超声速横向射流强化混合数值模拟研究
发布时间：2021-03-05 16:23
燃料在超燃冲压发动机燃烧室中的注入与混合过程时间非常短,因此实现燃料/空气的快速高效混合成为超燃冲压发动机发展的关键技术之一。燃料壁面入射是通过横向注入燃料与空气相互作用,以此提高燃料/空气的混合效率,逐渐成为超燃冲压发动机内超声速燃烧的研究热点之一。本文基于OpenFoam计算流体力学平台的rhoCentralFoam求解器,运用雷诺平均方法（RANS）研究了被动与主动两种强化混合方式对超声速横向射流流场混合效率和总压损失的影响,具体工作如下:（1）开展了超声速横向对冲氢气射流无化学反应流场混合的模拟研究,比较不同射流动量通量比以及射流角度对流场结构的影响。模拟结果表明:与单侧孔氢气射流相比,对冲氢气射流流场激波结构与大尺度涡结构增强,反射激波导致射流羽流发生弯折并强化燃料射流与主流空气。射流动量通量比较高的工况,射流惯性比较大,射流的穿透高度更大,但混合效率降低。射流入射角度影响流场反向旋转涡对（Counter-rotating Vortex Pairs,CVP）结构位置,当射流入射角为90°时,大尺度CVP结构强度达到最大,有利于促进燃料/空气的相互混合;（2）无质量压力脉冲激励...
【文章来源】：中国科学技术大学安徽省 211工程院校 985工程院校
【文章页数】：60 页
【学位级别】：硕士
【部分图文】：
图１．１冲压发动机结构示意图（Ｆｕｒｅｂｙ?２０１２）??
Ｈ２?ｉｎｊｅｃｔｏｒｓ?Ｃｏｍｂｕｓｆｏｒ（ＤＣ）??Ｌ＾Ｏ．６００?ｍ??（ａ）日本ＮＡＬ燃烧室：支架射流（Ｂｅｒｇｌｕｎｄ?Ｍ?ｅｔ?ａｌ．，?２０１０）??１?Ｐｔｐｐ?．??？?Ｓｕｒｆａｃｅ?ｈｅａｔ?ｆｌｕｘ??Ｉ?？？？？？？？？？？參？?？??！?????？?Ｓｕｒｆａｃｅ?Ｄｒｅｓｓｕｒｅ??ｂｌｅｅｄ?Ｔ?Ｈ２?ｐｏｒｔｈｏｌｅ?ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ??（ｂ）美国Ｈｙｓｈｏｔｌｌ燃料进入系统：壁面射流（Ｆｕｒｅｂｙ?Ｃ?ｅｔ?ａｌ．，?２０１１）??图１．２燃料的两种进入方式示意图??超声速燃烧冲压发动机燃烧室内的流动、掺混和燃烧的机理研究有赖于实验??测量技术和数值模拟技术的发展。近年来非接触测量技术得到了较大发展，如粒??子图像测速技术（ＰＩＶ?）?（?Ｂｅｒｅｓｈ，２００５?）、平面激光诱导焚光技术（ＰＬＩＦ?）?（ＭｃＭｉｌｌｉｎ，??１９９４）、纹影技术（Ｓａｎｔｉａｇｏ?Ｊ?Ｇｅｔ?ａｌ．，１９９７）等，使得超声速燃烧室内的流尝??组分和温度、激波／混合层相互作用的测量结果更加准确。此外，随着计算流体力??２??
为主，对固体燃料的研宄很少。吕仲等人设计并验证了不同进气方式??的发动机，实验结果证明了固体燃料冲压发动机的可行性。李轩通过在发动机燃??烧室中放置了增加扰流的结构装置提高了燃料的效率。??１．２．２超声速横向射流流场结构??高超声速飞行器中的超声速横向射流广泛存在于火箭推力矢量控制和超燃??冲压发动机等工程应用中，是航空航天工程领域的一个具有挑战性的流体动力学??问题。Ｂｅｎ－Ｙａｋａｒ等（Ｂｅｎ－ＹａｋａｒＡｅｔａｌ．，２００１）对超声速横侧射流流场结构进行??了深入分析研宄，图１．４给出了超声速横侧射流与主流相互作用产生的大尺度流??场结构。初始燃料射流速度为声速，属于欠膨胀射流，进入流场后发生普朗克－迈??耶膨胀，同时在超声速来流空气的作用下并沿主流偏转。同时射流从燃料孔注入??流场，在射流边界处扩展到大气压，射流边界上的恒定压力使其向射流中轴线弯??曲，从而产生桶形激波与马赫盘。由于速度的差异，射流对超声速主流起到了阻??碍作用，并在入射孔前产生了弓形激波。入射孔上游湍流边界层在弓形激波的作??用下开始分离，产生Ｉ激波，并形成一个小的分离区。分离区向下游发展成为马??蹄涡。在射流下游位置还存在反向旋转涡对（ＣＶＰ）结构以及壁面附近的旋转涡??对（ｔｒａｉｌｉｎｇ?ｃｏｕｎｔｅｒ－ｒｏｔａｔｉｎｇ?ｖｏｒｔｅｘ?ｐａｉｒｓ，ＴＣＶＰ）结构，这些非常复杂的激波和润??旋结构有助于促进射流与空气的混合。??ＬａＲ￡￡－ＳｃａＬ￡??ＳｔｒｗｔｏｉｅｓＭａｃｈ?Ｄｊｓｋ?ａ??ｍ＞，?／Ａ＂?…??Ｂｏ？?Ｓｈｏｃｋ?Ｘ；?Ｔ?Ｃｏｕｍｉ＾－Ｒｏｔａｔｉｍ；??畚?＼?＼?＼?Ｖ?ｏｒｔｉ：ｘ?Ｐａｉｒ?（
【参考文献】：
期刊论文
[1]采用固体燃料的超燃冲压发动机研究进展[J]. 吕仲,夏智勋,刘冰,刘元春. 航空动力学报. 2016(08)
[2]Large eddy simulation of hydrogen/air scramjet combustion using tabulated thermo-chemistry approach[J]. Cao Changmin,Ye Taohong,Zhao Majie. Chinese Journal of Aeronautics. 2015(05)
[3]固体火箭超燃冲压发动机性能数值模拟研究[J]. 李轩,马利锋,赵永涛,杨玉新,董新刚. 弹箭与制导学报. 2014(01)
[4]Numerical research on mixing characteristics of different injection schemes for supersonic transverse jet[J]. LEE ChunHian. Science China（Technological Sciences）. 2011(04)
[5]中国超燃冲压发动机研究回顾[J]. 刘兴洲. 推进技术. 2008(04)
[6]超燃冲压发动机研究综述[J]. 贺武生. 火箭推进. 2005(01)
[7]超燃冲压发动机技术[J]. 刘小勇. 飞航导弹. 2003(02)
博士论文
[1]超声速横向射流混合与燃烧的大涡模拟研究[D]. 赵马杰.中国科学技术大学 2018
[2]超声速燃烧中可压缩湍流燃烧模型研究[D]. 曹长敏.中国科学技术大学 2015
[3]超燃冲压发动机多凹腔燃烧室燃烧与流动过程研究[D]. 潘余.国防科学技术大学 2007
[4]超燃冲压发动机燃烧室工作过程理论和试验研究[D]. 余勇.国防科学技术大学 2004
硕士论文
[1]固体火箭超燃冲压发动机工作特性研究[D]. 吕仲.国防科学技术大学 2012
本文编号：3065496
【文章来源】：中国科学技术大学安徽省 211工程院校 985工程院校
【文章页数】：60 页
【学位级别】：硕士
【部分图文】：
图１．１冲压发动机结构示意图（Ｆｕｒｅｂｙ?２０１２）??
Ｈ２?ｉｎｊｅｃｔｏｒｓ?Ｃｏｍｂｕｓｆｏｒ（ＤＣ）??Ｌ＾Ｏ．６００?ｍ??（ａ）日本ＮＡＬ燃烧室：支架射流（Ｂｅｒｇｌｕｎｄ?Ｍ?ｅｔ?ａｌ．，?２０１０）??１?Ｐｔｐｐ?．??？?Ｓｕｒｆａｃｅ?ｈｅａｔ?ｆｌｕｘ??Ｉ?？？？？？？？？？？參？?？??！?????？?Ｓｕｒｆａｃｅ?Ｄｒｅｓｓｕｒｅ??ｂｌｅｅｄ?Ｔ?Ｈ２?ｐｏｒｔｈｏｌｅ?ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ??（ｂ）美国Ｈｙｓｈｏｔｌｌ燃料进入系统：壁面射流（Ｆｕｒｅｂｙ?Ｃ?ｅｔ?ａｌ．，?２０１１）??图１．２燃料的两种进入方式示意图??超声速燃烧冲压发动机燃烧室内的流动、掺混和燃烧的机理研究有赖于实验??测量技术和数值模拟技术的发展。近年来非接触测量技术得到了较大发展，如粒??子图像测速技术（ＰＩＶ?）?（?Ｂｅｒｅｓｈ，２００５?）、平面激光诱导焚光技术（ＰＬＩＦ?）?（ＭｃＭｉｌｌｉｎ，??１９９４）、纹影技术（Ｓａｎｔｉａｇｏ?Ｊ?Ｇｅｔ?ａｌ．，１９９７）等，使得超声速燃烧室内的流尝??组分和温度、激波／混合层相互作用的测量结果更加准确。此外，随着计算流体力??２??
为主，对固体燃料的研宄很少。吕仲等人设计并验证了不同进气方式??的发动机，实验结果证明了固体燃料冲压发动机的可行性。李轩通过在发动机燃??烧室中放置了增加扰流的结构装置提高了燃料的效率。??１．２．２超声速横向射流流场结构??高超声速飞行器中的超声速横向射流广泛存在于火箭推力矢量控制和超燃??冲压发动机等工程应用中，是航空航天工程领域的一个具有挑战性的流体动力学??问题。Ｂｅｎ－Ｙａｋａｒ等（Ｂｅｎ－ＹａｋａｒＡｅｔａｌ．，２００１）对超声速横侧射流流场结构进行??了深入分析研宄，图１．４给出了超声速横侧射流与主流相互作用产生的大尺度流??场结构。初始燃料射流速度为声速，属于欠膨胀射流，进入流场后发生普朗克－迈??耶膨胀，同时在超声速来流空气的作用下并沿主流偏转。同时射流从燃料孔注入??流场，在射流边界处扩展到大气压，射流边界上的恒定压力使其向射流中轴线弯??曲，从而产生桶形激波与马赫盘。由于速度的差异，射流对超声速主流起到了阻??碍作用，并在入射孔前产生了弓形激波。入射孔上游湍流边界层在弓形激波的作??用下开始分离，产生Ｉ激波，并形成一个小的分离区。分离区向下游发展成为马??蹄涡。在射流下游位置还存在反向旋转涡对（ＣＶＰ）结构以及壁面附近的旋转涡??对（ｔｒａｉｌｉｎｇ?ｃｏｕｎｔｅｒ－ｒｏｔａｔｉｎｇ?ｖｏｒｔｅｘ?ｐａｉｒｓ，ＴＣＶＰ）结构，这些非常复杂的激波和润??旋结构有助于促进射流与空气的混合。??ＬａＲ￡￡－ＳｃａＬ￡??ＳｔｒｗｔｏｉｅｓＭａｃｈ?Ｄｊｓｋ?ａ??ｍ＞，?／Ａ＂?…??Ｂｏ？?Ｓｈｏｃｋ?Ｘ；?Ｔ?Ｃｏｕｍｉ＾－Ｒｏｔａｔｉｍ；??畚?＼?＼?＼?Ｖ?ｏｒｔｉ：ｘ?Ｐａｉｒ?（
【参考文献】：
期刊论文
[1]采用固体燃料的超燃冲压发动机研究进展[J]. 吕仲,夏智勋,刘冰,刘元春. 航空动力学报. 2016(08)
[2]Large eddy simulation of hydrogen/air scramjet combustion using tabulated thermo-chemistry approach[J]. Cao Changmin,Ye Taohong,Zhao Majie. Chinese Journal of Aeronautics. 2015(05)
[3]固体火箭超燃冲压发动机性能数值模拟研究[J]. 李轩,马利锋,赵永涛,杨玉新,董新刚. 弹箭与制导学报. 2014(01)
[4]Numerical research on mixing characteristics of different injection schemes for supersonic transverse jet[J]. LEE ChunHian. Science China（Technological Sciences）. 2011(04)
[5]中国超燃冲压发动机研究回顾[J]. 刘兴洲. 推进技术. 2008(04)
[6]超燃冲压发动机研究综述[J]. 贺武生. 火箭推进. 2005(01)
[7]超燃冲压发动机技术[J]. 刘小勇. 飞航导弹. 2003(02)
博士论文
[1]超声速横向射流混合与燃烧的大涡模拟研究[D]. 赵马杰.中国科学技术大学 2018
[2]超声速燃烧中可压缩湍流燃烧模型研究[D]. 曹长敏.中国科学技术大学 2015
[3]超燃冲压发动机多凹腔燃烧室燃烧与流动过程研究[D]. 潘余.国防科学技术大学 2007
[4]超燃冲压发动机燃烧室工作过程理论和试验研究[D]. 余勇.国防科学技术大学 2004
硕士论文
[1]固体火箭超燃冲压发动机工作特性研究[D]. 吕仲.国防科学技术大学 2012
本文编号：3065496
本文链接：https://www.wllwen.com/kejilunwen/hangkongsky/3065496.html
