超燃冲压发动机燃烧室流场数值模拟

超燃冲压发动机燃烧室流场数值模拟（通用10篇）

篇1：超燃冲压发动机燃烧室流场数值模拟

超燃冲压发动机燃烧室流场数值模拟

对台阶和凹腔组合的超燃冲压发动机燃烧室结构进行了数值模拟分析.在冷态流场中,分析了组合结构流场特性和激波特点,同时对以氢气为燃料的燃烧室流场进行了数值模拟.模拟结果表明:台阶下游和凹腔处存在有利于燃烧和火焰稳定的回流区,能够增强凹腔卷吸的效果,从而可以增强燃料的.混合;在燃烧流场中,凹腔是火焰稳定的主要区域,燃烧效率较高,此结构能够很好地起到增强燃烧的作用.

作 者：杨事民 张建良 YANG Shi-min ZHANG Jian-liang 作者单位：南京航空航天大学无人机学院,南京,210016刊 名：航空发动机英文刊名：AEROENGINE年，卷(期)：35(4)分类号：关键词：超燃冲压发动机 燃烧室 数值模拟 双台阶结构 凹腔结构

篇2：超燃冲压发动机燃烧室流场数值模拟

超燃冲压发动机隔离段流场抗反压能力数值模拟

隔离段是双模态超燃冲压发动机实现双模态和模态转换的`一个重要部件,同时,它把进气道和燃烧室隔离开,以防止燃烧室高压干扰进气道,引起进气道不启动.为了更清楚地捕捉流道内复杂激波链,本文使用三阶精度迎风MUSCL格式,K-ω湍流模型,对隔离段进行了数值计算.考虑到燃烧室的不同结构,本文主要针对几种燃烧室结构模型中隔离段抗反压能力进行了计算比较分析,特别是台阶结构可以有效的缓解燃烧室压力对隔离段的影响.

作 者：杨事民 唐豪 黄h YANG Shimin TANG Hao HUANG Yue  作者单位：南京航空航天大学,能源与动力学院,南京,210016 刊 名：长春理工大学学报（自然科学版）  ISTIC英文刊名：JOURNAL OF CHANGCHUN UNIVERSITY OF SCIENCE AND TECHNOLOGY 年，卷(期)： 31(1) 分类号：V231.3 关键词：超燃冲压发动机   隔离段   数值模拟   燃烧室模型   激波链  

篇3：超燃雾化喷管内流场的数值模拟

微尺度喷管是微推进器中产生推力的重要部件。研究微喷管的流动特性对指导微推进器的设计和性能改进具有非常重要的意义。尺度的微型化会给喷管内流场模拟、喷管外形设计、流场测试以及推进性能的测试带来新困难。由于受到实验手段的限制,微喷管内流动的研究主要靠数值模拟来完成[2]。由于流场本身的复杂性,运用经典的空气动力学理论很难对其进行定量地分析和认识。但随着有限元理论的不断发展和对超音速流场的进一步研究,运用数值方法较为精确地分析超音速气流特性已成为可能。

本文应用FLUENT软件,选用风洞中的喷管作为模拟对象,对设计的实验喷管进行冷态数值模拟,并分析其中的流场;即通过实验设计给定的拉瓦尔喷管的几何形状,研究当改变入口压力时通过喷管的压力变化情况,验证所设计喷管的合理性,并分析了在喷管尾端底部加一个凹槽对气流的影响。

1模拟结果与分析

1.1喷管模型

本文在给定入口马赫数Ma=2,出口压力P2=1×105Pa,入口温度T0=300 K,入口截面积A2=6×10-4m2,入口压力P0=7.8×105Pa条件下,根据相应公式计算的结果,得到给定条件下的喷管结构形状如图1所示。

1.2 模拟结果与分析

1.2.1 拉瓦尔喷管设计的合理性

湍流出现在速度变动的地方,这种波动使得流体介质之间相互交换动量、能量和浓度变化,而且引起了数量的波动。本文湍流模型采用Spalart-Allmaras 模型,对于解决动力漩涡黏性,SA 模型是相对简单的方程,SA湍流模型可以成功地应用在内流计算中,并且具有很好的效果[3]。在FLUENT中,SA模型用在网格划分得不是很好时,这将是最好的选择。

在设计背压为1×105 Pa,T0为300 K,Ma为2的喷管时,其入口设计压力为7.8×105 Pa。下面验证选择7.8×105 MPa的合理性。对于本文针对入口压力进行比较,选入口压力分别为3.9×105 Pa,5.87×105 Pa,11.9×105 Pa,15.6×105 Pa的压力与7.8×105 Pa进行比较。本文选用空气作为模拟的工质,密度为1.225 kg/m3。各压力条件下模拟的喷管轴线方向压力变化结果如图2所示。

由图2分析得出,入口压力发别为3.9×105 Pa和5.87×105 Pa时,出口压力下降到了1×105 Pa以下, 则喷管出口将受到外部压力的阻碍,对喷管中的气体出流造成影响。喷管内气体膨胀到了比背压低的压力,即所谓的过度膨胀,这不利于喷管内气流的出流。因为气流在扩张段,气流速度增至超声速,然后在某一截面处产生冲击波,使压力跃升,气流速度急剧降至亚声速,再按扩压管方式升至背压流出喷管,此时流量仍等于设计流量,但冲击波产生截面的位置随背压的升高而逐渐向内迁移,直至喉部截面,因此,当喷管出口压力低于背压时,对喷管内的气流流动是不利的,因为发生冲击波的过程是不可逆过程,故应该避免发生这种情况[4]。入口压力为7.8×105 Pa时,出口压力下降。

到1×105 Pa,此时压力得到了完全膨胀。入口压力为11.9×105 Pa和15.6×105 Pa时,出口压力大于1×105 Pa,未得到完全膨胀,即膨胀不足。

由图3和图4可以看出,在设计的入口压力条件下,沿着喷管轴线方向,气流的速度在逐渐地增大,且在喷管喉部之前气流速度极剧地升高,而在通过喉部之后,气流速度开始缓慢地增加;与此同时由图5和图6看出,沿着喷管轴线方向,气流的马赫数也在逐渐增大,且在喉部之前马赫数迅速增大,而在通过喷管喉部之后,马赫数的增速开始放慢,这种情况与缩放喷管理论完全吻合[4]。

因此选择7.8×105 Pa作为进口压力而设计的拉瓦尔喷管是合理的,可以满足实验的要求。

1.2.2 增加深5 mm,长80 mm凹槽实验段的模拟分析

凹槽的流场特性决定了其在燃烧室方面的应用。在亚声速燃烧室中使用凹槽可以追溯到20世纪50年代。近几年,为了提高超燃冲压发动机的性能,超声速燃烧使用最具潜力的凹槽作为燃料喷射、混合和火焰稳定的方法。在超声速气流中,燃料与空气的混合效率很低,采用凹槽来提高混合效率是其中的一种方法。凹槽在超声速燃烧中的作用主要有两方面:(1) 增强混合,采用合理的燃料喷射方法,促使燃料与空气的混合,而使总压损失小;(2) 稳定火焰,在燃烧室温度、压强和化学当量比的较大范围内,维持燃烧[5]。肖隐利等人对采用乙烯燃料的超声速燃烧室流场进行了数值模拟研究。研究表明:在超声速燃烧室中采用凹槽,既可以增强燃料与来流的混合效果,提高燃烧效率,又可以实现燃烧室的可靠点火与火焰稳定[6]。

本文在喷管末端加一深度为5 mm,长度为80 mm的凹槽,模拟分析凹槽对喷管末端气流的影响,模拟结果如下所示。

由图7和图8可以看出压力随喷管方向逐渐降低。在实验段凹槽上游由于有突变, 产生膨胀波,导致压力降低,气流由于受到激波的作用压力下降速度增大。并且凹槽底部的压力比周围压力高,同时在凹槽的下游又有突变的过程和激波现象出现。即在凹槽上游和下游都有激波出现。

由图9和图10可以看出速度随喷管方向逐渐增大。在凹槽出现的区间与压力分析图相同都有激波现象出现。气流经过凹槽上游和下游激波时由于压力的突变降低,速度有增大的过程,而在凹槽底部的速度与周围相比较低。

由图11和图12可以看出温度随喷管方向逐渐降低。在凹槽上游和下游由于激波的作用温度突变下降,且凹槽底部温度与周围相比较高,凹槽上游激波的温度高于下游的温度。

通过对增加凹槽的喷管进行的模拟结果可以看出,在气流到达凹槽前端时,由于管道空间的突变,使得气流产生了激波,并造成了气流的压力、速度和温度发生震荡波动。总体来看凹槽的出现对喷管尾部的压力、速度和温度都有相对的提高并有利于尾部气流的扰动,从而有利于燃料的混合和燃烧。

2 结论

(1) 根据给定的初始条件,依据相关计算公式得到了设计拉瓦尔喷管的相关参数并得出了喷管的外形结构图;

(2) 运用数值模拟软件,对设计的拉瓦尔喷管的合理性进行了模拟验证,当气流经过喷管时压力,温度沿轴线方向降低,速度升高,采用的SA湍流模型能很好地模拟喷管内的流场,并得出该拉瓦尔喷管的设计是合理有效的;

(3) 对拉瓦尔喷管的尾端增加的凹槽进行了模拟研究,分析模拟结果得出尾部增加的凹槽有利于气流的扰动,从而有利于燃料充分混合和燃烧,能够提高喷管尾部出口的温度和压力。

摘要：对在给定条件下设计的拉瓦尔喷管进行了数值模拟分析和验证,分别采用进口压强为3.9×105 Pa、5.78×105 Pa、11.9×105 Pa和15.6×105 Pa的模拟结果与设计值7.8×105 Pa的模拟结果进行了比较,并得出设计的拉瓦尔喷管比较合理能够满足实验要求。同时模拟分析了在喷管末端增加一凹槽对喷管尾部气流的影响,研究表明凹槽的存在有利于气流的扰动,从而促进燃料的充分混合和燃烧。

关键词：拉瓦尔喷管,凹槽,数值模拟

参考文献

[1]张鹏,俞刚.超燃燃烧室一维流场分析模型的研究.流体力学实验与测量,2003;(17)1:88—92

[2]杨海威,赵阳.拉瓦尔型微喷管性能的DSMC模拟.固体火箭技术,2007;(30)2:106—109

[3]宁放飞,徐力平.spalart—Allmaras湍流模型在内流流场数值模拟中的应用.工程热物理学报,2001;22(3):304—306

[4]沈维道,蒋智敏,童钧耕.工程热力学.北京:高等教育出版社,2006

[5]刘欧子,胡欲立,蔡元虎,等.超声速燃烧凹槽火焰稳定的研究动态.推进技术.2003;24(3):469—473

篇4：超燃冲压发动机燃烧室流场数值模拟

自由射流超燃冲压发动机燃烧室流场对比计算研究

提出一种针对喷射的简化模型,拓展了二维/轴对称NS方程模型的适用范围.通过算例验证,显示出源项加质方法具有良好的.质量守恒性.针对文献中的实验进行了对比计算,结果表明,数值模拟与实验点符合得较好,验证了方法的可靠性.采用上述简化模型,针对化学反应过程与流动过程采用了耦合与解耦这两种方法,对放置在自由射流实验台上两种构型的缩比发动机燃烧室段进行了考虑化学反应流场模拟,得到了主要气动参数的分布图.研究了总压耙等测量装置对于流动的影响.计算结果表明,数值模拟所得到的壁面静压值与实验壁面压力符合得较好,并且为合理布置测量仪器提供了一定的参考.

作 者：王元光 徐旭 蔡国飙 WANG Yuan-guang XU Xu CAI Guo-biao 作者单位：北京航空航天大学,宇航学院,北京,100083刊 名：宇航学报 ISTIC PKU英文刊名：JOURNAL OF ASTRONAUTICS年，卷(期)：200627(5)分类号：V231.2关键词：超燃冲压发动机 数值仿真 喷射 燃烧室 化学反应

篇5：超燃冲压发动机燃烧室流场数值模拟

固体发动机燃烧室内流场数值模拟研究现状

从三个方面介绍了固体火箭发动机燃烧室内流场数值模拟研究的现状及取得的.成果,包括发动机点火传播及起动过程的数值研究,翼环槽内流场研究和粒子轨迹、熔渣计算,并对我国开展此项研究的重点提出了建议.

作 者：高波 叶定友 侯晓 GAO Bo YE Ding-you HOU Xiao 作者单位：中国航天工业总公司四院四十一所,西安,710025刊 名：固体火箭技术 ISTIC EI PKU英文刊名：JOURNAL OF SOLID ROCKET TECHNOLOGY年，卷(期)：1999“”(1)分类号：V435关键词：固体推进剂火箭发动机 火箭发动机燃烧室 模拟流场 数值计算

篇6：超燃冲压发动机燃烧室流场数值模拟

带支板超燃冲压发动机燃烧流动过程试验研究

利用高速摄影对激波诱导点火及流场内部的燃烧流动过程进行了观测,对不同时刻的流场火焰分布进行了比较分析,结果表明:支板和斜坡所产生的.激波能够诱导氢气自燃,增强局部的燃烧效率,当其持续存在时,还可稳定氢气的燃烧.诱导氢气与煤油共同燃烧时,燃烧室内发生了热力壅塞,此时煤油的穿透度大幅度提高,火焰分布范围更广,稳定火焰的难度降低,支板与斜坡所引起的阻力也随之减小.

作 者：刘世杰 潘余 刘卫东 LIU Shijie PAN Yu LIU Weidong 作者单位：国防科学技术大学航天与材料工程学院,长沙,410073刊 名：弹箭与制导学报 PKU英文刊名：JOURNAL OF PROJECTILES, ROCKETS, MISSILES AND GUIDANCE年，卷(期)：29(1)分类号：V43关键词：超燃冲压发动机 支板 激波 点火 燃烧流动过程

篇7：超燃冲压发动机燃烧室流场数值模拟

采用SIMPLE方法,对涡扇航空发动机加力燃烧室内无化学反应的湍流流场进行了数值模拟.该加力燃烧室带有波瓣型混合器,并有多个环形稳定器及径向稳定器.湍流模型采用k-ε双方程模型.湍流流场数值计算结果合理.

作 者：章诚 叶桃红 陈义良 何家德 赵周兵 Zhang Cheng Ye Taohong Chen Yiliang He Jiade Zhao Zhoubing 作者单位：章诚,叶桃红,陈义良,Zhang Cheng,Ye Taohong,Chen Yiliang(中国科学技术大学,热科学和能源工程系,安徽,合肥,230026)

何家德,赵周兵,He Jiade,Zhao Zhoubing(中国航空燃气涡轮研究院,四川,成都,610500)

篇8：水冲压发动机燃烧稳定性数值研究

水冲压发动机燃烧稳定性数值研究

建立了水冲压发动机燃烧稳定性计算模型,对一次进水水冲压发动机燃烧室内流场进行数值模拟.研究了燃烧室长度、水燃比、液滴直径等因素对水冲压发动机燃烧稳定性的影响.研究表明,适当增加燃烧室长度、采用多次进水以减小局部水燃比并选取适当的雾化器,有利于水冲压发动机的稳定燃烧.

作 者：韩超 夏智勋 胡建新 Han Chao Xia Zhixun Hu Jianxin 作者单位：国防科技大学航天与材料工程学院,湖南,长沙,410073刊 名：火箭推进英文刊名：JOURNAL OF ROCKET PROPULSION年，卷(期)：34(6)分类号：V433.9关键词：水冲压发动机 燃烧不稳定 数值模拟

篇9：超燃冲压发动机燃烧室流场数值模拟

Scramjet燃烧室流场的三维并行数值模拟及试验比较

作者采用时间相关法,通过有限体积离散,运用带化学反应的全N-S方程,在神州巨型机上,针对试验模型,对油气比Φ=0.0和0.35的喷氢Scramjet燃烧室流场进行了三维并行数值模拟,得到了流场的.精细结构.并行模拟所得壁面压力分布与试验所测得的壁面压力分布吻合较好.

作 者：郑忠华 乐嘉陵 作者单位：中国空气动力研究与发展中心,四川,绵阳,621000刊 名：流体力学实验与测量 ISTIC EI PKU英文刊名：EXPERIMENTS AND MEASUREMENTS IN FLUID MECHANICS年，卷(期)：16(2)分类号：V235.21 TN215关键词：有限体积法 巨型机 并行计算 Scramjet燃烧室 流场

篇10：超燃冲压发动机燃烧室流场数值模拟

含侧向支柱冲压增程弹用进气道复杂流场数值模拟

采用块结构网格与二阶精度流场分区求解技术,对含侧向支柱冲压增程弹丸进气道内外复杂流场进行了数值模拟.通过数值模拟得到了对应于不同来流马赫数和攻角情况下,临界工况时,超声速进气道内外粘性流场复杂的.波系结构.当进气道扩压段有侧向支柱存在时,进气道总压恢复系数和动能系数均有所降低,而流场畸变指数则显著增大.由于攻角的存在,进气道总压恢复系数和动能系数均有所降低,而流场畸变指数则明显增大.

作 者：陈雄 周长省 郑亚 CHEN Xiong ZHOU Chang-sheng ZHENG Ya  作者单位：南京理工大学机械工程学院,南京,210094 刊 名：弹箭与制导学报  PKU英文刊名：JOURNAL OF PROJECTILES, ROCKETS, MISSILES AND GUIDANCE 年，卷(期)： 27(4) 分类号：V211.48 关键词：进气道   分区算法   TVD格式   冲压发动机   弹丸