氢气超音速燃烧非常过程数值模拟

用有限差分法求二维Ｎ－Ｓ方程和组分守恒方程，使用代数涡粘性湍流模型，两步化学反应模型和ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ时间分裂法，模拟超音速气汉中横喷氢气自动着火及火焰传播过程，清晰地描述了喷氢、火焰传播到主流、稳定燃烧过程中，温度、压力、速度和油气当量比的变化。计算结果表明，高温附面层和喷嘴和回流区能促使氢气自动着火，进口气流的静温是火焰向主流传播的重要影响因素。计算还证明了喷嘴后氢与空气两股流呈现平行流动     

台阶后横喷氢气超音速燃烧流场数值模拟研究

采用ＭｃＣｏｒｍａｃｋ格式、代数涡粘性湍流模型及有限速率化学动力学模型，用数值模拟方法研究了台阶后横喷氢气二元燃烧流场。数值计算结果表明：台阶的作用不仅能扩大火焰稳定性，而且增加氢射流对主流的穿透深度，提高燃烧效率；当进口气流Ｍ数越高，进口温度越高，油气当量比越接近于恰当比，壁面温度对流场的影响越大。还提出了在超音速气流中，横喷氢自动着火时滞的火焰稳定机理新观点，由此可更准确地预估自动着火点的位置及火焰稳定性。     

超音速燃烧二元流场的数值模拟

由二元超音速燃烧流场垂直喷射Ｈ２的数值模拟计算，描述了缝隙喷嘴附近氧气与空气的混合和燃烧过程，使用两步化学反应，ＭａｃＣｏｒｍａｒｋ显式时间分裂法和Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ修正的代数湍流模型，计算超音速燃烧流场，得出了流线，静压，静温，Ｈ２和Ｈ２Ｏ浓度等值线图，反映了缝隙喷嘴附近回流区的大小，自动着火点的位置及火焰向主流的传播现象。     

超音速气流中横喷氢气自动着火与燃烧非定常过程的实验研究

进行了Ｍ＝２超音速流中横喷氢的自动着火及燃烧非定常过程实验研究，用高速纹影摄影、壁面动态和静态压力测量仪及壁温热电偶等进行了测量。得到了喷嘴后回流区壁压随时间的变化规律，以及壁压和壁面秒温升沿轴线的变化趋势。获得了来流空气总温和喷氢量对自动着火过程的影响。     

凝胶自燃推进剂着火及火焰试验

为研究撞击式喷嘴凝胶自燃推进剂着火及火焰特性，在单喷嘴矩形燃烧室内进行了凝胶一甲基肼/四氧化二氮（MMH/NTO）喷雾燃烧过程试验研究。试验采用撞击角为75°、90°、105°的两股互击式喷嘴和撞击角为90°的两股燃料撞击一股氧化剂（F-O-F）、两股氧化剂撞击一股燃料（O-F-O）三股互击式喷嘴，首先结合高速摄影与纹影技术拍摄了燃烧过程纹影图像，随后采用高速摄影直接拍摄了燃烧过程火焰自然辐射发光图像。通过图像处理，提取了火焰着火距离、火焰轴向传播速度、火焰夹角以及反应距离，并分析了喷嘴类型、燃料射流速度的影响。试验结果表明，凝胶MMH/NTO燃烧主要发生在液膜破碎成液丝之后，射流速度越快，燃气扩散速度越快；凝胶MMH/NTO推进剂采用撞击角为105°的两股互击式喷嘴时着火距离最短；凝胶MMH/NTO着火时火焰轴向传播速度随燃料射流速度增加而增加，撞击角为90°时火焰沿喷注面下游传播速度较快；凝胶MMH/NTO稳态燃烧时火焰夹角随燃料射流速度增加而增加，反应距离随燃料射流速度增加而减小，其中撞击角为90°的两股互击式喷嘴火焰夹角最大，撞击角为105°的两股互击式喷嘴反应距离最短。     

双工况氢氧发动机燃烧与传热数值分析

应用三维湍流N-S方程以及颗粒轨道模型描述双工况氢氧发动机内部喷雾两相燃烧流动过程。两相之间的质量、能量交换由液滴蒸发模型计算，气相化学反应速率由Arrhenius公式计算。通过耦合求解气液两相的模型方程，对发动机转工况前后的三维流场进行了数值计算，并耦合计算了燃气与壁面之间的传热以确定壁面的温度和热流分布。另外还对分别采用同轴离心式喷嘴和直流式喷嘴得到的燃烧流场与燃烧效率进行了比较。计算结果表明转工况前的壁面温度与热流都比转工况后大。离心式喷嘴的雾化混合效果与燃烧效率都比直流式喷嘴好。     

超声速湍流燃烧的有限速率源项封闭方法

为了发展超声速湍流燃烧中化学反应源项的封闭方法,更精确地模拟湍流燃烧相互作用,引入两类化学反应有限速率模型:PaSR(Partially Stirred Reactor)模型及其可压缩性修正模型(C-PaSR),并用于德国宇航研究中心(DLR)的氢燃料超燃冲压发动机燃烧室的数值模拟。计算结果显示,支板后形成的抬举火焰在剪切层产物回流和喷氢的共同作用下稳定在支板后1~2倍支板高度的位置,流场结构与实验纹影符合较好。引入模型后的不同截面的温度和轴向速度均有所改善,特别是较远处温度场与实验结果吻合非常好。C-PaSR模型的预测结果比PaSR模型略有改善。通过化学反应源项修正系数分析了流场各处燃烧和混合的特征时间尺度相对大小,有利于理解湍流燃烧相互作用的过程。     

超音速气流中横向喷射氢气流场数值模拟

本文通过应用Mac Cormack显式时间分裂法和Baldwin-Lomax修正的代数湍流模型求解二维可压缩的N-S方程和混气组分方程,对超音速气流中横向喷入氢气后的流场进行了数值模拟。计算结果示出了流场中速度矢量分布,静压、静温和氢气质量分数的等值线分布,反映出了喷嘴附近流场回流区的大小及可能的点火位置,从而为超燃冲压发动机的设计工作提供理论指导。     

后台阶喷氢加喷空气超音速燃烧数值模拟

为了提高带有后向台阶的超音速燃烧室的燃烧效率,提出了一种在氢气喷嘴后加一个空气喷嘴的方法,并且采用雷诺应力湍流模型和有限速率化学动力学模型对这种方法进行了数值模拟研究。计算结果表明:这种方法可以有效地改善氢气与空气的掺混效率,在计算的工况下使燃烧效率从60%提高到了64%;然而随着横喷空气的静压和马赫数的提高,会使燃烧室的总压恢复系数降低,并会使来流空气在台阶尖角处发生分离,接着会在台阶前的横截面产生激波,激波的位置也随着横喷空气的静压和马赫数的增加而前移。     

湍流燃烧模型对氢燃料超燃室流场模拟的影响

采用化学平衡的假定概率密度函数(PDF)模型和火焰面模型计算了德国宇航研究中心的超燃室反应流,计算结果与有限速率反应模型的和实验的结果进行了对比.使用有限体积法离散Favre平均的N-S方程,湍流模型采用k-ε模型.研究表明:(1)有限速率反应模型在喷氢孔近场,化学平衡的假定PDF模型在喷氢孔远场不能准确捕捉流场的细致结构,而火焰面模型对全流场预测较好,后两种模型的计算时间较有限速率反应模型节省约38%;(2)超燃室内湍流和燃烧相互作用不可忽略,从预测精度和计算效率来看,火焰面模型有较好的工程应用前景.      

液体中心式气液同轴离心式喷嘴火焰振荡特性

气液同轴离心式喷嘴在特定的结构和工况下极易发生自激振荡,为了探究自激振荡对燃烧过程的影响,针对液体中心式气液同轴离心式喷嘴,开展了氧气和酒精的可视化燃烧试验研究。基于非接触光学观测方法同步获得了喷雾与火焰的动态结构,研究了缩进长度及喷注工况对火焰的动态特性、自激振荡特性以及燃烧效率的影响。研究发现,随着喷嘴缩进长度的增加,火焰从稳态转变为自激振荡状态。稳态燃烧时,火焰具有明显的锥形分布特征,火焰主要分布于锥形液膜表面、喷嘴出口回流区以及喷雾与燃烧室壁面的撞击区域。对于振荡火焰,当缩进长度较小时,火焰附着于喷注面板上且主要发生径向振荡;而当缩进长度增大到一定程度后,火焰周期性地附着并远离喷注面板且由纵向振荡主导。火焰振荡模式的转变是由自激振荡喷雾结构的变化引起的。基于已建立的理论分析模型,深入分析了火焰自激振荡与缩进室内部流动模态的关系。火焰振荡与喷雾自激振荡强弱同步,且当缩进室内部流动处于临界流动状态时最强。此外,研究发现,稳态燃烧时的燃烧效率大于振荡燃烧状态下的燃烧效率,喷嘴缩进可适当提高燃烧效率。     

Performance comparison of aero-ramp and transverse injector based on gas-pilot flame

A direct performance comparison between the four-hole aero-ramp injector and single transverse injector in a dual-mode scramjet combustor was conducted. The mixing characteristics of two injectors were calculated by solving the three-dimensional (3-D) compressible Reynolds-averaged Navier-Stokes equations (RANS), with the help of the shear-stress-transport (SST) k-ω turbulence model. The numerical results show that the far field mixing efficiency of the aero-ramp injector is higher than that of the single transverse injector. High enthalpy vitiated air was heated to a total temperature of 1200K by hydrogen-oxygen combustion, entering the isolator entrance at a Mach number of 2.0. Non-reacting experimental conditions involved sonic injection of nitrogen to safely simulate ethylene injected into the combustor at a jet-to-free stream momentum flux ratio of 2.6. Schlieren photographs were obtained to analyze the shock structure around the injectors. Reacting test conditions involved sonic injection of ethylene at the jet-to-free stream momentum flux ratios ranging from 0.5 to 2.7. High speed camera was used to capture the flame structures in the near-field combustion. The experimental results show that the aero-ramp injector produce sustained combustion over a wider range of fuel-air ratios than the single transverse injector. At the identical jet-to-free stream momentum flux ratio, the aero-ramp has a larger isolator margin than the single transverse injector, demonstrating a better ability for avoiding overflows. However, the air specific impulse and total temperature recovery of two injectors, which are calculated by the one-dimensional (1-D) performance analysis code, are almost identical.      

A forced ignition probability analysis method using kernel formation analysis with turbulent transport and Lagrangian flame particle tracking

A forced ignition probability analysis method is developed for turbulent combustion, in which kernel formation is analyzed with local kernel formation criteria, and flame propagation and stabilization are simulated with Lagrangian flame particle tracking. For kernel formation, the effect of turbulent scalar transport on flammability is modelled through the incorporation of turbulence-induced diffusion in a spherically outwardly propagating flame kernel model. The dependence of flammability limits on turbulent intensities is tabulated and serves as the flammability criterion for kernel formation. For Lagrangian flame particle tracking, flame particles are tracked in a structured grid with flow fields being interpolated from a Computational Fluid Dynamics (CFD) solution. The particle velocity follows a Langevin model consisting of a linear drift and an isotropic diffusion term. The Karlovitz number is employed for the extinction criterion, which compares chemical and turbulent timescales. The integration of the above two-step analysis approach with non-reacting CFD is achieved through a general interpolation interface suitable for general unstructured CFD grids. The method is demonstrated for a methane/air bluff-body flame, in which flow and fuel/air mixing characteristics are extracted from a non-reacting simulation. Results show that the computed ignition probability map agrees qualitatively with experimental results. A reduction of the ignition probability in the recirculation zone and a high ignition probability on the shear layer of the recirculation zone near the mean stoichiometric surface are well captured. The tools can facilitate optimization of spark placement and offer insights into ignition processes.     

Modelling ignition probability with pairwise mixing-reaction model for flame particle tracking

Reduced order models for ignition analysis can offer insights into ignition processes and facilitate the combustor optimization. In this study, a Pairwise Mixing-Reaction (PMR) model is formulated to model the interaction between the flame particle and the surrounding cell mixture during Lagrangian flame particle tracking. Specifically, the model accounts for the two-way coupling of mass and energy between the flame particle and the surrounding shell layer by modelling the corresponding turbulent mixing, chemical reaction and evaporation process if present. The state of a flame particle, e.g., burnt, hot gas or extinguished, is determined based on particle temperature. This model can properly describe the ignition process with a spark kernel being initiated in a nonflammable region, which is of practical importance in certain turbine engines and has not been rigorously accounted for by the existing models based on the estimation of local Karlovitz number. The model is integrated into an ignition probability analysis platform and is demonstrated for a methane/air bluff-body flame with the flow and fuel/air mixing characteristics being extracted from a non-reacting simulation. The results show that for the spark location being at the extreme fuel-lean outer shear layer of the recirculation zone, PMR can yield ignition events with a significant number of active flame particles. The mechanisms for the survival of the initial flame particles and the entrainment of the survived flame particles into the recirculation zone are analyzed. The results also show that the ignition probability map from PMR agrees well with the experimental observation: a high ignition probability in the shear layer of the recirculation zone near the mean stoichiometric surface, and low ignition probabilities inside the recirculation zone and the top stagnation region of the recirculation zone. The parametric study shows that the predicted shape of the ignition progress factor and ignition probability is in general insensitive to the model parameters and the model is adequate for quantifying the regions with high ignition probabilities.     

气体燃料气动火焰稳定器混合特性的初步研究

为了克服航空发动机加力燃烧室传统钝体火焰稳定器存在的流阻较大、燃烧效率较低和红外辐射偏大的缺点，设计了一种气体燃料气动火焰稳定器，通过喷射气体燃料射流形成气动屏障来产生回流区从而稳定火焰，并采用数值模拟计算和实验测试的方法研究了气体燃料火焰稳定器的混合特性。数值模拟计算表明气动火焰稳定器掺混速度快，可在回流区内形成余气系数比较均匀的混合物,且回流区内余气系数分布随来流和射流的参数变化基本保持恒定不变，实验结果证实了数值模拟的结果，并表明采用气动火焰稳定器的燃烧效率较高，部分工况可达98%以上，可为加力燃烧室火焰稳定器的研究和设计提供参考和依据。     

壁面凹腔强化H2超声速燃烧的数值模拟

为了分析凹腔火焰稳定器强化H2超声速燃烧的流动特性，运用数值模拟方法研究了凹腔对超声速燃烧室性能的作用规律。结果表明：凹腔的火焰稳定机制主要在于富含自由基的高温回流区，燃烧室结构设计采用凹腔火焰稳定器能够起到稳定燃烧和增强混合的作用；与直通道燃烧室相比，凹腔燃烧室尽管总压损失较大，但可以获得较好的混合和燃烧性能。     

支板喷射超声速湍流燃烧的大涡模拟

为了发展可行的超声速湍流燃烧大涡模拟方法,将设定型PDF(Probability Density Function)模型与LES(Large Eddy Simulation)相结合以封闭亚格子湍流-燃烧相互作用,并将模型用于支板喷射超声速湍流燃烧流场的数值模拟。分别对冷流及燃烧流场进行了模拟,计算结果与实验测量符合较好,表明了所采用方法及模型的可行性。冷流条件下,大尺度湍流涡通过卷吸、拉伸运动主导支板尾迹区的近场混合,并通过破碎过程影响远场混合。燃烧条件下,回流区尺度扩大,剪切层中形成的高温燃烧产物通过大涡卷吸以及回流区末端对流作用进入回流区并与其中的燃料喷流相互作用,使部分燃料预热升温并进入回流区两侧剪切层与主流空气混合、燃烧,从而实现火焰稳定。在薄反应剪切层及大尺度反应涡的边界区域,LES网格不足以直接求解湍流与燃烧的相互作用,PDF模型给出了较强的亚格子脉动。     

燃料射流隔板对受限超声速反应混合层流场和燃烧特性影响

为了研究燃料射流隔板壁面扰动对于受限超声速反应混合层流场和燃烧特性的影响,基于抽象物理模型激波和膨胀波理论推演,得到了隔板诱发壁面扰动下的受限超声速反应混合层流场结构,并采用数值模拟方法进行了验证。数值结果表明,隔板诱发壁面扰动下的受限超声速反应混合层流场主要由冷态主导,且相对无隔板扰动多了回流区、激波、膨胀波、波与反应混合层相互作用等复杂现象。在此基础上,对于不同隔板厚度计算的结果表明,随着隔板厚度的增加,隔板下游的回流区增大,上下膨胀产生的压力不平衡加剧,反应混合层会产生偏斜,回流区厚度和偏斜距离与隔板厚度成正比。此外,第一道反射激波存在降低点火延迟的作用,且存在一个隔板厚度阈值,阈值以下随着厚度增加点火延迟随之降低。同时,后续的多道反射激波导致混合层发展的局部起伏和局部燃烧增强。     

预燃/流向涡掺混超声速燃烧室的稳焰火炬实验研究

 为研究飞行马赫数Ma_flight=4~7的双燃室碳氢燃料超燃冲压发动机燃烧室的原理和工程参数,进行了直连双燃室超声速冷主流和亚燃室稳焰火炬热流的掺混实验和燃烧实验。将进气道输出的超声速气流的10%流量经亚燃进气道导入亚声速预燃室,先低速地与雾化预燃油掺混并建立稳定的预燃。该预燃气流与二次喷入的主燃油掺混而形成富含吸热分解油气的高温射流,再经一组波瓣掺混器与超声速主流在下游流向涡中深入掺混/燃烧,扩大燃区厚度而趋于深入超声流层,以期实现稳定超燃。在总温约为285 K、总压为1.5×10⁶ Pa和1.0×1.0⁶ Pa,燃烧室进口马赫数Ma_inlet=2.5的来流下,对3种不同结构参数的预燃室和一种超燃室,进行了冷态流场和预燃/主燃的喷油/燃烧实验。实验与计算结果表明,冷/热态实验中整个超燃室保持了超声速流动,尽管斜激波系存在一些变化。利用存在的4种旋涡掺混现象,增强超/亚声速流之间的掺混。当采用三波系进气道和较小容积热强度的大体积预燃室和流向涡掺混器,可以形成稳定的高温富油火炬,成为超燃室稳定点火源。在超燃室下层流层的原无预热冷态来流的亚声速和低超声速区域中出现火焰,且其并不破坏超燃室上层的高超声速未燃流动。