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壁温比对圆截面隔离段激波串的影响研究

推进技术 2019年第8期40卷 1720-1726页

作者：范周琴何粲肖保国中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所高超声速冲压发动机技术重点实验室

为明晰壁温比对圆截面隔离段激波串的影响,采用RANS方法对圆截面隔离段进行三维数值计算,发现冷壁条件下,壁温比升高将导致隔离段抗反压能力减弱。在此基础上,通过理论分析研究了壁温比对边界层的影响,发现边界层主要通过剪切应力和亚... 详细信息

为明晰壁温比对圆截面隔离段激波串的影响,采用RANS方法对圆截面隔离段进行三维数值计算,发现冷壁条件下,壁温比升高将导致隔离段抗反压能力减弱。在此基础上,通过理论分析研究了壁温比对边界层的影响,发现边界层主要通过剪切应力和亚声速流层携带的流体惯性的综合作用来抵抗反压,其中剪切应力与压升作用一致,而亚声速流层携带的流体惯性与压升作用相反。考虑壁温比影响,对经典Waltrup激波串预测公式进行修正,修正后公式可以动态反映壁温比变化导致的激波串长度改变,有助于隔离段优化设计。

关键词：壁温比隔离段激波串反压剪切应力

超燃冲压发动机多凹腔燃烧室混合与燃烧性能定量分析

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推进技术 2012年第2期33卷 185-192页

作者：范周琴刘卫东孙明波潘余国防科学技术大学航天与材料工程学院湖南长沙410073

为从定量上研究超燃冲压发动机多凹腔燃烧室对增强混合、燃烧的影响,用大涡模拟方法和火焰面模型对燃料当量比为0.062的流场进行数值模拟。比较了不同多凹腔构型对混合效率、燃烧效率和总压损失的影响,并结合壁面压力分布、数值纹影解... 详细信息

为从定量上研究超燃冲压发动机多凹腔燃烧室对增强混合、燃烧的影响,用大涡模拟方法和火焰面模型对燃料当量比为0.062的流场进行数值模拟。比较了不同多凹腔构型对混合效率、燃烧效率和总压损失的影响,并结合壁面压力分布、数值纹影解释了其原因。结果表明,凹腔串联、凹腔并联均能增强混合,混合效率最大可提高20.95%和9.52%;凹腔串联、凹腔并联均能增强燃烧,燃烧效率最大可提高14%和16.94%;燃烧时凹腔串联总压损失最小,但凹腔并联燃烧放热最快,对缩短燃烧室长度有利。

关键词：超声速湍流燃烧火焰面模型多凹腔

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凹腔喷射超声速燃烧火焰结构实验研究

推进技术 2013年第1期34卷 62-68页

作者：范周琴刘卫东林志勇孙明波国防科技大学航天与材料工程学院/高超声速冲压发动机技术重点实验室湖南长沙410073

为加深对凹腔喷射超声速燃烧火焰结构的认识,利用OH基自发辐射成像和PLIF技术对凹腔上游横向喷注氢气的超声速燃烧流场进行研究。结果表明,火焰主要分布在凹腔剪切层附近及喷流内部,喷口附近没有火焰;燃料喷注当量比、燃料喷注位置及凹... 详细信息

为加深对凹腔喷射超声速燃烧火焰结构的认识,利用OH基自发辐射成像和PLIF技术对凹腔上游横向喷注氢气的超声速燃烧流场进行研究。结果表明,火焰主要分布在凹腔剪切层附近及喷流内部,喷口附近没有火焰;燃料喷注当量比、燃料喷注位置及凹腔构型对火焰分布和火焰强度影响较大,在设计燃烧室时应加以考虑。

关键词： OH基PLIF 自发辐射凹腔剪切层火焰

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支板喷射超声速燃烧火焰结构实验

推进技术 2012年第6期33卷 923-927页

作者：范周琴刘卫东林志勇孙明波国防科技大学航天与材料工程学院高超声速冲压发动机技术重点实验室湖南长沙410073

为明晰支板喷射超声速燃烧火焰精细结构,并探索其影响因素,利用自发辐射成像技术和平面激光诱导荧光技术(PLIF)对支板喷射超声速燃烧流场进行研究。结果表明,燃烧室内形成了典型的扩散火焰,且火焰稳定在支板尾部的回流区,宽度与支板厚... 详细信息

为明晰支板喷射超声速燃烧火焰精细结构,并探索其影响因素,利用自发辐射成像技术和平面激光诱导荧光技术(PLIF)对支板喷射超声速燃烧流场进行研究。结果表明,燃烧室内形成了典型的扩散火焰,且火焰稳定在支板尾部的回流区,宽度与支板厚度处于同等量级;支板厚度和燃料喷注当量比对火焰结构有显著影响,增加支板厚度会使火焰基底变宽,火焰长度变短,有利于燃烧室内部的快速放热和缩短燃烧室长度,增加燃料喷注当量比会使火焰长度增加,燃烧强度增大。

关键词：支板自发辐射 OH基PLIF 火焰

基于火焰面模型的超声速燃烧混合LES/RANS模拟

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推进技术 2011年第2期32卷 191-196页

作者：范周琴孙明波刘卫东国防科技大学航天与材料工程学院湖南长沙410073

为了明晰超燃冲压发动机燃烧室内部燃烧过程的细节,建立了超声速湍流燃烧稳态火焰面亚格子模型,并采用混合LES/RANS方法对氢燃料超燃冲压发动机进行算例验证。控制方程对流项用五阶精度WENO格式离散,时间方向采用二阶Runge-Kutta方法。... 详细信息

为了明晰超燃冲压发动机燃烧室内部燃烧过程的细节,建立了超声速湍流燃烧稳态火焰面亚格子模型,并采用混合LES/RANS方法对氢燃料超燃冲压发动机进行算例验证。控制方程对流项用五阶精度WENO格式离散,时间方向采用二阶Runge-Kutta方法。研究表明:(1)冷流流场中燃料分布与大尺度结构分布相似,说明混合过程受大涡控制;(2)燃烧流场中涡的尺寸明显变大,且仅存在于火焰面上,另外温度分布和主要生成物分布与涡量云图基本相同,说明燃烧过程也由大涡控制;(3)时均计算结果与实验阴影基本符合,速度剖面和温度剖面与实验测量值定性一致,说明本文的数值模拟方法和燃烧模型可以较好地描述和预测超声速流动燃烧过程。

关键词：燃烧室大涡模拟火焰面湍流燃烧

电推进发动机羽流流场DSMC/PIC混合算法研究

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电推进发动机羽流流场DSMC/PIC混合算法研究

作者：范周琴国防科学技术大学

学位级别：硕士

电推进发动机由于具有大比冲等众多突出优点在各类航天器的姿态控制、轨道转移等任务中获得越来越广泛应用。然而发动机工作时产生的羽流效应可能对航天器正常工作造成严重影响,因此必须对羽流场对航天器飞行环境污染状况加以预报。本... 详细信息

电推进发动机由于具有大比冲等众多突出优点在各类航天器的姿态控制、轨道转移等任务中获得越来越广泛应用。然而发动机工作时产生的羽流效应可能对航天器正常工作造成严重影响,因此必须对羽流场对航天器飞行环境污染状况加以预报。本文以电推进发动机羽流场的分析和预测为主要目标,首先对电推进羽流场的流动特性、求解方案和计算方法等问题进行研究,然后在这一基础上以某一霍尔效应发动机羽流场为例进行了数值模拟,从而实现了对电推进发动机羽流场的分析和预报。主要成果如下: 在对几种主要电推进发动机工作原理进行综述的基础上,分析了各自羽流流场的流动特点。针对电推进羽流场同时含有中性原子和带电粒子且连续介质假设不成立等特点,采用DSMC/PIC混合算法的求解方案。解决了中性原子与带电粒子的碰撞模型,并应用DSMC方法对中性原子运动及各类碰撞过程进行仿真;对带电粒子的运动采用PIC方法进行模拟,于是建立起数值求解电推进发动机稀薄等离子体羽流流场的DSMC/PIC混合算法。这一耦合算法拓宽了PIC与DSMC方法的各自适用领域,研究成果具有重要的理论意义。作为求解电推进羽流场的重要组成部分,本文采用电子流体模型和泊松方程模型计算方法进行羽流场电位势求解。针对国内目前还没有开展电推进发动机羽流方面的研究,本文通过对某霍尔效应发动机羽流场进行DSMC/PIC数值模拟,编制出国内首个电推进发动机羽流流场预测与分析软件,得到了羽流场中带电粒子数密度分布、电位势分布及电流密度分布等工程设计关心的物理量。计算结果与国外文献比较表明,本文采用的数学模型正确、计算方法合理、软件代码正确,能够用来分析电推进羽流流场特性并为计算羽流污染效应提供依据。通过改变计算条件讨论了发动机出口参数对电推进羽流流场的影响,指出减小发动机出口截面离子和中性原子数密度、运动速度有利于降低羽流污染效应。本文的研究成果为电推进发动机羽流效应的预测和预防奠定了基础,对航天器的总体设计具有重要参考价值。

关键词：电推进发动机羽流流场 DSMC方法 PIC方法泊松方程

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支板喷射超声速燃烧流场三维大涡模拟

国防科技大学学报 2011年第1期33卷 1-6页

作者：范周琴孙明波刘卫东国防科技大学航天与材料工程学院湖南长沙410073

利用火焰面模型和混合LES/RANS方法对某支板构型超燃冲压发动机进行模拟,讨论了化学反应对湍流流场的影响,并比较了3D和2D模拟的差别。结果表明,不考虑化学反应时剪切层中的大尺度结构控制着整个混合过程,且剪切层具有明显的三维特性;2... 详细信息

利用火焰面模型和混合LES/RANS方法对某支板构型超燃冲压发动机进行模拟,讨论了化学反应对湍流流场的影响,并比较了3D和2D模拟的差别。结果表明,不考虑化学反应时剪切层中的大尺度结构控制着整个混合过程,且剪切层具有明显的三维特性;2D模拟能捕捉到涡的配对与合并现象,而3D模拟中涡的拉伸、扭曲及破碎特性更加显著;考虑化学反应时,由于燃烧释热的影响,支板尾部回流区变大,射流穿透度减小,大涡结构产生和饱和的位置有所推迟;数值阴影与实验阴影符合,时均速度剖面、温度剖面与实验值一致,3D模拟在预报准确性方面明显优于2D模拟。

关键词：大涡模拟超声速湍流燃烧火焰面模式

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支板喷射超声速湍流燃烧的大涡模拟

推进技术 2012年第4期33卷 552-558页

作者：汪洪波孙明波范周琴王振国梁剑寒国防科技大学高超声速冲压发动机技术重点实验室湖南长沙410073

为了发展可行的超声速湍流燃烧大涡模拟方法,将设定型PDF(Probability Density Function)模型与LES(Large Eddy Simulation)相结合以封闭亚格子湍流-燃烧相互作用,并将模型用于支板喷射超声速湍流燃烧流场的数值模拟。分别对冷流及燃烧... 详细信息

为了发展可行的超声速湍流燃烧大涡模拟方法,将设定型PDF(Probability Density Function)模型与LES(Large Eddy Simulation)相结合以封闭亚格子湍流-燃烧相互作用,并将模型用于支板喷射超声速湍流燃烧流场的数值模拟。分别对冷流及燃烧流场进行了模拟,计算结果与实验测量符合较好,表明了所采用方法及模型的可行性。冷流条件下,大尺度湍流涡通过卷吸、拉伸运动主导支板尾迹区的近场混合,并通过破碎过程影响远场混合。燃烧条件下,回流区尺度扩大,剪切层中形成的高温燃烧产物通过大涡卷吸以及回流区末端对流作用进入回流区并与其中的燃料喷流相互作用,使部分燃料预热升温并进入回流区两侧剪切层与主流空气混合、燃烧,从而实现火焰稳定。在薄反应剪切层及大尺度反应涡的边界区域,LES网格不足以直接求解湍流与燃烧的相互作用,PDF模型给出了较强的亚格子脉动。

关键词：超声速湍流燃烧支板大涡模拟概率密度函数

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流场可压缩性对涡相互作用影响的数值研究

航空学报 2020年第2期41卷 109-118页

作者：郑忠华范周琴王子昂余彬张斌中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所高超声速冲压发动机技术重点实验室绵阳621000 上海交通大学航空航天学院上海200240

涡相互作用作为冲压发动机喷注装置的典型抽象流动现象,研究其可压缩性影响对于认识包含化学反应的真实燃料喷射场具有一定基础理论价值。基于经过数值验证的可压缩Navier-Stokes算法与压力泊松方程初始条件设置方法研究流场可压缩性对... 详细信息

涡相互作用作为冲压发动机喷注装置的典型抽象流动现象,研究其可压缩性影响对于认识包含化学反应的真实燃料喷射场具有一定基础理论价值。基于经过数值验证的可压缩Navier-Stokes算法与压力泊松方程初始条件设置方法研究流场可压缩性对涡相互作用演化过程的影响。结果表明,以较高涡旋马赫数表征的可压缩性在改变涡对形态的同时,具有延缓涡旋相互靠近,迟滞融合进程的作用。关于涡对系统开始融合的临界条件,可压缩相互作用开始的临界展弦比与无量纲时间相比于低速涡对明显提高。为在无量纲时间意义下统一不同马赫数涡对相互作用的进程,从涡心密度随时间变化规律出发在不可压涡对特征时间的基础上,初步构建了考虑可压缩性的时间尺度修正关系。

关键词：冲压发动机塔式喷注器可压缩性涡相互作用时间尺度修正