李卫强[1]2006年在《水组分对超燃冲压发动机燃烧室性能的影响》文中研究指明高超音速飞行器是二十一世纪世界航空航天领域发展的重点,是继隐身技术之后军事领域内最重要的进展。高超音速飞行器的动力装置一超音速燃烧冲压发动机的研究已成为当前各军事强国研究的热点。 地面实验是研制超音速燃烧冲压发动机的重要手段。地面实验设备必须要模拟高超音速飞行状态下气流的焓、压力、M数和空气中氧气的组分。模拟气流的焓值大多采用燃烧加热方式,但这往往会造成实验气体污染问题,而污染气体的实验结果不能等同于真实气体的实验结果,因此,有必要进行实验气体污染组分对超音速燃烧室燃烧性能的影响研究。 本文对氢氧燃烧加热器出口气流在不同温度下对应的水组分体积百分比进行了计算;采用有限速率化学动力模型、Κ-ε湍流模型,数值模拟了纯净空气和污染空气的超音速燃烧室流场和燃烧性能。对比分析结果表明,实验气体中存在水组分有利于超音速燃烧室的点火和火焰稳定,但降低了燃烧效率。
王兰[2]2001年在《超音速燃烧冲压发动机燃烧室数值模拟》文中研究表明本文采用隐式格式强耦合求解有限体积法离散的考虑化学反应的广义一维Euler方程，数值模拟氢或碳氢燃料超燃冲压发动机燃烧室的化学反应流场。 计算中通量项采用AUSM+通量分裂格式，氢反应流场采用氢/空气的七组元八方程模型和七组元七方程模型，碳氢反应流场采用甲烷的九组元五方程模型、乙烯的十组元十方程模型和煤油的十组元十叁方程模型，得出了超燃发动机燃烧室流场的速度、马赫数、压力、静温、总温和组元质量分数分布及燃烧效率等性能参数，其中氢和甲烷的计算压力分布与实验结果进行了比较。
周松柏[3]2009年在《超声速内外流干扰的数值方法研究及其实验验证与应用》文中指出本文以超声速内外流干扰为研究对象,以计算方法的建立、验证及应用为主线,采用计算为主、实验为辅的研究方法,对超声速内外流的异质气体干扰特性、非定常喷流干扰控制与燃烧特性等方面开展了研究。发展了层流、湍流、化学非平衡流的统一算法,建立了数值模拟软件,完成了算法的数值验证。该算法的主要特征为:⑴基于多组分NS方程和Menter’s Shear-Stress Transport k ?ω两方程湍流模型,对流动项和化学反应生成源项进行解耦处理,有效解决了化学非平衡流计算中的刚性问题;⑵基于结构网格,采用有限差分法进行方程离散,流动项的时间离散采用Runge-Kutta法(避免了原算法中采用时间分裂法时对差分格式的限制),对流项离散采用NND-1或WAF格式,粘性项采用中心差分格式。数值验证表明:该算法具有较高的时空精度,非常适合对非定常流动尤其是非定常化学非平衡流动进行模拟。基于平面激光诱导荧光技术和纹影技术,设计并开展了异质喷流干扰的一个模型实验。模型实验表明:⑴采用平面激光诱导荧光技术和纹影技术相结合的实验技术,可以对喷流干扰流场进行有效的光学诊断,平面激光诱导荧光技术适合于异质喷流干扰的显示和测量;⑵喷流介质的物性参数(比热比和气体常数)对喷流干扰有重要影响。针对典型异质气体喷流干扰问题,开展了算法的应用。第一,数值模拟了固体火箭发动机尾喷流的干扰流场,分析了工程实验中防护板发生脱落的原因之一在于喷流的引射效应。第二,数值模拟了导弹横喷干扰流场,获得了典型工况下推力放大系数随横喷燃气比热比的关系曲线,建立了一种通过调整横喷总压来关联冷喷和热喷数据的方法。第叁,数值模拟了典型超燃冲压发动机燃烧室内的横喷干扰流场,捕捉到了实验没有发现的横喷燃料沿下游运动并向凹腔扩散的非定常流动现象。以超燃实验中的脏空气效应问题为背景,设计了具有随机特性的脏空气来流条件下钝头体激波诱导振荡燃烧的算例,数值研究了来流随机扰动对非定常化学非平衡流的影响问题。在脏空气来流参数和飞行来流参数均值一致的前提下,对脏空气来流工况和飞行来流工况的计算结果进行有效对比,结果表明:当随机扰动最大相对偏差值小于5%时,脏空气来流的随机特性对流动的基本结构演变影响不大,但对流动参数随时间变化的细节有直接影响,且该影响呈无规则、非线性的随机态势。以超燃研究中的增强混合燃烧问题为背景,根据漩涡增强混合燃烧的流动机理,采用非定常流动控制技术,依托多个燃料加注喷嘴进行脉冲式喷注,设计了“新型超燃冲压发动机燃料交替脉冲喷注器”的方案,并对其在典型超燃冲压发动机中的应用特性进行了数值模拟研究。研究表明:采用燃料交替脉冲喷注器进行燃料加注时,燃料以团状进入燃烧室,在漩涡的作用下可充分与空气混合并高效地组织燃烧,可缩短燃烧的流向分布空间,从而有利于通过缩短隔离段和燃烧室的长度来减轻发动机重量。
肖隐利[4]2005年在《超燃燃烧室凹槽流动特性研究》文中认为超声速燃烧冲压发动机是一种新型的吸气式动力装置,因其良好的性能和巨大的潜在优势,在未来的军事和民用的航空、航天领域中具有广阔的应用前景。在过去的几十年中,人们对超燃冲压发动机技术进行了大量的试验、理论及数值计算研究。 燃料喷射、增强混合和火焰稳定是超音速燃烧的最基本的难题,也是碳氢燃料超燃冲压发动机设计的重大挑战。为了在尽可能短的燃烧室内实现高效率燃烧,需要采用优化的喷射方案使燃料和空气快速混合、点火可靠并实现稳定燃烧,同时保证总压损失足够小。 在过去几年里,由于在地面试验中的可行性验证和飞行试验中的成功应用,凹槽作为一种有潜力的火焰稳定器引起了超燃冲压发动机研究领域的广泛关注。 本文总结了过去研究者对高速和低速气流中所使用凹槽的流场特征研究成果,讨论了影响用于超音速燃烧室的凹槽火焰稳定器性能的问题,探讨了凹槽流场的计算方法,对各种构型的凹槽流场进行了数值模拟,最后对有凹槽的超燃燃烧室流场进行了数值模拟。研究表明:在燃烧室合适的位置设置凹槽,可以增强燃料的穿透深度,提高燃料的扩散效果,有助于碳氢燃料的点火和火焰稳定。研究成果对定量认识凹槽超燃流场、设计高效率的火焰稳定器、优化凹槽构型具有一定的借鉴作用。
刘欧子[5]2006年在《双模态冲压发动机燃烧室碳氢燃料凹槽火焰稳定性研究》文中进行了进一步梳理双模态冲压发动机满足飞行器由超声速到高超声速的宽广速度范围要求。目前，在提高其性能，获得大的净推力的几种新概念中，集燃料喷射、混合及火焰稳定为一体的凹槽火焰稳定器是其中最具潜力的一种。本文从实验和数值模拟两方面，对双模态冲压发动机燃烧室凹槽火焰稳定器和模态转换进行了研究。 1．实验研究 针对双模态冲压发动机燃烧室模型，设计了两种结构的火焰稳定器：正规凹槽和斜面凹槽火焰稳定器。通过直连式实验，用一维方法处理实验数据，得到不同飞行马赫数条件下的燃烧室参数和性能。在飞行马赫数为5，油气当量比0.386～0.551时，随着油气当量比的增加，燃烧由超燃冲压转换到亚燃冲压模态。设计的凹槽实现了稳定火焰的作用。 2．数值计算 对实验研究中所使用的燃烧室模型进行简化和分析，建立了适合计算的双模态燃烧室数学模型。通过与实验数据进行对比，证明数值计算中所采用的各类模型和计算结果是正确的。 采用涡耗散和假定PDF两个紊流燃烧模型、两方程紊流模型和雷诺应力紊流模型，对煤油在双模态燃烧室内的燃烧进行了数值分析。与涡耗散模型相比，采用假定PDF模型更能准确地分析煤油在双模态燃烧室内的喷雾燃烧；RNGk-ε和SSTk-ω紊流流动模型在模拟煤油超声速燃烧流场中是非常有效的，而雷诺应力模型的效果较差。 系统研究了不同L／D、后缘倾角θ和前壁面结构以及燃料喷射位置对凹槽火焰稳定特性的影响。在所模拟的条件下，L／D=5、后缘倾角θ=30°、前壁面为斜面以及从其上游0位置喷射燃料的凹槽结构，不仅具有良好的火焰稳定性，而且总压损失小，燃烧效率较高。 对凹槽的非定常流动进行了计算，再现了凹槽振荡流场。其产生的卷吸，有利于质量交换和向外传播，适于稳定火焰。对双模态冲压发动机燃烧室内液滴的非定常流动进行了模拟，得到燃料在燃烧室内的分布，有利于确定点火位置、点火时间以及火焰稳定器的位置，从而，合理设计燃烧室结构，使液体煤油的混合和燃烧更加充分。
王靛[6]2004年在《双模态超燃冲压发动机燃烧室数值模拟》文中研究表明双模态冲压发动机是综合了亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机优势的一种新型的吸气式动力装置，它可以在比较宽广的飞行马赫数范围内工作(M≈3～8)，具有良好的工作性能和广阔的应用前景。 双模态燃烧室是双模态超燃冲压发动机中最关键的部件和设计难点。本文采用MacCormack显式时间分裂法、B-L代数涡粘性湍流模型及氢-空气两步非平衡化学动力学反应模型，模拟了在不同的飞行马赫数条件下，固定几何的双模态燃烧室在不同供油规律下的二维燃烧流场。 计算研究表明，在相同的来流条件下，供油规律对燃烧室的工作模态有着重大的影响；在不同的来流条件下，可以通过调节供油规律使燃烧室分别实现亚燃模态和超燃模态；隔离段对防止燃烧引起的压力升高对进气道的干扰和燃烧室的模态转换具有重要的作用。
曹玉吉[7]2006年在《突扩型超音速燃烧室结构设计研究》文中研究说明超燃冲压发动机以其高速、高比冲和工作范围宽广的特点,正逐渐成为当今航空航天动力领域的研究焦点。近十年来国内外在超燃冲压发动机设计、数值模拟及试验研究方面发展迅速。 超燃冲压发动机设计技术中的难点之一是超音速燃烧室结构设计。以往国内外的研究工作者对不同结构的燃烧室进行了大量研究,其中突扩型结构是主流的设计思想之一。 本文调研了国内外在超燃冲压发动机燃烧室设计上的研究成果,对典型的燃烧室结构进行了分析和总结;对多种突扩型超燃燃烧室流场和性能进行了数值模拟和分析比较,研究了面积扩张、背风台阶、凹槽、燃料喷射等方面的因素对超音速燃烧室流场和性能的影响。为燃烧室结构设计与设计参数选择提供了参考。针对两种结构的超音速燃烧室,将数值模拟结果与现有实验数据进行了分析比较,以研究面积扩张和背风台阶的影响。研究表明:本文采用的数值模拟方法可以较好地模拟超音速燃烧室流场和性能;在总扩张角一定的条件下,双面扩张结构的燃烧室性能较单面扩张的占优势;在台阶高度一定的条件下,单台阶结构的燃烧室具有更好的燃烧性能。
王慧[8]2006年在《超音速燃烧剪切流动数值研究》文中认为超音速流动状态下的高效燃烧过程是研制超燃冲压发动机最重要也是难度最大的关键技术之一。为了细致分析燃烧室结构和流动进口参数对超燃的作用关系,必须细化研究超音速流场的波系结构和燃气温度对化学反应放热过程的影响。本文针对超燃冲压发动机推进系统,发展了用于超音速燃烧的计算程序,用来进行碳氢燃料剪切流动过程超燃流场的数值模拟。建立二维可捕捉激波的高精度冷态模型。采用NND差分格式离散对流项,时间迭代采用龙格库塔法,计算结果与实验值和解析解一致吻合。并比较了数值精度对流场模拟精度的影响和喉道壁面网格的圆弧度处理对流动损失的影响。证明了程序的可靠性。为细致分析超音速湍流燃烧流场的剪切流动及化学反应过程,针对超音速燃烧机理进行了深入的文献调研。确定超高音速飞行器碳氢类推进剂的简化化学反应机理,乙烯作为裂解产物在小分子烃中含量居多。引入Baldwin-Lomax代数方程模型、用于剪切层的普朗特混合长度湍流模型和阿累尼乌斯有限速率化学反应燃烧模型。通过对“双燃室”结构的数值模拟,将壁面压力值与实验值对比,其计算值较好地符合了实验值。对比两种不同工况燃烧室内的燃烧状况,深入认识了不同来流条件对超音速燃烧状况的影响。其主要结论有:剪切流动可以提高空气与燃气的扩散掺混强度。对于压力差很大的两股气流,所形成的压缩波系的结构可以增加燃气驻留时间,提高燃烧稳定性;为了提高扩散燃烧的效率,在保证能放热的化学反应温度范围之内,应适当提高燃气及空气的来流入口温度;燃气喷嘴应居于燃烧室轴线上,是改进超音速燃烧室结构的一种思路。可以大面积增加燃气与空气的接触面积和燃气进入空气场的扩散空间。采用预测的流动参数分布云图分析了波系结构,从化学组分的浓度分布判断燃烧状况的好坏,从而为改善优化燃烧室结构提供理论依据。
俞刚, 范学军[9]2013年在《超声速燃烧与高超声速推进》文中提出50多年的努力和曲折经历证明了超声速燃烧冲压发动机概念的可行性.本文对影响超燃冲压发动机技术成熟的主要因素作了扼要的分析.高超声速推进的首要问题是净推力,利用超声速燃烧获得推力遇到各种实际问题的制约,它们往往互相牵制.几次飞行试验表明高超声速飞行需要的发动机净推力仍差强人意,液体碳氢燃料(煤油)超燃冲压发动机在飞行马赫数5上下的加速和模态转换过程,成为高超声速吸气式推进继续发展的瓶颈.研究表明,利用吸热碳氢燃料不仅是发动机冷却的需要也是提高发动机推力和性能的关键举措,燃料吸热后物性改变对燃烧性能的附加贡献对超燃冲压发动机的净推力至关重要.当前,实验模拟技术和测量技术相对地落后,无法对环境、尺寸和试验时间做到完全的模拟.计算流体动力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)逐渐成为除实验以外唯一可用的工具,然而,超声速燃烧的数值模拟遇到湍流和化学反应动力学的双重困难.影响对发动机的性能作正确可靠的评估.提出双模态超燃冲压发动机模态转换、吸热碳氢燃料主动冷却燃料催化裂解与超声速燃烧耦合、燃烧稳定性、实验模拟技术与装置、内流场特性和发动机性能测量、数值模拟中的湍流模型、煤油替代燃料及简化机理等研究前沿课题,和未来5~10年重点发展方向的建议.
李朗[10]2015年在《一种向低速域扩展的化学反应流动数值模拟研究》文中指出超燃冲压发动机燃烧室内充满着激波、旋涡、点火与燃烧以及激波／边界层相互作用和分离流动等复杂现象,燃烧室内既有核心区域的超音速流动,又有边界层或凹腔区域的亚音速(低速)流动。航空涡轮发动机燃烧室不仅几何结构复杂,带有旋流和回流等复杂物理化学现象,而且内流道兼含可压缩和不可压缩流的双重特征。数值方法为揭示发动机燃烧室流场的详细特征而发挥了越来越重要的作用,尤其在研制初始阶段,能为澄清新机理和发动机选型提供有效依据。本文围绕超燃冲压发动机及航空涡轮发动机燃烧流场进行了研究。基于传统叁维多组分Navier-Stokes方程,采用预处理方法,针对气态燃料燃烧流场,利用高阶AUSM+-up格式、LU-SGS隐式时间推进方法、有限体积法及有限速率化学反应模型等发展了一套从低速流动到超音速流动的统一求解方法和高效、高精度大规模并行计算CFD软件平台。在神威机群上对有无预处理程序进行了多方面的算例验证后,对超燃冲压发动机及航空涡轮发动机燃烧室内部流场开展了较为细致的数值研究,并将数值模拟结果与有关实验数据进行了对比和分析,为超燃冲压发动机及航空涡轮发动机燃烧室的机理研究和型号设计提供依据。本文主要工作总结如下：发展了一套能够求解从低速到超音速化学反应流动的大规模并行程序。通过在叁维多组分控制方程伪时间项施加自行推导的基于压力、速度及温度为原始变量的预处理矩阵,基于有限体积法,空间无粘通量采用AUSM+-up分裂格式,时间推进采用LU-SGS隐式时间推进方法,化学反应燃烧模型采用有限化学速率进行求解。算例验证结果表明本文发展的高精度并行程序能够有效地求解全速域化学反应流动问题,使得原有计算能力拓展到能覆盖低速的能力。对矩形截面直连式超燃冲压发动机模型在不同当量比、不同注油分布条件下的燃烧流场进行了数值模拟,获得了燃烧室流场的详细结构。结果表明,当量比不同会显着地改变燃烧的点火机制、反应区域,最终影响燃烧性能。针对本文构型发现壁面横向喷油火焰稳定模式主要有射流回流区稳焰模式、凹槽回流区稳焰模式及射流回流区和凹槽回流区共同稳焰模式；对平板隔板超音速混合层燃烧特性进行了考察分析,发现超音速混合燃烧流场存在强烈的非定常性,流场中波系结构等呈现振荡特性,振荡主要发生在流场的中上层。剧烈的燃烧导致反压对下层空气入口压力产生扰动。对单头部航空涡轮发动机燃烧室进行了数值模拟,得到了详细的流场结构,并与实验数据进行了比较,显示本文发展的计算程序能充分利用传统求解可压缩流的理论来求解低速流动。数值模拟结果可以为航空发动机燃烧室的优化设计和理论研究提供有力的支撑依据,可以为分析燃烧室的燃烧性能提供详实的信息。本文的研究表明,发展的大规模并行计算程序能够很好地用来模拟超燃冲压发动机及航空涡轮发动机内部的燃烧流场,可以给出模型发动机燃烧流场的详细特征和相关的性能分析,并具有较高的计算效率和精度。
参考文献：
[1]. 水组分对超燃冲压发动机燃烧室性能的影响[D]. 李卫强. 西北工业大学. 2006
[2]. 超音速燃烧冲压发动机燃烧室数值模拟[D]. 王兰. 西北工业大学. 2001
[3]. 超声速内外流干扰的数值方法研究及其实验验证与应用[D]. 周松柏. 国防科学技术大学. 2009
[4]. 超燃燃烧室凹槽流动特性研究[D]. 肖隐利. 西北工业大学. 2005
[5]. 双模态冲压发动机燃烧室碳氢燃料凹槽火焰稳定性研究[D]. 刘欧子. 西北工业大学. 2006
[6]. 双模态超燃冲压发动机燃烧室数值模拟[D]. 王靛. 西北工业大学. 2004
[7]. 突扩型超音速燃烧室结构设计研究[D]. 曹玉吉. 西北工业大学. 2006
[8]. 超音速燃烧剪切流动数值研究[D]. 王慧. 清华大学. 2006
[9]. 超声速燃烧与高超声速推进[J]. 俞刚, 范学军. 力学进展. 2013
[10]. 一种向低速域扩展的化学反应流动数值模拟研究[D]. 李朗. 中国科学技术大学. 2015
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