AECSC-J ASMIN湍流燃烧仿真软件研发和检验

航空发动机燃烧室几何结构复杂,湍流和化学反应存在强烈非线性相互作用,需要对流动和燃烧及其相互作用进行高精度高时空分辨率的刻画,目前燃烧室湍流燃烧数值模拟仍然是高难度的瓶颈问题之一。介绍了由北京航空航天大学航空发动机数值仿真研究中心、北京应用物理与计算数学研究所和中国工程物理研究院高性能数值模拟软件中心联合研发的AECSC-JASMIN软件主要框架、算法以及针对该软件的算例检验。在Sandia射流火焰、支板火焰和单头部燃烧室检验算例中,对比实验数据,射流和支板火焰预测结果与实验值一致;支板算例的平均相对误差在15%之内;单头部燃烧室模拟结果符合物理实际,总压损失与实验值基本吻合。说明AECSC-JASMIN软件可用于复杂结构高分辨率高精度湍流燃烧数值模拟。     

反应机理对湍流预混值班火焰稳燃影响的研究

针对反应机理对湍流预混值班火焰稳燃的影响,使用大涡模拟(LES)耦合输运概率密度(PDF)方法模拟了湍流射流火焰的燃烧流场。化学反应过程采用被广泛应用的SMOOKE (16组分,46步)和DRM22 (22组分,104步)机理,概率密度输运的确定采用欧拉随机场来实现。计算结果表明,LES/PDF模型可以准确地模拟该类火焰的速度分布,火焰褶皱等结构。反应机理的点火延迟时间的准确与否是模拟值班射流火焰的关键,预混射流出口处的小尺度掺混引起的点火和火焰传播过程是值班射流火焰稳燃的关键。     

航空发动机燃烧室数字孪生体系关键技术

通过曲线坐标系浸没边界方法（IBM）,在设计阶段可以实现对真实航空发动机燃烧室的高保真虚实映射,保留全部几何结构信息。在IBM方法基础上,采用大涡模拟（LES）结合概率密度函数输运方程湍流燃烧模型（TPDF）,对双旋流燃烧室、某单头部直流燃烧室以及某折流燃烧室1/10模型进行真实结构仿真,测试数字孪生体系关键技术的有效性。对比预测结果和实验结果,双旋流燃烧室的旋流器出口附近轴向、径向、切向速度平均误差分别为15.7%、23.8%、15.0%;非稳态解析了真实直流燃烧室与折流燃烧室的详细湍流燃烧场,出口温度分布的平均相对误差分别为11.66%和17.95%。因此基于虚实映射得到的燃烧室数字孪生体系具有一定的有效性,该方法具有潜在的工程应用前景。     

正癸烷预混燃烧的详细反应动力学数值模拟

提出了正癸烷预混燃烧的详细化学反应机理,并对正癸烷预混燃烧过程进行了数值计算.同时,详细分析了反应物、主要生成物及多种中间组分摩尔分数的变化趋势,并分别与采用正癸烷与航空煤油为燃料的燃烧火焰的实验结果进行了对比分析.结果表明,正癸烷与航空煤油预混燃烧火焰中反应物与生成物摩尔分数的变化趋势基本一致;通过数值计算所得到的主要反应物与生成物摩尔分数的变化趋势与两种燃料(正癸烷与航空煤油)燃烧火焰的实验值基本吻合,说明该详细反应机理能很好地反映正癸烷预混燃烧过程的详细动力学特性.同时,通过反应流分析发现,正癸烷的消耗主要通过热裂解反应以及H,OH自由基的提取反应来实现.      

湍流贫燃预混射流火焰的大涡模拟

为了研究高Karlovitz(Ka)数下湍流预混火焰的驻定机制和火焰结构,采用化学热力学建表方法结合假定概率密度函数(PDF)模型,对值班预混射流火焰(PPJB)进行大涡模拟(LES)研究。选取自点火模型作为建表模型,使用假定PDF模型考虑湍流和化学反应之间的相互作用,其中假定双混合物分数的概率密度分布为Dirichlet分布,反应进度变量的概率密度分布为β分布。模拟结果表明,能较好预测PPJB火焰的温度和主要组分的分布。使用中间组分(CO和OH)的质量分数来定性描述PPJB火焰结构,结果表明高Ka数下火焰结构受到湍流涡旋的显著影响。     

受限空间预混钝体稳定与抬升火焰激光诊断

在受限空间预混钝体燃烧器中,利用OH-PLIF(平面激光诱导荧光)、PIV(粒子图像测速)和瑞利散射测温技术实验研究了火焰结构、流场和温度场之间的相互影响关系.对比分析了贫燃稳定与富燃抬升状态下甲烷/空气预混火焰的燃烧场特性.实验结果表明:火焰结构、流场和温度场分布之间均存在直接联系.贫燃(当量比为0.8)火焰钝体上方...     

预混燃烧大涡模拟和燃烧模型的检验

用代数二阶矩亚网格(ASOM-SGS)燃烧模型对文献中测量的钝体后方丙烷-空气预混燃烧进行了大涡模拟,模拟统计的时平均速度、速度脉动均方根值和温度分布与实验数据结果吻合很好,表明所采用的ASOM-SGS亚网格燃烧模型是合理的。模拟的瞬态结果显现了钝体后方湍流流动和火焰结构。将大涡模拟数据统计得到的反应率系数-浓度关联量的分布规律,与代数二阶矩RANS(ASOM-RANS)燃烧模型的模拟值进行对比,结果发现,大涡模拟统计值和ASOM-RANS模型的模拟值很接近,从而证明了湍流燃烧代数二阶矩RANS模型的合理性。     

基于曲线坐标系浸没边界方法的折流燃烧室模拟

航空发动机折流燃烧室几何结构复杂,其高保真数值模拟需要高效的网格与边界条件处理方法。采用曲线坐标系隐式浸没边界方法结合大涡模拟-概率密度函数输运方程湍流燃烧模型开发自研软件,并实现WP11中折流燃烧室的高保真模拟。流动模拟中准确解析了该燃烧室中的三股主要气流,且三股气流分别约占进口流量的75%,12.5%和12.5%。两相燃烧模拟中针对拉格朗日框架下的液滴运动和欧拉框架下的湍流燃烧采用不同网格标记,模拟得到的出口径向温度分布规律与实验一致,平均相对误差为17.95%,表明基于本方法开发的自研软件能准确模拟折流燃烧室中的两相湍流燃烧现象。     

进口速度分布对钝体稳定器贫油点熄火性能的影响研究

为了探究燃烧室不均匀进口速度分布对燃烧性能的影响,采用试验的方法,开展了0.101MPa,700K进口条件下四种进口速度分布对钝体稳定器贫油点熄火性能的影响研究,结合流场特性分析了贫油点熄火性能变化的原因,四种进口速度分布依次为:h/H=0,3/6, 4/6和5/6 (其中h为速度峰值距离通道底部的高度,H为试验通道的高度)。结果表明:整体而言,均匀进口贫油点熄火性能优于非均匀进口。当h/H=3/6时,贫油点熄火性能最差;而当h/H=5/6时,贫油点熄火性能最优。随着h/H由3/6增大到5/6时,贫油点火当量比下降7.39%,贫油熄火当量比下降18.45%。当进口速度分布为h/H=0和3/6时,钝体稳定器下游回流区基本对称;而当h/H=4/6和5/6时,钝体下游回流区不对称,且每个涡出现主副双涡心,存在流体由一个涡心向另一个涡心流动的现象。同时,当进口速度分布由h/H=3/6增大到h/H=5/6时,钝体下游回流区变长,其特征长度Lvc_A增大14.56%,Lvc_B增大50.70%。     

合成气旋流预混燃烧的大涡模拟

如何高效洁净地燃烧合成气是整体煤气化联合循环(IGcc)系统中面临的主要问题.利用旋流贫燃预混燃烧可以达到强化传热传质,提高燃烧反应效率,降低NOx等目的,但由于合成气中所含有的H2成分,同样面临燃烧不稳定问题.为了对合成气旋流预混燃烧室的燃烧不稳定性及污染物排放提供理论和数值上的指导,采用大涡模拟方法,对典型的旋流预混燃烧室中的合成气燃烧进行了模拟.结果显示,随着H2含量的增加,火焰缩短向上游发展,燃烧室下游涡破碎更加集中.较高的入口雷诺数,加剧了涡团破碎的程度和速度,同时影响中心回流区和几何回流区的大小及分布.随着当量比的减小,火焰褶皱程度加大,燃烧趋向不稳定.增大压力火焰长度会明显缩短,NOx排放量也会随之增大,但NOx的反应速率只有在较低压力下才会对压力变化比较敏感.     

基于被动控制的D型钝体减阻大涡模拟研究

钝体减阻在航空航天等多个领域内具有重要的应用潜力,也是重要的基础研究热点问题。为了精确捕捉流动控制的流动细节,并发展效果优良的流动控制减阻方案,论文围绕抽象出的D型钝体,采用大涡模拟方法,开展了被动控制减阻高精度数值模拟研究。首先基于前期研究成果,对D型钝体尾迹区剪切层附近放置一个光滑小圆柱的被动减阻方法开展了数值模拟,发现总阻力减小17.7%,与试验结果吻合很好,同时数值预测的速度场分布也与试验结果吻合良好。在此基础上,进一步提出了采用齿槽型表面结构的小圆柱对D型钝体尾迹区进行扰动,并开展了数值验证,发现总阻力减小21.4%,优于前期的减阻方法。最后研究了在三种雷诺数工况下两种小圆柱扰动情况下的减阻效果,均表现出良好的减阻效果,两种小圆柱扰动下总阻力最大降幅分别为19.6%和23.1%,同时基于大涡模拟计算结果对减阻流动机理进行了探讨。上述研究结果表明,通过进一步优化流场结构,可以得到更优的流动减阻方案。     

支板喷射超声速湍流燃烧的大涡模拟

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。     

旋流数对分层旋流流场影响的大涡模拟研究

为了深入理解分层旋流流场特征和燃烧稳定性,采用OpenFOAM对分层旋流燃烧器的冷态和燃烧流场进行了大涡模拟.研究了旋流数对分层旋流流场结构和非稳态特性的影响.采用Q准则显示了流场中的瞬时涡结构;利用功率谱分析了流场中的进动特征.结果表明:在冷态工况下,旋流对回流区的位置和大小影响较小.随着旋流数增大,出口气流受到旋流...     

基于 MTF的潜航体尾迹 SAR成像仿真

基于水动力学理论和波流弱相互作用理论,运用波作用量谱平衡方程研究了潜航体的尾流场与表面波作用后的表面尾迹,探讨了采用传递变换函数实现表面尾迹SAR成像的可行性。研究表明,波作用量谱平衡方程能够较准确地计算出潜航体尾流场与表面波之间的非线性相互作用;传递变换函数能够快速有效实现海面后向散射系数到SAR图像的转换,且保证了较高的精度。     

基于Simulink?的复合衰落信道仿真与分析

基于Simulink平台建立了Rayleigh-Lognormal、Ricean-Lognormal、Nakagami-Lognormal复合衰落信道的仿真模型,这些模型可用于进行单频组网的DRM系统的设计和性能分析。给出了各种复合衰落的概率密度函数、累积分布函数、平均电平交叉率、平均衰落时间的统一表达式。仿真结果验证了理论分析结果的正确性。     

翼身融合体旋流对单级轴流压气机性能影响的数值研究

为探究翼身融合体(Hybrid wing body, HWB)飞机发动机进口旋流对压气机性能和稳定性的影响,利用数值模拟的方法探究了单级轴流压气机在HWB旋流作用下的气动响应,获得均匀进气条件和旋流进气条件下的压气机特性线和流场分布。结果表明,HWB旋流导致压气机增压能力和效率下降,失速点流量增加,在100%,90%和80%换算转速下,压比最大降低幅度分别为0.52%,0.42%,0.38%,峰值效率分别下降了4.93%,5.74%,6.14%,喘振流量分别增加了2.43%,5.4%,2.94%。研究发现,压气机稳定工作边界由最恶劣的进气旋流区域决定,压气机失稳是HWB旋流中的反向旋流导致转子叶尖进气攻角增大、气流在叶片前缘溢流造成的。