多组分液滴自然对流厚交换层蒸发模型及其检验

为发展多组分液体燃料高温蒸发模型,首先以零扩散和无限扩散概念为基础,拓展考虑自然对流的厚交换层高温蒸发模型到多组分液体燃料,提出多组分NC-TEL模型。其次,采用挂滴法对正庚烷-乙醇、正癸烷-乙醇、RP-3航空煤油-乙醇三种混合燃料的单液滴在高温静止和强迫对流条件下的蒸发特性进行实验研究。实验结果显示:混合液滴蒸发速率随温度升高而显著增大,温度越高组分构成比例对液滴蒸发率的影响越明显;本文实验条件下,对流环境对于液滴蒸发的促进作用并不明显。最后,用实验数据检验蒸发模型。模型对比结果显示:总体上,NC-TEL模型优于R-M模型,高温段预测精度平均提升了8%～35%;低温段,零扩散NC-TEL模型与实验结果吻合程度较好,而无限扩散NC-TEL模型与实验结果相比误差略大;高温段,对于正庚烷-乙醇混合燃料液滴,NC-TEL模型预测较为准确,而对于正癸烷/RP-3航空煤油-乙醇混合燃料液滴,NC-TEL模型预测值则偏低,可能的原因是微爆现象和Marangoni现象。     

壁温对氢燃料超燃燃烧室流动特性的影响研究

为了研究超燃燃烧室壁面换热与超声速燃烧之间的关系,运用FLUENT软件,采用RNG k-ε湍流模型、有限速率/涡耗散燃烧模型、密度基AUSM+隐式算法对中国空气动力研究与发展中心的双模态燃烧室模型开展三维冷态和热态流场计算,模拟条件来流马赫数为2.05,总温T_t为1870.9K,分别模拟了壁面温度为500K,700K,900K,1300K以及绝热条件下的超燃燃烧室的燃烧场。燃烧室壁面压力数值模拟结果与实验结果吻合较好,壁面温度为500K,700K,900K,1300K和绝热时,平均误差分别为8.89%,5.78%,14.41%,13.97%,16.53%。通过对比分析发现:随着壁面温度的降低,壁面压力趋势大致不变,但壁面压力值降低,同时壁面压力的压升起始点大幅后移;燃烧所产生的激波串逐渐向燃烧室下游移动,激波串结构发生改变,但激波串前端均为X形激波;燃烧室内马赫数有所升高;燃烧场高温区域面积减小;燃烧室燃烧模态由亚燃模态逐渐向超燃模态转换。     

采用详细化学反应机理的火焰面模型模拟煤油两相燃烧流场

基于可实现的 k-ε湍流模型、颗粒随机轨道模型、火焰面模型和航空煤油详细化学反应机理对模型燃烧室内两相燃烧流场进行了数值模拟.其中详细反应机理由替代燃油(80%质量分数的正癸烷,20%质量分数的1,2,4-三甲基苯)的反应机理和NO_x的反应机理组合而成.通过与实验数据的比较,考察采用该详细化学反应机理的火焰面模型模拟RP-3航空煤油燃烧流场的准确性,特别是污染物排放计算的精度.结果表明:稳态火焰面模型模拟的温度场和CO₂生成量与实验数据吻合较好,而预测的NO排放量与实验值偏差较大;非稳态火焰面模型显著提高了NO的预测精度,在工况1(来流马赫数为0.16,进口温度为537K,油气比为0.0048,常压)条件下与实验数据吻合较好,但在工况2 (来流马赫数为0.155,进口温度为523K,油气比为0.010,常压)条件下仍过高估计了NO的排放量.      

航空发动机加力燃烧室技术及新颖结构方案

传统发动机加力燃烧室都采用V型火焰稳定器组织燃烧,自加力出现到第三代发动机,该方案一直得到了广泛应用。随着新一代歼击机性能指标的提高,发动机加力燃烧室需要新的突破才能满足更高推重比的要求。本文介绍了第三代、第四代发动机加力燃烧室的结构方案,并根据新一代加力燃烧室一体化设计思想,介绍了新颖加力燃烧室的结构方案。     

轴对称矢量喷管壁面静压分布的试验研究

在模拟实际发动机喷管落压比的情况下, 利用轴对称矢量喷管的缩比模型, 对其壁面静压分布进行了试验研究。研究结果表明, 当矢量偏转后, 轴对称矢量喷管的收敛段与扩张段内流场均呈现出复杂的三维流动的特征; 当喷管落压比小于完全膨胀落压比时, 喷管内部存在周向不对称的斜激波和分离区, 且激波位置随几何矢量角的增大而前移。本文的研究结果可用于检验喷管三维流场的计算精度。      

燃烧室室壁冲击／气膜复合冷却壁温分布研究（二）理论部分

在考虑轴向导热的基础上，结合壁温分布实验数据，用纯气膜及冲击换热的研究成果，发展了计算纯气膜，夹层气膜及／气膜复合冷却火焰筒一维壁温分布计算程序，计算结果与实验结果二者基本吻合，研究表明，在冲击／气膜复合冷却计算中，应充分考虑Ｃｍ的值随Ｇｃ增大而增大的情况，且冲击／气膜冷却中的Ｃｍ取值高于纯气膜及夹层气膜冷却计算的Ｃｍ取值，本程序可用于纯气膜、夹层气膜及冲击／气膜复合冷却火焰筒一维壁温分布的初步分     

激波诱导矢量喷管动态数值模拟

对一二元收扩激波诱导矢量喷管进行了二维动态数值模拟,研究了不同落压比、不同次流加速时间下,喷管气动特性和流场结构随次流增加的变化规律。结果表明:喷管在过膨胀状态下,次流流量达到一定值时,其推力会有较强的振荡;在完全膨胀和欠膨胀状态下,振荡较小。其原因是,次流增加过程中,喷管出口附近有复杂波系存在和回流产生,而回流对提高推力和增加矢量角有益。     

燃烧室室壁冲击／气膜复合冷却壁温分布研究 （一）实验部分

在模拟实际燃烧室室壁加热情况下，对三组不同几何参数的冲击／气膜复合冷却结构进行了热态实验研究，得到了不同冷却气流量下沿轴向的壁温分布，并与纯气膜和夹层气膜冷却的相应实验结果进行了分析比较，冲击／气膜冷却效果优于纯气膜和夹层气膜冷却。     

带隔热板的轴对称收—扩喷管调节片壁温计算分析

采用一维的半经验半理论计算方法,对某型中等推力加力涡扇发动机带隔热板收－扩喷管调节片壁温进行了计算,并将计算结果与俄方相同条件下的计算结果进行了分析比较,二者基本吻合,研究结果表明,所提出的计算方法简单有效,可用于轴对称喷管的工程设计。     

AECSC-J ASMIN湍流燃烧仿真软件研发和检验

航空发动机燃烧室几何结构复杂,湍流和化学反应存在强烈非线性相互作用,需要对流动和燃烧及其相互作用进行高精度高时空分辨率的刻画,目前燃烧室湍流燃烧数值模拟仍然是高难度的瓶颈问题之一。介绍了由北京航空航天大学航空发动机数值仿真研究中心、北京应用物理与计算数学研究所和中国工程物理研究院高性能数值模拟软件中心联合研发的AECSC-JASMIN软件主要框架、算法以及针对该软件的算例检验。在Sandia射流火焰、支板火焰和单头部燃烧室检验算例中,对比实验数据,射流和支板火焰预测结果与实验值一致;支板算例的平均相对误差在15%之内;单头部燃烧室模拟结果符合物理实际,总压损失与实验值基本吻合。说明AECSC-JASMIN软件可用于复杂结构高分辨率高精度湍流燃烧数值模拟。