铝粉燃烧诱导激波现象的数值模拟与实验研究

以数值模拟和实验对悬浮铝粉中火焰诱导激波现象进行了研究。基于双流体模型，分别采用ＴＶＤ格式和ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ格式计算气相和颗粒相流场，采用阵面跟踪法处理火焰间断，对火焰诱导激波现象进行了数值模拟。实验在大型卧式燃烧管中进行，得到了火焰传播过程中流场参数的变化规律及压缩波向激波的转换过程。数值计算结果与实验结果相吻合，揭示了燃烧诱导激波现象的内在规律。     

超音速燃烧室煤油强迫点火试验研究

利用氢氧燃烧加热脉冲风洞, 探索了在超音速燃烧室进口Ma=2、总温T0＝960～1 420K条件下,使煤油实现点火和稳定燃烧的方法.分别使用火花塞+先锋氢火焰、火花塞+先锋乙稀火焰,完成了壁面喷射方式的超燃燃烧室煤油点火与稳定燃烧直连式实验,实现了煤油的强迫点火和稳定燃烧.研究表明,在燃烧室进口Ma=2、总温T0＝960K时,采用火花塞辅助氢气点火可实现煤油的点火和燃烧.     

凹腔火焰稳定器布置方式对超声速燃烧点火的影响

在来流马赫数2．64、总温1300K、静压83．3kPa的条件下,通过在燃烧室内安装不同数目的凹腔火焰稳定器来改变燃烧室构型．研究了火花塞点燃氢气、氢气引导火焰点燃煤油、煤油和氢气燃烧火焰点燃更多煤油和煤油稳定燃烧过程。结果表明,小扩张角段更易实现点火;异侧布置的两个凹腔,即使一侧凹腔上未喷射燃料,也具有增强点火和火焰稳定作用;同侧布置两凹腔距离过近不利于点火;燃料着火能力随凹腔数目的增多而增强。     

支板构型对煤油/空气混合影响数值分析

为研究支板尾部结构对煤油/空气混合特性的影响,采用离散相模型对五种支板-凹腔构型的超燃燃烧室进行数值仿真,得到了对应煤油分布、涡结构和总压损失情况.结果表明,交错斜坡支板和交错楔形支板均能提高煤油组分混合效率,但也带来较大的阻力和总压损失;楔形块数少的支板更容易产生尺度大且能量大的流向涡,可有效扩展可燃混合区范围;楔形块数多的支板有利于促进近场的小尺度混合,但在远场的大尺度混合不占优势.     

支板构型对煤油/空气混合影响数值分析

为研究支板尾部结构对煤油/空气混合特性的影响,采用离散相模型对五种支板-凹腔构型的超燃燃烧室进行数值仿真,得到了对应煤油分布、涡结构和总压损失情况.结果表明,交错斜坡支板和交错楔形支板均能提高煤油组分混合效率,但也带来较大的阻力和总压损失;楔形块数少的支板更容易产生尺度大且能量大的流向涡,可有效扩展可燃混合区范围;楔形块数多的支板有利于促进近场的小尺度混合,但在远场的大尺度混合不占优势.     

激波诱导火焰变形的二维数值模拟

利用改进的Van Leer格式,通过求解带化学反应的Euler方程,对甲烷/空气混合物中激波诱导火焰变形的过程进行了数值模拟,使用了甲烷/空气详细化学反应机理及其热力学和动力学数据.根据计算结果,讨论了激波掠过火焰时的变形过程,以及激波作用下火焰中组分的浓度和净反应生产速率的变化关系.结果表明,火焰在激波作用下可分叉形成λ波,并进一步发展为球形激波,最终被压缩弯曲,而燃烧的化学反应过程发生在火焰与未燃物质的环形交界面上.     

碳氢燃料超燃冲压发动机燃烧室流场数值模拟综述

概述了碳氢燃料超燃冲压发动机燃烧室火焰稳定方式,对煤油、乙烯、甲烷燃料的超燃燃烧室流场数值模拟进行了综述,并根据流场数值模拟结果分析了相应的流动机理,描述了碳氢燃料敏感性研究。     

带并联凹腔的超燃燃烧室数值研究

采用离散相模型对带并联凹腔结构的煤油超燃燃烧室进行数值模拟,分析了正对并联凹腔和交错并联凹腔对支板直接喷入煤油的燃烧室燃烧性能的影响.结果表明,并联凹腔会使煤油进一步向展向扩展,混合效率得到明显提高;正对并联凹腔能极大提升煤油的穿透深度,拓宽煤油的亚声速燃烧范围,而对燃烧条件下总压损失系数影响不大;交错并联布置的凹腔可进一步增加煤油的混合效果,热力喉道的位置后移,亚声速燃烧范围扩大,燃烧效率提高.     

温度和压力对煤油燃烧反应诱导时间的影响

煤油作为航空航天发动机的理想燃料,其点火特性对动力装置的研制至关重要。本文开发了等容绝热燃烧的化学动力学计算软件,可进行包含准总包反应的燃烧机理计算。采用8组分19步反应计算了氢-空气燃烧,采用10步准总包简化反应机理计算了煤油-空气燃烧,计算结果与实验结果符合较好。计算了不同初温和压力条件下煤油的反应诱导时间,结果表明,初温和压力对煤油反应诱导时间的影响都很大;温度和压力的提升会使反应诱导时间迅速缩短;初始压力为18 MPa时反应诱导时间只有5. 3μs,而101. 325 kPa时的反应诱导时间长达800μs。     

冲压加速器非平衡流动数值模拟

采用改进的流动顶与化学反应生成源项解耦处理的化学非平衡流动计算方法，从薄层近似N－S方程出发，采用ENO差分格式和7组分8反应机理，数值模拟了超声速冲压加速器在H2／Air预混合气体中激波诱导燃烧流场。计算结果与文献进行比较符合得很好，验证了计算方法的有效性，在此基础上，采用13组分32反应CH4／Air机理，对冲压加速器在组分摩尔数为2O2＋3CH4＋10N2的预混合气体中激波诱导燃烧流场进行数值模拟，计算表明新的计算方法可以用于碳氢燃料的超声速燃烧流动模拟。     

双燃烧室冲压发动机富油燃气超声速燃烧数值模拟

文中对双燃烧室冲压发动机主燃室中富油燃气超声速燃烧进行了数值模拟。在模拟飞行马赫数6情况下,研究了亚燃室出口燃气马赫数、压力及燃气与超燃进气道出口热空气的压力匹配程度等多种因素对流场的影响。结果表明．保持热空气马赫数不变,燃气马赫数越低。混合层增长越快;燃烧促进了混合层增长,燃气马赫数较高时．燃烧对混合层增长的促进作用受到抑制;来流压力不匹配程度越大,流场波系越强．混合层和激波相互作用后偏折越厉害;燃气／空气压力比小于1时,混合层和燃烧释热区均有所增大。     

固体燃料超燃冲压发动机燃烧室的数值仿真

基于一种固体燃料超燃冲压实验发动机的实验数据,使用数值模拟软件分别对超燃冲压发动机燃烧室的初始状态以及启动后的燃烧流动进行数值模拟。采用用户自定义函数方式给定PMMA燃料进口边界。数值模拟结果显示:燃烧室流场特性分布符合理论分析;燃烧室固体燃料壁面的燃料退移速率与实验数据有一定差异,但是整个燃面沿轴向的燃速分布规律与实验值近似;沿轴向的燃面附近的压力分布与实验结果较为吻合。研究结果表明:该数值计算模型较为合理,对固体燃料超燃冲压发动机的理论研究具有一定参考价值。     

超燃冲压发动机燃烧室准一维建模与分析

为了研究超燃冲压发动机燃烧室内气流变化规律,通过影响系数法,建立了超燃冲压发动机的准一维模型,该模型考虑了燃料质量添加、壁面传热、截面变化、壁面摩擦等影响因素,同时给出了燃烧室3种模态转换的边界条件。以单模块超燃冲压发动机为研究对象,仿真分析了超燃无激波模态和超燃斜激波模态下燃油当量比、攻角等参数对燃烧室气流参数的影响,结果表明,气流马赫数随当量比的增大、攻角的增大而减小。所建立的模型可为超燃冲压发动机总体设计及性能分析提供一种快速分析的手段。     

凹腔对含硼固体火箭超燃冲压燃烧特性的影响

凹腔常用来增强超燃冲压发动机中空气与燃气掺混、提升火焰稳定性及燃烧效率,然而超音速燃烧室内的燃气流场特性依赖于凹腔结构及其分布。为优化凹腔结构及其分布,提升固体火箭超燃冲压发动机补燃室内的燃烧性能,采用数值方法计算分析凹腔长深比、后倾斜角对含硼固体火箭超燃冲压发动机燃烧特性的影响。计算结果表明：在凹腔长度不变时,取凹腔长深比分别为5.00、3.75、3.00、2.50、2.18、1.85、1.67,硼颗粒燃烧效率与比冲随着长深比减小先增大、后减小,在长深比为1.85时最大;当凹腔长深比为1.85、凹腔后倾角从90°变化到175°时,随着凹腔后倾角增加,硼颗粒燃烧效率增加,175°时燃烧效率最大,但其总压恢复系数及比冲最小,比冲在165°时最高。     

强激波与超声速混合层相互作用的大涡模拟

基于大涡模拟数值方法,文中研究了具有双燃烧室冲压发动机超声速燃烧室工程背景的二维超声速混合层与激波相互作用的情况.强激波入射在混合层上,使当地混合层增长加快,但在下游位置,拟序结构对平均流湍动能的吸收达到饱和,阻碍了混合层增长;超声速气流绕楔流动产生的激波角越大,更大强度的激波入射到混合层上,使其向上偏折更厉害;激波与有反应超声速混合层作用的流场,相对于无激波的燃烧流场,化学反应强度要大很多.     

基于预爆轰点火方式的连续旋转爆轰发动机起爆过程分析

为深入了解预爆轰式连续旋转爆轰发动机点火起爆机理,基于连续旋转爆轰发动机试验平台进行了一系列预爆轰管点火试验和连续旋转爆轰发动机点火起爆试验研究,基于OpenFOAM开展了预爆轰管内初始爆轰波进入发动机环形燃烧室传播过程的数值模拟研究.结果表明:试验研究中,初始爆轰波进入环形燃烧室后波峰压力值迅速降低,爆轰波膨胀解耦并...     

扰流片对驻涡燃烧室性能影响的研究

为了研究含扰流片的驻涡燃烧室燃烧及内部流动性能,对不同扰流片的个数和进口速度的燃烧室的燃烧情况进行数值模拟,分析燃烧室燃烧时的流场分布、温度分布、总压损失以及燃烧效率。结果表明：扰流片能够增强燃气的掺混和热交换,可以极大的提高燃烧室的燃烧效率（最高可达99．99％）,改善出口温度分布;随着扰流片个数和入口速度的增加,总压损失和燃烧效率都逐渐增大;当扰流片为四个时,燃烧室流场稳定,燃烧效率高且温度分布均匀。     

涡轮机壅塞式燃烧室燃烧数值仿真

为了研究涡轮机燃烧室的实现形式并通过仿真验证其工作性能,提出了一种既能实现三组元推进剂稳定燃烧,又能满足涡轮机在低工况时较低进气压力要求的新型壅塞式燃烧室方案,并基于计算燃烧动力学方法对该燃烧室方案的工作特性进行了数值仿真。仿真结果表明,在多种工况条件下,燃烧室三组元推进剂燃烧完全,三组元中的水完全蒸发,燃烧室流场分布合理,喷嘴环前压力满足涡轮机进气要求。该方案及仿真结果可供三组元推进剂涡轮机燃烧室工程研制参考。     

超声速燃烧室燃烧压力影响因素试验研究

采用试验研究的方法．在模拟飞行高度25km、来流马赫数6的情况下．在直连式试验台上对超燃冲压发动机燃烧室压力影响因素进行了初步研究。结果表明．燃料喷射位置的变化,改变了燃烧室内的放热区域,从而影响了燃烧室内的压力分布;在一定燃料当量比范围内．当量比越大燃烧室压力越高,但是当量比与燃料喷注压降耦合影响压力分布;在燃烧室后段设置深凹腔有利于提高燃烧室压力。