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推进技术 2015年第9期36卷 1281-1287页

作者：薛帅杰杨岸龙杨伟东李龙飞西安航天动力研究所液体火箭发动机技术重点实验室陕西西安710100

为研究煤油同轴离心喷嘴的超临界燃烧与火焰特性以及缩进比对燃烧及稳定性的影响,在煤油超临界条件下进行了不同缩进比喷嘴的燃烧实验,实验采用单喷嘴矩形燃烧室,空气和氧气混合物以气态从同轴喷嘴的中心喷嘴喷注,煤油以液态从同轴喷嘴... 详细信息

为研究煤油同轴离心喷嘴的超临界燃烧与火焰特性以及缩进比对燃烧及稳定性的影响,在煤油超临界条件下进行了不同缩进比喷嘴的燃烧实验,实验采用单喷嘴矩形燃烧室,空气和氧气混合物以气态从同轴喷嘴的中心喷嘴喷注,煤油以液态从同轴喷嘴的离心喷嘴喷注,实验利用采样频率为36k Hz的彩色高速CCD相机成功观测到煤油超临界燃烧现象。煤油同轴离心喷嘴超临界燃烧火焰总体呈圆柱射流状;缩进比较大喷嘴的火焰图像中,喷嘴出口为半透明的"稠密"气状射流,未观测到明显的雾化破碎过程;喷嘴缩进比为1.62时火焰较窄且出现火焰团间歇性脱落情况;缩进比对燃烧和燃烧稳定性均有影响,存在相对最佳值使燃烧较稳定。

关键词：煤油同轴离心喷嘴超临界燃烧火焰

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新型低温火箭发动机超临界燃烧研究进展

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导弹与航天运载技术 2009年第6期 23-27页

作者：丰松江王富聂万胜装备指挥技术学院研究生院北京101416 装备指挥技术学院航天装备系北京101416

综述了氢氧、液氧/甲烷两种低温推进剂新型火箭发动机超临界燃烧研究进展。对氢氧火箭发动机、液氧/甲烷火箭发动机超临界燃烧研究的意义、实验研究、仿真研究及超临界燃烧的特点做了介绍,并结合当前的研究提出了一些看法。

关键词：低温推进剂火箭发动机超临界燃烧

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汽油燃料替代物超临界燃烧的动力学机理构建及多维数值模拟研究

汽油燃料替代物超临界燃烧的动力学机理构建及多维数值模拟研究

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作者：肖杰重庆大学

学位级别：硕士

缸内直喷汽油机(GDI)以精确控制喷油时刻和喷油量,有利于改善汽油机燃油经济性等优点逐步取代了进气道喷射(PFI)技术,成为了现在汽油机的主流技术。但GDI的颗粒物排放在数量和质量上都大于PFI汽油机,为了有效的降低颗粒物的排放水平,超... 详细信息

缸内直喷汽油机(GDI)以精确控制喷油时刻和喷油量,有利于改善汽油机燃油经济性等优点逐步取代了进气道喷射(PFI)技术,成为了现在汽油机的主流技术。但GDI的颗粒物排放在数量和质量上都大于PFI汽油机,为了有效的降低颗粒物的排放水平,超临界燃烧技术被提出。研究表明,超临界流体具有黏度低、扩散系数大等优点。汽油燃料超临界燃烧能有效的降低颗粒物排放水平,是实现高效、清洁燃烧的有效途径之一。本文构建了适用于超临界条件下的汽油替代燃料化学动力学机理,将所构建的机理与CONVERGE软件中的计算模型耦合,并且通过调整喷油策略的方式对比分析了汽油燃料超临界燃烧与亚临界燃烧的区别,为超临界燃烧技术的研究提供参考。本文在本课题组构建的汽油四元替代燃料化学动力学模型的基础上,通过修改关键反应的指前因子及关键反应的添加,得到了一个适用于超临界工况下的四元机理。该机理包含113个组分以及201个反应,关键反应是通过对机理进行反应路径分析以及温度敏感性分析而得到。采用超临界条件下汽油四元替代燃料、不同比例的三元替代燃料(Surrogate A、Surrogate B)以及单一组分(异辛烷、正庚烷、甲苯)燃料的着火延迟数据对本文机理进行了验证,结果发现模拟结果与实验结果基本吻合,该机理能有效的预测各组分着火延迟时间随缸内压力、温度的变化。接着依据某GDI发动机几何模型分别建立了网格尺寸为4mm,2mm,1mm的计算模型,对气缸中速度梯度以及温度梯度较大的位置采用了自适应加密技术。从缸内平均压力以及缸内平均温度两方面进行了网格无关性验证,确定了后续计算尺寸为2mm。此外通过缸内压力实验数据验证了本文所选模型的有效性。然后将三维计算模型与适用于超临界汽油燃料燃烧的化学动力学模型耦合对直喷汽油机超临界燃烧特性展开了研究,为了进一步说明超临界与亚临界燃烧的区别,笔者还通过更改喷油策略的方式模拟了直喷汽油机亚临界喷射、燃烧过程。结果表明:超临界汽油燃料与空气混合较好,燃烧更加充分,其累积放热量、缸内的温度及压力峰值均高于亚临界燃烧。此外,超临界燃烧能显著的降低尾气中的碳烟以及CO排放量。相对亚临界来说,碳烟排放量减少了87%;CO排放量减少了86%。但是超临界燃烧更加充分,缸内局部温度较高,导致NO排放量也相应增大。最后,为了探究不同的初始条件对于超临界燃烧的影响,笔者对比了不同进气温度以及进气压力条件下缸内的燃烧及排放特性。结果表明:进气压力增大,燃烧后的平均压力升高、平均温度降低;缸内的碳烟排放量增大;NOx以及CO的排放出现一个先增大后减小的趋势。进气温度增大,燃烧后缸内平均温度增大,压力峰值无明显的变化;碳烟以及CO的排放量降低,但是NOx的排放增大。

关键词： GDI 汽油替代燃料化学动力学模型超临界燃烧多维数值研究

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基于火焰面/进度变量方法模拟超临界压力下的液氧甲烷火焰

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应用力学学报 2022年第5期39卷 826-833页

作者：李钰航王祎吴宝元杨建文西安航天动力研究所液体火箭发动机技术重点实验室西安710100 航天推进技术研究院西安710100

为了深入认识超临界压力下低温推进剂的复杂燃烧过程,基于OpenFOAM开源CFD仿真平台,采用真实流体热物性模型结合火焰面/进度变量模型建立了一套超临界湍流燃烧的均相模拟方法。针对Mascotte试验台的液氧甲烷燃烧实验进行了数值模拟,结... 详细信息

为了深入认识超临界压力下低温推进剂的复杂燃烧过程,基于OpenFOAM开源CFD仿真平台,采用真实流体热物性模型结合火焰面/进度变量模型建立了一套超临界湍流燃烧的均相模拟方法。针对Mascotte试验台的液氧甲烷燃烧实验进行了数值模拟,结果较准确地捕捉了火焰形态,同时研究了燃烧室压力对火焰的影响。研究表明:由于超临界压力下液氧在升温时存在拟沸腾过程,射流剪切层中液氧迅速膨胀并产生了径向向外的流动,造成了火焰的突然扩张并在火焰下游形成回流区;燃烧室压力升高时甲烷密度增加而入口速度减小,同时液氧升温膨胀的幅度减小,造成了火焰长度的增加以及火焰下游回流区的消失。

关键词：超临界燃烧低温推进剂真实流体火焰面进度变量模型均相求解器

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辐射传热对高热负荷燃烧影响的数值研究

辐射传热对高热负荷燃烧影响的数值研究

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作者：卢璐南京航空航天大学

学位级别：硕士

辐射传热是众多燃烧系统（包括内燃机、航空发动机、火箭发动机、锅炉等）中一种重要的传热方式。现有的航空航天动力装置普遍工作在高温高压的环境下,且未来高性能动力装置由于高速和高推重比要求使得发动机燃烧室内的温度和压力越来越... 详细信息

辐射传热是众多燃烧系统（包括内燃机、航空发动机、火箭发动机、锅炉等）中一种重要的传热方式。现有的航空航天动力装置普遍工作在高温高压的环境下,且未来高性能动力装置由于高速和高推重比要求使得发动机燃烧室内的温度和压力越来越高,辐射传热效应越来越显著。准确地预测湍流燃烧辐射传热需要对瞬态温度、吸收系数等关键的物理参数进行精确建模和求解。而瞬态温度的准确计算需要可靠的湍流模型和湍流燃烧模型进行保证。因此,本文选取新型的高精度数值计算方法SATES耦合已有的燃烧及较为成熟的辐射传热模型,就辐射传热对高热负荷燃烧系统的影响开展数值计算。首先针对预混甲烷/空气湍流火焰这一研究对象,基于自适应湍流模拟方法SATES耦合增厚火焰面模型,对比分析了不同模型计算结果与实验数据的差异,验证了本文计算模型的计算精度及计算效率。在此基础上进一步研究辐射传热的影响。发现考虑辐射传热后,局部火焰传播速度明显增加,计算结果与实验数据相比有明显地改善。辐射对不受对流换热主导的高温区域温度预测有显著影响。局部放热速率明显增强,辐射传热对强化局部燃烧放热具有重要作用。然后对更高速度的超声速来流中氢气支板射流的非预混燃烧过程进行数值模拟。研究了激波干涉下非预混扩散火焰的流场特性及火焰形态。对比研究了燃料射流温度对燃烧过程的影响特性,数值计算中考虑了燃气组分HO的热辐射和非灰气体辐射特性,采用离散坐标法对火焰辐射传热传递过程进行计算分析,研究了辐射传热对燃烧的影响。结果表明:辐射传热会降低火焰温度,对火焰形态有一定影响。考虑辐射传热后燃烧室下游温度最高下降约250K。考虑辐射后,湍流与火焰之间的相互作用明显增强,火焰对湍流运动敏感性增强。辐射热流密度占总换热密度比值较大,在研究的超声速燃烧室工况下辐射传热的影响不可忽略。最后对更高温度和压力下的超临界射流燃烧进行了数值计算。对比研究了输运特性对燃烧过程及热流密度的影响特性。此外数值计算中考虑了燃气组分HO的热辐射和非灰气体辐射特性,对火焰辐射传热传递过程进行计算分析,研究了辐射传热对高压条件下燃烧的影响,尤其是热流密度的影响。结果表明:考虑辐射传热后,燃烧室温度明显降低,下游温度分布沿径向整体下降约200K左右。最大辐射热流高达2.19MW/m,占总热流的29%左右。考虑辐射传热后所计算的总热流密度与实验值大小更加接近,总热流密度峰值较未考虑辐射传热相比有所升高,更加接近实验结果。表明辐射传热的影响在高温工况下愈发显著,研究中需要考虑高温燃气辐射对燃烧及热流的影响。

关键词：辐射传热自适应湍流模拟灰体加权求和模型WSGG 超声速燃烧超临界燃烧

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超临界条件下碳氢火焰传播与稳定机制研究

超临界条件下碳氢火焰传播与稳定机制研究

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第十二届全国物理力学学术会议

作者：张文普浙江大学航空航天学院力学系

液体火箭发动机的内流场是一个高温、高焓的流场,而且燃烧室内的压力和温度大都已经处于液体推进剂的超临界区域,虽然在相图上,临界点只是一个孤立的点,但在其附近物质具有许多独特的物理性质,如热膨胀系数变得极大、比热奇异性和压缩... 详细信息

液体火箭发动机的内流场是一个高温、高焓的流场,而且燃烧室内的压力和温度大都已经处于液体推进剂的超临界区域,虽然在相图上,临界点只是一个孤立的点,但在其附近物质具有许多独特的物理性质,如热膨胀系数变得极大、比热奇异性和压缩率发散等,对液体火箭发动机工作过程而言,临界现象最重要的影响来自液体推进剂射流表面张力消失、蒸发焓降为零值,以及相应超临界流体热力学特性和输运特性的异常等,正是由于这种跨、超临界现象的出现,使得液体火箭发动机内的物理化学过程变得更为复杂,相对于常态条件下的火焰传播与稳定,超临界条件下的火焰传播与稳定具有一些独特的性质。故而,深入理解超临界条件下火焰传播与火焰稳定机制对火箭发动机发展具有非常重要的作用。本文当前的工作是试图改进对以前文献中LOX/CH在超临界条件下燃烧动力学的理解,以液体火箭发动机中典型的剪切同轴喷嘴为研究目标,应用三维大涡模拟技术和动态增厚火焰模型研究LOX/CH燃烧过程,集中辨识分析非预混LOX/CH火焰在超临界条件下的传播与稳定机制,在数值方法上采用双时间同步推进预处理格式以确保在超临界混合过程中出现的大密度梯度现象。同时还研究了超临界条件下剪切同轴喷嘴附近区域的混合和火焰动力学现象,特别是喷嘴附近火焰的驻定与推离。

关键词：超临界燃烧碳氢火焰火焰传播数值模拟

来源： cnki会议评论

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