乙烯燃料超燃冲压发动机流场振荡及其控制研究

为了研究超燃冲压发动机燃烧室内的流场振荡原因与抑制振荡的方法,采用非定常数值模拟研究了乙烯燃料超燃冲压发动机的流场振荡现象。结果表明:在燃烧室入口马赫数2,静温530K,静压0.1MPa的入流条件下,冷流流场存在振荡现象,主要是由于凹槽内低速流体与主流高速流体形成的剪切层周期性的振荡,流场振荡周期为13.6ms,振荡频率为73.5Hz;K1或K2油位注油当量比0.1,均可以有效地抑制流场的振荡,流场达到稳定所需时间分别为8ms和30ms;K3油位注油当量比0.1或0.2均不能抑制流场的振荡,但使振荡周期由15.13ms转为5.7ms,振荡频率由66.1Hz转变为175.3Hz;五点注油有效地提高了发动机的推力性能。     

当量比对氢燃料超燃燃烧室流场结构和燃烧模态影响研究

为了考察氢气当量比对超燃燃烧室流场结构和燃烧模态的影响,采用试验方法和多种测量手段对其进行了研究。试验在中国空气动力研究与发展中心1kg/s脉冲直连式风洞设备上开展,采用纹影、差分干涉、自发光照相和PLIF (Planar Laser-Induced Fluorescence)等光学测量手段观察了流场内激波串结构和火焰传播与稳定的形态,并进一步结合壁面压力数据分析了发动机的燃烧模态。研究表明:在来流为马赫数2.0,总温950 K,总压0.8 MPa的条件下,随着氢气当量比的增加,激波串头部的位置不断向隔离段上游推进,同时燃烧流场结构由稳定逐渐转变为振荡,发动机的燃烧模态经历了超燃、过渡和亚燃。当氢气当量比≤0.233时,发动机燃烧模态为超燃,燃烧流场结构稳定,火焰连续分布于凹槽下部剪切层内;当氢气当量比在0.233～0.279时,燃烧反压开始扰入隔离段内,发动机燃烧转变为过渡模态;当氢气当量比大于0.279时,发动机燃烧模态为亚燃,燃烧流场结构振荡且火焰分布为不连续的破碎状,燃烧反压逐渐前扰至隔离段中部位置。因此,氢气当量比对超燃冲压发动机燃烧流场结构和燃烧模态有较大影响。     

基于LES的非稳态火焰面/反应进度变量方法模拟部分预混抬举火焰

为了描述部分预混燃烧的火焰机制,捕捉燃烧现象中的非稳态效应,采用大涡模拟与非稳态火焰面/反应进度变量方法相结合来模拟湍流部分预混燃烧抬举火焰,并将计算结果与实验测量值进行了对比研究。结果表明基于大涡模拟的非稳态火焰面/反应进度变量方法捕捉到了湍流部分预混燃烧中的火焰抬举现象,计算得到的火焰抬举高度大致为35,和实验测量值完全一致。同时采用各热力学参数在混合分数空间的分布来研究部分预混抬燃烧中具有非稳态燃烧特性的局部熄火现象。各不同截面上的燃烧热力学参数与实验测量值吻合较好,说明采用该方法能比较真实地反映湍流部分预混燃烧的火焰机制。     

Ma4下超燃发动机乙烯点火及火焰传播过程试验研究

在直连式脉冲燃烧设备上,开展了模拟Ma4,总温935K 来流参数下的超燃发动机乙烯点火试验。试验利用了火炬点火器和引导氢气的辅助点火方式,实现了乙烯的点火和稳定燃烧。结合壁面压力测量、高速摄影和数值模拟方法,分析点火及火焰传播过程发现:(1)在现有的注油方式下,回流区有利于点火,剪切层和凹槽后部是稳焰的主要区域;(2)点火成功后,影响凹槽稳焰的主要因素为燃料与氧化剂的浓度,剪切层内和凹槽后部持续卷吸氧化剂,因而能够维持稳定的燃烧;(3)凹槽下游注入的燃料发生燃烧造成流道一定程度壅塞,是提升燃烧室压力水平的重要原因,但该处的燃烧不能够稳定,引起燃烧室内压力的振荡,而导致该处不稳定燃烧的2个主要因素为变化的氧含量和较高的流速。     

KH-RT模型在横向来流作用下射流雾化过程的应用

针对射流柱在横向来流下的破碎过程,采用欧拉-拉格朗日模型对其进行了数值模拟。其中射流柱的一次雾化采用WAVE模型,颗粒的二次雾化采用KH-RT混合模型。计算得到的液滴颗粒平均直径在70μm左右,还得到了雾化场的喷雾结构、速度分布、索特尔直径分布,以及射流柱在不同来流速度下破碎过程等。同时通过采用不同二次破碎模型,分别将计算结果与试验结果进行对比,结果表明采用的KH-RT混合雾化模型在一定程度上能够更加真实地反映雾化过程,并较好地捕捉射流雾化特点。     

超临界压力正十烷对流传热实验及计算研究

针对主动冷却超燃冲压发动机的实际工作条件,利用电加热管设备开展了超临界压力正十烷流动和传热特性实验,目的在于获得适用于发动机传热设计的燃料对流传热关联式。管子材料为不锈钢、内径1．5 mm、外径3．0mm、长度1300mm。采用K型热电偶测量管壁沿程外壁温。实验中正十烷压力约4．0～4．3MPa,温度约335～870K,流量分别为0．93、1．24和1．86g/s。正十烷的流动经历了层流、过渡和湍流3种流态。采用最小二乘法拟合实验数据,获得了正十烷在3种流态下的传热关联式。通过外壁温计算值与实验值的对比,验证了本文给出的传热关联式的适用性。     

密切曲面内锥乘波前体进气道设计和试验研究

介绍了密切曲面内锥乘波前体进气道（Osculating Inward turning Cone Waverider Inlet,OICWI）的一体化设计方法,对该型乘波前体进气道的性能进行了数值分析,针对该型一体化乘波前体进气道完成了风洞试验研究。理论设计结果和设计状态无粘模拟结果一致,设计状态下的计算结果表明,前体进气道具有较高的总压恢复、较好出口流场均匀度及较高的流量捕获率。试验研究结果表明,改型一体化前体进气道在马赫数5～7条件下顺利启动,流场波系及压力分布同数值分析结果吻合。     

采用火焰面/反应进度变量方法模拟湍流燃烧

在自主开发的软件平台上添加了火焰面/反应进度变量方法,选取了两种反应进度变量分别对甲烷/空气的同轴射流燃烧室进行了数值模拟.将计算结果与稳态火焰面模型、文献参考值以及实验值进行了对比研究,结果表明:采用火焰面/反应进度变量方法能捕捉到稳态火焰面模型所不能预测到的火焰抬举等非稳态现象,得到的结果与文献参考值以及实验值出入很小,能准确反应真实的燃烧过程;另外不同反应进度变量的定义对计算结果有较大的影响,采用火焰面/反应进度变量方法对主要中间产物一氧化碳的预测比文献参考值更好,更接近于实验值.      

油气比对超燃发动机点火过程的影响

为了研究油气比对超燃发动机自点火性能的影响,利用二维非定常化学非平衡计算方法模拟了总温2000K,总压3.0MPa,入口马赫数3.0,煤油油气比为0.2和1.0时超燃发动机的自点火过程。具体可以得到以下结论:(1)总油气比越高,燃料传播速度越快;燃料首先沿着剪切层传播至凹槽后缘,之后在凹槽漩涡的带动下向凹槽上游和底部传播。(2)凹槽回流区温度高,点火延迟时间短,低油气比的气体一旦进入凹槽回流区后即可在凹槽后缘和上方点火。(3)火焰从凹槽的上沿和右边向凹槽底部和左边传播。(4)总油气比越高,点火越困难。     

超声速燃烧室凹槽动态特性试验研究

为研究超声速燃烧室中凹槽火焰稳定器的流动特性,对来流马赫数2.0条件下各种构型的凹槽流场进行了试验研究.得到了不同几何构型凹槽流场的纹影结果,采用动态压力传感器研究了凹槽流场的频谱特性,计算了凹槽流场自激振荡压力的均方根,并将试验结果和Rossiter经验公式预测结果进行了对比.