轴对称凹腔超声速流动燃烧与火焰稳定机理研究

作     者：马光伟 

作者单位：国防科技大学 

学位级别：硕士

导师姓名：孙明波;赵国焱

授予年度：2021年

学科分类：082502[工学-航空宇航推进理论与工程] 08[工学] 0825[工学-航空宇航科学与技术] 

主      题：超声速燃烧 轴对称凹腔 火焰稳定 非对称现象 RANS 

摘      要：在超燃冲压发动机燃烧室的高速来流中实现燃料有效掺混与稳定燃烧是高超声速飞行器研制成功的主要技术挑战之一。随着研究的深入,矩形凹腔火焰稳定器的诸多弊端逐渐暴露,轴对称凹腔火焰稳定器的地位日渐提高。本文以轴对称凹腔火焰稳定器为研究对象,以揭示其超声速流动燃烧特性与火焰稳定机理为研究目的,依托GPU数值仿真平台,对轴对称凹腔上游喷注燃料的冷态与燃烧流场开展研究。通过RANS模拟方法研究了轴对称凹腔上游喷注冷态流场的流动与燃料掺混特性,探讨了凹腔构型与当量比对流场的影响规律。研究发现,轴对称凹腔冷态流场的流场结构与燃料分布具有轴对称特性,不随周向位置变化。增大凹腔后缘角,燃料射流与凹腔剪切层相互作用增强,燃料穿透深度增加,燃料混合效率提高;改变凹腔深度对轴对称凹腔冷态流场的流动结构和燃料掺混特性几乎没有影响;凹腔长度增加后,凹腔剪切层发展得更为充分,燃料扩散与掺混增强,同时流场的总压损失有所增加。当量比增加会导致燃料分布更为集中,燃料混合效率降低。在冷态流场基础上,开展了不同凹腔构型及当量比条件下轴对称凹腔燃烧流场的仿真与分析,研究了轴对称凹腔的火焰稳定机理。仿真结果表明,基础构型燃烧流场具有轴对称性,燃料在周向上均匀燃烧。燃烧主要发生在射流尾迹区内,凹腔作为点火源稳定火焰,其稳焰模式为凹腔辅助的射流尾迹燃烧稳焰模式。增大凹腔后缘角,燃烧与边界层分离表现出非对称性,燃烧与分离减弱一侧的凹腔稳焰模式变为凹腔剪切层燃烧稳焰模式,该侧燃料燃烧不充分,流场总体上的燃烧效率降低;轴对称凹腔深度对燃烧流场的影响不大;凹腔长度增大时,凹腔质量交换加剧,燃料燃烧充分,燃烧效率提高。当量比增加后,主流速度显著降低,低速环境利于燃烧的进行,凹腔段燃料消耗速率加快。基于仿真研究了不同截面燃烧室燃烧流场中的非对称现象与喷注方案的关系。在矩形截面燃烧室中,由于角边界层效应,边界层分离倾向于发生在流道的角部,两个角部的分离与燃烧会显著加强,另外两个角部则受到抑制。在轴对称截面燃烧室中,单排均匀喷注方案流场中的燃烧和边界层分离是基本对称的,而其余喷注方案则会诱发非对称现象。在多排非均匀喷注方案的流场中,非对称现象的方向与燃料喷注方案具有一致性,可通过改变喷注方案控制流场非对称的方向,但会导致流场的总压损失略有增加;如果喷孔均匀分布,则无法预测非对称现象的方向。