不同结构超声速燃烧斜坡喷注器性能对比研究

为了进一步研究斜坡结构特点对超声速流场混合增强作用,设计了膨胀型和压缩型两种斜坡实验件,并分别进行了火焰传播、纹影及油流谱实验.利用数值仿真的方法对斜坡后压力分布、激波间相互作用以及流向涡的卷起过程进行了分析研究,与实验结果对比一致.最后分析了实验结果与国外相关研究的差异,论证了该设计的两种斜坡喷注器中膨胀型斜坡有更好的自燃及火焰稳定作用.      

一种新的极值搜索算法及其在航空发动机燃烧主动控制中的应用

 针对航空发动机存在的不稳定燃烧控制问题,推导出当发动机不稳定燃烧时,燃烧室内的振荡压力与平均燃空比值之间的函数模型,此函数模型构建了压力振荡变化的幅值与平均燃空比值之间的极值关系。提出了一种新颖的退火递归神经网络极值搜索算法,可以自适应地搜寻出极值模型中最优的平均燃空比值,实现对燃烧室内压力振荡变化的最小幅值控制,并有效地抑制了燃烧室的不稳定燃烧现象。通过仿真对比,验证了方法的有效性。     

汽车后视镜非定常流场的大涡模拟

以桑塔纳3000后视镜为例,使用大涡模拟方法,研究汽车后视镜非定常流场。通过分析后视镜表面平均压力因数、中截面平均速度分布发现,平均流场的大涡模拟结果与雷诺平均结果相当一致,两者可以相互验证。比较有无后视镜两种情况,紧邻后视镜的汽车侧窗压力因数标准差值以及后视镜尾部速度脉动标准差值,了解到后视镜不仅自身较大压力脉动,而且影响汽车侧窗和其它区域。后视镜的剪切层以及尾部旋涡脱落导致后视镜尾部速度脉动在个别位置达到来流0.2倍。测点的自功率谱密度以及相关分析有助于从更深角度明确压力、速度脉动的能量分布以及后视镜的非定常流场结构特征,从而更好揭开后视镜导致气动噪声的流动机理。     

高超声速湍流高效模拟算法

采用了直接过滤的Navier-Stokes(N-S)方程组对高速可压缩湍流进行研究。针对高超声速湍流的非线性流动特性,对N-S方程直接过滤推导了大尺度湍流流场的控制方程,更精确地反映高速湍流的可压缩性,建立了可压缩湍流的大涡模拟TDM模型。使用传统的Smagorinsky模型的非线性推广,采用基于非Favre过滤的超声速可压缩湍流的大涡模拟模型,应用Caylay-Hamilton定理,建立可压缩湍流大涡模拟的非线性亚格子模型,并发展为动力学模式,模型中的两个常数通过当地流场动态的确定,消除了可调经验常数的影响。针对构造的高超声速湍流大涡模型开发相应的高效并行算法。     

RP-3航空煤油燃烧的详细和简化化学动力学模型

建立了一个包含109组分和946个基元反应的煤油燃烧详细化学反应动力学模型,采用"准稳态"假设方法来对其进行简化,得到了包含22组分18步总包反应的简化反应模型.通过与典型实验结果和文献计算结果对比可以看出,简化模型具有较高的准确性,能够准确反映出RP-3航空煤油点火特性,能够用来对煤油燃烧问题进行准确的数值模拟.      

带凹窗斜劈高速湍流气动光学效应研究

采用数值方法分析研究了带凹窗斜劈高速湍流气动光学特性受窗口深度的影响。湍流数值模拟采用耦合J-B模型的RANS/LES混合方法即DES方法,依靠双时间步LU-SGS方法开展非定常迭代求解,并且利用物理光学方法和波前重构技术等计算气动光学效应,用于分析近场波前畸变和远场光斑分布情况。模拟结果表明,在窗口较浅时,窗口前缘处产生较强激波,带来更大的波前倾斜影响,而窗口较深时,分离剪切层、旋涡等流场结构导致气动光学效应的非定常特性更为显著;高速湍流导致的气动光学效应很强,在所模拟条件下,波前倾斜、均方根光程差、峰谷值以及Strehl比分别达到69μrad、0.22λ、1.2λ和0.31,其对应的跳动值38μrad、0.04λ、0.8λ和0.43。     

并行原位自适应建表方法在超燃计算中的应用

分别采用直接积分方法(DI)和并行原位自适应建表方法(ISAT)对二维超声速燃烧室进行了计算,并与试验结果进行了比较。从对比结果可以看出,ISAT方法和DI方法计算的压力和组分分布结果基本一致,壁面压力分布与试验结果相吻合,能够满足计算的精度要求。在本文并行计算环境下,和DI方法相比,在化学反应计算速度上,ISAT方法最低提高了3.34倍,最高达到约40倍。     

基于气动斜坡/燃气发生器的超燃燃烧室实验

为探索超燃冲压发动机燃烧室中的新的火焰稳定技术,提出了一种新型被动式燃料掺混增强技术—气动斜坡与燃气发生器组合燃料喷注技术,并在北航直联式超燃试验台对这种新型组合喷注器开展了超声速燃烧的试验研究。在模拟飞行马赫数5(燃烧室入口Ma=2),进行了冷流试验,获得了喷注器附近流场的纹影图像。本文设计了4种气动斜坡喷注单元,以乙烯为燃料,在约1kg/s试验气流中开展了多级喷注单元组合的超声速燃烧试验,在当量比0.78～1.22范围内实现了稳定的燃烧,经冲量分析法计算得到不同组合结构的燃烧效率为0.54～0.72。试验结果验证了这种新方案作为超然冲压发动机火焰稳定装置的可行性。     

热声耦合振荡燃烧的实验研究与分析

热声耦合振荡是在推进系统工作中经常遇到的危害系统工作及安全的现象。它是由非稳定燃烧放热和压力脉动互相耦合产生的系统振荡过程。通过对天然气预混燃烧过程中的热声耦合振荡现象进行了实验研究,分析了不同当量比、热负荷和进出口边界条件下天然气燃烧的动态过程,分析其稳定范围及振荡模态随影响因素的变化规律。结果显示振荡频率随着当量比的减小有所增加,但是没有发生模态变化。在常压条件、接近贫燃熄火极限时,热声耦合振荡现象消失,压力脉动频率跃升至500 Hz或1000 Hz附近的高频。燃烧室出口越接近阻塞条件,燃烧过程的稳定范围越小。同时入口边界位置越接近燃烧段,压力脉动频率越高。热功率变化也会对脉动频率和声压级数值产生影响。另外还采用线性扰动分析方法对天然气燃烧动态过程进行理论分析,进一步研究了不同条件下旋流预混燃烧的热声耦合振荡模态。     

试验数据中不确定参数的修正方法研究

采用Kriging方法和CFD技术对风洞试验中的不确定参数——马赫数和迎角进行修正研究。以RAE2822翼型的试验数据作为研究对象,在不确定参数的变化区域内,分别建立以升阻力和压力分布为目标的函数,并采用Kriging方法对函数值进行插值,得到CFD结果和试验值的吻合较好的不确定参数值,以达到对试验参数修正的目的。计算结果说明方法对数值模拟结果精度的提高有一定的研究和应用价值。