Hyshot超燃冲压发动机的CFD数值模拟

以Hyshot超燃冲压发动机试验为研究对象,分别对冷流和燃烧工况进行了CFD数值模拟.冷流模拟计算得到的壁面压力与试验结果吻合良好,且数值计算压力分布对采用的湍流流动模型不敏感;但是采用不同的湍流流动模型计算的湍流参数(湍动能和耗散率)差别很大,会对氢气燃料与气流的掺混产生重要影响,进而影响燃烧模拟结果.采用SST(shear stress transport)k-ω湍流流动模型和EDM(eddy dissipation model)湍流燃烧模型得到的模拟结果与试验结果基本吻合,但是计算压力峰值略靠后.对8个不同氢气燃料喷射角度的工况进行数值模拟结果表明喷射角度为99°和114°时燃料和空气混合最好、燃烧效率可达到最高.     

详细反应机理的航空发动机二维燃烧流场计算

对某航空发动机主燃烧室简化模型进行了基于正庚烷(n-C₇H₁₆)详细反应机理的燃烧流场数值模拟.在二维贴体坐标系下,计算过程采用了k-ε双方程模型来预估湍流特性,用EDC(eddy dissipation con-cept)湍流燃烧模型预估反应速率,用PSR(perfectly stirred reactor)模型的方法处理复杂化学反应项,得出了基于详细反应机理的温度场、组分浓度场,验证了机理文件中反应的某些组分与特定自由基之间的关系,对比了总包反应EBU-SRK(eddy break up-simplified reaction kinetics)的温度场,结果基本相符.      

隐式耦合求解燃烧室内喷雾两相流场

在任意非结构网格下,采用开源程序对某型涡喷发动机环形燃烧室内的喷雾燃烧过程进行数值模拟.首先选用k-ε双方程模型、EBU(eddy break up)-Arrhenius紊流燃烧模型、颗粒随机轨道模型等模拟流场中的物理过程.然后用隐式耦合算法求解气相流动、拉格朗日方法跟踪液滴相在流动区域的运动,并考虑气相与液滴相的完全双向耦合作用.仿真实验得到的 燃烧室内温度分布、马赫数分布、速度分布、压力分布均较合理,温度分布与文献中的基本一致,这表明隐式耦合方法能够较好地模拟燃烧室内流场,反映其内部流动特点.      

三维加力燃烧室两相湍流燃烧的数值模拟

本文对涡扇发动机三维加力燃烧室内的两相湍流燃烧过程进行了数值模拟。两相流模型采用双流体模型,湍流模型采用标准 k-ε模型,湍流燃烧采用涡旋破碎 ( EBU)模型,数值方法采用 LEAGAP算法。计算结果定性合理。      

自适应湍流耦合建表燃烧模型的振荡燃烧数值模拟

航空发动机及燃气轮机等动力装备燃烧室广泛采用的贫燃燃烧方式经常遇到破坏性的非定常热声耦合振荡燃烧问题。非定常振荡燃烧数值预测是一个长期的研究热点和难题。发展了针对振荡燃烧的耦合直接求解数值模拟方法，包括优化的动态模型参数的高精度自适应湍流模型（SATES），耦合可压缩的详细化学反应建表FGM燃烧模型。选取的3种湍流燃烧模型包括有限速率模型（W1）及火焰面密度封闭方法中的Zimont(W2)和Fureby(W3)2种褶皱因子模型。针对经典的LIMOUSINE燃烧室多个部分预混振荡燃烧工况开展了数值研究，发现自适应湍流模拟框架下的3种燃烧模型均准确预测到了振荡燃烧的振荡频率，与试验相比，误差<6.4%；对于振荡燃烧压力脉动振幅的预测结果，有限速率模型（W1）和Zimont(W2)模型结果显著大于试验值，误差>380%;Fureby(W3)模型结果与试验值吻合较好，误差<17.9%。表明振荡燃烧的数值预测对不同的湍流及湍流燃烧模型具有较高的敏感性。不同的工况结果表明，振荡燃烧存在完全振荡模态和过渡模态，完全振荡模态中数值预测的特征主频在燃烧室上下游多个位置趋于一致；过渡振荡...     

基于特征时间模型的高效喷雾燃烧数值模拟

开展了基于特征时间（CTS）燃烧模型的高效喷雾燃烧数值模拟研究。基于CTS模型与层流有限速率燃烧模型对CFM56航空发动机模型燃烧室进行了两相数值模拟,通过比较预测的火焰结构验证了CTS燃烧模型在喷雾燃烧中的适用性。通过采用CTS模型初始化燃烧场来提高有限速率燃烧模型的数值模拟效率,提出了基于CTS燃烧模型结合降维方法的高效数值模拟方法。结果表明：CTS燃烧模型较好预测了CFM56模型燃烧室的火焰形态和组分分布,可为有限速率燃烧模型的数值模拟提供良好的初始解;采用自适应建表（ISAT）方法可减小计算时间90%,在此基础上,基于CTS模型初始化的稳态算例收敛时间减少35%,进一步结合降维方法收敛时间减少40%,证明了CTS模型具有提高喷雾燃烧数值模拟效率的潜力。     

全状态两相湍流燃烧模型及其检验

在欧拉-拉氏体系中,在传统点源两相湍流燃烧模型(TM)中考虑液滴带火燃烧状态,提出全状态两相湍流燃烧模型(FSM),并用甲醇-空气两相湍流射流火焰实验数据对两种模型进行检验,对比结果表明:FSM模型能够给出平均温度的双峰分布,得到更合理的预报结果.      

射流角度对M-TIB燃烧性能影响分析

为了研究主燃(MB)-涡轮叶间补燃(TIB)一体化燃烧室(M-TIB)中燃烧环二次射流角度对燃烧性能的影响,设计了3种燃烧环二次射流角度组合分别为40°&40°,45°&55°以及50°&50°的M-TIB模型.利用FLUENT软件的Realizable k-ε湍流模型、PDF燃烧模型和离散相模型对M-TIB的流动和燃烧进行数值模拟.研究结果表明:适当增大燃烧环二次射流角度,可以强化M-TIB内部气流的掺混,改善速度分布,提高出口速度,减少污染物排放.     

预混燃烧大涡模拟和燃烧模型的检验

用代数二阶矩亚网格(ASOM-SGS)燃烧模型对文献中测量的钝体后方丙烷-空气预混燃烧进行了大涡模拟,模拟统计的时平均速度、速度脉动均方根值和温度分布与实验数据结果吻合很好,表明所采用的ASOM-SGS亚网格燃烧模型是合理的。模拟的瞬态结果显现了钝体后方湍流流动和火焰结构。将大涡模拟数据统计得到的反应率系数-浓度关联量的分布规律,与代数二阶矩RANS(ASOM-RANS)燃烧模型的模拟值进行对比,结果发现,大涡模拟统计值和ASOM-RANS模型的模拟值很接近,从而证明了湍流燃烧代数二阶矩RANS模型的合理性。     

固体推进剂燃烧转爆轰模拟计算研究

采用一维分离两相流反应模型以及变步长跳步差分计算格式,模拟了固体推进剂的燃烧转爆轰过程。计算结果详细、合理地描述了推进剂在燃烧转爆轰过程中的流场分布情况。文中建立了确定诱导爆轰距离(L_(DDT)的方法,由该法所得L_(DDT)的值与实验值符合得较好,其误差小于15％。     

两种亚网格燃烧模型的旋流扩散燃烧大涡模拟

用二阶矩亚网格（SOM—SGS）燃烧模型和文献中的涡旋破碎亚网格（EBU—SGS）燃烧模型，对甲烷一空气旋流扩散燃烧进行了大涡模拟，将二者得到的LES统计平均温度分布和实验结果以及用二阶矩燃烧模型的统观模拟（RANS—SOM）结果比较，表明LES—SOM和RANS—SOM的模拟结果都和实验符合较好，而LES—EBU的模拟结果和实验不符合，在不同区域内高估或者低估了燃烧温度。其原因是由于EBU模型不能有效地考虑有限反应动力学的作用。LES—SOM模拟的瞬态结果显示了旋流扩散火焰的湍流大涡结构不同于射流火焰的特点。     

高温富油燃气超声速燃烧数值模拟

发展了二维超燃流场的数值模拟计算程序 ,用来进行高温富油燃气超燃流场的数值计算。数值解法采用了 Mac Cormack预估 -校正两步显式格式求解矢通分裂形式的 N- S方程组 ,湍流模型采用了壁面率修正的 Baldwin- Lomax代数方程模型和用于剪切混合层的普朗特混合长度模型。在超燃计算中 ,应用 C2 H4- O2 两步反应的有限速率化学反应模型 ,模拟高温富油燃气超燃试验的试验状态。计算结果表明 ,在高温富油燃气超燃流场中 ,热量释放较少     

亚／超双模态超音速燃烧的实验研究

描述了在超音速燃烧室中如何从亚音速燃烧模态转变为超音速燃烧模态的概念和目前的研究状态，并用实验表明改变氢燃料喷射位置和当量比对燃烧状态的影响，以及燃烧室各截面参数的变化规律。     

高温富油燃气超燃试验研究

在空气流量１．２ ｋｇ／ｓ 左右的地面连管试验台上, 进行了模拟飞行Ｍａ＝ ４, ５, ６的三个气流总温状态的碳氢燃料（煤油） 超燃试验。试验用双燃烧室方案, 由突扩型亚燃燃烧室燃烧产生的高温可燃气以马赫数１．２５喷入超燃室, 超燃室空气流马赫数为２．１５ （或２．１３）。不同空气流总温状态下燃料当量比对亚燃燃烧室和超燃燃烧室的试验结果表明, 双燃烧室方案实施煤油的超声速燃烧是可行的。若进一步采取混合增强和合理控制油量分配等措施, 则可提高双燃燃烧室超燃效率。     

氢/氧气-气燃烧与气-液燃烧特性对比研究

对氢/氧气-气和气-液同轴剪切式单喷注器进行了燃烧流动的仿真研究.采用带化学反应的湍流Navier-Stokes方程和颗粒轨道模型描述发动机内部喷雾两相燃烧流动过程,气相化学反应速率都由Ar-rhenius公式计算.对典型气-气燃烧和气-液燃烧仿真结果进行了比较,结果表明气-气燃烧完成长度相对气-液燃烧更长;并进行了同轴喷注器关键参数对两种燃烧流场的影响的仿真和分析比较,得到喷注流量和动量比均为影响两类型喷注器燃烧流场的关键因素,且这两因素对燃烧完成长度的影响趋势是完全相同的,而喷注速度对两类型喷注器燃烧流场影响程度都较小.      

煤油超声速燃烧的数值分析

利用计算流体力学软件对煤油在所设计的双模态超声速燃烧室内的超声速喷雾燃烧进行了数值模拟。采用离散液滴模型、概率密度函数紊流扩散燃烧模型和紊流k ω模型计算了在飞行马赫数为5,煤油与空气的当量比为0 551时的情况。数值结果得到的壁面静压分布与实验数据基本一致;计算所得到的总压损失系数是0 696,非常接近实验测量值0 707,但计算得到的燃烧室燃烧效率远比实验值高。     

不同直径圆球诱导燃烧的振荡机制与频率特性

为了分析不同直径圆球诱导振荡燃烧的规律，并揭示圆球大小在振荡燃烧现象中所发挥的深层次作用，本文采用二维轴对称Euler方程和基元反应模型，对不同直径的圆球在H2/air预混气体中诱导振荡燃烧的现象开展数值模拟研究。研究发现，振荡频率并不是简单地随直径增大而逐渐从高频向低频连续过渡，而是存在两次突变，形成了超高频、高频以及低频三种振荡燃烧模态。在两种模态间过渡时，振荡达到稳定状态前，会存在一段双频耦合的振荡阶段。三种不同振荡燃烧模态的产生是受到了不同振荡机制的作用，而两种模态间过渡时的双频耦合现象则是两种机制相互竞争的结果。     

湍流两相燃烧不稳定性分析

采用数值模拟的方法对液体火箭发动机燃烧室内湍流两相流动与燃烧过程进行了分析,同时研究了燃烧室内高频不稳定燃烧现象。气相控制方程用欧拉坐标系下的Navier-Stokes方程组描述,液相控制方程在Lagrangian坐标系下描述,湍流模型采用高雷诺数的k-ε双方程模型,并采用高压蒸发燃烧模型。通过数值模拟分析了当燃烧室处于稳态燃烧时从喷注面到喉部之间两相混合物的变化规律;当发生高频不稳定燃烧时所研究的控制体内混合气体和喷雾的量发生振荡,并且具有相同的频率和半个周期的相位差。     

自燃推进剂模型燃烧室高频纵向燃烧不稳定性

采用集总燃烧模型对某自燃推进剂模型燃烧室的高频纵向燃烧不稳定性进行了分析,计算了液滴蒸发速率沿轴向分布,忽略化学反应时间,近似采用蒸发速率峰值位置代替集中燃烧锋面位置,采用NASA经验公式给出了相应的敏感时滞和相互作用指数,建立了考虑自燃推进剂液滴蒸发过程的高频纵向燃烧不稳定性量化分析模型。基于系统振荡增益变化曲线,分析了不同液滴初始速度条件下稳定性趋势。研究表明:集中燃烧锋面位置对于高频纵向燃烧振荡具有重要影响,液滴平均粒径和液滴初始速度的增加都会导致其向下游移动,相应振荡增益会减小,稳定性提高。当平均粒径超过150 μm时,模型燃烧室振荡增益幅值降低至10以下,达到了理论上的稳定。