超声速混合层液滴两相流动的大涡模拟

为研究超声速气流中液滴与气流的混合及液滴蒸发对混合的影响,采用大涡模拟(LES)方法数值仿真了超声速混合层内液滴两相流流场结构,气相流场采用亚格子(SGS)模型和切应力输运(k-ωSST)湍流模型,液相模拟采用轨道模型和单液滴蒸发模型。在混合层前缘入口处均匀持续地投放液滴,并在液滴入口处下方添加非周期小扰动,并观察液滴蒸发过程对该小扰动造成的影响。分析了入口小扰动在流场中不同的发展情况,发现液滴的蒸发过程使混合层厚度增加并加速混合层的发展,对气相流场扰动较强,可能导致流动失稳,对混合过程有很大的促进作用。     

颗粒两相流自由剪切层大涡模拟

采用大涡模拟(LES)方法数值仿真了可压缩流自由剪切层内颗粒两相流流场结构.气相控制方程采用二维盒式滤波法滤除小于网格尺度的小涡以得到LES控制方程,而流场中小涡对大涡的影响采用K-ωSST湍流模型模拟.在Lagrange坐标系下用颗粒轨道模型仿真颗粒运动,用双线性插值方法实现Euler坐标系到肌Lagrange坐标系的转换,并考虑了颗粒速度和温度的改变对气相流场的反作用.分析了仿真结果中气相自由剪切层的涡结构特性,不同St数颗粒在流场中的运动特性,颗粒对流场的反作用效果,得到了合理的结论.     

三维超声速混合层内标量混合的大涡模拟

对三维对流马赫数0.62的超声速混合层流动的标量混合进行大涡模拟, 控制方程对流项采用五阶精度的WENO格式求解, 小尺度涡的作用采用一方程LDKM亚格子模型处理, 过滤后的组分方程中的亚格子组分对流通量采用梯度扩散模化.模拟得到了混合层流场大尺度拟序结构以及标量场的演化过程, 研究表明标量混合过程受混合层内涡系演化所控制, 标量场具有明显的三维特征.模拟得到的速度、组分及其脉动的统计时均结果和实验结果相符较好.      

超声速剪切层的混合问题

用数值模拟和物理分析相结合的方法,研究了入口速度剖面具有阶跃型的超声速混合层的混合机理和特征.指出在上游起始阶段,混合层产生的展向涡是平行发展的,近似二维情况,涡的运动先是稳定的,后经非线性不稳定性和分叉,并进一步发展为两涡合并或两合并涡的再合并.随着向下游的增加,由于展向出现物理量的三维效应,展向涡要弯曲,并且沿其轴向要分叉演化,产生一个或多个极限环,这就开始改变二维涡合并的发展规律,产生流向和法向的旋涡.如果进一步走向下游,展向涡有的要产生螺旋型和泡型破裂,并且破裂涡与上游来的涡要混掺、缠绕,形成中间夹有小涡的新的大涡相干结构,相应流向、法向涡进一步非线性增强,流动完全改变了二维混合规律,变成真正的三维混合.由于涡的破裂带有随机和间歇性,这种混合过程也具带有随机和间歇性.通过本文对概率密度分布、分数维和间歇因子的计算,证明在流动出口处,基本上已达到了湍流.文中还给出了转捩发生的特征和机理.     

可压混合层涡并放热效应的涡动力分析

 基于双元单步不可逆燃烧动力学简化模型 ,采用紧致差分算法直接求解二维可压 Navier-Stokes方程 ,研究了时间发展非预混扩散火焰平面反应混合层流动。拟序结构由数值线性稳定性分析方法设定的粘性可压最不稳定小扰动初场促生。随放热强度增大 ,得到了基频涡卷撕裂现象。涡动力分析表明 ,放热主要通过膨胀和斜压这两种强非线性过程抑制大尺度剪切涡的演化     

凹腔稳定的超声速火焰结构的实验研究

凹腔是高湍流度超声速燃烧的火焰稳定装置。为研究其尺寸结构及喷注位置对不同燃料燃烧性能的影响,设计了不同凹腔、不同位置横向喷注的氢及乙烯的超燃实验,拍摄了凹腔内OH.基与CH.基自发辐射火焰图像。并利用非线性分形的研究方法,分析了火焰分形维数与燃烧程度及火焰稳定性的关系。用大涡模拟方法对二维凹腔氢超燃流场进行了数值仿真,分析了凹腔流场结构,并对凹腔后缘压力时间序列进行了相空间重构,计算了其分形维数。实验及仿真结果均表明:燃烧的分形维数高时,燃料与空气接触充分,燃烧剧烈,易于火焰稳定。     

非线性扰动方程研究平面混合层发声机制

在流动过程中由脉动引起的噪声问题在自然界和工业界中广泛存在,研究流动过程中不稳定波的发声机制对于理解、预测并最终控制气动噪声有着重要意义。本文以二维 Blasius 相似性解作为基本流场,以超声速混合层作为研究对象,采用非线性扰动方程(NLDE)研究超声速混合层不稳定波的近场动力学特性与远场声辐射之间的内在联系。针对不同类型的对流马赫数,分别研究对流马赫数 Mc =0.5(<1)和 Mc =1.2(≥1)两种情况下的扰动发声机制,结果表明：当对流马赫数 Mc <1时,流场中的发声机制主要由大尺度结构的涡条发声,且基本波与亚谐波之间的非线性作用能增强辐射强度;当对流马赫数 Mc ≥1时,根据扰动相速度是相对于上层还是下层自由流速度为超声速,可以进一步分为快慢两种模态,分别对快慢两种模态以及其相互作用模态进行了数值模拟研究,计算得到流场中的发声机制是以马赫波形式辐射向远场,即马赫波辐射,其辐角的计算结果与理论值相符。     

超声速主流中横向喷流场的激波—旋涡结构的数值模拟

本文利用NND格式,通过求解NS方程,对二维超声速主流中横向喷流干扰流场进行了数值模拟,计算清楚地给出了激波结构、回流区和混合层。本文计算得到的激波结构和实验相当一致。最有兴趣的是由于喷流的干扰,主流在喷口前发生主涡分叉,观察到三个流向旋转涡和两个反流向旋转涡;在喷口后的背风区,存在具有低压和回流区的尾迹。     

双燃烧室冲压发动机超声速混合层混合增强数值研究

研究了具有双燃烧室冲压发动机超声速燃烧室工程背景的特定超声速混合层的混合增强措施——低速流入口加入沿流向振荡.研究结果表明:它对二维混合层的混合增强效果明显,加振荡后流场燃烧强度加大,但仍属于较弱燃烧强度;振荡频率决定着涡量聚集区域的位置和大小,振幅决定着涡量分配和聚集的均匀程度.      

超声速混合层转捩过程实验研究的进展

超声速湍流机理的实验研究是一件十分困难的工作.在2000年以来,本研究小组在低噪声超声速混合层风洞研究、超声速流动精细结构测量技术研究方面取得了重要进展,这给超声速混合层湍流精细结构的研究奠定了基础.为了研究超声速混合层及其气动光学问题,在研制的超声速混合层风洞中,主要以基于纳米技术的平面激光散射技术(Nano-trace Planar Laser Scattering,简称NPLS)为基础,研究了几种对流马赫数的超声速混合层从层流到湍流转捩过程K-H不稳定涡的空间结构,以及K-H不稳定涡的空间结构随着时间的发展过程.实验结果清晰地反映了湍流混合的不稳定性与转捩的精细结构,以及转捩过程的展向精细结构.     

用双流体模型模拟超声速气固两相流动

采用了双流体模型对JPL(Jet Propulsion Laboratory)喷管中气固两相流动以及超声速射流两相流动进行了数值模拟,并研究了可压缩两相流动中气相与颗粒的相互作用规律.自主开发的一般曲线坐标系下二维轴对称可压缩双流体程序Solve2D,对气相求解Navier-Stokes(N-S)方程组,采用k-ε湍流模型,颗粒相求解Euler方程组.对JPL喷管内的两相流场和湍流两相射流流场进行了数值模拟,研究了不同颗粒质量百分数以及不同颗粒直径时的气固两相流场的流动规律.      

高超声速湍流高效模拟算法

采用了直接过滤的Navier-Stokes(N-S)方程组对高速可压缩湍流进行研究。针对高超声速湍流的非线性流动特性,对N-S方程直接过滤推导了大尺度湍流流场的控制方程,更精确地反映高速湍流的可压缩性,建立了可压缩湍流的大涡模拟TDM模型。使用传统的Smagorinsky模型的非线性推广,采用基于非Favre过滤的超声速可压缩湍流的大涡模拟模型,应用Caylay-Hamilton定理,建立可压缩湍流大涡模拟的非线性亚格子模型,并发展为动力学模式,模型中的两个常数通过当地流场动态的确定,消除了可调经验常数的影响。针对构造的高超声速湍流大涡模型开发相应的高效并行算法。     

雾化燃料在超声速气流中横向喷射混合的数值模拟

本文用双流体模型对液态雾化燃料在直简形燃烧室中横向喷射问题进行了数值研究,气相用二阶迎负ＴＶＤ格式求解三维全Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程,液相用二阶预估、校正ＮＮＤ格式求解三维Ｅｕｌｅｒ方程。描述相间相互作用的常微分方程用预估、校正的二阶Ｒｕｎｇｅ－Ｋｕｔｔａ法求解。分别考察了喷口处气相压力、相间速度滑移、液滴直径和燃烧室入口处预置的超声速流向涡对雾化燃料混合效果的影响。结果表明：气相较液相的扩     

大涡模拟模型燃烧室燃烧性能计算

对带双级扩压器的模型燃烧室气液两相瞬态喷雾燃烧过程,在三维贴体坐标系下采用欧拉-拉格朗日两相大涡模拟方法进行数值研究,同时采用多维经验分析法预估燃烧性能.采用 k 方程亚网格尺度模型模拟亚网格湍流黏性;亚网格EBU(eddy-break-up)燃烧模型预估化学反应速率;多维经验分析法计算燃烧性能;并在非交错网格体系下气相采用SIMPLE(semi-implicit method for pressure-linked equations)算法对控制方程进行求解,液相采用随机离散模型,两相之间的耦合采用PSIC(particle-source-in-cell)算法.通过大涡模拟瞬态及时均计算结果表明:与粒子图像测速仪(PIV)测量的瞬态速度场、出口温度分布试验数据吻合,表明在三维贴体坐标系下采用欧拉-拉格朗日两相大涡模拟方法,数值模拟模型燃烧室两相喷雾燃烧流场,所采用的亚网格模型可以用于燃烧室气液两相喷雾燃烧流场的大涡模拟;燃烧性能计算结果与试验测量结果基本一致,说明所采用多维经验分析法可以用来数值模拟航空发动机燃烧室燃烧性能的计算,特别是污染物的预估,为设计低污染高性能航空发动机燃烧室提供有用的设计依据.      

声波与剪切流作用的数值模拟

基于完整的可压缩流体力学方程 ,利用特征分析的方法给出了气动声学中数值计算扰动的边界处理方法。采用所提出的边界处理方法 ,模拟了静止流场、不同来流速度的均匀流场及均匀剪切流场中扰动的演化 ,结果表明 :给出的边界条件的处理方法是合适的。文中还模拟了混合层中扰动的演化 ,给出了扰动在混合层中传播的特征      

环形燃烧室两相喷雾燃烧的大涡模拟

在三维任意曲线坐标系下采用欧拉-拉格朗日两相大涡模拟方法对环形燃烧室火焰筒气液两相紊流瞬态反应流进行数值模拟.采用椭圆偏微分方程生成三维贴体网格,计算中所采用的数学度模型有:k方程亚网格尺度模型估算亚网格紊流粘性;亚网格EBU燃烧模型估算化学反应速率;热通量辐射模型估算辐射换热.并在非交错网格体系下气相采用SIMPLE算法和混合差分格式求解,液相采用随机离散模型(Stachasttc Separated Flow,简称SSF),在拉格朗日坐标系下追踪各油珠群沿各自轨道运动、质量损失及能量变化.通过计算结果与实验数据相比较,表明在三维贴体坐标系下对燃烧室火焰筒两相紊流油雾燃烧流场进行大涡模拟,采用欧拉-拉格朗日两相大涡模拟方法能反映两相紊流化学反应流流动及实际燃烧过程.     

环形燃烧室两相燃烧数值研究

根据环形燃烧室设计需要,运用计算机模拟技术研究模型环形燃烧室三维有旋液雾燃烧流场,研究两相流动与混合,液雾蒸发对燃烧过程的影响。两相流动模型采用颗粒群轨道模型,气相紊流输运方程求解采用双方程k-ε模型和EBU-Arrhenius紊流燃烧模型,热辐射采用热通量法模型,本文提供计算方法可以用来研究不同性能参数对环形燃烧室两相燃烧特性影响。     

翼型表面明冰的数值模拟

提出一种翼型表面明冰的数值模拟方法.基于欧拉两相流理论,建立空气、水滴两相流控制方程;提出一种可穿透型壁面边界模拟水滴对翼型表面的撞击;采用考虑了粗糙度影响的边界层积分法求解结冰表面的对流换热特性,基于经典Messinger模型提出明冰数值模拟的热力学模型;利用冰层时间推进法模拟积冰过程,采用积冰法向生长假设生成积冰外形.对NACA 0012翼型在不同环境温度下的明冰冰形进行了预测,并与实验结果进行了对比.      

基于非Favre过滤的动力学非线性亚格子模型

采用直接过滤的Navier-Stocks（NS）方程组作为可压缩湍流大涡模拟控制方程组。方程组中因过滤产生的高阶相关项用Taylor级数展开近似表达,并仅保留级数的一阶导数项。因为截断级数产生的误差相当于丢失了模型的部分耗散作用,采用一种动力学非线性亚格子模型来补偿丢失的耗散影响。用模型模拟了超音速湍流平板边界层及绕双椭球高超声速湍流,并将所得结果与经验公式和计算结果进行了对比。对比表明模型可以有效的模拟可压缩湍流流场。