模拟进行的，结果表明单腔体结构不足以实现火焰稳定，这种缺陷在低温度进气条件下尤为明显，采用多级注入方式不仅可以提升发动机推力，还能让系统承受更高的背压。另外，焦等人[22]根据不同的当量比对燃烧模式进行了分类，这些模式按当量比由低到高排序，包括纯超声速燃烧模式、双模超声速燃烧模式以及双模亚声速燃烧模式，双模亚声速燃烧模式的峰值压力出现在上游腔体中，而双模超声速燃烧模式的峰值压力则位于下游腔体中。
然而，现有的研究仍存在一些局限性。首先，大多数实验研究的燃料注入当量比较低，因此无法全面涵盖不同条件下冲压喷气模式下的燃烧演变规律。其次，以往的研究模型往往采用单侧膨胀或简化的腔体结构，这类模型无法充分体现RBCC发动机燃烧室独特的双侧膨胀结构特征。此外，当量比、火焰稳定性以及燃烧振荡模式之间的深度耦合关系仍未明确，而在复杂的RBCC流场中这一问题更为突出。因此，本研究旨在探究RBCC发动机在马赫数为3的进气条件下处于冲压喷气模式时的火焰稳定特性以及振荡模式转变机制，研究涵盖了在不同当量比下这些特性的变化情况，研究过程中既使用了直接连接的实验平台，也采用了雷诺平均纳维-斯托克斯方程模拟方法，最后还对火焰稳定模式的转变进行了深入分析，研究了燃烧振荡的频域迁移现象，同时还探讨了热量释放核心的空间分布特征。
章节要点
实验装置与数值方法
实验是在国防科技大学所搭建的RBCC发动机直接连接实验平台上进行的，通过C2H6O/O2/空气燃烧，空气加热器可产生高焓值气流，同时在下游补充空气以保持氧气的质量分数在23.3%左右，加热器出口处的拉瓦尔喷嘴可将气流加速至所需的超声速状态，最终超声速进气的马赫数为1.43，其滞止压力和滞止温度
燃烧组织模式
图4展示了当总当量比在0.40到0.70之间时，测试装置下壁面的顺流向壁面压力分布情况，峰值壁面压力始终出现在腔体后缘附近，本研究将每种条件下的峰值压力作为衡量整个燃烧室压力水平的关键指标，数据显示，随着总当量比从0.40升高到0.70，峰值压力从175.63千帕上升至285.39千帕，最终达到
结论
本研究探讨了在马赫数为3的进气条件下，RBCC发动机在较宽的当量比范围内处于冲压喷气模式时的火焰稳定特性以及振荡模式转变机制，通过同步的高频压力测量与光学诊断技术，包括OH*/CH*化学发光检测和PIV技术，再结合GPU加速的RANS模拟，得以详细揭示该反应流场的结构特征与动态特性
利益冲突声明
作者声明不存在任何可能影响本文研究结果的已知利益冲突或个人关系。
致谢
本研究得到了中国国家自然科学基金 [项目编号12525202]、国防科技大学青年科学家创新基金项目 [项目编号ZK24–32以及25-ZZCX-JDZ-45]、国家先进推进技术重点实验室基金 [项目编号25-GC-ZZKY-032] 以及湖南省研究生创新项目的支持，此外，作者还要对那些提出宝贵建议的各位人士表示诚挚的感谢
