煤油燃料超声速燃烧室火焰面模型应用探究

为了探究煤油燃料超燃流场是否满足火焰面特性,基于双支板超燃燃烧室开展试验与数值模拟研究。燃烧室入口马赫数2,总温1436K,燃料由支板分级喷注。根据燃烧室计算结果与火焰面模型判据可知:在微观上,绝大部分燃烧区的Karlovitz数不超过100,耗散涡不会对火焰结构产生显著影响,可近似满足火焰面要求;在宏观上,燃烧区的Damkohler数远高于局部熄火临界值,湍流强脉动导致的破碎火焰时均化具有层流火焰特性,雷诺时均N-S(RANS)方程结合层流火焰面计算与该特性是相符合的。试验中,不同上游当量比导致燃烧室存在两种稳定的燃烧状态:上游燃烧状态和下游燃烧状态,火焰面模型结合煤油23步反应机理可以准确描述两种燃烧状态的湍流燃烧特性,因此RANS结合火焰面模型在煤油燃料超声速燃烧室数值模拟方面具有一定的适用性和准确性。     

某小型发动机环形回流燃烧室流场的数值计算

采用数值模拟方法对某小型发动机回流燃烧室流场进行了计算和分析,用双方程k-ε模型描述紊流特性,用二步化学反应模型模拟化学反应,并对复杂的边界条件进行了特殊处理。计算结果表明火焰筒主燃区形成了强烈的单涡回流,沿圆周方向主燃区速度场比较相似;在油雾场和速度场之间有较好的匹配,燃烧室有较好的性能。      

单头部模型燃烧室燃烧组织及NOx排放

采用光学诊断与三维数值模拟结合的方式,研究了中心分级贫油预混预蒸发模型燃烧室燃烧组织与NOx生成特征。试验测量了模型燃烧室流速、燃油、OH和NO组分浓度分布。通过与试验结果对比,采用基于雷诺平均Navier-Stokes方程的方法对流场的预测误差为13.9%,喷雾张角预测误差为6.0%,预测的OH和NO组分分布特征与试验测量结果基本一致。数值结果表明,在单头部模型燃烧室中,主、预燃级火焰以弱耦合的方式组织燃烧,且大部分NO在预燃级高温区域生成。燃油分级比的变化（0.15～0.30）不影响燃烧室流动与火焰分布特征,但对燃烧室出口NOx生成量有一定影响,NOx生成量随着分级比增大而减少。     

超燃冲压发动机二次喷氢燃烧的数值研究

采用有限体积法求解可压缩N-S方程及组分方程,对直壁扩张燃烧室内二次喷氢补燃进行系统的数值模拟,对燃烧室内冷热态流场以及二次氢气的喷射角度、压力和温度等因素的影响进行了系统研究。研究结果表明,喷入二次氢气可以在一定程度上改善只喷一次氢气带来的问题,二次氢气的参数变化影响到燃烧室内的波系结构,能够使得氢-空气混合更加充分,更利于氢-空气的完全燃烧。     

进气畸变对燃烧室性能的影响

基于详细化学反应动力学和火焰面模型,以某型发动机燃烧室为计算模型,在压气机气流畸变来流条件下对燃烧室内流场进行了数值模拟,将计算结果与其实验结果进行了对比,并对比研究了均匀与非均匀入口气流条件下燃烧室燃烧性能的差异。结果表明:非均匀入口效应会对燃烧室内部流场产生很大的影响,流场的对称性受到破坏,燃料的掺混燃烧效果也会受到影响,进而导致燃烧室燃烧效率降低,影响整个燃烧室的工作性能。增大主燃孔面积,提高头部进气量可以很好地改善此型燃烧室的燃烧性能。      

主燃级喷点数目对回流燃烧室的影响研究

为了研究主燃级周向燃油喷点数目对回流燃烧室NOx排放的影响,采用数值模拟方法对一种带有主燃级多点燃油直接喷射,贫油预混预蒸发头部的回流燃烧室流场进行研究,分析了回流燃烧室的冷态及热态流场特征和主燃级周向燃油喷点数目对NOx排放特性的影响。结果表明：（1）主燃级喷点数目对速度场的影响主要集中在主燃级出口下游,对预燃级出口速度场影响较小;（2）随周向喷点数目增加,油气掺混效果改善,高温区收缩,NOx排放量降低;（3）NOx质量分数分布受速度场和温度场耦合影响,主要集中于预燃级下游的高温低速回流区内。     

飞船外形高超音速流场N-S方程数值解

用二阶迎风TVD格式求解N-S访方程,对简化的飞船外形高超音速粘性绕流进行了数值模拟。给出了物面压力分布及流场结构,与实验及其他计算结果符合较好。计算表明,肩部圆弧半径对后体流场影响较小,但严重影响肩部附近热流分布。当肩部圆弧半径是头部半径的20％时,肩部热流低干驻点处热流;半径为5％时,肩部热流超过驻点处热流30％。     

二维舵面绕流的N-S方程数值计算研究

本文基于结构化网格,应用Baldwin-Lomax湍流模型进行绕舵面流动的二维N-S方程数值模拟,将部分计算结果与风洞试验结果进行了对比分析研究,分析了计算方法的可靠性和计算结果的合理性.为开展三维舵面绕流的N-S方程数值模拟和铰链力矩数值计算研究奠定了基础.     

航空发动机燃烧室主燃区的数值模拟分析

概述了先进燃烧室的主燃区数值模拟,论述了采用气动喷嘴时确定边界条件的方法和模拟燃油喷嘴油滴轨迹的结果。对某型发动机燃烧室的主燃区进行了数值模拟,给出了熄火时主燃区流场,分析了主燃区温场对出口温场的影响     

航空发动机燃烧室主燃区特性的研究

采用FLUENT6．1软件对某型机燃烧室主燃区的各个典型工作状态进行三维两相湍流燃烧的速度场、温度场、油滴轨迹进行了数值模拟计算。通过对计算结果的分析，得出了主燃区的特性：主燃区的冷热区决定了出口温场冷热区，其效率决定了燃烧室的效率；随着负荷增加，油滴轨迹明显呈缩短趋势，模拟计算结果与试验结果及燃烧室工作特点比较吻合。     

等速上仰翼型绕流结构的数值模拟

通过数值求解涡量-流函数形式的N-S方程研究等速上仰翼型的分离流动结构。用ADI方法解涡量方程;用Poisson方程直接法解流函数方程。在计算得到的流场中除可看到实验中观察到的多涡结构外,还发现一些实验中未观察到的现象。将分离流动结构的计算结果与翼型气动力变化相联系,并结合涡动力学理论,定性地解释了上仰翼型产生高升力的原因。     

瞬时起动圆柱的初期流动

 本文将ADI方法和Poisson方程直接法结合起来求解涡量-流函数形式的N-S方程,研究瞬时起动圆柱的初期流动(Re=3000,5000,9500)。成功地算出实验观察到的α流动结构、β流动结构,以及这些结构在流动发展过程中交替出现的情况。本文方法效率高,计算结果与实验结果及他人的数值计算结果相符较好。可期望用该方法计算其它复杂流动。     

面向稀薄流非线性本构预测的机器学习方法

稀薄非平衡流域内连续介质假设已经失效,主要围绕Boltzmann方程及模型方程对稀薄非平衡流开展理论与计算研究,统一气体动理论格式（UGKS）是其中一种代表性方法。在稀薄非平衡流数值模拟中,Navier-Stokes （N-S）方程连续介质假设已经失效,不能有效描述流场非平衡特征。UGKS方法虽然计算精度高,但速度空间离散导致计算效率低下,多维高速条件下数值计算难以开展。基于数据驱动的思想,在N-S方程与UGKS方法的研究基础上发展出了一种稀薄非平衡流非线性本构关系求解方法（DNCR）。该方法以N-S与UGKS求解器获得的流场数值模拟计算结果作为训练数据集,基于流场特征参数采用极端随机树算法生成机器学习模型,对预测流场中线性黏性应力项与热流项进行非线性修正,并耦合非线性本构关系求解宏观守恒方程得到目标状态稀薄非平衡流动数值解。针对DNCR方法中所采用的机器学习方法-极端随机树模型,通过二维顶盖驱动方腔流算例对高维非线性建模涉及的特征参数选取、参数调优开展了相关验证工作,选取若干典型状态对极端随机树模型的泛化性能开展研究,并评估了相关模型与方法的计算精度与计算效率。     

飞机热气防冰系统与冰脊预测的数值模拟

基于流固耦合传热的思想建立了一套飞机热气防冰系统的的数值模拟方法,并将其与积冰热力学模型结合起来,实现了热气防冰系统开启时的机翼积冰预测.采用格心格式有限体积法求解N-S方程获得防冰腔与外流场;通过欧拉法在外流场的基础上获得过冷水滴撞击特性;求解三维热传导偏微分方程获得蒙皮的传热特性;采用交接面插值的方法实现防冰腔到外流场的热量传递;建立了考虑三维溢流效应的积冰热力学模型并在此基础上开展了机翼冰脊的数值预测.数值模拟结果表明:热气防冰系统开启时加热机翼表面温度最高可达308K,加热区后的上下机翼表面均有冰脊形成,通过对结果的分析表明该方法是合理可行的.      

钝体前激波的数值模拟

本文通过直接求解N-S方程,研究激波问题,对是否可以和如何用直接求解N-S方程来处理超跨声速流进行了探索,在对粘性项的处理建立可压缩流体的压力校正方程和计算方法等方面均提出并实施了新的方法,最终得到了基本合理的数值计算结果。     

二次流喷射对喷管流场性能的影响

采用有限体积法求解二维守恒型雷诺平均N-S方程,数值模拟了单膨胀斜面喷管内外流场,研究了二次流喷射对单膨胀斜面喷管非设计状态性能的影响,给出了性能随喷射流量、喷射总压和喷射角度的变化规律。计算结果表明,在喷管下斜板尾缘进行二次流喷射可以提高喷管非设计状态性能,喷射流量和喷射角度是影响喷管性能提高的主要因素,并存在最优的喷射流量和喷射角度,喷射总压对喷管性能影响较小。     

超声速主流中逆向喷流流场的数值模拟

本文在差分格式NND-2基础上^[1]，提出了一个修正格式，形式简单，应用方便。从薄层近似的NS方程出发，用该格式计算了超声速主流中存在逆向喷流的钝体绕流的粘性流场，成功地捕捉到流场内的各种波系和涡系结构。计算的结果与文献[2]中的实验结果比较表明二者符合很好。     

超声速化学反应流动的LU-SGS伪时间迭代空间推进求解

介绍了求解超声速多组分有限速率化学反应流动的伪时间迭代(lower-upper symmetric-Gauss-Seidel,LU-SGS)方法.空间推进求解多组分抛物化(parabolized Navier-Stokes,PNS)方程时,在一个推进面上采用修正的LU-SGS方法迭代至收敛,把得到的结果作为初值赋给下一个推进面.沿推进面依次迭代直至求解完整个流场.采用伪时间迭代LU-SGS方法求解化学反应PNS方程,计算结果的准确性和时间迭代求解完全Navier-Stokes(N-S)方程相当,求解效率提高一个数量级.      

畸变进气下压气机三维黏性数值计算模型

通过对压气机环形无叶片通道求解带源项的N-S(Navier-Stokes)方程,实现对压气机全通道流场的计算,建立了压气机三维黏性非定常数值计算模型.源项是由三维计算流体动力学(CFD)求解器定常计算的气流参数计算得到,求得不同工作点源项大小,然后根据进口参数对源项插值得到当前计算点源项.采用该模型对某跨声速单级压气机在均匀进气下性能和流场的计算结果与实验结果进行了对比,两者能够较好的一致,验证了模型的可靠性;之后应用该模型对周向总压畸变进气下的流场和性能进行了计算,分析了畸变进气对压气机三维流场和性能的影响,并引入压气机失稳判据分析畸变对压气机稳定性的影响.      

射流分配对喉道气动偏转矢量喷管的影响

采用基于雷诺平均的二维N-S方程和RNGk-ε湍流模型对二元喷管喉道气动偏转矢量控制时的流场进行了数值模拟,计算结果表明在小扩张比、短扩散段喷管上,在喉道气动偏转矢量控制方案下主流可以实现亚声速偏转。在此基础上数值分析了喉部和扩散段射流流量的分配对喷管流场的影响,研究表明要获得更大的推力矢量角,应该将更多的流量分配在扩散段射流缝处,经过计算得到较佳的扩散段射流流量和喉部射流流量分配比例大约为3∶1。