（热能工程专业论文）水组分对超音速冲压发动机燃烧室性能的影响.pdf

西北工业大学硕士学位论文 摘要 摘要 高超音速飞行器是二十一世纪世界航空航天领域发展的重点，是继隐身技术 之后军事领域内最重要的进展。高超音速飞行器的动力装置一超音速燃烧冲压发 动机的研究已成为当前各军事强国研究的热点。 地面实验是研铝4 超音速燃烧冲压发动机的重要手段。地面实验设备必须要模 拟高超音速飞行状态下气流的焓、压力、m 数和空气中氧气的组分。模拟气流 的焓值大多采用燃烧加热方式，但这往往会造成实验气体污染问题，而污染气体 的实验结果不能等同于真实气体的实验结果，因此，有必要进行实验气体污染组 分对超音速燃烧室燃烧性能的影响研究。 本文对氢氧燃烧加热器出口气流在不同温度下对应的水组分体积百分比进 行了计算；采用有限速率化学动力模型、k 一湍流模型，数值模拟了纯净空气 和污染空气的超音速燃烧室流场和燃烧性能。对比分析结果表明，实验气体中存 在水组分有利于超音速燃烧室的点火和火焰稳定，但降低了燃烧效率。 关键诃：高超音速、超燃冲压发动机、污染气体、纯净空气、水组分 西北工业大学硕士学位论文 a b s t r a c t a _ 自e = ! = f = | _ _ - 自e e = = # ! l e = = = _ _ t = ! e ! = j ! 目目- _ _ _ i = 目! ! ! ! = = = = _ t = | # ! = = = _ _ 自= ! = = = 目- i i 皇 a b s t r a c t i ti sv e r yi m p o r t a n tt od e v e l o pt h eh y p e r s o n i cv e h i c l ei na e r o n a u t i ca n d a s t r o n a u t i ci n2 1 “c e n t u r y t h eh y p e r s o n i cv e h i c l et e c h n o l o g yi st h em o s t i m p o r t a n tp r o g r e s sf o l l o w i n gw i t hs t e a l t ht e c h n o l o g yi nm i l i t a r yd o m a i n t h e $ c r a n 时e t ，w h i c hi st h ep r o p u l s i o no fh y p e r s o n i cv e h i c l e , h a sb e c o m et h ef o c u si n m a n ym i l i t a r yd e v e l o p e dc o u n t r i e s t h eg r o u n dt e s ti sv e r yi m p o r t a n tf o rt h er e s e a r c ho fs c r a m j e t i ti s n e c e s s a r yt os i m u l a t et h eh i g he n t h a l p y , h i g hp r e s s u r e , m a c bn u m b e ra n dt h e s s m ec o n c e n t r a t i o no fo ，了g e ns p e c i e sa sa i ri nh y p e r s o n i cf l i g h t m o s te x t e n s i v e f a c i l i t i e sf o re v a l u a t i n gh y p e r s o n i ca i r b r e a t h i n gp r o p u l s i o nc o n c e p t sr e l yo n c o m b u s t i o na i rp r e h e a t e r st op r o v i d ef l i g h te n t h a l p ys i m u l a t i o n a sab y p r o d u c t o ft h i sm e t h o do fa i rh e a t i n gt h e r e s u l t i n g f r e es t r e a mi s s i g 丑l i l c a n t l y c o n t a m i n a t e db ys o m es p e c i e sn o tn o r m a l l yp r e s e n ti na t m o s p h e r ea i r t h e e x p e r i m e n tr e s u l t sf o rt h ev i t i a t e dt e s tm e d i u ma r ed i f f e r e n tf r o mt h o s ef o rc l e a n a i r i t sn e c e s s a r yt oi n v e s t i g a t et h ee f f e c to ft e s tm e d i u mc o n t a m i n a t i o no nt h e p e r f o r m a n c eo fs c r a m j e tc o m b u s t o r i nt h i st h e s i s ，t h em o l ef r a c t i o no fh 2 0a tt h ee x i to fh y d r o g e nf u e l e d h e a t e ri sc o m p u t e db yt h ec o d e t h ef m i t e - r a t ec h e i u j 偿ik i n e t i c sm o d e la n dt h e k 一t u r b u l e n c em o d e la r eu s e dt os i m u l a t et h ef l o wf i e l da n dp e r f o r m a n c eo f c o m b u s t o ro ft h ec l e a na i ra n dt h ev i t i a t e dt e s tm e d i u m t h er e s u l t si n d i c a t et h a t t h e h 2 0s p e c i e s o fc o n t a m i n a t i o nt e s tm e d i u mp r o m o t e s i g n i t i o n a n d f l a m e h o l d i n g , b u td e c r e a s e st h ec o m b u s t i o ne f f i c i e n c yi ns c r a m j e tc o m b u s t o r k e yw o r d s ：h y p e r s o n i c , s c r a m o e t , v i t i a t e da i r , c l e a na i r , w a t e rs p e c i e s l l 西北工业大学硕士学位论文 符号说明 符号表 a r r h e n i u s 公式系数 声速 组元的摩尔浓度 扩散系数 比焓 单位矩阵 热传导系数 正向反应速率常数 压力平衡常数 摩尔质量或化学反应中的 第三体 化学反应组元数 p r a n d t l 数 普适气体常数 r e y n o l d s 数 时间 碰撞积分项中的有效温度 亭和可方向的反变速度 物理域坐标 化学反应中的第三体效应 影响 离开物面法向距离 热动力导数 通量j a c o b i a n 矩阵特征值 对角矩阵 密度 粘性应力 碰撞积分项 玎l 摩尔浓度 定压比热 第k 个反应的活化能 单位体积气体总能 总焓 j a c o b i a n 行列式值 逆向反应速率常数 第女个反应的平衡常数 l e w i s 数 马赫数 压力 热通量 组元的生成耗散率 组元熵 温度 x 和y 方几的速度 化学当量系数 温度指数 中心差分算子或小的正参 数或边界层厚度 计算域坐标 第二粘性系数 粘性系数 碰撞直径 化学反应中第三体的净效 应 c q 。h j k t 也 p 鼋r s r，声 6 勋 芦 盯 r 4 。q d，。_坼mr弛，瓦一叩甜，；a p ，驴 f 西北工业大学硕士学位论文 第一章绪 沦 第一章绪 论 1 1 引言 高超音速飞行器是二十一世纪世晃航空航天领域发展的重点，是继隐身技 术之后军事领域内最重要的进展，高超音速飞行器的动力装置超音速燃烧冲压发 动机的研究已成为当前各军事强国研究工作的热点。超音速燃烧冲压发动机是一 种新型的吸气式动力装置，这种推进装置的发展并不是过去传统发动机技术简单 的延伸。它采用了机身与发动机高度一体化的形式，用氢或碳氢化合物做燃料， 采用超音速燃烧方式。装备了这种发动机的飞行器的飞行速度可以达到m 6 到 2 5 ，高度可达到4 0 公里以上。这将在航空航天史上出现新的突破。在军事用途 上，它将改变现有飞行器的现状，提高作战效率，使战争形态出现新的变化；若 高超音速飞行器技术应用于民用飞行器，可以极大的缩短航行时间，提高运输效 率。 图1 - i h y i p e r - - x 研究的飞行器概念图 使用超音速燃烧冲压发动机做主要动力的高超音速飞行器，比目前的载入航 天飞机的优越之处在于： ( 1 ) 有效载荷质量系数( 入轨有效载荷与起飞重量之比) 较目前航天飞机 提高2 4 倍； ( 2 ) 可以实现水平起飞与着陆，并力图在普通机场上起降，使得飞行灵活 1 西北工业大学硕士学位论文 第一章绪论 性更大； ( 3 ) 不需要航天飞机的垂直发射架与垂直装配厂房，飞行器返回后修理周 期短、使用效率高、成本低； ( 4 ) 发射航天飞机一次需要几千个工作人员，而新式高超音速飞行器只需 要几百人，因此降低了使用费用。 吸气式高超音速飞行器可以简单分为三大类：高超音速导弹、高超音速飞 机和空天飞机。三类飞行器的外形尺寸相差较大，但是三者的燃烧室长度实际上 均在2 到5 英尺之间，这说明超音速燃烧是一个固有的受燃料空气混合限制的 过程。为了获得较高的燃烧效率，必须采取复杂的措施。混合以及燃烧过程中的 磨擦损失等因素会极大地降低燃烧室的工作效率。因此仅想通过简单的增加燃烧 室长度的方法来进行优化混合、提高燃烧效率的方法通常是行不通的。 超音速燃烧冲医发动机燃烧室流场的复杂性体现在【1 i ： ( 1 ) 大范围内流场速度的非均匀性分布遍布照个燃烧室； ( 2 ) 大尺度及小尺度涡流( 混合) ； ( 3 ) 分离流现象( 火焰保持) ( 4 ) 复杂的掺混现象； ( 5 ) 快速的化学反应( 平衡流) ： ( 6 ) 高温及高热流率； ( 7 ) 高度的各向异性及湍流能量的非平衡输运和化学反应与湍流流场的相 互作用。 由于高超音速飞行器极端复杂的外部气动条件弼，如果还要利用亚音速燃烧 室( 如涡轮喷气发动机及亚音速燃烧冲压发动机) 的设计方法来设计超音速吸气 式飞行器的发动机是不可行的。对于高超音速气流，当马赫数在8 以上时，来流 空气温度约在2 0 0 0 k 或更高。在如此高的温度下，将会导致发动机材料失效， 同时空气水分子分解和燃料分子离解的吸热作用，造成可用能量损失。由于发动 机进气道的强激波所形成的诱导阻力是飞行m 数的强函数，阻力值有时能迅速 的增加，使得在高超音速的飞行条件下较难使用亚音速发动机。 2 西北工业大学硕士学位论文 第一章绪论 图l - 2 超音速燃烧冲压发动机工作原理示意图 当前世界各军事强国都在努力发展自己的超音速吸气式飞行器的推进系 统。美国空军的高超音速技术计划。目的是探索研制马赫数8 的高超音速巡航导 弹。美国海军的高超打击导弹( h i s s m ) 计划，希望研制一种平均速度为6 马赫数， 最大速度马赫数8 的导弹，以便为海军提供快速打击较远距离目标的能力。 我国自2 0 世纪8 0 年代后期开始研究超音速燃烧技术，目前已经初步具备研 究超音速燃烧冲压发动机的基础和技术。中国航天工业总公司的三十一所先后与 西北工业大学及中国科技大学合作，进行了双模态冲压发动机燃烧室的初步试验 研究和试验结果的准一维流分析，开展了模型超音速燃烧室内流场结构及性能的 二维数值模拟研究，并进行了双燃烧室冲压发动机的进气道燃烧室内流场以及激 波与边界层的相互作用影响的试验研究。中国空气动力研究与发展中心先后开展 了超音速燃烧的数值模拟研究和双模态冲压发动机燃烧室的实验研究工作，并于 2 0 0 0 年成功地进行了采用碳氢燃料的整体模态冲压发动机的点火及测力试验。 目前超音速吸气发动机仍处于实验研究阶段，地面实验在超音速燃烧冲压发 动机实验中发挥着重要作用。为了模拟高超音速飞行器在实际飞行条件下的性 能，就必须建立能模拟高超音速飞行状态的商烩、高压、高m 数和气体中氧气 组分的地面模拟设备，从而能在十分接近实际飞行条件的超音速和高超音速风洞 中进行实验。在地面模拟气流焓值经常采用加热器加热气流，并保证实验气体中 氧气体积组分与空气中一致的方法。为了对地面实验数据可靠性进行评估，就需 要对污染的具体影响进行研究分析。 3 西北工业大学硕士学位论文第一章绪论 1 2 地面实验加热方式对比 国内外进行超音速燃烧冲压发动机地面实验主要使用了两类风洞：脉冲式高 焓风洞和连续式高焓风洞。采用的主要加热方式主要有：( 1 ) 燃烧式加热；( 2 ) 直接电加热法，如电弧放电，电磁诱导式加热，电加热丝加热，等离子体加热； ( 3 ) 热交换法，如陶瓷床预先加热；( 4 ) 激波加热；( 5 ) 压缩式加热等。 这些加热方式中多数存在实验气体污染问题( 实验气体组分与实际飞行条件 下真实气体组分有差异) 。 目前超音速燃烧冲压发动机试验设备所用的加热器中，以燃烧式加热器为 主，下面主要针对燃烧式加热器作介绍。 ( 1 ) 燃烧式加热设备的优势 燃烧式加热设备是目前大量使用空气加热设备，同其它类型的加热器相比， 燃烧式加热器有以下优点： i 、前期投入少； i i 、技术风险小： i i j 、产出比高； i v 、操作范围宽广； v 、运行周期长； v i 、多功用性； 这些优点中最重要的一条是前期投入少。燃烧式加热设备最常用的是氢或碳 氢燃料，这是由于氢或碳氢燃料可以使燃烧式加热器高效地工作，同时还能有宽 广的工作条件和相对较低的技术风险。 燃烧式加热器的运行时间仅受空气、燃料、氧的补充和冷却水供给的影响。 其它的因素，如：模型的可靠性，气源贮气的能力等，对加热器运行时间的影响 是有限的。燃烧式加热器产出率高，可以和电加热器相比。另外燃烧式加热器启 动，关闭迅速。同其它类型的加热器相比，燃烧式加热器的混合增压室非常紧凑， 且相对较轻。在增压室内，温度和压力能实时的根据供给燃气的质量流量而变化。 这种特性可以用来模拟真实飞行条件下相应的总温和总压。 ( 2 ) 燃烧式加热器的缺点 4 西北工业大学硕士学位论文第一章绪论 j = e _ - 目= = ! = = ! = = e l - - _ _ ，目自g 自= ! 自- _ - l 目| e = _ 一ii i - l i l _ l e e = ! _ = = e ! ! = l = _ 自_ - - _ l _ - _ _ 口 最明显的缺点是，加热后气体和真实空气之间存在差异。从化学反应的角度 来看，燃烧式加热器出口高焓气流中含有2 1 氧( 体积比) 是正确的。但事实上， 对于使用氢作燃料的燃烧式加热器，空气中一部分氮气能被水蒸气所替代。同样， 若用碳氢燃料，不但会有水分，而且还会形成碳的氧化物，这样整个空气的分子 量就改变了。使用这样的高焓气流进行实验模拟，会造成发动机捕获的质量流量、 推力和真实空气条件下的存在差异。另外，由于燃料完全燃烧的程度，以及发生 在喷口膨胀过程中化学反应程度不同，燃烧式加热器出口处高焓气流中的化学成 份的含量会发生变化。 加热器出1 ：3 实验气体的分子量、比热同真实空气存在差异。这就要求对于真 实飞行环境中高焓气体实验模拟时必须是有选择的。 在模拟高海拔度空气温度时1 4 1 ，在加热设备出1 ：3 处会发生燃烧产物的凝结， 凝结成液体会放出热量，同时静压会产生槌应的变化，m 数为8 的情况下，在 使用氢作为燃料的加热器的实验气体中会有超过百分之三十的水蒸气。需要说明 的是，凝结是个有限速率过程。根据早期的超音速和高超音速凝结研究，如果膨 胀的速率超过大约1 0 0 0 0 0 0 度，秒，湿空气第一次凝结现象出现时表明低予l l l k 的超低温发生。发动机的进口面积接近加热设备出口的面积时，大多数条件下凝 结是不会出现的。 实际情况下，对于工作范围宽广的发动机，吸入的污染空气通常不会出现凝 结现象。但凝结可能发生在下游实验器件中，如扩压器。同干净空气相比，凝结 能使背压升高，扩散效果变差。 ( 3 ) 其他类型加热器主要污染物特点 同燃烧式加热器相似，其它类型的加热器也给加热气体中带入一定的污染 物。如电弧加热器的主要污染物是氮的氧化物。蓄热式加热器的污染物是微量的 粉尘。当使用碳氢燃烧加热空气时，会有一氧化碳和c ；h ，0 ：残留物，形成污染。 具体污染物的参数见图1 - 3 ， 5 西北工业大学硕士学位论文第一章绪论 m o l ep e r c e n t a g e so fc o n t a m i n a n t si nh j 口he n t h a l p yv r i a t e da i r 捌m u t a t e d f o rm a c h4 - 7a n d1 - a t ms t a t l cp r e s s u r e m e t h o d ，f u e lf o rp r o d u c i n qh i g he n l h a l p ya i r a i r a r c h 2 +c h 鹰+c 3 h 8 + c h 3 n 2 h 3 s p e c i e sf l i g h th e a t e r a i r t 0 2 a 抟0 2 a i 融 0 2n 2 0 4 + 0 2 c 0 2 0 30 3_ 0 314 1 01r - i l1i - 7 co 0oos02s03s0l n o0 t 2 35 i4s 1 6s 18si5 0 3 0 0 1 c a l c u l a t e du 3 _ 1 口e q u l i b n u mc o r n b 渊) o na n df r o z e ne x p e n s o nf r o m8o m c h 4 m e u 旧n e c h 3 n 2 h 3 - f n o n o m e 主h 讲脚a r a z i l l e c 3 h b 纠d p 甜1 en 2 0 4 n i t r o g e nt e t r o x l d e 图1 - 3 常用加热设备出口高焓气流中污染物摩尔百分比1 3 1 上面的获得高焓气流的方法共同的特点是，在持续模拟m 数为3 以上的实 验中，对能量有极高的要求，因此加热方法大多数是间歇式的。另外由于高温的 原因，所有的方法在一定程度上改变了空气化学组成及成分的含量。 1 3 国内外研究现状 现有的涡轮喷气发动机和亚音速燃烧冲压发动机的实验设备不能满足超音 速燃烧冲压发动机试验所需高焓、高压空气流的要求。利用现有设备的方法是， 扩大现有燃烧实验设备能力，多数采用氢或碳氢燃料加热器直接加热空气，生成 的高温气体，用来进行地面超音速燃烧冲压发动机的实验。由于实验气体中含有 的一定量 - - 1 ，0 、0 、o h 和n o 等成份，这些污染成份如何影响地面实验模 拟和复现实际真实工作状态下的燃烧室性能就成为超音速燃烧冲压发动机实验 技术上急待解决的一项重要课题。 早期关于污染气体对冲压发动机燃烧过程的影响研究中应用了多种方法，包 括：平衡预估分析、振动张驰和化学张驰、有限速率凝结、燃烧和混合效率以及 超音速燃烧冲压发动机的总体性能1 4 】。 在国外，这方面已有大量的研究论文发表。通过对m 数7 至1 j 1 0 的飞行域的一 维分析，e d e l m a n 和s p a d a c c i n i 理论研究了污染空气对于超音速吸气式发动机的 影响f 4 j 。研究表明，使用氢为燃料的加热器，加热空气并补充氧气到2 1 ( 体积 6 西北工业大学硕士学位论文 第一章绪论 比) 所得到的混合气体，在超音速燃烧冲压发动机实验中对推力的影响是；污染 空气的推力水平低于干净空气条件下的推力，这是由于水蒸气的比热容和水蒸气 分解的影响。他们同时得出自由活化离子，如o h 、0 以及抒，能促进实验发动 机中火焰的稳定和燃烧。但污染组分中的水和二氧化碳对反应时间的影响，取决 于初始反应时的温度、压力和组分浓度。 k u e h l 通过研究发现，在氢和空气的火焰中，水蒸气增强了层流燃烧速度s 。 当压力为0 2 5 个大气压，7 0 0 k 的初温，水蒸气能取代空气中部分的氮气【5 l 。r e e d 钡0 量了污染空气对于墨，的影响和乙烯一空气稀释后混合物的着火限。h u b e d 等研 究了超音速条件下，氢空气混合物自燃的条件 6 1 ，他们得出了具有代表性的超音 速燃烧可用的自燃数据，自燃数据是燃烧室进口压力和总温的函数，总的反应速 率近接有限化学反应速率。 k o r o l l 和m u l p u r u 证实当水蒸气代替氮气稀释空气后【4 】，水蒸气能对氢，空气 混合后的火焰结构和s 。有强烈的化学动力学影响。 c a r t o n 6 】计算了o 、h 、o h 对氢，空气化学反应的影响。计算结果表明，当 进口空气中含有少量d 、h 、o h 时，能缩短氢空气着火时间。日和o h 减少 着火感应期的作用只相当予6 0 的。的作用效果。 m i t a n j i s 对比了m 数为6 的条件下干净空气和污染空气对超燃冲压发动机的 实验结果的影响，他采用了蓄热式加热器。通过直接观察污染空气对点火的影响， 发现硼d ，的形成不是影响燃烧的因素。进一步通过一维数据分析表明，在低压力 条件下，水的存在对实验仅有很小的影响。同时也得出经过燃烧式加热器后，存 在于来流中的自由活化离子能加速并增强点火。然而点火成功后，蓄热式加热器 加热过的干净气流能燃烧的更强烈，产生更大的推力。 资料【4 】的分析显示，水蒸气( 或者相应的日，q 离子产物) 不但能够凝结， 而且能改变实验气体的热动力学和化学动力学特性，同时影响点火、火焰稳定、 燃烧速率，以及离子在燃烧室和喷管出口处再化合过程中，释放的能量严重干扰 对飞行条件的模拟。在进口处，分子量的减少将降低捕获的质量流量，混合气体 热容的增大和水蒸气分子的分解能使推力降低。 西北工业大学硕士学位论文第一章绪论 m i t a n i 通过实验研究分析超音速燃烧冲压发动机的燃烧表明i4 1 ，当压力大于 1 a r m 时，静温低于1 1 0 0 k ，水蒸气( 不用考虑h 。q 的影响) 对点火有抑制作 用，水蒸气的作用恰如高效的第三体在化合反应中：h + d ：+ m 一啪：+ m ，和 月+ 1 - 1 0 2 + 肘一日2 + 0 ：+ m ；水蒸气也能参与反应，例如，链传播反应中可以直 接和氢原子反应：月+ 日2 0 一o h + 日2 。但当压力低于o 0 3 m p 。，或者静温高 于1 1 0 0 k 时，水蒸气对点火的抑制作用影响将变的非常弱。 h t l a i 和s r t h o m a s l 5 1 1 的研究表明，在o 1 a t i n 、非常低的温度下，在点火 成功后，化学反应时间不受水组分的影响。h ，o 分子本身不是非常活跃的离子， 但其在第三体效应影响占有绝对优势。在特定的温度、压力下，第三体效应有时 会变得非常重要，此时水组分就会对混合物的整体动力学特性产生影响。在别的 条件下，水组分有助于改变混合物的热力学属性。由于水有较高的比热容，导致 含水组分污染空气的化学平衡温度低于纯净空气的值。 国内对于污染空气对燃烧影响的研究始于上世纪8 0 年代，主要有西北工业大 学及航空航天部3 1 所等。刘谢”l 等进行了污染对超音速燃烧地面试验结果的影响 研究。他们采用电加热器加热空气后，再向气体中喷入水进行燃烧试验。从化学 动力学角度分析了污染对超音速燃烧的影响，得出的结论是： 1 、台阶后垂直喷射氢气的超音速燃烧，污染物对自动着火没有影响，因 为喷水量较少，混合气体的自动着火时间仍然小于混合气体在回流区的停留时 间。 2 、台阶后侧壁平行喷射氢气的超音速燃烧， 喷水量较大，燃烧室内没有 着火。同样垂直喷射水，氢气可以在燃烧室内稳定燃烧。其原因是平行喷射氢气 使台阶后回流区缩小，混合气体停留在回流区的时间与回流区尺寸成反比，混合 气体停留时间减少。喷水量较大，混合气体自动着火时间延长，超过了停留时 间，因此燃烧室内没有着火。 3 、在实验的喷水量的范围内，喷水量增大都使燃烧效率增大。污染对混合 速率影响较小，从化学动力学分析，可能是因为h ，o 使氢空气化学反应时间 8 西北工业大学硕士学位论文第一章绪论 缩短所引起的。 4 、喷水后，燃烧的绝热火焰温度下降。 i 3 本文的主要工作 在地面实验中，要想真实再现飞行时的高速高焓气流的特性，就必须对来流 气体进行预先的加热，以使其总焓达到高飞行m 数时的气流总焓。但由于加热 器自身因素的原因，在实验介质中必然会引入一定量的污染物。 这些污染物根据所使用的加热器的不同，又可以划分为好几种。如用氢氧加 热器，则会在实验介质中带入一定量的水组分；如果用碳氢燃料加热器进行加热 贝0 会在实验介质带入一定量的水和二氧化碳，或没有完全燃烧的燃料成分；若使 用电弧进行加热，则会在实验介质中带入一定的氮氧化物以及电极铜的氧化物。 而实验介质受到污染，其燃烧性能将发生怎样的改变，以及能对超音速燃烧实验 产生那些方面的影响都是需要关注的。只有在地面实验中排除了这些污染物的影 响，才能获得动力装置真实的性能。因此本文主要研究水组分对于超音速燃烧性 能的影响，并主要完成了以下工作： ( 1 ) 编程计算不同来流条件下，氢氧燃烧加热器和煤油燃烧加热器出口处 气体的维分。给出了模拟自由来流马赫数4 、5 、6 时两种加热器出口处各组分的 体积百分比。 ( 2 ) 在自由来流速度m 一4 、5 、6 条件下，分别针对纯净空气和含水组分 污染空气，对以氢气为燃料的超音速燃烧室的流场和性能进行数值模拟。 ( 3 ) 将经加热器加热后含水组分的污染和纯净空气的数值模拟结果进行对 比分析，得出具有益的结论。 9 西h t i 业大学硕士学位论文 第二二章数值计算方法 2 1 数值计算方法 2 1 1 基本方程 第二章数值计算方法 在实际燃烧室中，气流流动大都是湍流流动。所有物理量都是空间和时间的 随机变量，但是湍流流动仍遵循连续介质一般运动规律，并具有一定统计学规律 的特征。其瞬时量，仍满足秸性流体运动方程，描述燃烧流场各瞬时量的微分方 程为 连续方程 ap+boat缸，”“ ( 2 1 ) 动量方程 昙b 小毒b 托) 一詈+ 毒m 蔷+ 等) _ 氧肛酱h c z 锄 组分方程 昙c 必，+ 毒b 川4 毒降( 考) l - r c z 自g 量方程 言圳+ 者咖州一球i 等肛g 沼4 ， 以上方程式中，r 为组分的化学反应生成率，q ，为反应热。 对于上述基本方程中任一瞬时量，通常可以采用两种平均方法进行平均，一 种是时间平均，一种是密度加权平均。对于密度变化不大的湍流流场，可以采用 时间平均，而对于燃烧和超音速流场，密度变化不能忽略，应采用密度加权平均。 根据f a v r e 的密度加权平均概念，把瞬时压力和密度仍采用时间平均，即 1 1 西北工业大学硕士学位论文第二苹数值计算方法 p - p + p 和p ；p + p 而其他变量。都采用密度加权平均： 妒- 石+ ；- 石一pp c ”；0 “一0p 石石一_ - ，瓦+ p c ”妒 式中，石为密度加权平均值，为相对的脉动值。对f a v r e 平均和时问平均两种 方法进行比较，其主要差别是：在加权平均中，o 肼1 = 0 ，而在时间平均 中，爹一o ，p 庐一0 。f a v r e 平均的好处是关联项中不出现密度脉动量，因而使未知 的关联项由四个减为一个。其缺点是分子输运项更为复杂。当然，为使方程封闭， 仍须对关联项做出模拟近似。使用f a v r e 平均所得的湍流平均守恒方程组为： 警+ 伍小。 倍s ， 言豇，) + 毒每，i ) - 害+ 毒h 毒+ 鲁) - 詈噜岛一丽】c 糊， 昙必，) + 毒每属) 。考隹鲁一丽) - 画， c z m 言知，亍) + 毒缸，二，亍) 。夏# 肿( t ，缸o t j 一瓦：妒卜r q ( z 哪 以上方程式中，普朗特数代表了动量和热量输运相对难易程度，丽旖密特数 表示的是动量和质量输运1 1 1 对难易程度，其计算表达式分别为： p r 竿，乓( 2 嘞 a n d 在实际湍流燃烧过程中，p r 和s c 都是随着混气的组成、温度和压力的变化， 这两个无量纲数都接近予1 。在本文的计算中假设他们都等于】。 2 1 2 计算格式 有限体积法是八十年代以来发展起来的一种新型的微分方程离散方法，具有 独特的优点，目前已成为偏微分方程问题和计算流体力学问题的数值计算、数值 西北工业大学坝士学位论文第二章数值计算方法 模拟中的一个重的方法。 本文采用的计算方法为时问推进的有限体积法，离散格式采用二阶迎风格 式： 妒，”l 。妒”，一当三趣冒眵，+ ，妒- - 一，妒，) ，：l ，矗( d ( 2 一1 2 ) 。 v o l u m e ； 这里妒为守恒变量，d 【v ，) 为单元体v ，的边界面数，一d ) 为单元体数，a s ；为第f 个 边界面的面积孽旷；，f 。，心j 为第f 个边界面上沿外法线方向的通量，用r o e 通量 函数表示为： 口b + ，妒一，n ) 一三仔b + ；n ) + 7 b4 ， ) ) 一丢l a 够+ ，妒一，n ) 1 移+ 一妒一) ( 2 - 1 3 ) 其中，妒+ ，妒一为单元界面左右流场的参数值，i 爿i 为a + 和爿+ 的r o e 平均，可从雅可 比矩阵旦求得 a 廿 现在只需确定妒+ ，妒一，便可对离散方程组( 2 - 1 2 ) 进行迭代求解在本文中，采 用分段线性重构法来获得二阶精度的迎风格式，同时保证在重构过程中不出现新 的极值。具体算法如下： 对于单元体v 有： 妒仁，y ，z ) 2 妒g 。，y o , z o ) + 妒。仁一上。) + 妒，( y y 。) + 妒：z z 。) ( 2 1 4 ) = 妒g o ，y o ，z 。) + v 掣由 式中b 。，y 。，z 。) 为v 的重心坐标值，梯度v 1 【f ，按下式计算： 厂v v 妒咖，a ，妒n 出即v 妒。一古，l f r n 凼( 2 - 1 5 ) 要求妒b 。y 。) 是对网格单元平均值的重构造，即 妒k ，y 。，z 。) i v o l u 三m e v ，妒b ，y ，z ) ( 2 - 1 6 ) 为保证重构函数的单调性，引入限制因子丸，则重构函数为： 妒g ，y ，2 ) v 一妒0 。，y 。，l + 丸v 妒，缸庐 0 ，1 】( 2 1 7 ) 西北工业大学硕士学位论文 第二章数值计算方法 要求满足条件： 妒，“。s 妒g 。，y 。，z o ) s 妒。“。，其中 妒，“，m i n 船，妒。，l 妒，一一m a x ( 妒，妒耐。) 由( 2 1 4 ) 式可得妒o ，y ，z ) 的极值出现在单元体v 的顶点处，用节点值 t f | f t f ，o f ，y j ，五) ( f - 1 , 2 , 3 ，。 ) 可确定限制因子丸： 妒n i 曲f ，等昔 m 诅( ，鲁鲁 1 ，妒f 一妒r 一0 则如。m i n ( 石，；：，石，i 。) ，所以有( 2 1 2 ) 式中的矿与f 可按下式进行 计算：万一妒p + 如v 妒，a r 。 2 输运模型 非平衡流场中的气体输运过程包括三种现象，即：由速度梯度引起动量输运 的粘性现象、由浓度梯度引起的组分输运的扩散现象以及由温度梯度和组分扩散 引起能量输运的热传导过程。为了计算非平衡流场中的动量、组分以及能量的输 运强度，需要给出各组分的输运系数，并以此求出混合气体的输运系数，具体计 算公式如下m 2 8 i2 9 】 1 混合气体的粘性系数口，热传导系数七由w i l k e 的半经验公式计算 胪薹羲 协1 8 ) 1 4 o 0 - j 过程中，无论在学习上、生活上还是在工作中，他们都给予 了我很大的帮助。乐教授和宋老师严谨的治学方法、认真的工作态度以及渊博的 学识给我留下了深刻的印象，他们理论联系实际的工作方法给我以很大的教诲， 使我从中受益匪浅。论文期间，不辞辛劳，精心安排。使我的论文工作得以顺利 进行，而且具体地指导论文工作的每个细节，使之完美。在此，我对乐教授和 宋老师表示最衷心的感谢和最诚挚的敬意。 感谢骆广骑、王靛、肖隐利、陈亮、钟梓鹏对我的论文工作所给予的无私的 帮助。 论文期间，赵志、林红军、李建平、曹玉吉等同学，也给予我很大的支持与 帮助。在此对他们表示最衷心的感谢。 西北工业大学硕士学位论文 附录 附录i 定压比热容、焓和熵表达式中的系数 组 范 i | | i ，舳 丸 一 兀围 l m lo 3 6 2 5 5 9 8 9 b 旧1- 0 1 8 7 8 2 1 8 5 e - 0 20 7 0 5 5 4 5 4 3 e - 0 5 0 5 7 6 3 5 1 4 2 e 一0 8 侥 0 2 1 5 5 5 9 9 5 e 一1 l 一0 1 0 t 7 5 2 2 7 e + 0 40 4 3 0 5 2 7 7 8 e + 0 1 2 0 3 6 2 1 9 5 4 0 e + o l o 7 3 6 1 8 2 5 5 e - - 0 3o 1 9 6 5 2 2 3 l e 电60 3 6 2 0 1 5 5 6 l 卜l o - 0 2 8 9 4 5 6 2 7 e 1 40 1 1 9 阮4 醐0 3 6 1 5 0 9 6 l b 岫1 l0 3 0 5 7 4 4 5 5 e + 0 l0 2 6 7 6 5 2 0 0 嗍一0 5 8 0 9 9 1 5 8 e - 0 50 5 5 7 1 n 3 7 8 e 一0 8 如- 0 1 8 1 2 2 7 3 董卜1 1由g 嘲9 d 4 7 8 e 旧3一也3 2 2 7 “b + 0 0 2o 3 l 1 2 e + o l0 5 u l 驯5 7 e _ 0 30 5 2 6 4 4 2 1 1 e 电70 3 4 9 0 9 9 7 8 e 一1 0 o 3 6 9 4 5 3 4 l b 1 4- 0 8 7 7 3 8 0 3 7 e h ) 30 6 6 3 0 5 6 7 6 e 卜o l l 0 筠7 越治朝暇吣1o 1 2 0 8 l 翻删 - 昵0 2 3 z 如l 伽蝻一0 6 3 2 1 7 5 5 0 e - 0 9 - 0 毖5 7 7 2 5 0 b 一1 20 1 l l 雠删 h h0 2 3 聃o 让7 b 帕l 2o 2 8 9 6 3 l e + o l o 1 5 1 5 髑d 臻h 娩。5 7 2 3 翘刖) b 0 9 9 8 0 7 3 9 0 e - 1 0 - 0 6 就2 髓e - 1 1 吨5 弱铷嘲抖0 3o 6 1 6 1 5 1 5 2 e + o l l 0 4 0 7 0 1 2 7 5 e + 0 1 o 1 l 饿陲鹤镬 0 20 4 1 5 2 1 i 踟b 啪- 0 2 9 6 3 7 4 0 4 蝴 i i o 联 7 0 2 l o l e 1 2o 2 7 卵翟啦+ 0 60 2 1 0 9 5 1 e + 0 2 20 ，2 7 1 6 7 6 3 5 e + 0 1o 2 9 幅1 3 事蛆矬o 8 0 2 2 4 3 7 麓【_ 0 1 0 2 2 6