發(fā)布時(shí)間：2020-06-26 08:55

【摘要】：超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)作為高速飛行器的動(dòng)力裝置,受到世界各國(guó)的廣泛關(guān)注和重視,其在軍事戰(zhàn)略和未來(lái)的空天飛行器領(lǐng)域有著重要的戰(zhàn)略意義。本文主要從數(shù)值仿真的角度研究超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的工作過(guò)程。其中主要涉及基于火焰面模型發(fā)展起來(lái)的燃燒模型和多尺度兩相流模型的改進(jìn)與應(yīng)用。(1)首先根據(jù)火焰面的基本思想,建立了考慮可壓縮修正的FGM模型,并生成了能夠考慮層流和湍流燃燒的火焰面數(shù)據(jù)庫(kù),在此基礎(chǔ)上,分別對(duì)支板和凹腔結(jié)構(gòu)的超燃流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值模擬,驗(yàn)證了該燃燒模型的可行性和適用性,計(jì)算結(jié)果表明,改進(jìn)后的FGM模型可捕捉到火焰托舉現(xiàn)象,更適合于部分預(yù)混燃燒,發(fā)現(xiàn)凹腔內(nèi)的激波、邊界層和剪切層互相影響,將凹腔的高溫引到主流區(qū),可以促進(jìn)燃燒。(2)針對(duì)超燃中液態(tài)燃料破碎和霧化的兩相問(wèn)題,分別采用VOF模型、LPT方法和可壓縮修正的K-H/R-T二次破碎模型對(duì)超聲速條件下橫向射流霧化過(guò)程進(jìn)行數(shù)值研究,發(fā)現(xiàn)VOF模型在噴注的近場(chǎng)區(qū)與試驗(yàn)結(jié)果相吻合,但對(duì)稀疏相區(qū)的精度低,LPT方法與之相反,可壓縮修正的K-H/R-T模型得到的穿透深度、液滴直徑和液霧展向分布優(yōu)于原模型。(3)提出了將VOF模型與LPT方法相耦合的方法,模擬液態(tài)燃料噴注霧化過(guò)程的多尺度變化過(guò)程,并與水橫向射流實(shí)驗(yàn)進(jìn)行對(duì)比驗(yàn)證,結(jié)果表明,本文提出的多尺度耦合算法,可以準(zhǔn)確地捕捉射流初期的連續(xù)相和破碎過(guò)程中產(chǎn)生的離散相的分布,實(shí)現(xiàn)了用數(shù)值模擬的方法描述霧化的多尺度變化過(guò)程,此外發(fā)現(xiàn),增加射流的湍流度可以增加氣流界面表面波的不穩(wěn)定性,使小液滴更早地從液柱上剝離下來(lái)。(4)利用火焰面模型結(jié)合LPT算法,對(duì)超聲速條件下雙凹腔結(jié)構(gòu)和支板/凹腔組合結(jié)構(gòu)的煤油燃燒進(jìn)行了數(shù)值模擬,驗(yàn)證了火焰面模型在超聲速兩相燃燒中的適用性,發(fā)現(xiàn)霧化、蒸發(fā)引起的點(diǎn)火延遲降低了主燃區(qū)的燃燒釋熱;后掠形支板與下游的凹腔相配合,能增強(qiáng)火焰穩(wěn)定的效果;對(duì)于垂直布置的支板/凹腔組合構(gòu)型,隨著二者距離的增加,支板尾部的高溫回流與凹腔的耦合作用減弱,不利于形成穩(wěn)定的燃燒。通過(guò)本文的研究,表明了火焰面模型在超聲速兩相燃燒研究中、兩相耦合算法在霧化的多尺度問(wèn)題中的可行性,為進(jìn)一步研究超聲速條件下的兩相燃燒過(guò)程打下基礎(chǔ)。
【學(xué)位授予單位】：哈爾濱工程大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號(hào)】：V231.2
【圖文】：

飛行能力的動(dòng)力裝置，早已受到世界各國(guó)的廣泛關(guān)注和重視。高超聲略上有著巨大的威懾力，同時(shí)也可用作為未來(lái)的空天飛行器，在國(guó)家展戰(zhàn)略中的潛力巨大。為了實(shí)現(xiàn)高超聲速飛行，目前，美國(guó)、俄羅斯本等國(guó)家分別提出了高超聲速推進(jìn)技術(shù)方案，以超聲速燃燒沖壓發(fā)動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)，Spersonic Combustion Ramjet, Scramjet）為主的組合式動(dòng)力發(fā)并掌握超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)，是實(shí)現(xiàn)高超聲速飛行的必要前提戰(zhàn)略意義[1-7]。背景與意義沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)作為高超聲速飛行器的動(dòng)力裝置，主要由進(jìn)氣道、隔離段組成（見圖 1.1），其運(yùn)動(dòng)部件較少，結(jié)構(gòu)較渦噴、渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)相對(duì)簡(jiǎn)可直接取自大氣，在燃燒室中實(shí)現(xiàn)亞聲速或超聲速燃燒（以下簡(jiǎn)稱超飛行中擁有更好的比沖，成本也比其他推進(jìn)方式低，具有廣闊的應(yīng)用超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)，是實(shí)現(xiàn)高超聲速飛行的必要前提。

和 2005 年 9 月到 2013 年 5 月相繼進(jìn)行的 X51A[9, 10]（圖1.2）四次試驗(yàn)，具有較大影響，激發(fā)了世界各國(guó)對(duì)高超飛行器的興趣。除以上計(jì)劃外，還有與昆士蘭大學(xué)等機(jī)構(gòu)合作的 HyShot[11, 12]計(jì)劃，由美國(guó)空軍研究實(shí)驗(yàn)室（Air ForceResearch Laboratory, AFRL）和澳大利亞國(guó)防科學(xué)技術(shù)部聯(lián)合管理，NASA、德國(guó)航空航天中心（DLR）、英國(guó) BAE 公司等參加，并由美國(guó)波音公司和澳大利亞昆士蘭大學(xué)為主要承擔(dān)單位的高超聲速國(guó)際飛行研究試驗(yàn)(Hypersonic International Flight ResearchExperimentation, HIFiRE)計(jì)劃[13]等。除美國(guó)外，俄羅斯 1987 年開展的冷（Kholod）項(xiàng)目實(shí)現(xiàn)了人類首次在飛行實(shí)驗(yàn)中的雙模態(tài)轉(zhuǎn)換，但隨著蘇聯(lián)解體，在美國(guó)主導(dǎo)的新軍事變革沖擊以及本國(guó)經(jīng)濟(jì)的影響下，俄羅斯的高超聲速技術(shù)研發(fā)進(jìn)入低潮[14]；法國(guó)從 1992年提出了國(guó)家高超聲速研究與技術(shù)計(jì)劃（PREPHA），并突破了氫燃料雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵技術(shù)[15]；德國(guó)借助其在空氣動(dòng)力學(xué)上的傳統(tǒng)優(yōu)勢(shì)

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本文編號(hào)：2730105