一、超燃发动机化学非平衡流场的并行计算（论文文献综述）
李佩波[1]（2019）在《超声速气流中横向喷雾的混合及燃烧过程数值模拟》文中研究说明本文以超燃冲压发动机中的液体燃料射流为研究对象,以实现超声速气流中液体燃料射流喷注、雾化、混合、蒸发及燃烧完整过程的数值模拟为基本目标,建立了两相燃烧大涡模拟方法,并对超声速气流中横向喷雾混合及燃烧过程中涉及的基本物理过程及机理进行了讨论分析。首先基于欧拉-拉格朗日框架建立起一套适用于超声速气流中两相流动的大涡模拟方法。通过基于网格控制体建立的动态数据链表实现了对液滴的高效管理以及液滴在变形网格条件下的高效追踪与定位;采用三线性插值方法及最近网格节点源项统计方法实现了气液两相双向耦合;基于区域分解及虚拟网格液滴共享进一步实现了两相流动的大规模并行计算;通过考虑液滴变形修正了液滴破碎后子液滴的位置与速度。针对超声速气流中液体横向水射流的雾化过程对上述数值模型及数值方法进行了考核验证。数值模拟结果成功再现了实验观测的射流破碎拉丝现象并揭示了其中的物理机理。对超声速气流中平板液体横向射流开展了数值模拟并分析了其三维混合过程,发现了有别于气体横向射流以及亚声速气流中液体横向射流的反转旋涡对结构。基于压力梯度力及液滴源项作用力的对比分析揭示了涡对结构形成的机理并构建了超声速气流中液体横向射流的三维流动拓扑结构。对凹腔上游液体射流的雾化混合过程开展了数值模拟并分析了射流与凹腔的相互作用以及凹腔附近液雾的分布输运特性。数值模拟成功捕获了实验中观测到的射流边界混合层中的涡结构,揭示了液滴家族的时间演化过程即液滴家族从破碎拉丝时表现的反斜杠“”类型演变为小于号“<”类型,最后呈现为正斜杠“/”类型。凹腔上游的反转旋涡对对液滴进入凹腔的卷吸行为有显着影响。射流与凹腔之间的相互作用在凹腔内部形成两个明显的诱导涡。在考虑燃料射流雾化的基础上通过采用无限热传导率蒸发模型实现了液雾场蒸发过程的数值模拟并进行了验证考核。凹腔燃烧室中液体煤油射流的数值模拟结果较好地揭示了液体射流在高总温超声速气流中的蒸发特性,明晰了凹腔附近的点火环境。液滴几乎不能在凹腔内存活,仅有少部分液滴卷吸进入上游凹腔。喷注压力通过影响近壁区中的燃料分布和总燃料质量流率来影响卷吸进入凹腔内的燃料质量。在火核的预期发展路径上,可反应的燃料质量分数和气相温度逐渐升高,湍动能逐渐降低,进而有利于火核的维持和发展。基于煤油两步反应机理及准层流反应模型实现了煤油射流雾化、蒸发及燃烧全过程的数值模拟并进行了验证考核。针对实验中两个典型燃烧工况进行了大规模计算,分析了不同燃烧模式下气相流场及液相流场的基本特征。弱燃烧模式下,液雾与火焰的相互作用较弱,火焰主要表现为预混火焰。强燃烧模式下,火焰存在较强的不稳定特性,燃料液雾的分布特性受火焰的影响较大。火焰在逆传过程中逐渐由预混火焰主导转变为预混与扩散火焰共同主导。在射流上游区域,火焰主要表现为扩散火焰;而在远下游区域,火焰主要表现为预混火焰。
尤厚丰[2]（2019）在《基于一维Euler方程的超燃冲压发动机建模及应用》文中指出吸气式高超声速飞行器由于其突出的战略意义,已经成为世界各航空航天大国都十分重视的研究领域,超燃冲压发动机技术和机体/推进一体化分析方法是研究人员的重点研究方向。对超燃冲压发动机做出快速性能评估依赖于快速有效的超燃冲压发动机准一维数值模拟方法,对一体化构型进行设计分析依赖于高超声速飞行器/超燃冲压发动机一体化流场的耦合计算方法。基于此,本文开展了如下研究工作:首先将有限速率化学反应引入超燃冲压发动机准一维计算方法中,建立了考虑截面面积变化、质量添加和摩擦力等影响因素的化学非平衡流准一维Euler方程。为解决数值求解刚性问题,采用Strang时间分裂法将化学非平衡流动分解为流动和化学反应两部分,并给出了基于“源项消去法”构造的双时间步流动求解格式和基于拟稳态逼近求解器α-QSS的化学反应计算方法,从而发展了一套完整的适用于超燃冲压发动机非定常性能快速分析的准一维程序。通过对不同的超燃冲压发动机燃烧室模型的仿真与实验结果的对比验证了准一维程序的适用性和准确性,并计算分析了当量比和进口压强对燃烧流场的一维影响特性。在高超声速飞行器机体/推进一体化建模方法研究中,基于FLUENT UDF混合编程的方法实现了内外流场连接界面和耦合迭代求解过程的数据传递,从而建立了高超声速飞行器二维外流场和超燃冲压发动机准一维内流场的耦合计算方法。采用该方法对某典型一体化高超声速飞行器构型开展了冷流条件和点火条件下的一体化流场计算,结果表明通过该耦合方法计算的流场参数分布合理,同时能够较为有效的计算出飞行器外流场特征、发动机内化学非平衡流特性以及内外流的真实耦合效应。本文的相关工作可为超燃冲压发动机的性能分析和吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化分析设计提供重要参考。
晏至辉,肖保国,何粲,刘彧,李国华,叶景峰[3]（2019）在《煤油燃料超燃发动机燃烧室温度测量与计算分析》文中指出为获得超燃冲压发动机燃烧室流场温度分布特性,深入分析发动机工作特性,对马赫数为2.0,总温为1 100K,总压为1.0MPa的来流,利用可调谐的相干反斯托克斯拉曼散射（CARS）技术完成了直连式燃烧室流场温度测量;同时对实验状态进行了三维并行数值模拟,对比分析了计算和实验结果的差异。结果表明,隔离段温度的实验测量值与计算结果的最大相对误差约为0.8%;在燃烧室核心流区域,当量比为0.6和0.8两个状态下,实验测量值分别比计算值偏低约40K和150K,相对差异为4.2%和13%;在凹槽回流区内,当量比为0.6和0.8时实验值则分别比计算值偏低约140K和170K,相对差异为11.7%和7.5%。主喷油位置喷入当量比为0.2的燃料对燃烧室区域的温度和压力分布会产生较大影响,但对扩张段及后部区域的推力性能不会产生显着的改变。
王亚男[4]（2018）在《高总温条件下的超声速火焰稳定模式研究》文中研究指明本文以超燃冲压发动机内气体流动、混合和燃烧为背景,结合试验验证、数值仿真与理论分析,研究了高总温条件下的火焰稳定模式及稳焰机制。首先结合NPLS技术和大涡模拟方法,分析了喷孔至凹腔间的喷注距离、射流/来流动压比和喷孔数量对凹腔上游横向喷注的流场结构和混合特性的影响。短距离喷注时,凹腔上游射流近壁面反转旋涡对带动剪切层内涡发展;长距离喷注时,射流与凹腔间相互作用强度大幅降低,K-H（Kelvin-Helmholtz）不稳定主导了凹腔剪切层的涡运动。在当前条件下,增加喷注距离与动压比均能有效改善凹腔内燃料当量比分布。相同全局当量比下,与单孔喷注相比,三孔并行喷注方式使燃料在展向分布更均匀,射流与凹腔间的质量交换增强。研究了高总温条件下的火焰稳定模式。增加当量比,火焰从凹腔稳定模式转变为射流尾迹稳定模式。三孔并行喷注时,喷注距离减小会增强火焰强度,并减小模式转变的临界当量比;单孔喷注时,燃烧模式的改变受到凹腔处的当量比分布及射流与凹腔间相互作用的影响,特别和射流弓形激波经燃烧室上壁面的反射激波与凹腔剪切层的相互作用紧密相关。在当前条件下,增加当量比,中等喷注距离（100mm）下火焰会率先转换为射流尾迹稳定模式。对比氢气和乙烯作为燃料时的火焰稳定模式,氢气能够从超燃凹腔稳定模式转变为超燃射流尾迹稳定模式,而乙烯火焰从超燃凹腔稳定模式直接转变为亚燃射流尾迹稳定模式。在当前试验条件下,乙烯火焰稳定模式的转变过程中引起了强烈的侧壁效应。凹腔稳定模式下,凹腔剪切层起到了主要稳焰作用,火焰前锋波动较小,振荡主频主要由剪切层振荡控制。射流尾迹稳定模式中,火焰前锋在喷注点下游时,火焰振荡模式主要受到射流振荡频率的影响;火焰前锋在喷注点及上游时,射流振荡的影响减弱,火焰上游大尺度边界层分离区的振荡影响增强。提出了“三反应区”机制以解释凹腔稳定模式向射流尾迹稳定模式的转变。燃烧区域识别为凹腔反应区、覆盖凹腔的射流反应区和凹腔上游的射流尾迹反应区。凹腔反应区中的燃料当量比分布为凹腔中火焰稳定的主导因素;射流与凹腔的相互作用为覆盖凹腔的射流区域能否被点燃的主导因素;凹腔上游的射流尾迹流动参数为射流尾迹中火焰稳定的主导因素。壁面大尺度边界层分离促进火焰向上游传播并维持火焰在射流尾迹的稳定。研究了高总温条件下的自点火效应,发现自点火能形成初始火核,且在射流尾迹火焰“熄火-重燃”过程中能形成射流尾迹内的独立新火焰,诱发射流尾迹火焰的“重燃”过程。随着温度升高,自点火效应近似幂指数形式增强。静温1000K以上时,自点火效应将开始影响火焰稳定模式;随静温继续上升,自点火效应将逐渐占据主导。射流尾迹模式的部分预混氢气火焰中,扩散火焰主要分布于射流火焰的边界,富燃预混火焰主要分布于射流尾迹近壁面和射流内部,贫燃预混火焰少量位于射流背风区环状涡结构下部和凹腔内。在当前条件下,自点火主要集中在射流迎风剪切层内及近壁面的射流尾迹贫燃区域,起到稳定火焰基底的作用,而射流尾迹内主体火焰仍是火焰传播占据主导。结合混合分数、反应进度和温度,建立了层流化学反应数据库并完成了数据库验证。采用化学非平衡查表计算法模拟自点火延迟时间和二维及三维部分预混火焰,验证了计算模型的可行性。部分预混火焰高温区强非线性特征增加了精确模拟难度,而自点火延迟时间模拟精度高。通过数值验证发现化学非平衡查表计算法有效提高了计算效率。
李蓝天[5]（2018）在《超声速凹腔稳焰燃烧室流场的大涡模拟》文中指出以喷注混合与燃烧稳焰作为主要研究对象,研究超声速燃烧室的典型的流场结构。基于LES程序数值模拟,分析射流凹腔相互作用机理与并联突扩凹腔燃烧流场的燃烧特性。首先,基于LES/RANS方法对单凹腔燃烧室进行冷流条件下的仿真,分析了凹腔构型对超声速横向射流混合特性的影响,辩明了射流尾迹的典型结构反转漩涡对（CRVs）在主流中的发展与演变过程,研究重点关注了射流凹腔相互作用的两种典型流场:中等相互作用流场模式和强相互作用流场模式。根据模拟结果可知,剪切层的发展形式是决定射流与凹腔之间相互作用模式的关键因素。中等相互作用作用模式中,射流后方靠近凹腔一侧的剪切层进入凹腔内发展,将形成壁面诱导涡（TCRVs）与反转漩涡对以及新涡共同主导三组对涡形式;强相互作用模式中,剪切层发展于凹腔上方,将形成两对CRVs共同主导的模式。其次,基于化学非平衡流的混合LES/RANS方法,研究了并联后缘突扩型凹腔的燃烧流场并得流场特征结构。冷流条件下,射流位置与射流喷注压强会影响凹腔内的涡量强度与分布,直接影响凹腔内的回流特性。燃烧条件下,碳氢燃料乙烯由于其热值相对较低,直接点火容易不成功,而氢气易于点火,易于构建较为稳定的燃烧场。随后,分析了乙烯在凹腔前缘点火后的火焰传播过程,发现乙烯点火对点火强度有很高要求,同时很难形成较大的燃烧区。氢气点火引导的燃烧流场能够构建较强的反压区和较大的凹腔回流区,燃烧背压沿着亚声速区向上游传播,引起射流穿透深度的增加,同时激波串强度提高并向上游推移,构建了较好的火焰稳定条件。
胡雨蒙[6]（2018）在《近空间高超声速气动热的数值模拟》文中研究指明近空间高超声速飞行器具有高效的突防和侦察能力,可以大大扩展战场空间,巨大的军事和商业经济价值使其具有广阔的发展前景。当飞行器以高超声速在近空间中飞行时,气体剧烈压缩和粘性阻滞使温度急剧升高,并产生离解、电离等“真实气体效应”,带来“黑障”和“热障”等一系列问题。由于气动热是飞行器热防护设计的边界条件,弄清复杂气动热的影响因素是极为重要的。本文对高超声速飞行器的气动热问题展开了二维轴对称数值模拟研究,成果如下:1、基于化学非平衡模型,引入了对于能量方程的变换方法和等效比热比的概念,开发了一套高超声速条件下化学平衡流和化学非平衡流气体的数值模拟程序,为近空间高超声速气动热分析提供了稳健的数值模拟工具。2、利用开发的程序,对化学平衡流条件下圆球高超声速绕流的粘性效应和真实气体效应进行了数值模拟;然后又对化学非平衡流条件下圆球高超声速绕流的真实气体效应和非平衡效应进行了数值模拟,研究了高马赫数气动热数值计算的不稳定现象。结果表明:（Ⅰ）在平衡流条件下,流场粘性对驻点处的温度、压强、密度、激波脱体距离和近壁面处密度的分布影响不大,但近壁面处的温度分布略有不同。（Ⅱ）在平衡流条件下,比较了高马赫数下AUSMPW和AUSMPW+两种格式在近壁面处压强的计算效果。当马赫数高于18时,AUSMPW格式在近壁面处的压强分布中会呈现数值不稳定的现象,而AUSMPW+格式能够继续给出稳定的数值解。（Ⅲ）在平衡流和非平衡条件下,真实气体效应均对流场结构和气动热环境影响显着:激波后温度显着降低,密度大大增加,激波脱体距离减小,激波后压强变化较小;非平衡效应使得激波后的温度逐渐降低,密度逐渐增加,对压强的影响较小,而平衡流激波前后的流动都是均匀的,只在很薄的区域内流场物理量具有很大的梯度。3、针对壁面热流计算中第一层网格高度选取原则不统一的问题,在非平衡条件下对圆球的气动热进行了数值模拟,研究了第一层网格高度的选取准则。结果表明:通过合适的网格划分能够改善激波的捕捉质量,但是对流场物理量的影响较小。与流场其他物理量（温度、压强、密度、速度）相比,热流收敛的慢。近壁面处的网格分布会影响壁面热流的大小,减小第一层网格高度使得驻点热流增加,直至收敛,从而否定了“存在第一层网格高度的最佳值”的说法。不同的来流条件下,准确预测热流值需要不同的网格,并根据计算结果,提出了第一层网格选取的方法。4、为了分析近空间高超声速流中马赫数、钝体半径、来流密度和大气高度等参数与激波脱体距离的关系,分别对化学平衡流和化学非平衡流条件下圆球高超声速绕流的激波脱体距离进行了数值模拟,研究了激波脱体距离随马赫数的变化规律。结果表明:（Ⅰ）在化学平衡流动中,无论钝体半径、来流密度和大气高度如何变化,激波脱体距离均是随着马赫数的增加先减小后增大,存在激波脱体距离变化的拐点。当马赫数相同时,钝体半径和来流密度的增加都会使得激波脱体距离变大,高度增加使激波脱体距离变小。当半径相同时,最小激波脱体距离对应的马赫数随高度的增加先减小后增加,这主要与大气层中温度的变化有关。由数值模拟结果提出了激波脱体距离与近空间大气层高度、钝体半径和来流马赫数的关系式。（Ⅱ）在化学非平衡流动中,当大气高度、钝体半径和来流密度相同时,随着马赫数的增加,激波脱体距离先是快速减小然后再慢慢变大,即化学非平衡流动下也存在最小的激波脱体距离。但是最小激波脱体距离对应的马赫数比平衡流下的大,说明非平衡状态使得气体的可压缩性增加。马赫数相同时,化学非平衡模型计算的激波脱体距离大于化学平衡流模型的计算值。且随着大气高度的增加,平衡流与非平衡流计算的激波脱体距离的差值在变大,这是因为大气密度的降低令非平衡效应更加明显。
孙维佳[7]（2016）在《基于OpenFOAM平台模拟超燃冲压发动机燃烧与辐射耦合效应》文中研究指明超燃冲压发动机（Scramjet）是高超声速飞行器推进的理想动力装置,其具有结构简单、储运方便、稳定性好、不携带氧化剂、比冲大等优点,是一种具有广阔发展前景的技术,在航空航天和国防军事领域具有重要意义。在超燃冲压发动机的几大结构中,燃烧室是唯一的主动件也是最重要的结构。而燃烧室内壁面热流和燃气辐射传热对壁面热防护的优化设计和燃烧室内超声速燃烧的稳定性有着重要的作用。国外学者已经通过自定义求解器采用解耦算法对不同燃料超燃冲压发动机燃烧室内热辐射的作用及影响因素做了众多研究,其结果表明壁面辐射热流密度可达对流热流密度的33%。我国虽然起步较晚,目前也已在高超声速进气道、燃烧室内点火,高温下层流稳定流中对流与辐射的耦合等方面取得一定研究成果。然而对超燃冲压发动机燃烧室内热辐射的研究,尤其是超声速燃烧中燃烧与辐射耦合效应的研究仍比较薄弱。闭源商业CFD软件中模型修改困难,用户自定义函数只能有限的增加其求解功能,不能从源代码这一根本上完成燃烧和辐射的耦合。另外,商业软件通用性较强,灵活性和针对性则欠缺,对新模型（如SEF-PDF）投入应用所需时间也远长于自定义求解器。因此,本文基于开源OpenFOAM平台,建立了随机欧拉解法（SEF-PDF）,并采用Fortran语言编写了二维P1模型及k-distribution谱带模型,耦合软件自带k-ωSST模型,得到所用自定义求解器,验证计算燃烧室内流动、燃烧、燃气辐射和壁面对流及辐射热流密度,并在燃烧与辐射耦合计算过程中考察辐射与燃烧之间的相互影响。采用文献中以氢气作为燃料的超燃冲压发动机燃烧室参数和计算条件,以燃烧/流动与热辐射解耦的方式模拟了流场和壁面热流,与该文献的结果（解耦）吻合较好,表明本文相关模型具有一定的可信度。之后,针对上述算例开展了燃烧/流动与热辐射的耦合计算,考察了耦合时热辐射对燃烧和流场参数及壁面热流的影响规律。通过解耦和耦合计算结果分析表明,解耦条件下壁面最大辐射热流密度可达600kW/m2,壁面辐射与对流热流密度之比最大处可高达40%,但最大比值的位置与最大辐射热流位置不一定相同;采用与解耦计算完全相同的条件进行耦合计算后发现燃气最高温度降低近200K,这可能会影响到燃烧的稳定性甚至导致熄火;耦合计算中壁面最大辐射热流密度为570kW/m2。利用耦合算法考察了燃料速度、燃烧室体积等因素对燃烧效果和壁面辐射热流密度的影响。由计算结果可知,随着燃料入射速度减半,壁面辐射热流密度降低了8%。燃烧室增大则热辐射的作用更加显着,比如体积增大到3.4倍,壁面辐射热流密度最大值增大42%。为了考察热辐射对点火的影响,采用乙烯为燃料,模拟带回流区和节流阀的燃烧室的流场、燃烧及热辐射情况。首先模拟了在不同节流阀高度下燃烧室内的流场,探究了节流阀在固定激波位置和强度、增强掺混方面的作用;同时与文献中实验结果比较,模拟所得不同节流阀高度下流场压强与实验结果吻合良好,进一步验证所建立求解器对流场模拟的准确性。采用耦合算法计算了节流阀高度分别为0和21.84cm时在0.2ms（点火阶段）流场内温度、压力、主要燃烧产物摩尔分布和上顶壁面辐射/对流热流密度。结果表明,节流阀具有增温增压、促进燃烧和稳焰的作用;虽然此时壁面辐射热流密度数值相对较小,但在节流阀附近已达到壁面对流热流密度的20%,辐射源项（Srad）在点火区域达3.0x105W/m3,该结果表明耦合算法所得辐射源项对燃烧室结构优化以及点火设计提供参考。
李朗[8]（2015）在《一种向低速域扩展的化学反应流动数值模拟研究》文中提出超燃冲压发动机燃烧室内充满着激波、旋涡、点火与燃烧以及激波／边界层相互作用和分离流动等复杂现象,燃烧室内既有核心区域的超音速流动,又有边界层或凹腔区域的亚音速（低速）流动。航空涡轮发动机燃烧室不仅几何结构复杂,带有旋流和回流等复杂物理化学现象,而且内流道兼含可压缩和不可压缩流的双重特征。数值方法为揭示发动机燃烧室流场的详细特征而发挥了越来越重要的作用,尤其在研制初始阶段,能为澄清新机理和发动机选型提供有效依据。本文围绕超燃冲压发动机及航空涡轮发动机燃烧流场进行了研究。基于传统三维多组分Navier-Stokes方程,采用预处理方法,针对气态燃料燃烧流场,利用高阶AUSM+-up格式、LU-SGS隐式时间推进方法、有限体积法及有限速率化学反应模型等发展了一套从低速流动到超音速流动的统一求解方法和高效、高精度大规模并行计算CFD软件平台。在神威机群上对有无预处理程序进行了多方面的算例验证后,对超燃冲压发动机及航空涡轮发动机燃烧室内部流场开展了较为细致的数值研究,并将数值模拟结果与有关实验数据进行了对比和分析,为超燃冲压发动机及航空涡轮发动机燃烧室的机理研究和型号设计提供依据。本文主要工作总结如下：发展了一套能够求解从低速到超音速化学反应流动的大规模并行程序。通过在三维多组分控制方程伪时间项施加自行推导的基于压力、速度及温度为原始变量的预处理矩阵,基于有限体积法,空间无粘通量采用AUSM+-up分裂格式,时间推进采用LU-SGS隐式时间推进方法,化学反应燃烧模型采用有限化学速率进行求解。算例验证结果表明本文发展的高精度并行程序能够有效地求解全速域化学反应流动问题,使得原有计算能力拓展到能覆盖低速的能力。对矩形截面直连式超燃冲压发动机模型在不同当量比、不同注油分布条件下的燃烧流场进行了数值模拟,获得了燃烧室流场的详细结构。结果表明,当量比不同会显着地改变燃烧的点火机制、反应区域,最终影响燃烧性能。针对本文构型发现壁面横向喷油火焰稳定模式主要有射流回流区稳焰模式、凹槽回流区稳焰模式及射流回流区和凹槽回流区共同稳焰模式；对平板隔板超音速混合层燃烧特性进行了考察分析,发现超音速混合燃烧流场存在强烈的非定常性,流场中波系结构等呈现振荡特性,振荡主要发生在流场的中上层。剧烈的燃烧导致反压对下层空气入口压力产生扰动。对单头部航空涡轮发动机燃烧室进行了数值模拟,得到了详细的流场结构,并与实验数据进行了比较,显示本文发展的计算程序能充分利用传统求解可压缩流的理论来求解低速流动。数值模拟结果可以为航空发动机燃烧室的优化设计和理论研究提供有力的支撑依据,可以为分析燃烧室的燃烧性能提供详实的信息。本文的研究表明,发展的大规模并行计算程序能够很好地用来模拟超燃冲压发动机及航空涡轮发动机内部的燃烧流场,可以给出模型发动机燃烧流场的详细特征和相关的性能分析,并具有较高的计算效率和精度。
邓维鑫[9]（2013）在《宽范围马赫数超燃冲压发动机燃烧组织技术研究》文中研究说明本文以掌握飞行马赫数4-7条件下超燃冲压发动机燃烧组织技术为研究目标,采用试验与数值计算相结合的方法,对多个典型来流状态下的点火方式以及燃烧性能进行了研究。试验在脉冲燃烧风洞完成,该风洞利用氢气和富氧空气燃烧产生试验来流,模拟参数为总温、总压、马赫数。在飞行马赫数4-7范围内选择了3个典型的设计点进行直连式试验,即：4、5.5和6.5,分别对应隔离段入口马赫数2、2.6和3。根据风洞设备的需要,设计了一套多油位多时序高精度燃料供应系统,实现了模型燃料、点火器气源和节流气源的精确供应。在Ma2状态下实现了乙烯燃料的可靠点火和稳定燃烧。共试验了7种点火方式,分别是：乙烯自燃点火、氢氧火炬点火、空气节流点火、氢氧火炬加空气节流点火、氢氧火炬加引导氢点火、空气节流加引导氢点火以及单独使用引导氢点火。试验表明,后3种点火方式能够可靠地点燃常温气态乙烯。开展了单油位注油特性试验以及多油位燃烧性能试验。利用光学显示手段,揭示了火焰发展历程,得到了不同油位的贫油极限和富油极限,建立了燃烧压力和燃料当量比之间关系的数学模型。以隔离段段未扰动区域长度、燃烧室推力以及燃料比冲为指标,进行了多种注油方式的燃烧性能试验。试验表明,在Ma2.6状态下引导氢仍能可靠点燃常温乙烯,但引导氢关闭后,乙烯能否自持稳定燃烧则取决于乙烯的流量大小。上壁面单独注油时,火焰主要位于上壁面附近区域,不能充分利用流道内的氧气。上下壁面同时注油时,下壁面注入的乙烯能够被上壁面火焰引燃,待下壁面发生燃烧后,其火焰又能对上壁面的燃料提供正向激励,上下壁面的火焰之间存在耦合作用。试验中,在Ma3状态下采用空气节流方法实现了乙烯燃料的可靠点火。定量考察了多个节流参数,包括：节流流量、燃料当量比以及节流时间,以点火时间的长短来评判各参数对点火性能的影响,绘制了点火时间与各参数之间的分布曲线,利用多元回归分析方法,建立起了空气节流点火的数学模型。基于上述3个典型来流状态的试验研究成果,提出了宽范围马赫数条件下固定几何形状超燃冲压发动机的燃烧组织方案的设计思路,可为工程应用提供了一定的参考。
张弯洲[10]（2013）在《超燃冲压发动机燃烧室起动过程研究》文中认为超燃冲压发动机能够利用大气中的氧气,不需自身携带氧化剂,因而在高超声速飞行领域,其比冲比火箭发动机更高,是高超声速飞行具有广阔前景的推进系统。应用于空天往返,导弹武器和商业运输都将为该领域带来重大革新。低马赫数下的超燃发动机燃烧室起动（点火）问题是目前该领域的主要难题之一因低马赫数（Ma4）下,来流的总温低（900K）,燃烧室内静温低于燃料的自点火温度,必须使用辅助点火措施,才能够实现超燃发动机在低马赫数下的成功起动。而低马赫数下点火难点主要有：（1）点火技术；（2）液态燃料雾化。本文将针对上述两个问题,分别进行超燃发动机低总温条件下的气态乙烯点火技术研究和液态燃料雾化喷嘴研究。针对超燃发动机燃烧室在低马赫数下的点火问题,在脉冲燃烧风洞设备上进行了系列的试验研究。试验来流参数为总温935K,总压0.8Mpa,马赫数2.1,试验时间约220-250ms；试验内容包括冷流流场特性试验、冷流混合试验、5种不同点火方式下的燃烧室点火试验,发动机贫油极限和富油极限试验,发动机内注油位置优化试验等。结合数值模拟和光学显示,研究了不同凹槽构型下燃烧室的冷流流场特性。数值模拟和高速纹影测量结果显示,凹槽深度18mm,长深比10.8的燃烧室流道内激波最强,流道内有明显的附面层分离区,冷流阻力最大。长深比10和10.8的凹槽较长深比7的凹槽阻力大接近一倍。燃料以垂直壁面喷射的方式注入燃烧室内,除凹槽内注油位置外,其他位置的燃料穿透深度不到5mm。凹槽上游和凹槽内注入的燃料大部分富集在凹槽内。节流能够显着增加上壁面燃料的穿透深度,对燃料的混合和分布有较大改善（百分比）。对下壁面注入的燃料改善效果不明显。针对凹槽深度18mm,长深比10.8的发动机构型,研究了五种不同的辅助点火方式：火炬点火器辅助点火、氢气自燃辅助点火、节流辅助点火、引导氢气+火炬点火器辅助点火和节流+引导氢气辅助点火。其中点火器或节流单独辅助乙烯点火没有成功。氢气自燃辅助点火,点火器+引导氢气辅助点火和节流+引导氢气辅助点火三种点火方式能够在较宽范围内实现乙烯的点火,乙烯单独稳定燃烧的时间超过100ms。0.43g/s-12.68g/s的氢气从凹槽内注入燃烧室能够发生自燃,并作为引导火焰点燃乙烯,流量超过17.27g/s或从其他位置注入燃烧室,氢气不会发生自点火燃烧；利用点火器+引导氢气进行辅助点火时,点火参数范围为：点火器的功能为点燃引导氢气,功率不小于20kW,引导氢气最低当量比为0.05左右,注入时间大于50ms,点火时间不短于20ms即能可靠点火；利用节流+引导氢气辅助点火时,节流气流量不小于发动机入口流量的10%,引导氢气注油压力不低于5.0Mpa,节流位置在离隔离段入口875mm处,点火时间约60ms能够可靠点火,节流位置靠前（745mm）,氢气注油压力低于5.0Mpa不能成功点火。燃料从凹槽上游和凹槽内注入,测量得到的发动机贫油熄火极限接近,约为当量比0.08；富油工作极限差别较大,分别为当量比0.327和0.471：凹槽构型对点火方式的适应较为敏感,长深比为7的凹槽只能在点火器+引导氢气一种辅助点火方式下实现乙烯的成功点火；研究了低马赫数下（Ma4）下的富油工作极限,凹槽上游和凹槽内燃料当量比不能超过0.2,主要燃料应分布在凹槽下游附近,离凹槽出口过远,注入燃烧室的燃料难以被凹槽出口的高温燃气点燃,对发动机性能没有贡献。试验研究找到了较为理想的5点注油方式,总当量比达到0.85,燃烧室推力为1401N,隔离段压力扰动位置为352mm。利用一维燃烧室释热规律优化方法,得到了当量比1.0下的4点注油位置分布,通过二维数值模拟验证发现,推力增加到1753N,将0.848当量比下的推力增加了25.1%,但隔离段压力扰动位置97.6mm,抗反压裕度下降。借助高速摄影手段,研究了不同点火方式下,燃烧室内的点火和火焰传播过程。试验发现,氢气自燃辅助点火方式下,氢气流量过大,大部分氢气会直接突破剪切层,进入主流,不能发生自点火燃烧,因此应该控制氢气流量。节流+引导氢气辅助点火时,节流的时间过长,燃烧室内的压力在乙烯注入后约20ms,扰动至隔离段入口位置超过发动机的工作范围。利用节流方式,在发动机中营造一定的燃烧室背压,当燃烧室燃烧后压力达到该压力水平时,及时关闭节流,燃烧能够维持,过早关闭节流可能导致点火失败,节流时间过长,将导致燃烧室背压过高,超出发动机工作范围。因此在利用节流进行点火时,一方面要严格控制节流流量,另一方面要适时关闭节流。自主设计和加工了液态燃料充气雾化喷射试验系统,试验测量和比较了相同喷射压力下,纯液态喷射和雾化喷射的液滴雾化效果,试验结果表明,即使气液比低至1.36%,雾化效果仍较为理想,稳定后液滴的SMD值小于60μm。气液比越高,喷嘴直径越小,越有利于降低雾化液滴的直径。试验中,最好的雾化效果为气液比15.15%,雾化后的SMD小于40μm。气液混合雾化能够提升液滴沿喷射方向的速度,增加了液滴的喷射动量,有利于增加注油穿透深度。
二、超燃发动机化学非平衡流场的并行计算（论文开题报告）
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
本文主要提出一款精简64位RISC处理器存储管理单元结构并详细分析其设计过程。在该MMU结构中,TLB采用叁个分离的TLB,TLB采用基于内容查找的相联存储器并行查找,支持粗粒度为64KB和细粒度为4KB两种页面大小,采用多级分层页表结构映射地址空间,并详细论述了四级页表转换过程,TLB结构组织等。该MMU结构将作为该处理器存储系统实现的一个重要组成部分。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
三、超燃发动机化学非平衡流场的并行计算（论文提纲范文）
（1）超声速气流中横向喷雾的混合及燃烧过程数值模拟（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 超声速气流中液体横向射流相关研究 |
| 1.2.1 液体横向射流的实验研究 |
| 1.2.2 液体横向射流的数值研究 |
| 1.3 凹腔燃烧室中燃料喷雾混合燃烧相关研究 |
| 1.3.1 燃料喷雾混合特性的研究 |
| 1.3.2 燃料喷雾燃烧过程的研究 |
| 1.4 本文主要研究内容 |
| 第二章 超声速气流中两相流动大涡模拟方法 |
| 2.1 可压缩气相控制方程及其数值方法 |
| 2.1.1 可压缩气相控制方程 |
| 2.1.2 滤波后的气相大涡模拟方程 |
| 2.1.3 气相数值计算方法 |
| 2.2 液滴相控制方程及其数值方法 |
| 2.2.1 液滴相控制方程 |
| 2.2.2 液滴相数值计算方法 |
| 2.2.3 液滴相数据的动态管理 |
| 2.3 气液之间双向耦合数值方法 |
| 2.3.1 液滴在变形网格下的高效定位 |
| 2.3.2 气相对液滴相的作用 |
| 2.3.3 液滴相给气相的源项作用 |
| 2.4 小结 |
| 第三章 超声速气流中液体横向射流破碎过程研究 |
| 3.1 破碎模型理论及验证 |
| 3.1.1 KH/RT/TAB混合破碎模型 |
| 3.1.2 计算模型及验证 |
| 3.2 射流破碎拉丝过程的机理分析 |
| 3.2.1 实验观测结果 |
| 3.2.2 拉丝过程的条件分析 |
| 3.2.3 拉丝过程的机理分析 |
| 3.3 小结 |
| 第四章 燃烧室中液体射流的三维流动结构及混合机理 |
| 4.1 平板横向射流的三维流动结构 |
| 4.1.1 计算模型及验证 |
| 4.1.2 气相流动特性及受力分析 |
| 4.1.3 液相输运特性及受力分析 |
| 4.1.4 三维流动结构的讨论 |
| 4.2 液体射流在凹腔燃烧室中的混合过程 |
| 4.2.1 数值模拟与实验的对比 |
| 4.2.2 喷雾流场瞬态演化过程 |
| 4.2.3 液雾分布及输运特性 |
| 4.3 小结 |
| 第五章 凹腔燃烧室中燃料喷雾蒸发过程研究 |
| 5.1 液滴蒸发模型的理论及验证 |
| 5.1.1 蒸发模型介绍 |
| 5.1.2 单液滴蒸发验证 |
| 5.2 高总温来流条件下液滴蒸发过程及验证 |
| 5.2.1 不同来流条件下单液滴蒸发过程 |
| 5.2.2 平板上液体煤油射流的蒸发验证 |
| 5.3 液体煤油射流蒸发及混合过程研究 |
| 5.3.1 计算模型 |
| 5.3.2 流场瞬态演化过程 |
| 5.3.3 液雾分布及蒸发特性 |
| 5.3.4 凹腔附近点火环境分析 |
| 5.4 小结 |
| 第六章 凹腔燃烧室中燃料喷雾燃烧特性研究 |
| 6.1 两相燃烧计算方法 |
| 6.1.1 化学反应源项计算方法 |
| 6.1.2 煤油反应机理 |
| 6.2 煤油射流燃烧的初步验证分析 |
| 6.2.1 仿真计算条件 |
| 6.2.2 实验结果验证 |
| 6.2.3 燃烧流场基本特征 |
| 6.3 喷雾燃烧流场火焰准稳定特性分析 |
| 6.3.1 计算模型及网格 |
| 6.3.2 喷雾燃烧流场瞬时特性 |
| 6.3.3 喷雾燃烧流场统计特性 |
| 6.3.4 喷雾燃烧流场的火焰模式 |
| 6.4 小结 |
| 第七章 总结与展望 |
| 7.1 主要研究工作与结论 |
| 7.2 论文创新点 |
| 7.3 论文不足及未来工作展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
（2）基于一维Euler方程的超燃冲压发动机建模及应用（论文提纲范文）
| 致谢 |
| 摘要 |
| abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 引言 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 吸气式高超声速飞行器发展概况 |
| 1.2.2 超燃冲压发动机准一维建模 |
| 1.2.3 高超声速飞行器一体化设计分析 |
| 1.3 本文的研究内容与章节安排 |
| 第二章 高超声速外流场计算 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 CFD方法基本原理 |
| 2.2.1 控制方程 |
| 2.2.2 离散方法 |
| 2.2.3 边界条件 |
| 2.2.4 UDF使用简介 |
| 2.3 本章小结 |
| 第三章 超燃冲压发动机准一维建模方法 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 混合气体热力学性质 |
| 3.2.1 混合气体定义 |
| 3.2.2 混合气体的焓与内能 |
| 3.3 化学反应动力学模型 |
| 3.4 化学非平衡流控制方程 |
| 3.5 化学非平衡流控制方程变换 |
| 3.6 数值解耦算法 |
| 3.7 解耦算法的流动部分计算方法 |
| 3.7.1 控制方程的有限体积离散方法 |
| 3.7.2 数值通量的计算方法 |
| 3.7.3 时间离散格式 |
| 3.8 解耦算法的化学反应部分计算方法 |
| 3.8.1 化学反应方程转换 |
| 3.8.2 拟稳态逼近求解器α-QSS |
| 3.9 构造时间离散项的“源项消去”法 |
| 3.10 算例与分析 |
| 3.10.1 计算分析方法 |
| 3.10.2 反应部分算例 |
| 3.10.3 CARDC氢燃料超燃冲压发动机实验算例 |
| 3.10.4 NAL氢燃料超燃冲压发动机实验算例 |
| 3.10.5 NAL氢燃料燃烧室性能影响因素分析 |
| 3.11 本章小结 |
| 第四章 高超声速飞行器机体/推进一体化建模方法 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 高超声速飞行器机体/推进一体化模型 |
| 4.2.1 一体化构型描述 |
| 4.2.2 物理模型与计算方法 |
| 4.3 发动机冷流条件下一体化流道计算结果 |
| 4.4 发动机点火条件下一体化流道计算结果 |
| 4.5 本章小结 |
| 第五章 总结与展望 |
| 5.1 全文总结 |
| 5.2 后续工作展望 |
| 参考文献 |
| 附录1 |
| 附录2 |
| 攻读硕士学位期间的学术活动及成果情况 |
（3）煤油燃料超燃发动机燃烧室温度测量与计算分析（论文提纲范文）
| 1 实验和数值研究方法 |
| 1.1 实验模型和实验条件 |
| 1.2 可调谐CARS温度测量系统 |
| 1.3 数值计算方法 |
| 2 结果及分析 |
| 3 结论 |
（4）高总温条件下的超声速火焰稳定模式研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.2 超燃冲压发动机内混合和燃烧过程 |
| 1.2.1 混合过程 |
| 1.2.2 燃烧过程 |
| 1.3 高总温下的火焰稳定模式与自点火效应 |
| 1.4 论文主要研究内容 |
| 第二章 试验设备与仿真平台 |
| 2.1 试验设备 |
| 2.1.1 超声速静风洞试验系统 |
| 2.1.2 超声速燃烧机理直连式试验系统 |
| 2.2 流场诊断技术 |
| 2.2.1 NPLS技术 |
| 2.2.2 高速火焰成像 |
| 2.2.3 高速激光纹影 |
| 2.2.4 高频压力传感器 |
| 2.2.5 压力扫描阀 |
| 2.3 数值仿真平台 |
| 2.3.1 国防科技大学高超重点试验室高性能计算平台 |
| 2.3.2 国家超级计算中心 |
| 2.3.3 高性能计算MPI/Open MP混合并行技术 |
| 2.4 小结 |
| 第三章 流动与燃烧数值模拟方法 |
| 3.1 混合RANS/LES方法 |
| 3.1.1 大涡模拟控制方程 |
| 3.1.2 混合RANS/LES方法 |
| 3.2 化学反应模型 |
| 3.2.1 湍流化学反应源项直接封闭 |
| 3.2.2 设定型PDF模型 |
| 3.3 数值格式 |
| 3.3.1 时间离散格式 |
| 3.3.2 空间离散格式 |
| 3.3.3 湍流入口的recycling/rescaling生成方法 |
| 3.4 小结 |
| 第四章 凹腔上游横向喷注混合特性研究 |
| 4.1 试验构型与计算设置 |
| 4.1.1 试验构型 |
| 4.1.2 计算条件设置 |
| 4.2 不同喷注方式对混合特性的影响 |
| 4.2.1 不同喷注距离的影响 |
| 4.2.2 不同射流/来流动压比的影响 |
| 4.2.3 单孔喷注与三孔喷注的影响 |
| 4.3 小结 |
| 第五章 高总温条件下凹腔上游横向射流的燃烧模式 |
| 5.1 火焰稳定模式 |
| 5.1.1 试验构型与方案 |
| 5.1.2 火焰稳定模式 |
| 5.2 火焰稳定模式的影响因素 |
| 5.2.1 当量比对火焰稳定模式的影响 |
| 5.2.2 喷注方式对火焰稳定模式的影响 |
| 5.2.3 不同燃料对火焰稳定模式的影响 |
| 5.3 火焰稳定模式的振荡特性 |
| 5.4 不同火焰稳定模式的建立机制 |
| 5.5 小结 |
| 第六章 高总温条件下自点火效应对燃烧过程的影响 |
| 6.1 高总温火焰稳定过程中的自点火效应 |
| 6.1.1 试验构型与方案 |
| 6.1.2 1400K总温下的自点火效应 |
| 6.1.3 1600K总温下的自点火效应 |
| 6.2 自点火效应和火焰传播对燃烧过程的影响 |
| 6.2.1 自点火效应的影响因素 |
| 6.2.2 火焰传播的影响因素 |
| 6.3 燃烧过程中的自点火效应和火焰传播 |
| 6.4 适应自点火效应的化学非平衡查表计算法 |
| 6.4.1 查表计算模型 |
| 6.4.2 反应数据库 |
| 6.4.3 化学非平衡查表计算法的数值验证 |
| 6.5 小结 |
| 第七章 结论与展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
（5）超声速凹腔稳焰燃烧室流场的大涡模拟（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 国内外研究概况 |
| 1.2.1 超声速燃烧室横向射流研究进展 |
| 1.2.2 超声速燃烧室凹腔稳焰研究进展 |
| 1.3 本文主要研究内容 |
| 第二章 控制方程与数值方法 |
| 2.1 基于热完全化学气体假设的多组分控制方程 |
| 2.1.1 混合气体相关定义 |
| 2.1.2 基元反应 |
| 2.2 基本控制方程与混合LES/RANS方法 |
| 2.2.1 多组分湍流控制方程 |
| 2.2.2 LES的滤波方程及封闭模型 |
| 2.2.3 基于S-A方程的混合LES/RANS模型 |
| 2.3 数值方法 |
| 2.3.1 空间离散方法 |
| 2.3.2 时间积分方法 |
| 2.4 化学非平衡流的解耦计算 |
| 2.4.1 解耦型化学非平衡流的计算 |
| 2.4.2 含双时间步方法的“源项消去”法 |
| 2.5 方法验证与数据处理 |
| 2.5.1 基于DLR支板燃烧室混合LES/RANS数值验证 |
| 2.5.2 Q准则 |
| 2.6 小结 |
| 第三章 单凹腔燃烧室射流混合过程的数值模拟 |
| 3.1 算例基本设置 |
| 3.2 射流凹腔强相互作用数值模拟 |
| 3.3 射流凹腔中等相互作用数值模拟 |
| 3.4 射流凹腔相互作用机制分析 |
| 3.5 小结 |
| 第四章 并联后缘突扩凹腔燃烧室流动燃烧过程的数值模拟 |
| 4.1 算例基本设置 |
| 4.2 并联后缘突扩凹腔燃烧室中冷流流场模拟 |
| 4.3 并联后缘突扩凹腔燃烧室中化学反应流场模拟 |
| 4.3.1 乙烯直接点火后的火焰传播过程 |
| 4.3.2 氢气点火燃烧流场 |
| 4.3.3 氢气引燃乙烯点火燃烧流场 |
| 4.3.4 氢气引导乙烯燃烧场的稳焰流场结构对比 |
| 4.4 小结 |
| 第五章 总结与展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
| 附录A |
| 附录B |
（6）近空间高超声速气动热的数值模拟（论文提纲范文）
| 致谢 |
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 符号列表 |
| 1 引言 |
| 1.1 近空间和近空间飞行器 |
| 1.1.1 近空间 |
| 1.1.2 近空间飞行器及其发展前景 |
| 1.1.3 问题的提出 |
| 1.2 高超声速飞行器的气动热试验 |
| 1.2.1 气动热 |
| 1.2.2 飞行试验与地面试验 |
| 1.3 高超声速飞行器的气动热数值模拟 |
| 1.3.1 数学建模 |
| 1.3.2 数值算法 |
| 1.3.3 CFD计算软件 |
| 1.4 本文的主要研究工作 |
| 2 轴对称可压缩NS方程的数值计算方法 |
| 2.1 化学平衡流的数学模型 |
| 2.1.1 化学平衡流轴对称控制方程 |
| 2.1.2 化学平衡流气体热力学关系及输运特性 |
| 2.1.3 方程的无量纲化 |
| 2.1.4 化学平衡流求解方法 |
| 2.2 化学非平衡流的数学模型 |
| 2.2.1 化学非平衡流轴对称控制方程及变换 |
| 2.2.2 方程的无量纲化 |
| 2.2.3 化学非平衡流气体热力学关系及输运特性 |
| 2.2.4 化学反应动力学模型 |
| 2.3 数值计算方法 |
| 2.3.1 控制方程的离散 |
| 2.3.2 空间离散格式 |
| 2.3.3 时间离散格式 |
| 2.3.4 定解条件 |
| 2.3.5 收敛判据 |
| 2.3.6 计算流程和程序开发 |
| 2.4 本章小结 |
| 3 真实气体效应对高超声速流场的影响 |
| 3.1 化学平衡流下的高超声速流场 |
| 3.1.1 算例验证 |
| 3.1.2 真实气体效应 |
| 3.1.3 AUSMPW和AUSMPW+格式的比较 |
| 3.2 化学非平衡流下的高超声速流场 |
| 3.2.1 5组分化学反应模型算例验证 |
| 3.2.2 7组分化学反应模型算例验证 |
| 3.2.3 真实气体效应 |
| 3.2.4 非平衡效应 |
| 3.3 本章小结 |
| 4 高超声速非平衡流动的壁面热流 |
| 4.1 网格划分对流场的影响研究 |
| 4.1.1 流场解的时间无关性研究 |
| 4.1.2 流场解的网格无关性研究 |
| 4.1.3 热流的网格相关性研究 |
| 4.2 第一层网格高度对驻点热流计算值的影响 |
| 4.3 本章小结 |
| 5 高超声速环境下激波脱体距离的数值模拟 |
| 5.1 不同马赫数下激波脱体距离的变化 |
| 5.1.1 马赫数对激波脱体距离的影响 |
| 5.1.2 球头半径对激波脱体距离的影响 |
| 5.1.3 来流密度对激波脱体距离的影响 |
| 5.2 不同高度下激波脱体距离的变化及脱体距离的计算公式 |
| 5.2.1 不同高度下马赫数对激波脱体距离的影响 |
| 5.2.2 不同高度下激波脱体距离的计算公式 |
| 5.3 非平衡流下激波脱体距离的变化 |
| 5.4 本章小结 |
| 6 结论与展望 |
| 6.1 结论 |
| 6.2 展望 |
| 参考文献 |
| 附录A |
| 作者简历及攻读博士学位期间取得的研究成果 |
| 学位论文数据集 |
（7）基于OpenFOAM平台模拟超燃冲压发动机燃烧与辐射耦合效应（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.3 本文的研究内容及结构 |
| 第二章 OpenFOAM简介及求解器构建 |
| 2.1 OpenFOAM介绍 |
| 2.1.1 OpenFOAM整体概述 |
| 2.1.2 OpenFOAM中的场 |
| 2.1.3 OpenFOAM中对方程的离散方式 |
| 2.1.4 OpenFOAM中的湍流模型 |
| 2.1.5 OpenFOAM的并行计算及后处理 |
| 2.2 自定义求解器介绍 |
| 2.2.1 辐射光谱模型 |
| 2.2.2 辐射模型 |
| 2.3 本章小结 |
| 第三章 求解器验证及算例分析 |
| 3.1 计算的几何模型及边界条件 |
| 3.1.1 几何模型 |
| 3.1.2 网格划分 |
| 3.1.3 燃烧模型 |
| 3.2 结果分析与验证 |
| 3.2.1 解耦计算结果分析及求解器验证 |
| 3.2.2 耦合计算结果分析 |
| 3.3 采用耦合算法探究燃烧室内热辐射影响因素 |
| 3.4 本章小结 |
| 第四章 带回流区及节流阀燃烧室分析 |
| 4.1 几何模型构建 |
| 4.1.1 几何模型构建原理及主要尺寸 |
| 4.1.2 网格划分 |
| 4.1.3 燃烧模型 |
| 4.2 结果分析与验证 |
| 4.2.1 流场验证及分析 |
| 4.2.2 燃烧流场及辐射分析 |
| 4.3 本章小结 |
| 第五章 总结与展望 |
| 5.1 总结 |
| 5.2 本文创新点 |
| 5.3 不足及展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 攻读硕士学位期间已发表的论文 |
（8）一种向低速域扩展的化学反应流动数值模拟研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景和研究意义 |
| 1.2 国内外研究进展 |
| 1.2.1 超燃冲压发动机数值模拟研究 |
| 1.2.2 航空发动机数值模拟研究 |
| 1.2.3 全速域流场数值模拟研究 |
| 1.3 本文工作 |
| 第2章 控制方程和数值方法 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 控制方程 |
| 2.2.1 多组分流动控制方程 |
| 2.2.2 有量纲形式的流动控制方程 |
| 2.2.3 无量纲形式的流动控制方程 |
| 2.2.4 控制方程的坐标变换 |
| 2.2.5 湍流模型 |
| 2.2.6 多组分气体输运系数 |
| 2.2.7 化学反应源项 |
| 2.2.8 热力学模型 |
| 2.3 数值方法 |
| 2.3.1 有限体积法 |
| 2.3.2 控制方程的离散 |
| 2.3.3 无粘对流项的离散 |
| 2.3.4 定常LU-SGS隐式方法 |
| 2.3.5 非定常双时间步LU-SGS方法 |
| 2.4 预处理技术 |
| 2.4.1 完全气体的预处理方法 |
| 2.4.2 多组份的预处理方法 |
| 2.4.3 参考速度的定义 |
| 2.4.4 预处理无粘通量雅克比矩阵的特征值 |
| 2.5 边界条件 |
| 2.5.1 入口及出口边界条件 |
| 2.5.2 壁面边界条件 |
| 2.5.3 对称边界条件 |
| 2.6 本章小结 |
| 第3章 数值方法和程序的算例验证及分析 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 无化学反应算例验证及分析 |
| 3.3 有化学反应算例验证及分析 |
| 3.4 本章小结 |
| 第4章 超音速燃烧流场数值模拟 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 当量比对超燃冲压发动机燃烧性能的影响 |
| 4.3 注油分布对超燃冲压发动机燃烧性能的影响 |
| 4.4 凹槽对超燃冲压发动机火焰稳定过程的影响 |
| 4.5 平板隔板超音速混合层燃烧特性研究 |
| 4.6 本章小结 |
| 第5章 单头部航空发动机燃烧室数值模拟 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 计算工况 |
| 5.3 数值模拟结果及分析 |
| 5.4 本章小结 |
| 第6章 结论与展望 |
| 6.1 结论 |
| 6.2 创新点 |
| 6.3 展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在读期间发表的学术论文与取得的研究成果 |
（9）宽范围马赫数超燃冲压发动机燃烧组织技术研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景及研究意义 |
| 1.1.1 研究背景 |
| 1.1.2 研究意义 |
| 1.2 燃烧组织关键技术研究现状 |
| 1.2.1 燃料喷注 |
| 1.2.2 点火技术 |
| 1.2.3 火焰稳定 |
| 1.2.4 燃烧性能评价 |
| 1.2.5 研究现状评述 |
| 1.3 论文的研究内容 |
| 第2章 试验系统与数值计算方法 |
| 2.1 试验系统 |
| 2.1.1 脉冲燃烧试验台 |
| 2.1.2 超燃冲压发动机燃烧室模型 |
| 2.1.3 燃料供应系统 |
| 2.1.4 数据采集技术 |
| 2.1.5 流场显示技术 |
| 2.2 数值计算方法 |
| 2.2.1 控制方程 |
| 2.2.2 物性参数计算 |
| 2.2.3 化学反应源项和控制方程无量纲化 |
| 2.3 本章小结 |
| 第3章 燃烧室流场结构 |
| 3.1 来流参数 |
| 3.2 Ma 2状态冷流流场 |
| 3.3 Ma 2.6状态冷流流场 |
| 3.4 Ma 3状态冷流流场 |
| 3.5 本章小结 |
| 第4章 Ma 2状态下的燃烧组织技术 |
| 4.1 点火方式研究 |
| 4.1.1 乙烯自燃点火 |
| 4.1.2 氢氧火炬点火 |
| 4.1.3 空气节流点火 |
| 4.1.4 氢氧火炬加空气节流点火 |
| 4.1.5 氢氧火炬加引导氢点火 |
| 4.1.6 空气节流加引导氢点火 |
| 4.1.7 引导氢点火 |
| 4.1.8 点火方式总结 |
| 4.2 燃烧性能评估 |
| 4.2.1 油位Ⅰ单点注油特性 |
| 4.2.2 油位Ⅱ单点注油特性 |
| 4.2.3 单点注油时燃料当量比与燃烧压力关系 |
| 4.2.4 多点注油时的耦合作用 |
| 4.2.5 燃烧性能 |
| 4.3 本章小结 |
| 第5章 Ma 2.6状态下的燃烧组织技术 |
| 5.1 点火方式研究 |
| 5.1.1 乙烯自燃点火 |
| 5.1.2 氢氧火炬点火 |
| 5.1.3 引导氢点火 |
| 5.2 燃烧性能 |
| 5.2.1 仅上壁面注油时的燃烧性能 |
| 5.2.2 上下壁面同时注油时的燃烧性能 |
| 5.3 本章小结 |
| 第6章 Ma 3状态下的燃烧组织技术 |
| 6.1 乙烯自燃点火 |
| 6.2 引导氢点火 |
| 6.2.1 乙烯单点注入 |
| 6.2.2 乙烯多点注入 |
| 6.3 空气节流点火 |
| 6.4 空气节流参数影响 |
| 6.4.1 节流量的影响 |
| 6.4.2 燃料当量比的影响 |
| 6.4.3 节流时间的影响 |
| 6.4.4 空气节流点火数学模型 |
| 6.5 本章小结 |
| 第7章 宽范围马赫数燃烧组织方案 |
| 7.1 点火方法 |
| 7.1.1 引导氢点火 |
| 7.1.2 空气节流点火 |
| 7.2 火焰稳定 |
| 7.3 燃烧性能 |
| 7.4 本章小结 |
| 总结及展望 |
| 1. 主要研究成果 |
| 2. 论文的创新点 |
| 3. 研究展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 攻读博士学位期间发表的论文及科研成果 |
（10）超燃冲压发动机燃烧室起动过程研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题研究背景 |
| 1.2 课题研究意义 |
| 1.3 国内外研究现状和存在的问题 |
| 1.3.1 国内外关于超燃发动机燃烧室的研究现状 |
| 1.3.2 国内外关于超燃发动机低马赫数点火起动的研究现状 |
| 1.3.3 存在的问题 |
| 1.4 本文的主要研究内容 |
| 第2章 超燃发动机燃烧室点火燃烧理论模型 |
| 2.1 流体控制方程 |
| 2.2 物性参数计算 |
| 2.3 湍流模型 |
| 2.4 点火理论 |
| 2.4.1 燃烧的基本参数及影响因素 |
| 2.4.2 点火理论 |
| 2.5 点火延迟时间 |
| 2.6 小结 |
| 第3章 试验设备、模型及测量方法 |
| 3.1 3kg/s脉冲燃烧风洞设备 |
| 3.1.1 脉冲燃烧风洞设备系统及参数 |
| 3.1.2 脉冲燃烧风洞试验时间 |
| 3.1.3 脉冲燃烧风洞试验气流的总温、氧气浓度 |
| 3.1.4 脉冲燃烧风洞试验气流总压控制 |
| 3.1.5 风洞流场校测方法 |
| 3.2 直连式超燃发动机燃烧室试验模型设计 |
| 3.2.1 试验模型的构型参数 |
| 3.2.2 试验模型的流场品质和气密性 |
| 3.2.3 试验模型的注油功能和节流功能 |
| 3.2.4 试验模型的参数测量及流场显示 |
| 3.2.5 试验模型的构型调节功能 |
| 3.3 测量方法及测量设备 |
| 3.3.1 压力测量 |
| 3.3.2 数字信号采集系统 |
| 3.3.3 高速摄影和高速纹影 |
| 3.3.4 PDPA相位多普勒粒子分析仪和LDA激光多普勒测速仪 |
| 3.4 点火系统 |
| 3.5 小结 |
| 第4章 超燃发动机冷流流场分析 |
| 4.1 不同凹槽构型的燃烧室冷流流场数值分析 |
| 4.1.1 凹槽构型一的冷流流场分析 |
| 4.1.2 凹槽构型二的冷流流场分析 |
| 4.1.3 凹槽构型三的冷流流场分析 |
| 4.1.4 凹槽构型四的冷流流场分析 |
| 4.1.5 四种凹槽冷流流场比较 |
| 4.2 不同凹槽构型的燃烧室燃料混合分析 |
| 4.2.1 凹槽构型一的冷流流场显示结果 |
| 4.2.2 节流对燃料分布和混合的影响 |
| 4.3 小结 |
| 第5章 超燃发动机燃烧室辅助点火方式及参数 |
| 5.1 单一点火系统辅助下的乙烯点火试验 |
| 5.1.1 点火器辅助乙烯点火试验 |
| 5.1.2 引导氢气自燃辅助乙烯点火试验 |
| 5.1.3 节流辅助乙烯点火试验 |
| 5.2 组合点火系统辅助下的乙烯点火试验 |
| 5.2.1 点火器+引导氢气辅助乙烯点火试验 |
| 5.2.2 节流+引导氢气辅助乙烯点火试验 |
| 5.3 不同凹槽构型点火性能对比 |
| 5.4 发动机贫油熄火极限和富油工作极限 |
| 5.4.1 凹槽上游注油的贫油熄火极限和富油工作极限 |
| 5.4.2 凹槽底部注油的贫油熄火极限和富油工作极限 |
| 5.4.3 贫油熄火边界预测模型 |
| 5.5 一维燃烧室释热分布规律 |
| 5.5.1 试验方法研究燃烧室释热分布 |
| 5.5.2 一维燃烧室释热规律评估验证 |
| 5.6 小结 |
| 第6章 不同点火方式下燃烧室的点火及火焰传播过程 |
| 6.1 点火器+引导氢气辅助下的燃烧室点火及火焰传播过程 |
| 6.1.1 点火系统参数 |
| 6.1.2 试验测量参数 |
| 6.1.3 设备运行时序和试验时序 |
| 6.1.4 点火过程及火焰传播过程 |
| 6.1.5 燃烧室震荡的现象及原因 |
| 6.2 引导氢气自燃辅助下的燃烧室点火及火焰传播过程 |
| 6.2.1 0.43g/s氢气自燃辅助点火试验的试验参数和时序 |
| 6.2.2 0.43g/s氢气自燃辅助点火过程及火焰传播过程 |
| 6.2.3 0.43g/s氢气自燃辅助点火及火焰传播过程分析 |
| 6.2.4 6.68g/s氢气自燃辅助点火试验的试验参数和时序 |
| 6.2.5 6.68g/s氢气自燃辅助点火试验点火及火焰传播过程 |
| 6.2.6 不同流量氢气自燃辅助点火及火焰传播过程比较 |
| 6.3 节流+引导氢气辅助下的燃烧室点火及火焰传播过程 |
| 6.3.1 20%节流+引导氢气点火试验参数和时序 |
| 6.3.2 20%节流+引导氢气点火过程及火焰传播过程 |
| 6.3.3 10%节流+引导氢气点火试验参数和时序 |
| 6.3.4 10%节流+引导氢气点火及火焰传播过程 |
| 6.3.5 不同节流量辅助点火试验对比分析 |
| 6.4 燃烧室内稳焰机制分析 |
| 6.4.1 多位置燃烧之间的相互影响和相互作用 |
| 6.4.2 不同注油方式下凹槽内的稳焰机制 |
| 6.5 小结 |
| 第7章 液态燃油雾化喷注试验 |
| 7.1 液态燃油雾化试验系统设计及参数 |
| 7.1.1 雾化原理与影响雾化的因素 |
| 7.1.2 雾化喷射系统设计约束条件 |
| 7.1.3 雾化喷射系统设计 |
| 7.2 纯液态喷射雾化效果 |
| 7.2.1 直径0.3mm喷嘴纯液态喷射雾化测量 |
| 7.3 充气雾化喷射雾化试验 |
| 7.3.1 不同气液比对雾化角度的影响 |
| 7.3.2 低气液比下雾化喷射不稳定现象 |
| 7.3.3 喷嘴直径和气液比对粒径的影响 |
| 7.3.4 液滴破碎雾化过程 |
| 7.3.5 充气雾化对液滴速度的影响 |
| 7.4 小结 |
| 结论与展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 攻读博士学位其间发表论文及科研成果 |
四、超燃发动机化学非平衡流场的并行计算（论文参考文献）
- [1]超声速气流中横向喷雾的混合及燃烧过程数值模拟[D]. 李佩波. 国防科技大学, 2019(01)
- [2]基于一维Euler方程的超燃冲压发动机建模及应用[D]. 尤厚丰. 合肥工业大学, 2019(01)
- [3]煤油燃料超燃发动机燃烧室温度测量与计算分析[J]. 晏至辉,肖保国,何粲,刘彧,李国华,叶景峰. 航空动力学报, 2019(03)
- [4]高总温条件下的超声速火焰稳定模式研究[D]. 王亚男. 国防科技大学, 2018(01)
- [5]超声速凹腔稳焰燃烧室流场的大涡模拟[D]. 李蓝天. 国防科技大学, 2018(01)
- [6]近空间高超声速气动热的数值模拟[D]. 胡雨蒙. 北京交通大学, 2018(01)
- [7]基于OpenFOAM平台模拟超燃冲压发动机燃烧与辐射耦合效应[D]. 孙维佳. 上海交通大学, 2016(03)
- [8]一种向低速域扩展的化学反应流动数值模拟研究[D]. 李朗. 中国科学技术大学, 2015(12)
- [9]宽范围马赫数超燃冲压发动机燃烧组织技术研究[D]. 邓维鑫. 西南交通大学, 2013(10)
- [10]超燃冲压发动机燃烧室起动过程研究[D]. 张弯洲. 西南交通大学, 2013(10)