各向异性网格自适应计算在超燃模拟中的应用

采用各向异性网格自适应求解技术,将其应用于DLR超燃冲压发动机燃烧室中的超燃模拟.开展了3个算例,包括采用滑移壁面条件的燃烧室冷流场模拟、采用无滑移壁面条件的冷流场模拟及采用无滑移壁面条件的反应流模拟.模拟中,各向异性网格自适应计算捕捉到了如激波、射流、边界层、火焰面等具有各向异性特征的大梯度区域,并利用各向异性网格进行了很好的加密.对比利用各向同性网格的初始流场计算,各向异性网格自适应计算使基于滑移条件、无滑移条件的冷流计算及反应流计算的网格单元数量分别下降了36.2%,36.4%和36.8%,有效降低了计算规模,而且流场大梯度区域的计算结果更准确,辨析度更好.结果表明:对于像超燃这类具有各向异性特征的问题,各向异性网格系统比各向同性网格系统有更好的计算效率及准确性,同时也表明基于Mach数场构造的各向异性网格系统可以有效应用于超燃计算.      

一种三维并行自适应计算方法

基于串行网格划分软件METIS与并行化消息传递编程接口（ MPICH2）对现有串行自适应程序进行简单的并行化改造,给出了一种三维可压缩无粘流数值模拟的并行自适应方法。首先利用单个进程调用METIS,串行划分网格;然后对所有进程并行计算以获得初始网格下的流场解;再次利用单个进程对整个流场运用自适应方法进行局部网格加密并调用METIS串行划分网格;最后全部进程在流场初始解的基础上继续并行计算,以获得自适应网格下的流场解。数值模拟算例验证了此方法的可靠性与高效性。     

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...     

不同PDF模型在超燃冲压发动机数值模拟中的应用

湍流与燃烧相互作用对复杂超声速燃烧流场产生影响,基于设定型PDF(ProbabilityDensityFunction)模型对其不同分布模型进行研究。考虑温度和组分联合概率密度函数,采用β-PDF和δ-PDF方法对HF2直连式发动机模型进行模拟,并与该发动机风洞试验数据进行对比。结果表明:无论是定量还是定性分析,两种PDF方法的预测结果与实验结果吻合好,说明湍流与化学反应相互作用不能忽略;采用β分布的算例壁面压强分布结果与实验结果吻合更好,燃烧效率更高,更能够捕捉湍流对于化学反应的影响。     

采用不同建表方法的火焰面模型在燃烧室中的应用研究

为加深对航空发动机燃烧室中湍流燃烧过程的理解,采用不同建表方法的火焰面模型对航空发动机模型燃烧室内的湍流燃烧过程进行数值模拟,包括层流火焰面数据库的构建和反应进度变量的PDF类型两个方面。其中,层流火焰面数据库的构造方法包括基于扩散火焰的FPV和基于预混火焰的FGM模型,反应进度变量的PDF类型包括δ和β分布。LISA和KHRT模型分别用于模拟液膜和液滴的破碎过程,非平衡Langmuir-Knudsen模型用于模拟液滴的蒸发过程。LISA模型得到的液膜破碎距离约为4.6mm,液滴直径在文氏管出口下游迅速减小到10μm左右,并在头部出口下游附近完全蒸发。通过与相干反斯托克斯喇曼散射(CARS)和可调谐二极管激光吸收光谱(TDLAS)测量温度的对比,验证了FPV和FGM模型的精度,并表明在流动变化较大的位置FPV模型具有更高的精度,而其他位置FGM模型具有更高的精度,采用β分布作为反应进度变量PDF的模型,可以有效提高温度的预测进度,而且主燃区内的误差基本都在5%以内。此外采用β分布作为反应进度变量PDF的FGM模型,可以更好地描述未燃混合物被回流燃气点火的过程,而且反应进度变量的PDF类型比层流火焰面数据库构建方法的影响更为显著。     

自适应多重网格法在跨声速势流计算中的应用

用全近似格式求解了轴向大扰动,径向小扰动的跨声速势流方程。并采用自适应多重网格技术控制粗细网格层间的迭代转换,采用嵌套迭代技术较好地选取了初值。数值计算表明：自适应多重网格法可使计算效率提高８倍以上。     

网格自适应策略在高升力构型计算中的应用

提出了一种基于多尺度网格误差分析的新型混合网格自适应局部加密策略。在初始网格基础上,通过多重网格计算,比较次细网格和细网格的计算结果,揭示出网格敏感区域,然后对这些网格敏感区域加密,计算自适应加密后的网格得到最终计算结果。相比于常规网格自适应策略,提出的新策略特别适合多种流动现象并存的高升力构型绕流流场计算中的敏感区域判断。NASA高升力全展构型的数值试验充分表明这种新策略的有效性。     

自适应网格局部加密方法在可压缩流场模拟中的应用

本文基于M.J.Berger和J.Oliger发展的自适应网格局部加密算法,它采用多个组合网格的思想,用于求解双曲型方程组。它结合显式有限差分格式,采用Richardson外推技术自动进行局部截断误差估计,对精度低的区域产生新细网格局部加密,或去除无需再加密的旧细网格,以最小的运算量达到给定的精度要求。网格可一层层加密下去,按层次覆盖,每个网格是有任意方向的矩形均匀网格。这套算法独立于求解所用的差分格式,很容易和各种格式结合。 我们从M.J.Berger和J.Oliger程序出发,参考M.J.Berger和P.Colella,对守恒型方程组,实现了粗细网格交接面上数值通量守恒,从而能计算间断解。对网格边界处理、误差估计和网格重新生成等做了一些改进,并且可以灵活地在任何感兴趣区域指定加密。 我们用不定常Euler方程组计算了带前台阶的二维管道中Mach-3流动,采用MacCormack显式附加人工粘性差分格式。共用了四层网格结构:Δ=1/10、1/20、1/80和1/320。其中基本网格是Δ=1/10;到台阶上第一次激波反射区域从Δ=1/20加密至Δ=1/80,计算到定常所需运算量仅是同等均匀网格△=1/80的28％;我们还用Δ=1/320网格对台阶拐角和切向间断处指定加密,结果表明可明显改善台阶上的激波Mach反射,切向间断清晰可辨,所需的计算量是上述均匀网格Δ=1/     

新的参考模型自适应控制方法在航空发动机中的应用

本文针对航空发动机模型的结构和参数不能明确已知,提出一种阶次低、鲁棒性较好的参考模型自适应控制法,即只需知道系统的相对阶次,且控制器结构简单,易于实现,适应性强。      

气液喷流与超声速凹腔流场的相互作用

为了解凹腔火焰稳定器的工作过程,通过试验和数值仿真手段,对超声速条件下凹腔的流动特性进行了深入细致的研究,探讨了气/液喷流与超声速凹腔流动的相互作用机理。研究结果表明,无喷流时超声速凹腔流场具有五个典型的特征;引入喷流会引入新的流场特征,同时流场结构会发生机理性的变化;气/液喷流对凹腔整体流动特征的影响是一致的;有气体喷流时,不同压降下凹腔流场结构是类似的;而对液体喷流而言,提高喷注压降会增加雾化距离、射流穿透度、喷流厚度,提高来流速度则会使其减小。     

二维凹腔超声速流动的混合RANS/LES模拟

基于Menter的k-ω SST湍流模型构建了一种混合RANS/LES模拟方法,通过采用一个与到壁面距离相关的衔接函数将处理近壁区的SST模型过渡到处理主流区的Yoshizawa一方程亚格子模型.利用此方法对用于超燃冲压发动机的凹腔的二维超声速流动进行模拟,模拟结果再现了二维凹腔剪切层的拟序结构,计算得到的凹腔自激振荡频率、时均统计的压力分布以及压力剖面与实验结果吻合较好.     

变几何喉道对超燃冲压发动机点火与燃烧性能的影响

1引言超燃冲压发动机能高速飞行且能利用空气中的氧气作氧化剂,增加了有效载荷,因而备受重视,但它需要在较高的飞行马赫数下才能工作,因此受到较大的限制。由于双模态超燃冲压发动机可以将工作飞行马赫数下限降低至Ma=3,发动机在飞行马赫数Ma=3~6时以亚燃冲压模态工作,在马赫数     

Busemann进气道起动问题初步研究

1引言在高超声速进气道的设计过程中,除了要求进气道在设计状态具有良好的性能之外,另一个必须考虑的重要问题是保证进气道在冲压发动机开始工作的飞行马赫数下能够顺利起动,它是发动机正常工作的前提,因此起动问题在进气道的设计中处于非常重要的地位。文献[1]指出,流线跟踪Bu     

Busemann进气道无粘流场数值分析

为了研究Busemann进气道的流动特性,对设计马赫数为7的4种不同的Busemann进气道在Ma=4,5,6,7,8来流条件下进行了数值模拟和总体性能分析,对其中的3。截短流线跟踪进气道分析了攻角特性和侧滑角特性。研究表明：基准进气道具有相当高的无粘总压恢复;流线跟踪进气道在设计状态保持了基准进气道的高性能,而同时其起动性能大为提高;截短后的进气道长度大幅减小,而其性能仍然保持在较高的水平;截短流线跟踪进气道对带攻角或侧滑角飞行比较敏感。分析还表明,粘性造成了较大的总压损失。     

煤油超燃冲压发动机两相流场数值研究 (Ⅲ)煤油在超燃流场中的多步化学反应特征

深入分析了煤油代用燃料C12H23的17组分30步反应模型在超燃冲压发动机流场内的细观化学反应动力学特征,结果表明：(1)该化学反应模型比较合理地描述了煤油在超燃流场内的裂解、点火、裂解产物的燃烧以及和NOx的生成等基本规律和特征,其中对于OH分布特征的预示和文献的利用PLIF的物理观测结果一致。不过,其单步裂解机制对温度场的预估偏高。(2)对导流型凹槽内的化学动力学特征分析表明,导流槽由于加强了凹槽外氧气向凹槽内的输运,使得凹槽内的燃烧得以强化,生成的CO2偏多。(3)煤油的化学反应动力学过程对于准确预示和评价煤油在超燃发动机内的燃烧状况及发动机整体性能有重要影响。     

模型超音速燃烧室流场和性能的数值模拟

研究了简化模型超音速燃烧室流场和性能的数值模拟方法,该燃烧室在支板后缘设置一缝隙式喷嘴,平行于超音速空气流喷射氢气。用椭圆型偏微分方程数学模型,ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ差分格式成功地计算了两种不同后绿尺寸的流场及其性能,为了对照比较,还计算了另外两种流场。计算结果表明,支板后的流场存在回流区,因喷氢的压力高于超音速空气流的压力和壁面附面层的影响,燃烧室内将出现斜冲波和膨胀波,压力沿横向变化明显,由此证明流场与“边界层流动”有性质上区别。提出了全流场按性质不同分段进行数值模拟的方法,利用计算得到的流场节点状态参数（如温度、压力等）,积分获得燃烧室的性能参数,和文献的实验数据对比,计算结果合理、可靠。     

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。     

脉冲爆轰发动机第一和第二次循环的数值模拟

对脉冲爆轰发动机两次循环工作过程进行轴对称数值模拟,考虑了包含19个基元反应和9种组份的H2-O2-N2详细化学反应动力学机理,通过改进的ISAT方法(动态自适应建表)减少反应化学的计算时间.数值结果显示了脉冲爆轰发动机充气,起爆,卸压和再充气的循环工作过程.根据数值计算结果,详细地讨论了两次循环管内、外流场的结构间的差异.两次循环中管内、外流场结构的差异又导致二者推力和冲量的不同.     

弹用超音速燃烧冲压发动机

本文综述了飞航式导弹所用超音速燃烧冲压发动机的基本原理、分类及其特点.