第1章绪论
1.1液态碳氢燃料超临界喷射燃烧研究背景
1.1.1未来先进航空航天动力装置性能需求对超临界喷射燃烧研究的牵引
随着现代科技的发展和进步，作为能源消耗的主要行业之一，国内航空航天行业在近几十年间规模不断发展扩大。民用航空在公共交通中占据了极其重要的位置，军用航空航天由于空中战场的争夺、战略储备的需要也显得愈来愈重要，各主要国家的新型飞行器层出不穷。
在整个飞行器体系中，对飞行性能影响*大的是动力装置。它是飞行器的“心脏”，是飞行器达到所需性能要求的决定性因素之一。由于航空航天动力装置均为体积受限系统，应*选能量密度高、易于获得和使用安全的液态碳氢燃料作为燃料，因此采用煤油居多。
在国务院于2016年7月28日印发的《“十三五”国家科技创新规划》列出的面向2030年科技创新的重大项目中，“高性能航空发动机与燃气轮机的研制”凭借其在军事与工业上重要的影响力毫无争议地被列为六大科技项目之*，由此可见提高航空发动机性能的重要性。对于未来高性能航空发动机的发展趋势，可以简要概括为更高的推重比（推力/重量的比值）、更高高度和更快速度的飞行需求。
推重比是衡量航空发动机性能水平和工作能力的一个综合指标，欧美各国的航空发动机预研计划中都将实现高推重比技术作为其重要目标；业界飞行器动力进行划分，也是将推重比作为重要指标参数。自20世纪航空发动机问世以来，作为其重要指标的推重比就得到了不断的提升，图1-1是兰德公司研究报告中总结的型号发动机推重比指标的发展历程，反映了航空发动机推重比在1960～2000年间的稳步增长情况［1］。
图1-1兰德公司型号发动机推重比统计结果
提高推重比的重要途径是提升航空发动机的热力循环参数。一方面，目前航空发动机的总增压比已经由20世纪50年代的5左右提升至如今的30以上，某些在研型号甚至超过60。随着飞行速度的提高，压气机入口处的总温总压也在不断提高，由压气机流入燃烧室的气流温度和压力可能会分别超过900K和4MPa［2］。在高空高马赫数飞行条件下，燃烧室进口气流温度非常高，如国外的J58（“黑鸟”SR71侦察机的动力装置）发动机，其高速巡航条件下燃烧室进口温度接近1000K。国外*新在研的YJ102R发动机［3］，高速飞行条件下燃烧室进口温度甚至会超过1000K。
目前我国航空发动机常用燃料为RP3航空煤油，其临界压力介于2.2～2.4MPa之间，临界温度介于630～660K之间［46］。国外所使用的JP8、JP7航空煤油等常用燃料，临界参数与RP3也比较接近[7]。可以看出，未来高性能航空发动机中，必将由于发动机性能的需求，导致燃烧室中出现环境温度、压力高于燃料临界参数的工况，此时也就形成了向超临界环境中的喷射燃烧。
同时，高马赫数飞行器的研制也受到了世界各国的重视，它将是未来国家科技发展的重中之重，对保障国家安全和提升综合国力具有重大的战略意义［8］。随着高马赫数飞行器的发展，对匹配高马赫数飞行器的高性能动力装置的需求越来越强烈［9，10］。
高马赫数飞行器动力装置涵盖冲压发动机、火箭发动机、爆震发动机等类型。由于其工作范围比较宽，也会出现超临界的燃料喷射环境，也将涉及液态碳氢燃料的超临界喷射燃烧。
此外，对于先进航空航天动力装置而言，需要高效燃烧来保证动力装置的先进性能，因此雾化装置需要进行精细化设计。目前来讲，雾化的效果直接与喷射压差有关，因此多数航空航天动力装置的燃油喷射压力，在非常多的工况下都会超过燃油自身的临界压力。结合环境温度超过燃料的超临界温度，这也会造成动力装置中涉及燃料的超临界相变雾化以及喷射燃烧问题。
综上，未来先进航空航天动力装置的性能需求会使得燃油喷射燃烧的环境（燃烧室中）有可能出现温度、压力均超过燃油临界值的超临界环境；同时也会由于其多工况的特点，在宽范围工作下出现亚临界、温度超临界压力亚临界、压力超临界温度亚临界的各种环境参数情况。
1.1.2未来先进航空航天动力装置冷却需求对超临界喷射燃烧的牵引
未来高性能飞行器的*大特点就是飞行高度和飞行速度越来越宽广，随着未来飞行器飞行速度的不断提高（例如，美国近年来成功试验的近空间飞行器X37、X43和X51等的飞行速度已接近10倍声速），飞行器动力装置中的高温部件以及与大气层高速摩擦的机体外表面将会产生巨大的热负荷［1，10］。然而，为了提高飞行性能，飞行器上又不可能携带专门用于机体和发动机冷却的冷却介质，因此飞行器自身携带的燃油将成为唯一可用来冷却飞行器的冷却介质。
以航空发动机为例，随循环温度的提高，目前航空发动机涡轮前温度也已由几十年前的1100K提升到2000K左右，并且会在未来超过2200K（推重比达到20量级），这就对涡轮叶片材料温度耐受性提出了挑战。图1-2描述了航空发动机涡轮前温度的变化趋势，从图中可以看出涡轮入口温度以每年平均提高20K的速度增加，而金属耐温材料每年仅可获得8K的性能提升，因此，即使发动机涡轮部件采用碳/碳复合材料这样的耐高温材料，仍需要采用更先进的冷却方式来使高温部件承受更高的工作温度，保障发动机寿命和可靠性。
图1-2航空发动机涡轮前温度变化趋势［11］
目前，传统的冷却方式是从高压压气机引出气流来冷却涡轮叶片，但随着压气机增压比的提升，压气机引气温度提高，吸热冷却能力下降，单*采用压气机引气的方式作为冷却方法已远远不能满足冷却需求。在这种情况下，一种新的冷却方式——“预冷冷却空气”（cooled cooling air，CCA）［12］被提出，即让从高压压气机中引出的冷却空气*先经过一个高效的煤油空气换热器，煤油吸热使压气机中引出的气体温度降低，从而降低冷却空气的温度，使得气冷冷却潜力增大。在这个过程中煤油自身温度得到了提升，有可能会达到临界温度；另外，为了满足发动机供油量和雾化程度的要求，煤油的喷射压力较高，极易超过煤油自身临界压力。
在航空煤油自身作为冷却剂的情况下，有可能使得航空煤油在喷入燃烧室之前就已经达到了超临界状态，这就会涉及超临界航空煤油的喷射燃烧问题。综合上一节中先进航空航天动力装置性能需求的牵引，燃烧室中的环境可能会出现亚临界、超临界等不同环境，而燃油喷射之前也会经历亚临界、温度超临界压力亚临界、压力超临界温度亚临界、超临界等各种状况，燃烧室中的喷射燃烧必将涉及超临界相变，同时也会涉及不同类型的超临界喷射燃烧状态。因此非常有必要对液态碳氢燃料的超临界喷射燃烧进行深入研究，以满足未来先进航空航天动力装置的发展需求。
1.1.3液态碳氢燃料超临界喷射燃烧的特殊性
超临界状态下物性的特殊性是造成超临界喷射及其混合燃烧过程与亚临界情况下迥异的直接原因。临界点在相图上只是一个孤立的点，但是在它附近出现了非常丰富的现象，在超临界压力下，变物性是流体的主要特征之一，尤其是在临界点附近（压力为超临界压力的1～1.2倍处），物性的变化很大程度上影响了喷射燃烧性能。临界点上比热容变为无穷大，导热系数也出现尖峰，蒸发潜热变为零，密度、黏度、焓、熵、内能均出现非连续的拐点。
图1-3～图1-5给出了典型液态碳氢燃料（正癸烷，临界压力2.1MPa、临界温度344℃）在临界点附近的比热容、密度、黏性系数随着温度变化的规律*线，数据从NIST数据库［13］查得。从图中可以看出，在超临界压力下，液态碳氢燃料的物性参数在很小的温度区间内剧烈变化。图1-6给出了典型的液态碳氢燃料（正戊烷，临界压力3.37MPa、临界温度197℃）蒸发潜热在超临界压力下随着温度变化的*线［14］，从图中可以看出，随着压力的增大，蒸发潜热为0的温度降低。这说明理论上将燃料加至临界点之后的喷射会瞬间汽化，同时其相变过程与普通的液态变为气态有本质区别（接下来将会进行详细描述），这就会形成“超临界闪蒸”喷射。
图1-3正癸烷密度变化图1-4正癸烷比定压热容变化图1-5正癸烷黏性变化图1-6正戊烷超临界压力下蒸发潜热变化对于相变现象可以根据热力学势及其导数的连续性进行分类。热力学势包括自由能、内能等，它们的一阶导数包括压力（或者体积）、熵（或者温度）等，它们的二阶导数包括比热容等参量。凡是热力学势和它的一阶导数不连续的状态突变，称为**类相变。其一阶导数不连续，表示相变伴随着明显的体积变化和热量的吸收（潜热），因此此类相变中，有序结构的破坏是突然发生的，在相变过程中必须供给一定的能量，普通的气液相变属于**类相变［15］。
热力学势和它的一阶导数连续变化，而二阶导数不连续的情形，称为第二类相变。这时没有体积变化和潜热，因为有序结构的破坏是逐渐地连续地发生的，在有序结构的逐步破坏过程中物质从周围逐渐吸收能量，没有在相变点大量吸收潜热的现象。但是有序破坏的速率随着温度升高而迅速增大，需要的热量也突然增加，形成热容量的突变，比热容等物理量随温度的变化*线上出现跃变或者无穷的尖峰。临界点相变就属于第二类相变［16］。
从热力学函数的性质看，一类相变不是奇异点，它只是对应两个相函数的交点。交点两侧每个相都可能存在，通常能量较低的那个得以实现，这是出现“过热”的亚稳态以及两相共存的原因。二类相变则对应热力学函数的奇异点，在相变点的每侧只有一个相存在，因此不允许过热的两相共存。第二类相变的特征是有序程度的改变及与之相伴随的对称性质。在临界点以上分不出气体和液体，即气液是对称的。到了临界点以下，就可以分出气体和液体，因而就破坏了这种对称。
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