超声速横侧射流燃烧中可压缩性影响的数值研究

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。     

氢/碳氢燃料超声速燃烧的数值模拟

采用隐式上、下三角分解（Lower-Upper Decomposition）的算法，结合对组分连续方程中化学反应源项的点隐式处理，求解了多组分的N－S方程组，得到了二维和三维条件下的超声速掺混及燃烧的数值模拟结果，通过与水平喷射氢气及预燃煤油等算例的验证，计算结果与实验数据基本符合。在此基础上进行了垂直喷射氢气的三维超声速燃烧的数值模拟，计算结果显示了氢气在超声速空气中掺混、燃烧的过程，该程序可进一步用来模拟超燃冲压发动机燃烧室内的复杂流场。     

煤油超声速燃烧的数值分析

利用计算流体力学软件对煤油在所设计的双模态超声速燃烧室内的超声速喷雾燃烧进行了数值模拟。采用离散液滴模型、概率密度函数紊流扩散燃烧模型和紊流k ω模型计算了在飞行马赫数为5,煤油与空气的当量比为0 551时的情况。数值结果得到的壁面静压分布与实验数据基本一致;计算所得到的总压损失系数是0 696,非常接近实验测量值0 707,但计算得到的燃烧室燃烧效率远比实验值高。     

污染空气对乙烯燃料超声速燃烧影响的试验

为了评估污染组分对乙烯燃料超声速燃烧性能的影响,利用西北工业大学电阻加热直连式超声速燃烧室试验平台,模拟飞行Ma=4条件下的燃烧室进口条件(总压pt=760kPa,总温Tt=800K,Ma=2),开展了来流分别为纯净空气和污染空气的乙烯燃料超声速燃烧对比试验。完成了当量油气比ER=0.57,来流分别为纯净空气和污染空气(CO2摩尔浓度分别为3%,7.5%,H2O摩尔浓度为7.5%)条件下的对比试验。试验匹配了纯净空气来流与污染空气来流燃烧室进口总压、总温、氧气摩尔浓度(21%)、Ma数与当量油气比。给出了燃烧室壁面压力分布对比试验结果与分析。     

污染空气对氢燃料超声速燃烧室性能的影响

采用纯净空气和污染空气来流下对比试验的方法,研究了飞行马赫数4条件下H2O和CO2污染组分对氢燃料超声速燃烧室性能的影响。对比试验中针对纯净空气来流和污染空气来流匹配了来流总温、总压、氧气摩尔分数和当量油气比。完成了0.53和0.42两种当量油气比条件下纯净空气来流和污染空气来流的氢燃料超声速燃烧试验,预定考察的H2O污染组分摩尔浓度分别有7.5%,18%和26%三种,CO2污染组分浓度有3.0%和7.5%两种。研究结果表明,H2O,CO2或H2O+CO2组合污染对燃烧诱导压升产生了明显的非线性抑制影响,直接将污染试验空气来流下的试验结果外推应用到飞行条件,可能导致供油量偏大、甚至进气道不启动;同时也影响了隔离段内燃烧诱导激波链结构,使燃烧工作模态趋向于超燃模态。     

碳氢燃料超声速燃烧的化学动力学研究：（Ⅰ）甲烷超声速燃烧的简化化？…

采用雷诺平均Ｎ－Ｓ方程对碳氢燃料甲烷在超声速流动中混合燃烧过程进行了数值研究邮简化的甲烷燃烧的反应机理及反应动力学模型,建立了Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ代数涡粘性湍流模型,采用了高精度的ＴＶＤ隐式格式和化学源项隐式解法,计算结果和氢气／空气超燃的计算结果进行了比较表明所采用的反应机理及计算模型合理,算法可行,就算例结果而言碳氢化合物作为一种超前其的优势,值得进一步深入研究。     

应用修正的k-ε模型研究超声速H2/Air燃烧

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。     

超声速燃烧数值模拟中复杂化学反应的建模方法

高保真度的数值模拟有助于研究超声速条件下点火、熄火、火焰传播以及稳焰等关键物理-化学过程,推动对冲压发动机中复杂燃烧现象的准确理解与可靠预测。然而,实际发动机中碳氢燃料燃烧导致的广泛时空尺度对湍流燃烧的建模带来了极大的挑战。为此,必须首先解决超声速燃烧数值模拟中复杂化学反应的高保真建模问题。本文对超声速燃烧模拟中湍流-化学反应相互作用模型、机理简化以及求解加速方法的研究现状进行了总结。以典型燃料燃烧建模为主线,介绍了复杂化学反应的高保真建模方法以及不同化学反应机理在超燃模拟中的适用性及其影响。以反应机理三层次保真度评估体系为基础,进一步明确了简化机理在超燃数值模拟中的优势与不足,阐明了动态自适应化学方法在研究超声速条件下细致燃烧过程的必要性和可行性。     

碳氢燃料超声速燃烧的化学动力学研究 (Ⅰ)甲烷超声速燃烧的简化化学动力学模型

采用雷诺平均Ｎ－Ｓ方程对碳氢燃料甲烷（ＣＨ４） 在超声速流动中混合燃烧过程进行了数值研究, 提出了简化的甲烷燃烧的反应机理及反应动力学模型, 建立了Ｂａｌｄｗ ｉｎ－Ｌｏｍ ａｘ 代数涡粘性湍流模型, 采用了高精度的ＴＶＤ隐式格式和化学源项隐式解法, 计算结果和氢气／空气超燃的计算结果进行了比较, 表明所采用的反应机理及计算模型合理, 算法可行, 就算例结果而言,碳氢化合物作为一种超燃燃料有其独特的优势, 值得进一步深入研究     

三维管道超声速气固两相流动的CFD/DSMC仿真

采用NND格式求解气相N-S方程，采用DSMC方法模拟固相颗粒运动，数值模拟了三维管道超声速气固两相流场，分析了固体颗粒对流场结构产生的影响。计算结果表明，将DSMC方法与CFD方法相结合是解决气固两相流动问题的一种有效途径。     

水蒸汽凝结对超声速风洞蒸汽引射系统的影响

蒸汽引射方案是引射式超声速风洞的可选方案，为考察该方案产生凝结激波的条件及其水蒸汽凝结对引射系统性能的影响，在Fluent平台上采用自定义模块耦合希尔动量模型，编写了能模拟高速气流中水蒸汽凝结的计算程序。校验了数值模型和方法的可靠性。在此基础上，对蒸汽引射流场内的水蒸汽凝结问题进行了初步数值研究。得到喷管、引射流场参数以及液滴质量百分数、结核增长率的分布。结果表明：（1）水蒸汽凝结主要发生在引射喷管和喷管出口膨胀区中。其中，在引射喷管内的蒸汽凝结占大部分。凝结核增长为主要特征。（2）初始结核区位于超声速气流是凝结激波产生条件。采用饱和蒸汽引射可避免产生凝结激波。（3）尽管是否考虑凝结／无凝结效应会造成引射流场产生差异，但两者总体相似。（4）水蒸汽凝结会给引射系统带来较大的性能损失，但通过改进气动轮廓可减小其影响。     

基于液氮冷源的液态甲烷过冷加注工艺

针对商业火箭公司对于液态甲烷过冷加注的需求,开展了基于液氮冷源的甲烷过冷加注系统方案设计,并计算得到了不同甲烷流量和液氮压力参数下的过冷器换热面积。为了防止液氮温度过低造成液态甲烷凝结,参考现有液氧和煤油工艺流程,提出2种不同控制策略的甲烷过冷加注系统,并详细对比分析了这2种系统所能实现的6个不同工艺流程。结果表明:基于背压控制的加注系统相比于基于液位控制的系统具有更高可靠性,同时前者能够实现在线实时加注工艺,原因在于其通过控制换热器中液氮压力来保证液氮温度始终高于甲烷冰点。甲烷过冷器换热面积与甲烷加注流量、液氮背压均成正比,在具体工程实施中应当根据加注需要选取合适的加注流量和液氮背压,以减小过冷器尺寸和降低设备制造成本。     

基于敏感性分析的氧/甲烷燃烧反应简化机理

为研究液氧/甲烷火箭发动机中甲烷在纯氧中的燃烧性能,通过敏感性分析方法,得到对平衡温度及组分浓度有重要影响的反应过程,从而构造出一套氧/甲烷燃烧的10步12组分简化反应机理.利用CHEMKIN 4.1中完全搅拌反应器对简化机理进行研究与检验.计算结果表明:简化反应机理在平衡温度和主要组分浓度的预测上与详细反应机理表现出良好的一致性,在较大范围内很好地反映了氧/甲烷的燃烧,为进一步高效准确研究甲烷在燃烧室中的流场奠定基础.      

超声速进气道数学模型研究

应用数值模拟方法对二级斜板可调的二元混压式超声速进气道的内流场性能进行了研究，根据数值模拟二元混压式超声速进气道内流场的计算结果，得出每个网格点上的压力，温度，速度及密度等参数，从而求出进气道的总压恢复系数和流量系数，并归纳出进气道主要性能参数与状态参数和几何调节参数之间的关系，得出进气道的特性曲线，建立了二元超声速进气道的数学模型，利用此数学模型，可确定进气道在不同状态下的主要内容特性参数值，并作为建立带进气道、矢量喷管的发动机数学模型的建模基础，对进气道、发动机、矢量喷管的一体化控制有重要的参考价值。     

Development of a coupled supersonic inlet-fan Navier–Stokes simulation method

A coupled supersonic inlet-fan Navier–Stokes simulation method was developed by using COMSOL-CFD code. The flow turning, pressure rise and loss effects across blade rows of the fan and the inlet-fan interactions were taken into account as source terms of the governing equations without a blade geometry by a body force model. In this model, viscous effects in blade passages can also be calculated directly, which include the exchange of momentum between fluids and detailed viscous flow close to walls. NASA Rotor 37 compressor test rig was used to validate the ability of the body force model to estimate the real performance of blade rows. Calculated pressure ratio characteristics and the distribution of the total pressure, total temperature, and swirl angle in the span direction agreed well with experimental and numerical data. It is shown that the body force model is a promising approach for predicting the flow field of the turbomachinery. Then, coupled axisymmetric mixed compression supersonic inlet-fan simulations were conducted at Mach number 2.8 operating conditions. The analysis includes coupled steady-state performance, and effects of the fan on the inlet. The results indicate that the coupled simulation method is capable of simulating behavior of the supersonic inlet-fan system.     

双燃式冲压发动机中超燃燃烧室冷态流场数值模拟

采用Ｍａｃ Ｃｏｒｍ ａｃｋ 矢通分裂格式, 求解雷诺平均的Ｎ－Ｓ方程组, 采用Ｂａｌｄｗ ｉｎ－Ｌｏ－ｍ ａｘ 代数湍流模型和混合长度模型, 模拟超燃燃烧室内两股平行超声速来流的冷态流场, 取得了与试验相一致的结果, 计算表明回流区和射流流动参数对超燃燃烧室流场内波系的变化有着较大的影响。     

超声速进气道与发动机的匹配

以某二元混压式超声速进气道的流场数值计算结果为基础，得到超声速进气道主要内特性能参数与其进出口边界条件和几何结构参数之间的解析关系，此解析关系即为进气道的数学模型。根据此数学模型，研究了进气道与发动机之间的共同工作规律，并通过数值仿真分析了进气道二级斜板角度对进气道与发动机共同工作点的影响。     

弱可压缩流体与可压缩流体模型的管路水击研究

为提升液体推进系统模型对可压缩流体的仿真能力,针对供应管路的瞬变流动,采用一维有限体积法,使用Modelica语言基于MWorks平台分别开发了适用于补燃循环发动机仿真模型库的弱可压缩流体与可压缩流体的管路模型,不同于控制方程中显含声速的弱可压缩流体模型,可压缩流体模型通过将守恒方程与真实流体的SRK型状态方程耦合求解来计算压力波的传播。在管路供应系统中,分别以液氢、液氧及液甲烷为工质进行关阀水击的仿真研究,结果表明:使用SRK状态方程避免了可压缩流体模型对内能拟合公式的依赖,减轻了建模难度;可压缩流体模型对液氧及液甲烷的仿真结果较为准确,最大误差不超过2%,对液氢的最大计算误差约9%;相对于可压缩流体模型,弱可压缩流体模型计算得到的水击压力在振幅及频率上均偏大;可压缩流体模型计算得到的流体密度波动不超过3%,因此工程实践中处理水击问题时将液体假设为弱可压具有一定的合理性。     

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。