两种雾化模型在横向流雾化数值模拟中的应用

通过对横向气流中燃料雾化的数值模拟,分析了两种常用的雾化模型TAB(Taylor analogy breakup)模型和Reitz波不稳定性模型中的经验参数变化对模拟结果的影响,为合理使用这两种雾化模型提供了参考.对雾化过程的模拟结果与实验结果的对比分析发现:虽然TAB和Reitz波模型都能对穿透深度进行很好的预估,但从液滴分布、SMD(Sauter mean diameter)和液滴速度等具体参数的计算结果来看,TAB模型的计算结果优于Reitz波模型,更适用于相关计算,并给出了适当的TAB模型的经验参数取值.最后,用TAB模型在相同经验参数下对不同燃料喷射速度的工况进行了计算,得到了满意的结果.这种先用实验数据校准经验参数,然后用校准后的经验参数计算相关未知结果工况的方法可以应用在今后的预估计算和研究中.      

基于DES模型的超燃气动斜坡/燃气发生器方案仿真研究

采用基于剪切应力输运(SST)k-ω两方程湍流模型的分离涡(DES)方法和雷诺时均Navier-Stokes(RANS)方法对超燃气动斜坡结合燃气发生器增进掺混方案进行数值仿真研究。通过对比DES仿真结果、RANS仿真结果与试验结果,发现DES仿真结果对流场内涡结构的捕捉和分辨能力强于RANS方法获得的结果。选取燃气发生器喷流形成的壁面涡流特征角为比较标准, DES仿真结果显示该角度为48°,RANS仿真结果为37°,而试验测得该角度为47°。可见DES仿真结果与试验结果更为接近,说明对于气动斜坡结合燃气发生器的超燃掺混方案,DES方法仿真结果是合理的。     

基于径向基函数插值的气动弹性计算方法

动网格与界面数据传递方法是气动弹性计算的主要关键技术.将径向基函数（RBF,Radial Basis Function）插值引入气动弹性计算,介绍了径向基函数的概念并给出其应用于动网格及界面数据传递的基本方法.对AGARD 445.6机翼颤振问题进行了计算流体动力学（CFD,Computational Fluid Dynamics）/计算结构动力学（CSD,Computational Structure Dynamics）耦合计算,在不同的来流速度条件下得到了振动收敛、等幅谐振及振动发散的现象,临界颤振速度及颤振频率与实验数据符合良好,验证了径向基函数插值方法用于气动弹性计算的有效性.      

含铝金属化浆体推进剂火箭发动机燃烧性能试验研究

为研究含铝浆体推进剂的燃烧特性,对浆体推进剂模型火箭发动机开展了一系列试验研究。分别将质量分数为21%的纳米铝粉颗粒以及质量分数为12%的氢化铝复合粒子加入到JP-10燃料中,对比分析了浆体燃料与纯净燃料在燃烧性能方面的差异。燃烧试验的氧燃比为1.6~2.0。试验结果表明:与纯净JP-10燃料相比,加入金属颗粒的JP-10浆体燃料在雾化和燃烧过程中产生了严重的结块聚集效应,导致其燃烧效率与质量比冲明显降低,而由于浆体燃料密度远大于纯净JP-10燃料,含纳米铝颗粒的浆体燃料的密度比冲相比于纯净JP-10燃料有大幅提高,提高幅度为5.5%~14.6%。试验还发现浆体燃料的点火延迟略低于纯净JP-10燃料,金属颗粒的加入对推进剂点火性能有积极的影响。试验中采集了喷管出口的固体燃烧产物并进行了XRD,EDS,SEM,TEM等多种手段分析,发现浆体燃料中铝的氧化率约为64%~74%,颗粒团聚现象明显,主要呈球形,尺寸分布不均,约为500nm~3μm。     

基于Lagrange液膜方法的小推力液体火箭发动机耦合传热策略研究

为了研究小推力液体火箭发动机边区冷却液膜的冷却效果,提出了一种综合考虑燃烧流动、气体辐射、液膜冷却、壁面传热和辐射冷却的耦合传热计算方法,构建了基于Lagrange方法的液膜计算模型。采用该耦合传热方法对490N液体火箭发动机进行了数值仿真研究。结果表明:液膜最大厚度60μm,最长30mm,覆盖区域的壁面温度都被限制在420K左右,起到了较好的冷却作用。喷注角度较小射流形成的液膜更集中,生存时间更长,可减小向壁面的热流;喷注角度较大射流形成的液膜周向范围更大,能缓解壁面热流向头部的传递。     

针栓喷注式MMH/NTO推力室燃烧及传热数值仿真

为了研究针栓喷注器不同压降、动量比和雾化细度对燃烧室流场结构和推力室性能的影响,采用Euler-Lagrange方法对针栓喷注式双组元MMH/NTO自燃推进剂液体火箭发动机进行了燃烧流动与耦合传热数值仿真。燃料液滴喷射的初始条件由VOF方法计算获得,流场计算采用Realizable k-ε湍流模型及11组分4步反应化学动力学模型,流固耦合区域对流换热为耦合换热边界。结果显示,采用VOF方法获得的液滴初始喷射角度与实验值相差1.8%~3.5%;仿真计算室压与热试车结果相差2.73%。仿真研究表明:针栓喷注器的压降对燃烧室流场特性的影响要比动量比的影响更显著;对于内路为燃料外路为氧化剂的针栓喷注器而言,改善燃料路的雾化效果所获得的推力室性能比改善氧化剂路的雾化效果所获得的性能更敏感。     

喷射方式对煤油超声速燃烧性能影响的数值研究

为了优化超燃冲压发动机燃料喷注系统,提高燃烧性能和发动机可靠性,基于串联凹腔燃烧室构型,对不同燃料喷射方式下液态煤油超声速燃烧进行了三维数值研究,着重分析了壁喷与环喷两种燃料喷射方式对燃烧室性能的影响,并与试验测得的壁面静压数据进行了对比。研究结果表明,环喷改善了掺混效果,使燃料在流道中分布均匀,使其燃烧效率比壁喷提高了4.36%;两种喷射方式下沿程总压损失基本相当,在出口处总压损失了约50%;在第二排喷点下游,环喷得到的CO₂分布范围比壁喷大,且更均匀,体现了其促进燃烧的特性;环喷因燃料动压比较壁喷的小,故其燃料穿透深度比壁喷小。综合来看,建议在相同的燃料当量比下,选择壁喷方式,以简化燃料喷注系统,提高发动机的可靠性。     

随机轨道模型在喷管两相流计算中的应用

应用随机轨道模型对喷管内气-固两相流动进行了数值模拟,结合实验测量结果对使用随机轨道模型和确定轨道模型两种方法的计算结果进行了对比分析,研究了不同固相参数(固相质量比和粒子平均直径)下的固体火箭发动机喷管性能。研究发现,随机轨道模型对实际流动现象的模拟优于确定轨道模型,随着固相质量比和粒子平均直径的增加,喷管两相流损失增加,冲量系数下降。     

三维横流流场的数值模拟

采用显式的ＴＶＤＭａｃＣｏｒｍａｋ格式，结合低Ｒｅｙｎｏｌｄｓ数ｋ－ε模型注解了横流流场的三维Ｎ－Ｓ方程，捕捉到了流场中的许多重要结构。     

当量比对单凹腔超燃燃烧室流场影响的三维数值模拟

 采用有限体积形式的上下三角分解（LU）隐式格式和k-g湍流模型,求解了多组分的N-S方程组。以北京航空航天大学宇航学院直连式超燃实验台的煤油燃烧实验为算例,开展了当量比φ＝0.32~0.97下5个工况的煤油超声速燃烧流动的三维并行数值模拟。计算结果表明：燃烧主要发生在煤油喷嘴所在的下壁面附近,流动出现亚声、超声的分层现象,高当量比工况下燃烧放热形成高的反压时,凹腔所在的燃烧室段出现激波串流动结构。计算得到的壁面压力分布曲线与实验结果符合良好。