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为了研究超声速燃烧中流体可压缩性的影响,对标准k-ε湍流模型进行可压缩性修正(包括结构可压缩性修正和膨胀可压缩性修正两部分)。分别应用标准k-ε模型、修正的k-ε模型和雷诺应力模型(RSM),考虑氢气/空气详细化学反应机理(GR I-M ech 2.11机理,10组分,28基元反应),数值模拟有壁面限制的超声速混合层冷态及热态流场。结果表明:壁面和燃烧对湍流影响都很大;修正模型对冷态以及燃烧场的预测结果优于其它两个;修正模型预测的混合层厚度更薄,燃烧区域更窄,与实验结果吻合地更好。 相似文献
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为了清晰地描述超声速条件下的复杂流动与燃烧过程,建立了基于IDDES模型和火焰面/进度变量模型的湍流燃烧数值模拟方法,并应用于德国宇航中心(DLR)超燃冲压发动机的数值模拟。计算结果与实验数据符合良好,表明该方法可以较为准确地描述超声速湍流燃烧过程,也验证了经过可压缩性修正的火焰面/进度变量模型适用于超声速燃烧问题的求解。同时,利用k-ωSST模型对同一算例进行了计算,发现其对物理量分布的计算精度要低于IDDES模型,说明湍流输运过程的描述对火焰面/进度变量模型的计算精度有重要影响。 相似文献
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为了研究湍流的可压缩性效应对超声速燃烧的影响,对复杂的超声速横侧射流氢气/空气燃烧流场进行了数值模拟。采用修正的k-ε湍流模型(包括膨胀可压缩性和激波不稳定性两部分修正),考虑H2/Air详细化学反应机理(GRI-Mech2.11机理,10组分,28基元反应)。结果表明,可压缩性修正k-ε湍流模型能够预测复杂的超声速横侧射流流场结构。可压缩性使流体分离增强,湍流混合受到抑制,从而显著影响了超声速燃烧过程,数值模拟中需要考虑可压缩性效应的影响。 相似文献
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为研究不同雷诺时均Navier-Stokes(RANS)模型在求解钝体绕流场的差异,采用五种两方程湍流涡粘模型计算了二维方柱的绕流场(雷诺数Re=22 000),得到了不同湍流模型在不同网格离散方案下的方柱气动力与流场特性。结合以往文献数据,通过对比不同湍流模型计算结果的差异,揭示了不同湍流模型的特点。研究结果表明:网格离散方案对方柱绕流数值模拟结果有重要影响;RNGk-ε湍流模型的计算效率最高,SSTk-ω湍流模型的计算效率最低;Standard k-ε湍流模型的计算结果准确程度整体弱于其余湍流模型;RNGk-ε湍流模型、Realizable k-ε湍流模型与Standard k-ω湍流模型的计算结果大致相当,较接近大涡模拟结果;SSTk-ω湍流模型的模拟结果优于其余湍流模型,其尾流区速度场与试验结果吻合较好;两方程湍流模型计算的二维方柱绕流结果与试验结果以及大涡模拟结果相比,存在不可忽略的差异。 相似文献
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为了提高显式代数雷诺应力模型在高超声速流场中的计算精度,以修正后的CG k-ε模型作为湍流时间尺度决定方程,将Wallin和Johansson显式代数雷诺应力模型(WJ2000模型)应用于超声速/高超声速流场数值计算,并与线性湍流模型的计算结果进行了对比分析。结果表明WJ2000模型对高超声速压缩拐角附近壁面压力和热流分布的预测要优于线性湍流模型,同时网格依赖性明显低于后者;对CG k-ε湍流时间尺度决定方程所做修正不影响WJ2000模型对超声速流场的预测结果,但使其对高超声速流场的预测精度明显提高。 相似文献
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湍流涡结构的作用导致以扩散形式喷射燃料的超声速燃烧过程通常以部分预混的方式进行,为了使火焰面模型对这一燃烧过程描述的更准确,在模型中对扩散燃烧和预混燃烧状态均需要予以合理考虑。基于低Ma条件多区域火焰面模型(MRF)思想,发展得到了适用于超声速条件的部分预混火焰面模型。以碳氢燃料超声速双燃烧室结构作为验证算例,采用k-ωSST湍流模型、部分预混火焰面模型和乙烯(C2H4)的28组分72步化学反应机理对超声速湍流燃烧流场进行了数值研究。计算结果与实验数据吻合良好,验证了模型的准确性。加权系数计算结果表明,在中心剪切层和下壁面附近区域流场主要由预混燃烧控制,而其他大部分区域则由扩散燃烧控制。 相似文献
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航空发动机燃烧室流动数值计算中湍流模型的比较 总被引:1,自引:1,他引:0
分别采用标准k-ε湍流模型、RNGk-ε湍流模型、Realizablek-ε湍流模型以及雷诺应力模型,对某型航空发动机燃烧室流动进行了数值计算.近壁处理采用标准壁面函数法,计算得到速度矢量分布以及质量流量、湍流粘度比和湍流强度等参数.四种湍流模型计算的总体流动差别较小,但流场的细节有较明显的不同.标准k-ε模型、Realizable k-ε模型和雷诺应力模型的湍流粘性计算结果较为接近,而RNGk-ε模型计算的湍流粘性较小. 相似文献
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高温射流流场计算是尾焰辐射目标特性计算的前提,然而由于缺少可靠实验数据,针对湍流超声速射流的数值模拟多集中于低温射流,高温射流计算与实验的对比工作还很少见。利用k-ωSST双方程湍流模型,模拟了多个典型超声速射流实验的流场速度与温度分布,通过与实验结果进行对比,建立了一种超声速射流计算方法。首先,通过对比多个低温射流的实验与计算结果,探索了湍流模型中可压缩修正以及来流湍动粘性比对超声速射流计算结果的影响;进而,针对火箭发动机尾焰实验,计算尾焰流场与流场红外辐射,流场辐射计算结果与实验观测结果符合较好,进一步验证了计算方法。最终认为经过可压缩修正的k-ωSST双方程湍流模型结合湍动粘性比取值30可以作为超声射流计算中较为典型的湍流计算方法。 相似文献
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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。 相似文献
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高温富油燃气超声速燃烧数值模拟 总被引:15,自引:4,他引:11
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 相似文献
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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。 相似文献
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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. 相似文献
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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。 相似文献
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自燃推进剂模型燃烧室高频纵向燃烧不稳定性 总被引:1,自引:1,他引:0
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10以下,达到了理论上的稳定。 相似文献
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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. 相似文献