基于火焰面模型的超声速两相燃烧数值模拟方法研究

发布时间：2020-06-26 08:55

【摘要】：超燃冲压发动机作为高速飞行器的动力装置,受到世界各国的广泛关注和重视,其在军事战略和未来的空天飞行器领域有着重要的战略意义。本文主要从数值仿真的角度研究超燃冲压发动机的工作过程。其中主要涉及基于火焰面模型发展起来的燃烧模型和多尺度两相流模型的改进与应用。(1)首先根据火焰面的基本思想,建立了考虑可压缩修正的FGM模型,并生成了能够考虑层流和湍流燃烧的火焰面数据库,在此基础上,分别对支板和凹腔结构的超燃流场进行了数值模拟,验证了该燃烧模型的可行性和适用性,计算结果表明,改进后的FGM模型可捕捉到火焰托举现象,更适合于部分预混燃烧,发现凹腔内的激波、边界层和剪切层互相影响,将凹腔的高温引到主流区,可以促进燃烧。(2)针对超燃中液态燃料破碎和雾化的两相问题,分别采用VOF模型、LPT方法和可压缩修正的K-H/R-T二次破碎模型对超声速条件下横向射流雾化过程进行数值研究,发现VOF模型在喷注的近场区与试验结果相吻合,但对稀疏相区的精度低,LPT方法与之相反,可压缩修正的K-H/R-T模型得到的穿透深度、液滴直径和液雾展向分布优于原模型。(3)提出了将VOF模型与LPT方法相耦合的方法,模拟液态燃料喷注雾化过程的多尺度变化过程,并与水横向射流实验进行对比验证,结果表明,本文提出的多尺度耦合算法,可以准确地捕捉射流初期的连续相和破碎过程中产生的离散相的分布,实现了用数值模拟的方法描述雾化的多尺度变化过程,此外发现,增加射流的湍流度可以增加气流界面表面波的不稳定性,使小液滴更早地从液柱上剥离下来。(4)利用火焰面模型结合LPT算法,对超声速条件下双凹腔结构和支板/凹腔组合结构的煤油燃烧进行了数值模拟,验证了火焰面模型在超声速两相燃烧中的适用性,发现雾化、蒸发引起的点火延迟降低了主燃区的燃烧释热;后掠形支板与下游的凹腔相配合,能增强火焰稳定的效果;对于垂直布置的支板/凹腔组合构型,随着二者距离的增加,支板尾部的高温回流与凹腔的耦合作用减弱,不利于形成稳定的燃烧。通过本文的研究,表明了火焰面模型在超声速两相燃烧研究中、两相耦合算法在雾化的多尺度问题中的可行性,为进一步研究超声速条件下的两相燃烧过程打下基础。
【学位授予单位】：哈尔滨工程大学
【学位级别】：博士
【学位授予年份】：2018
【分类号】：V231.2
【图文】：

双模态超燃冲压发动机,工作过程,来源,结构示意图

飞行能力的动力装置，早已受到世界各国的广泛关注和重视。高超声略上有着巨大的威慑力，同时也可用作为未来的空天飞行器，在国家展战略中的潜力巨大。为了实现高超声速飞行，目前，美国、俄罗斯本等国家分别提出了高超声速推进技术方案，以超声速燃烧冲压发动发动机，Spersonic Combustion Ramjet, Scramjet）为主的组合式动力发并掌握超燃冲压发动机的关键技术，是实现高超声速飞行的必要前提战略意义[1-7]。背景与意义冲压发动机作为高超声速飞行器的动力装置，主要由进气道、隔离段组成（见图 1.1），其运动部件较少，结构较涡喷、涡扇发动机相对简可直接取自大气，在燃烧室中实现亚声速或超声速燃烧（以下简称超飞行中拥有更好的比冲，成本也比其他推进方式低，具有广阔的应用超燃冲压发动机的关键技术，是实现高超声速飞行的必要前提。

试验飞行器,高超声速,轰炸机

和 2005 年 9 月到 2013 年 5 月相继进行的 X51A[9, 10]（图1.2）四次试验，具有较大影响，激发了世界各国对高超飞行器的兴趣。除以上计划外，还有与昆士兰大学等机构合作的 HyShot[11, 12]计划，由美国空军研究实验室（Air ForceResearch Laboratory, AFRL）和澳大利亚国防科学技术部联合管理，NASA、德国航空航天中心（DLR）、英国 BAE 公司等参加，并由美国波音公司和澳大利亚昆士兰大学为主要承担单位的高超声速国际飞行研究试验(Hypersonic International Flight ResearchExperimentation, HIFiRE)计划[13]等。除美国外，俄罗斯 1987 年开展的冷（Kholod）项目实现了人类首次在飞行实验中的双模态转换，但随着苏联解体，在美国主导的新军事变革冲击以及本国经济的影响下，俄罗斯的高超声速技术研发进入低潮[14]；法国从 1992年提出了国家高超声速研究与技术计划（PREPHA），并突破了氢燃料双模态超燃冲压发动机关键技术[15]；德国借助其在空气动力学上的传统优势

【相似文献】