宇 航 学 报
JOURNAL OF ASTRONAUTICS
1998年4月  第19卷  第2期科技期刊


双模态超音速燃烧室的实验研究*
胡欲立 钱志博
(西北工业大学三系*西安*710072)
刘敬华
(航天工业总公司31所*北京*100074)
刘 陵
(西北工业大学*西安*710072)
摘  要   本文设计了由等截面段、扩张段和等截面段构成的超音速燃烧室,
并进行了燃烧实验。用一维计算分析实验结果,表明由等截面段、扩张段和等
截面段构成的超音速燃烧室,通过一定的喷油方式,能按飞行状态可分别实现
超音速燃烧和亚音速燃烧,从而达到把超燃冲压发动机的工作范围下限扩大到
飞行马赫数为3。

主题词  双模态超燃冲压发动机  超音速燃烧   亚音速燃烧  实验研究
　
EXPERIMENTAL STUDY OF
A DUAL MODE SUPERSONIC COMBUSTOR
Hu Yuli Qian Zhibo
(Northwestern Polytechnical University*Xi'an*710072)
Liu Jinghua
(The 31st Research Institute*Beijing*100074)
Liu Ling
(Northwestern Polytechnical University*Xi'an8*710072)
Abstract  In this paper,a supersonic combustor formed of a segment with constant 
cross-section,a divergent segment and a segment with constant cross-section is designed,
and do combustion tests with it.It is indicated by one-dimensional calculation that 
supersonic combustion or subsonic combustion can be realized as flight speeds with the 
supersonic combustor formed of a segment with constant cross-section,and by different 
fuel-supplied ways,which makes the flight lower limit of Scramjet engine extended up to 
flight Mach number 3.

Key words  Dual-mode scramjet engine  Supersonic combustion   Subsonic combustion  
Test research

1  引言

　　冲压发动机适用于飞行M≥3,飞行M在3～6时,亚燃冲压性能优于超燃冲
压［1］。为此使超燃冲压发动机以双模态方式工作,即当飞行M低于6时,进
气道中产生正激波,实现亚燃冲压的热力循环。而当飞行M≥6时,进气道和燃
烧室中只有斜激波,又实现了超音速燃烧的热力循环。这样,就把超燃冲压飞
行M数的下限降低到M=3,组合动力装置中亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机
就可合并成双模态超燃冲压发动机［2］。

　　为达到这个目的,必须适当地设计燃烧室面积以及随飞行M数变化的供油
规律。在燃烧室后段喷入燃料,着火燃烧,引起热堵塞,导致在进气道出现正
激波,气流通过正激波变成亚音速流,实现亚音速燃烧冲压热力循环。当飞行
M数不断提高时,加热位置应不断前移来维持进气道中的正激波,当飞行M=6
时,加热已不足以产生正激波,燃烧室通道为超音速气流,实现了由亚音速燃
烧到超音束燃烧的转变。如果飞行M数降低,与上述过程相反,将由超音速燃
烧过渡到亚音速燃烧。具体地说,以超音速燃烧室结构为基础,使双模态超燃
冲压发动机的燃烧室由等截面段、扩张段和等载面段组成,图1为其示意图,
分别在各段喷油来实现亚音速燃烧到超音速燃烧的转变(或相反)。以下就用
燃烧实验来验证实现模态转变的可能性。


图1 双模态超燃冲压发动
机燃烧室示意图


2  燃烧室的设计

　　本文以［3］中后掠斜坡喷嘴(P型)燃烧室为基础,把其中第六段改为等截
面段(相当于图1中第二等截面段),其余都保持不变。这样就得到了图1所示的
等截面段、扩张段和等截面段构成的双模态超燃冲压发动机的燃烧室模型。
第二等截面段的设计思想主要有以下两个方面。

    (1)燃料喷嘴的设计

　第二等截面段的结构和尺寸,如图1所示。上、下壁沿横向各安排三个喷嘴,
并采取模喷方式。为了防止上、下壁喷嘴的燃料射流作用相互抵消,减弱混合,
上、下壁的三个喷管在横向错位排列［4］。喷嘴直径d确定的原则是在燃料
喷射压力相等的情况下使该段的燃料流量与喷嘴段的燃料流量相等。喷嘴间
的横向间距应大于6.25d来消除同一壁上喷嘴间的相互影响［5］。

图2 第二等截段的结构尺寸
(2)凹槽稳定器的设计

　　在做直连式双模态燃烧实验时,为了解决在第二等截面段喷氢时自点火和
火焰稳定问题,在喷嘴下游设置凹槽,以及在上板壁的凹槽外侧安装一个电点火
器。凹槽的长度与深度之比L/h1≤6,以保证具有良好的火焰稳定作用［6］。
凹槽末端为一45°的斜坡,以减小总压损失。3  实验结果及分析

　　本实验以氢为燃料,来流空气用电弧加热,燃烧室入口M=2。燃烧室出口
装有排气扩压器和引射器,以保证出口反压低于燃烧室出口压力。沿燃烧室轴
向测量了壁面压力和温度,以及在燃烧室出口测量了皮托压。

3.1  第二等截面段喷氢情况

　　图3a为在第二等截面段即Ⅲ处喷氢时,沿下板壁轴向所测得的壁压分布。
图中x为燃烧室入口作起点的下游距离,h为燃烧室入口通道高度,pw为测量的
下板壁壁面压力,p1为来流压力。图3b为用［3］中所述的一维计算方法算得
的马赫数沿轴向的变化。由图可看到在喷嘴上游某一位置,马赫数降到了1以
下。表明热堵塞后,在此处附近引起了一道强激波,使气流成为亚音速,而在
燃烧室出口马赫数又达到1。由皮托压测得的出口平均马赫数也证实燃烧室出
口截面马赫数已达到了1,见表1。随着当量比的增加,马赫数开始下降的位置
越靠近上游,即热堵塞引起激波位置越往上移,并且马赫数下降的程度也大。
从而表明,这种燃烧室面积变化规定和供油方式能适应于亚音速燃烧。

    

(a)下板壁轴向壁压分布 (b)计算的马赫数沿轴线分布
图3 第二等截面段喷氢的结果


表1 双模态超音速燃烧室的计算结果
实验序号喷氢位置当 量 比燃烧效率总压恢复系数皮托压测得的出口平均马赫数
NO.113Ⅲ0.400.540.4791.08
NO.116Ⅲ0.530.390.4601.05
NO.120Ⅰ+Ⅲ0.530.590.4621.16
NO.119Ⅰ+Ⅱ0.360.740.5801.47
NO.119Ⅰ0.360.690.5531.60
NO.117Ⅱ0.280.650.5021.39
NO.118Ⅱ0.530.600.4721.36
NO.118Ⅱ+Ⅲ0.530.490.4631.10

　　图4a和4b为第一等截面段和第二等截面段即Ⅰ和Ⅲ处同时喷氢时,沿轴向
测得的下板壁壁压分布和计算的马赫数变化。从图上可看出,沿燃烧室整个轴
向长度计算的马赫数都大于1,由皮托压测得的燃烧室出口平均马赫数为1.1
6。要想在第二等截面积上游使气流马赫数下降到亚音速,就得增加在第二等
截面段的喷氢量。

    

(a)下板壁轴向壁压分布 (b)计算的马赫数沿轴线的分布
图4 第一和第二等截面段同时喷氢的结果(NO.102)

从表1看,当量比相等时,第一等截面段和第二等截面段同时喷氢比只在第二等
截面段喷氢燃烧效率要高20%,而总压损失还稍小。第二等截面段单独喷氢时,
可明显看到喷出的燃烧火焰与其它实验不一样,估计为燃烧程度不好所致。由
此认为,亚音速燃烧时,在第二等截面段即Ⅲ处喷氢,能保证燃烧室出口马赫
数达到1的情况下,可适当地增加在第一等截面段即Ⅰ处的喷氢量,以提高燃
烧效率。

3.2  第一等截面段喷氢情况

    图5a为同样喷氢量的两种喷氢方式在下板壁沿轴向测得的壁压分布。这
两种喷氢方式一种为只在第一等截面段即Ⅰ处喷氢,另一种喷氢方式为在第一
等截面段和扩张段即Ⅰ处和Ⅱ处同时喷氢,并且喷氢量各为50%。由壁压分布
知,当仅在第一等截面段喷氢时,产生了较严重的上游干扰。而在同样当量比
下,第一等截面段和扩张段同时喷氢,没有产生上游干扰,而且燃烧效率高,总
压损失小。这里启示我们,防止产生上游干扰的又一方法为:保持同样的燃料
流量,按一定比例分成几处喷。

    计算的马赫数变化规律见图5b。在第一等截面段和扩张段同时喷氢时整
个通道的马赫数基本上都大小1,皮托压测得的燃烧室出口平均马赫数与计算
值基本吻合,所以在第一等截面段或第一等截面段和扩张段同时喷氢适用于超
音速燃烧,并且这时燃烧效率较高。当只在第一等截面段喷氢产生上游干扰时,
就可考虑在第一等截面段和扩张段同时喷氢。


(a)下板壁轴向壁压分布 (b)计算的马赫数沿轴线的分布
图5 第一等截面段(或和扩张段同时)喷氢的结果(NO.102)

3.3  扩张段喷氢的情况

    图6a为在扩张段即Ⅱ处喷氢时,在下板壁沿轴向所测得的壁压分布。图6
b为计算的马赫数结果。由图可看出,即使是在扩张段喷氢,只要喷氢量足够
大,也会引起热堵塞。不过,与在第二等截面段喷氢相比,产生热堵塞所需的
喷氢量大。并且在同样当量比下,扩张段喷氢比在第二等截面段喷氢燃烧效率
高,总压损失小,见表1。

    

(a)下板壁轴向壁压分布 (b)计算的马赫数沿轴线的分布
图6 扩张段喷氢的结果(NO.102)

图7a和7b为扩张段和在第二等截面段同时喷氢沿轴向在下板的壁压分布和计
算的马赫数结果。两处喷氢量各占50%。可得知整个燃烧室通道马赫数都大于
1,没有产生热堵塞。

    

(a)下板壁轴向壁压分布 (b)计算的马赫数沿轴线的分布
图7 扩张段和第二等截面段同时喷氢的结果(NO.118)

表1列出了对以上实验计算得到的燃烧效率和总压恢复系数,以及由皮托压测得
的出口平均马赫数。由表1知,在相同当量比条件下:(1)两处喷氢的总性能优
于仅在后面一处喷氢;(2)如两处喷氢时,前喷嘴位置再向前移,燃烧效率提高,
总压损失基本不变。4  结论

　　由上可得到以下结论:

　(1)通过燃烧室入口马赫数为2的实验和分析,证实了等截面段、扩张段和
等截面段构成的超音速燃烧室,以一定的供油规律工作时,能够适应双模态燃
烧。具体地说,亚音速燃烧模态时,在第二等截面段(或和第一等截面段同时)
喷适量燃料;超音速燃烧模态时,在第一等截面段喷燃料,或者和扩张段同时
喷。

　　(2)用实验证实了在同样喷氢量时,分段喷氢能有效地防止上游干扰,并且,
两处喷氢比仅在后面一处喷氢燃烧效率高,总压损失也稍小。

　　(3)实验表明长度与深度之比L/h1≤6的凹槽具有良好的点火和火焰稳定作
用。

本文于1995年9月21日收到
*本研究项目获国家自然科学基金资助

参考文献
1  刘陵,刘敬华,张榛,唐明.超音速燃烧与超音速燃烧冲压发动机,西安:西
北工业大学出版社,1993
2  Sullins GA.Demonstration of Mode Transition in a Scramjet Combustor,Journal of 
Propulsion and Power,1993,9(4):515-520
3  胡欲立.超音速燃烧的实验研究与数值模拟(博士学位论文).西安:西北工
业大学,1994
4  Mcclinton CR.Interaction Between Step Fuel Injectors On Opposite Walls in a 
Supersonic Combustor Model,NASA TP 1174,1978
5  Rogers RC.Mixing of Hydrogen Injected From Multiple Injectors Normal to a 
Supersonic Airstream,NASA TND-6476,1971
6  Vinogradov V,et al.Experimental Investigation of 2-D Dual Mode Scramjet With 
Hydrogen Fuel at Mach 4-6,AIAA 90-5269
