耗氧型惰化反应器操作范围及性能分析

通过CFD方法建立了一个耦合化学反应的多孔介质二维拟均相反应器模型,利用此模型研究了耗氧型惰化系统不同工况下反应器的操作范围及工作性能。以RP-3燃油为研究对象,采用Fluent 170软件的多孔介质单温度模型,通过UDS(user defined scalar)添加固相能量方程,通过源项形式添加化学反应热到固相能能量方程。研究了不同表观气速、RP-3摩尔分数时反应器在不飞温状况下的操作范围,引入耗氧速率作为反应器对惰化系统影响的评价指标,讨论了进口气体温度对反应器操作范围及性能的影响。结果显示:反应器有一定的操作范围,增加反应器进口气体温度会缩小可操作范围;随着进口表观气速增加耗氧速率趋于不变;RP-3摩尔分数、进口气体温度增加都会大幅提升耗氧速率。因此在未来设计耗氧型惰化反应器时应充分考虑这些因素。     

多孔介质传热模型在多孔壁湍流中的适用性

为了考查不同的多孔介质传热模型在不同工况下的适用性,对带有高孔隙率多孔介质壁面槽道湍流及其传热进行了直接数值模拟研究。在多孔介质层外流体区域,通过有限差分方法求解不可压缩Navier-Stokes方程和温度对流扩散方程;在多孔介质层内,使用修正的Darcy-Brinkman-Forchheimer模型描述高孔隙率多孔介质阻力,以及分别采用局部热平衡（local thermal equilibrium, LTE）模型、局部非热平衡（local thermal non-equilibrium, LTNE）模型、理想金属（ideal metal foams, IMF）模型计算温度分布。通过对所得热场的统计特性的分析比较,探究了不同Biot数下水和空气两类流体介质的多孔介质传热模型的有效性。研究表明：LTE模型不足以准确预测金属泡沫多孔介质内传热问题,其等效导热系数因仅考虑孔隙率因素而低估了多孔介质层的传热能力;IMF模型在小比热容流体介质的算例中表现良好,可以代替LTNE描述多孔介质层内的传热,而在大比热容流体介质的算例中表现不佳,需要考虑比热容以及流固两相间的传热能力对预估的固体相温度分布...     

多孔介质有效导热系数的计算方法

高孔隙率多孔介质如泡沫陶瓷在新型多孔介质燃烧器技术中应用日益广泛,其重要传热特性参数--有效导热系数反映了两相流气、固相导热、对流和辐射的综合效应,对其研究尚非常缺乏.本文基于实验测定的温度分布,给出多孔介质有效导热系数的初始估值,用有限体积法求解二维控制方程,采用二维寻优搜索的办法,确定使测定点上测量与计算温度均方根误差为最小的径向与轴向有效导热系数,是一种逆计算方法.对球粒子颗粒床进行的有效性试验证明了方法的可行性.     

基于化学杂化和官能团相似耦合方法的RP-3航空煤油反应动力学简化模型构建

真实航空燃料通常包含几十至上百种组分,直接构建其化学反应动力学模型十分困难。本文利用官能团相似法（SCFG）,结合实测RP-3航空煤油组分比例,提出了RP-3四组分模型替代物。利用流动反应器,获得了温度为550～1150K,压力为0.1 MPa下RP-3热解数据,基于化学杂化方法 （Hybrid Chemistry）,构建了以真实RP-3为单一原始组分的航空煤油化学反应动力学模型（XJTURP3-2021）,模型得到宏观点火延迟、层流火焰速度以及微观组分浓度系统验证。基于误差传递的直接关系图法（DRGEP）和全局敏感性分析（FSSA）对模型进行简化,获得含41种组分、212个基元反应的RP-3简化模型（XJTURP3r-2021）。与详细模型和实验数据对比发现,XJTURP3r-2021能较好地复现热力边界对RP-3基础燃烧特征影响规律,为解决CFD仿真对反应源项初始组分数量约束和计算精度固有矛盾提供新思路。     

RP-3航空煤油详细化学反应机理初步研究

准确预测航空发动机燃烧室中的点火/熄火现象及污染物排放,需要耦合详细的化学反应动力学模型。鉴于RP-3航空煤油与国外Jet A航空煤油的物性参数较为接近,为初步研究RP-3航空煤油的化学动力学模型,选取Dagaut、Honnet、Lindstedt和Dooley等提出的Jet A的替代组分及其详细反应机理,作为我国RP-3航空煤油化学反应机理的备选方案,并通过激波管模拟与实验验证、充分搅拌反应器模型的定性分析,对备选方案的适用性和准确性进行考核。结果表明:在给定的三种工况条件下,Honnet等提出的详细化学反应机理模拟的点火延迟均与实验值最为吻合。     

高温圆管内多孔介质耦合换热的辐射作用

通过数值模拟圆管内填充多孔介质的辐射对流耦合换热,研究高温固体骨架辐射效应对温度分布及换热的影响.基于局部非热平衡模型分别建立流体和固相能量方程,采用蒙特卡罗法求解固体骨架的辐射换热;对不考虑热辐射引起的温度场偏差和管壁发射率以及多孔结构参数的影响进行讨论.结果表明:多孔固体骨架的辐射效应对入口段温度场的影响明显,不考虑辐射将导致较大偏差,壁温为1500K时最大偏差为16%.管壁发射率对温度场影响较小,壁温为1500K时影响小于3%.孔隙率或孔径增大,壁面辐射热流密度比例增加,辐射效应体现明显.      

考虑辐射效应的多孔材料传热有限元算法

应用有限元法求解一维半透明多孔介质辐射对流传热问题。通过对辐射传递方程与边界条件中积分项的离散 ,推导出有限元求解列式。对于多孔介质传热控制方程和气体传热控制方程的求解 ,采用时间积分技术对两相温度统一进行求解。而对于边界方程处理 ,则通过传热方程与边界方程的循环求解 ,求出任意时刻温度场的瞬态解。给出数值算例 ,得出了放置在通风口、同时受到伴随辐射作用的半透明多孔介质传热的瞬态解 ,讨论了部分参数对瞬态温度场以及换热效果的影响      

直升机用新型发动机燃烧性能的数值研究

针对液态辛烷/空气两相混合物燃烧波在一维封闭空间内传播的爆燃向爆震转变(DDT)问题,运用化学反应流动基本理论、颗粒轨道模型和两步反应模型,在拉格朗日质量坐标系中建立了对该现象的数学表达,并开发了数值模拟程序CTPD,其中气体动力学方程采用显式Sγα,β差分格式,化学反应项使用二阶精度的Adams方法.通过数值模拟研究了液态燃料爆震波的基本特性,以及点火能量及初始温度对于爆震波结构与发展的影响作用.研究发现,点火能量及初始温度的提高显著促进了爆震的转变,爆震强度随着点火能量的提高而增大,随着初始温度的提高而减小.研究中计算结果与实验波形符合良好,说明本文为包括DDT现象在内的脉冲爆震发动机工作过程提供了一种可行的计算方法.     

双工况氢氧发动机燃烧与传热数值分析

应用三维湍流N-S方程以及颗粒轨道模型描述双工况氢氧发动机内部喷雾两相燃烧流动过程。两相之间的质量、能量交换由液滴蒸发模型计算，气相化学反应速率由Arrhenius公式计算。通过耦合求解气液两相的模型方程，对发动机转工况前后的三维流场进行了数值计算，并耦合计算了燃气与壁面之间的传热以确定壁面的温度和热流分布。另外还对分别采用同轴离心式喷嘴和直流式喷嘴得到的燃烧流场与燃烧效率进行了比较。计算结果表明转工况前的壁面温度与热流都比转工况后大。离心式喷嘴的雾化混合效果与燃烧效率都比直流式喷嘴好。     

RP-3航空煤油模拟替代燃料的化学反应详细机理

在化学激波管中对RP-3航空煤油的着火特性进行了实验测量,获得了多工况下RP-3航空煤油的着火延迟时间.根据RP-3航空煤油的化学组成及物理特性,提出了由体积分数分别为0.65,0.1,0.25的正癸烷、甲苯与丙基环己烷3种组分组成的模拟替代燃料,并形成了该模拟替代燃料的化学反应详细机理.采用该化学反应详细机理对该模拟替代燃料在化学激波管中多工况下的着火特性进行了数值计算,并与实验数据进行了对比分析.结果表明:在不同压力与当量比下,RP-3航空煤油着火延迟时间的对数与着火温度的倒数呈线性关系,并且随着火温度与压力的升高以及当量比的降低,着火延迟时间逐渐缩短;同时,在各工况下采用该化学反应机理计算得到的该模拟替代燃料着火延迟时间与RP-3航空煤油着火延迟时间的实验值吻合良好.      

RP-3航空煤油模拟替代燃料的化学反应简化机理

为了建立能适用航空发动机燃烧过程反应动力学计算的国产RP-3航空煤油的化学反应机理,在化学激波管中对国产RP-3航空煤油的着火特性进行了实验测量,获得了多工况下该航空煤油的着火延迟时间。根据RP-3航空煤油的化学组成及物理特性,提出了由正癸烷、甲苯与丙基环己烷(体积百分比为0.65/0.1/0.25三种组份组成的模拟替代燃料,并形成了该替代燃料的化学反应详细机理。采用敏感性分析方法,对该详细反应机理进行了简化,形成了该替代燃料的简化反应机理。采用该简化机理对该替代燃料多工况下的着火特性进行了数值模拟,并与实验数据以及详细机理的计算结果进行了对比分析。结果表明,在不同压力与当量比下,RP-3航空煤油着火延迟时间的对数与着火温度的倒数呈直线关系,并且随着火温度、着火压力的升高以及当量比的降低,RP-3航空煤油着火延迟时间逐渐缩短;同时,在各工况下采用该简化机理计算得到的该替代燃料的着火延迟与详细反应机理的计算结果以及RP-3航空煤油着火延迟的实验值吻合良好。     

RP-3航空煤油综合替代燃料模型构建

基于直接匹配分子结构和官能基团的思路,选取正十二烷、2,5-二甲基己烷、1,3,5-三甲基苯和十氢化萘作为基础燃料,为RP-3航空煤油构建了替代燃料模型。物理替代验证表明该替代燃料模型能很好地反映RP-3航空煤油在亚临界到超临界状态下的主要物理性质。利用所构建的替代燃料简化机理验证了其化学替代性能,结果表明:该模型不仅在高温区和低温区都能与着火延迟时间的实验值良好吻合,而且也能够良好反映燃料的在低压条件下(0.1～0.01 MPa)的着火延迟现象。模拟的物性参数和着火延迟时间与实验值的良好吻合证明了该替代燃料能同时实现物理替代和化学替代,为深刻认识超燃冲压发动机中燃料再生冷却与燃烧过程耦合机理,实现航空发动机再生冷却系统和推进动力系统等多部件联合仿真奠定基础。     

RP-3航空煤油模拟替代燃料的着火延迟特性

为了获得一种新的国产RP-3航空煤油模拟替代燃料的着火延迟特性,在化学激波管中完成了初始压力分别为0.1MPa与0.3MPa,当量比分别为0.5,1.0与1.5,着火温度为1000～1700K条件下该模拟替代燃料着火延迟时间的试验测试,分析了初始压力与当量比对该模拟替代燃料着火延迟时间的影响规律,并与相应工况条件下RP...     

三种燃料在亚燃冲压燃烧室中的高空点火特性

为评估三种液体燃料(航空煤油(RP-3)、高热氧化安定性燃油(RP-3+100)以及煤基合成油(LUAN))的点火特性,在一种小型亚燃冲压燃烧室中开展了高空点火试验。研究表明:三种燃料在所选的试验条件下,均可以实现可靠点火。随着入口气流温度、压力的增加,三种燃料的点火当量比范围增加;随着入口气流速度的增加,三种燃料的点火当量比范围减小。RP-3+100在不同条件下均具有最高的点火当量比范围,RP-3与LUAN的点火当量比范围较为接近。当入口气流温度、压力和速度发生改变时,RP-3+100点火当量比范围随外界参数改变的变化程度最低,RP-3点火当量比范围随外界参数改变的变化程度最高。     

带侵蚀效应的三维双燃速装药固体火箭发动机点火过程

针对三维双燃速装药固体火箭发动机,采用商用CFD计算软件的用户自定义方程对点火瞬态过程中的侵蚀燃速、燃面温度、质量源项、动量源项、能量源项及点火器入口等进行了二次开发,并进行了考虑侵蚀效应的点火瞬态过程流场仿真计算,与地面点火试验内弹道数据进行了对比分析。结果表明:点火初期发动机头部的气流流动十分复杂,且头部压强随时间变化十分剧烈;堵盖打开会造成头部升压梯度振荡,并产生负升压梯度;仿真与试验结果符合较好,说明采用一维非定常固相传热方程计算三维燃面温度可以满足当前工程要求,计算方法正确有效。      

RP-3航空煤油三组分替代燃料简化机理验证

利用机理自动简化程序ReaxRed对航空煤油RP-3三组分替代燃料半详细化学反应动力学模型采用两种方案分别进行了简化。方案一采用直接关系图（directed relation graph,DRG）法构建了109组分423步基元反应,方案二在方案一的结果上采用基于误差传播的DRG（directed relation graph based on error propagation,DRGEP）方法和计算奇异摄动（computational singular perturbation,CSP）法构建了84组分271步基元反应。结合点火延迟试验数据对方案二所构建的简化机理进行了验证,并且采用层流火焰速度、温度和重要产物等方面的数值计算结果进行对比分析,结果表明:方案二所构建的简化机理在简化过程中保留一定的计算精度前提下更加经济实用,其中在各种工况下方案二简化机理和半详细机理的点火延迟时间之间的平均误差在6%以内并且它们在火焰传播速度方面平均误差在不超过8%。采用本生灯预混燃烧器为物理模型,以RP-3航空煤油为燃料,进行相应的试验研究来验证方案二的简化机理,结果表明该简化机理数值计算结果与试验数据较吻合。      

航空燃油类型对催化惰化系统性能的影响

在设计了一种催化惰化系统流程并描述其工作原理的基础上,以从油箱中抽吸气体的摩尔流量为基准,推导了流经催化反应器后各气体组分的流量关系,通过质量守恒方程及气体平衡溶解关系,建立了油箱气相空间气体浓度变化的数学模型。选择了RP-3、RP-5和RP-6燃油作为对象,用所建立的数学模型计算了不同载油率和催化反应器效率下的气相空间氧浓度变化关系。研究显示,由于3种燃油的蒸汽压不同,造成从外界环境补气及进入油箱的混合惰气流量不同,从而导致气相空间氧浓度的变化规律差异远大于采用中空纤维膜的机载惰化系统。因此,在设计催化惰化系统时要充分考虑燃油类型对惰化系统性能的影响。     

RP-3航空煤油着火特性的实验

在化学激波管中利用反射激波着火,采用壁面压力与OH自发光作为着火指示信号,测量了着火温度范围为1100~1600K,压力为0.1,0.2,0.3MPa,当量比为0.5,1.0,1.5时RP-3航空煤油/氧气/氩气混合气的着火延迟时间,分析了着火温度、压力以及当量比对混合气着火延迟时间的影响,并拟合得到了不同压力与当量比下混合气着火延迟时间的Arrhenius关系式.结果表明:在不同压力与当量比下,混合气的着火延迟时间的对数与着火温度的倒数呈线性关系,同时,随着着火温度与压力的升高以及混合气当量比的降低,着火延迟时间逐渐缩短.      

液体推进燃料着火特性影响因子与活化能分析

采用反射激波管实验台,对液体推进燃料RP-3着火特性进行了实验研究,并分析了燃料的表观活化能。采用了最大OH-光谱斜率倒推法确定着火终点,判定得到了液体推进燃料的着火特性,并对不同燃料体积分数下的着火延迟进行了归一化处理。结果表明:推进燃料的表观活化能差异不大,约为154～171kJ/mol;对各参数影响因子进行分析,着火延迟时间与当量比成正比关系,与燃料体积分数和混合气压力成反比关系;与JP-10比较发现,着火特性数据受燃料体积分数、当量比的影响因子几乎相等。