（航空宇航科学与技术专业论文）超燃冲压发动机支板混合增强机理研究.pdf

国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 摘要 本文以超燃冲压发动机支板喷射燃料的混合机理为研究对象，利用基于纳米 粒子的平面激光成像( n p l i ) 技术和高速纹影等实验手段与数值模拟相结合，重 点对各种构型支板的通流流场特性和燃料的混合特性进行了研究。 采用纹影实验与r a n s 数值模拟方法相结合，对各种构型支板的通流流场特 性进行研究。结果表明：采用r a n s 模拟结果与实验结果吻合较好，本文所用的 r a n s 模拟可以准确的模拟超声速支板流场；基准支板尾部形成的超声速可压混合 层发展缓慢，影响了燃料与空气的混合。采用交错尾部支板可以在支板尾部产生 流向涡，增强对剪切层的扰动，加快剪切层的发展，同时这种褶皱型的混合层结 构增大了质量和动量交换的表面积。凹腔支板在其凹腔内和尾部均可提供大面积 的驻涡区，有利于火焰的稳定，但尾部剪切层发展比基准支板更加缓慢。 利用n p l i 技术与r a n s 数值模拟方法相结合，对支板燃料的混合特性进行了 研究，结果表明：基准支板尾部通流剪切层限制了燃料向展向扩散，混合效果较 差。引入流向涡可以有效提高燃料与空气的混合能力，燃料喷入流场后迅速充满 流向涡，流向涡的发展引导了燃料在流场中的分布和扩散。因而流向涡的发展速 度决定了燃料的混合性能。综合膨胀角的大小决定了流向涡的生成和发展，最佳 综合膨胀角不是固定值，而是受到喷注方式、喷注压降、还有燃烧的综合影响。 采用带凹腔结构的支板时，受到剪切层的制约，燃料主要集中在支板尾迹区内， 无法得到良好的展向分布。 主题词：超燃冲压发动机，支板，交错尾部，流向涡，n p l i ，混合特性 第i 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 a b s t r a c t t h ef u e l a i rm i x i n gm e c h a n i s mo fs c r a m j e tw i 【t hs t r u tw a ss t u d i e di nt h ep r e s e n t e d d i s s e r t a t i o n n a n o p a r t i c l e b a s e d p l a n a rl a s e r i m a g i n g ( n p l i ) ，h i g hs p e e d p h o t o g r a p h ya n ds c h l i e r e n ，a sw e l la sn u m e r i c a ls i m u l a t i o n s ，a r ea p p l i e dt oi n - d e p t h i n v e s t i g a t i o n so nc h a r a c t e r i s t i c so fn o n i n j e c t i o nf l o wa n df u e l a i rm i x i n gw i t hd i f f e r e n t s t r u tc o n f i g u r a t i o n si ns u p e r s o n i cf l o w 1 1 1 ec h a r a c t e r i s t i c so fn o n - i n j e c t i o nf l o wf i e l dw i t hd i f f e r e n ts t r u tc o n f i g u r a t i o n s w e r ei n v e s t i g a t e db ys c h l i e r e na n dn u m e r i c a ls i m u l a t i o n 功en u m e r i c a lr e s u l t sa c c o r d w i t ht h ee x p e r i m e n t a lr e s u l t sv e r yw e l lw h i c hi n d i c a t e st h a tt h es u p e r s o n i cf l o wf i e l d w i t hs t r u tc a nb ep r o p e r l yf o r e c a s t e db yt h ep r e s e n t e ds i m u l a t i o nm e t h o dw i t h r a n s ( r e y n o l d sa v e r a g e dn a v i e r - s t o k e s ) s i n c et h ec o m p r e s s i b l es h e a rl a y e rw i t h b a s i cs t r u tc o n f i g u r a t i o ni ns u p e r s o n i cf l o wd e v e l o p ss l o w l y ，f u r t h e rf u e l a i rm i x i n gw a s i m p a c t e d 1 h es t r e a m w i s e v o r t e x sp r o d u c e db ya l t e r n a t i n g w e d g es t r u t sc a np r o m o t e t h ed e v e l o p m e n to fs h e a rl a y e ra n di n c r e a s et h em a s sa n dm o m e n t u me x c h a n g i n g i n t e r f a c e aw i d er a n g eo fr e c i r c u l a t i o nz o n ew h i c ha p p e a r sb o t hi nt h ec u r v ea n da tt h e t a i lo fc h i v e s t r u ti sc o n d u c i v et ot h es t a b i l i t yo ft h ef l a m e b u tt h ed e v e l o p m e n to f s h e a r1 a y e ri n d u c e db yc u r v e s t r u tw a ss l o w e rt h a nt h a to fb a s i c s t r u t t h ef u e l a i r m i x i n gc h a r a c t e r i s t i c s w e r e i n v e s t i g a t e db yn p l i a n dr a n s s i m u l a t i o n t h er e s u l t ss h o wt h a tt h ef u e l a i rm i x i n gp e r f o r m a n c ew a sp o o rf o rb a s i c s t r u tc o n f i g u r a t i o no na c c o u n to ft h a tt h es p a n w i s ed i f f u s i o no ft h ef u e lw a sl i m i t e db y t h es h e a rl a y e r t h es t r e a m w i s ev o r t e x sw e r ef i l l e dw i t hf u e la ss o o na st h ef u e lw a s i n i e c t e d a n dt h ed e v e l o p m e n to fs t r e a m w i s ev o r t e x sc o n d u c t e dt h ed i s t r i b u t i o na n d d i f f u s i o no ft h ef u e l t h u st h ef u e l a i rm i x i n gp e r f o r m a n c ew a sd e t e r m i n e db yt h e g r o w t hr a t eo fs t r e a m w i s ev o r t e x s t h eg e n e r a t i o na n dg r o w t ho fs t r e a m w i s ev o r t e x s w a sl i m i t e db yt h et o t a le x p a n s i o na n g l e ( t e a ) n eo p t i m a lt e aw a sa f f e c t e db yt h e i n j e c t i o nm o d e t h ep r e s s u r ed i f f e r e n t i a lo fi n j e c t i o n ，a sw e l la sc o m b u s t i o n f o r c u r v e s t r u t f u e lm a i n l yc o n c e n t r a t e di nt h ew a k eo fs t r u tw h i c hl i m i t e di t ss p a n w i s e d i s t r i b u t i o n k e yw o r d s ：s c r a m j e t ，s t r u t ，a l t e r n a t i n g w e d g e ，s t r e a m w i s ev o r t i c e s ，n p l i ， m i x i n gc h a r a c t e r i s t i c 第i i 页 国防科学技术大学研究生院t 学硕士学位论文 表目录 表2 1 直连式燃烧室入口来流模拟状态1 4 表2 2 支板构型参数15 表2 3 测量方法与高速摄影仪拍摄参数对应关系1 9 表3 1 氢氧一步总包化学反应模型2 7 表4 1 支板实验参数3 3 表5 1 支板实验参数4 8 第1 l i 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 图目录 图1 1s e m e n o v 等人设计的支板5 图1 2 带支板的c h a m o i s 超燃冲压发动机一5 图1 3v i n o g r a d o v 等人试验模型发动机燃烧室及燃料喷注示意图5 图1 4s u n a m i 等人设计的带尾部交错几何结构的支板6 图1 5o n e r a 多级支板7 图1 6n a l 带尾部交错几何结构的支板7 图1 7s a t i s hk u m a r 的直连式试验台8 图1 8s a t i s hk u m a r 支板燃料喷注器8 图1 9d e s i k a n s 1 n 的带凸台多级支板8 图1 1 0k y h s u 的凹腔支板喷注器构型8 图1 1 1 支板燃料喷注的优化设计8 图1 1 2 慕尼黑大学设计的支板8 图1 1 3 八支板圆形燃烧室9 图1 1 4c h u n g j e nt a m 设计的基准支板_ 9 图1 1 5j a s o nc d o s t e r 等人设计的支板9 图2 1 超燃冲压发动机直连式试验台示意图1 2 图2 2 超燃冲压发动机直连式试验台13 图2 3 空气加热器及喷管1 4 图2 4 燃烧室试验段实际模型1 4 图2 5 燃烧室观测段模型图1 4 图2 6 支板实物图l5 图2 7 支板主要尺寸示意图1 6 图2 8 支板安装示意图1 6 图2 9 试验测控中心1 7 图2 1 0 测控系统工作过程1 7 图2 1 1p s i9 11 6 压力扫描阀1 7 图2 1 2p h o t r o nf a s t c a m u l t i m aa p x 高速摄影仪示意图1 7 图2 1 3 纹影系统光路图1 8 图2 1 4 纹影系统布置图1 8 图2 1 5 碘钨灯光源1 9 图2 1 6 脉冲激光器1 9 图2 17 连续激光器一19 第1 v 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 图2 18 系统组成示意图2 0 图2 1 9n p l i 系统时序图2 1 图2 2 0n p l i 系统实物图2 l 图3 1 带有支板的超声速燃烧室流场网格示意图2 8 图3 2 数值计算区域示意图2 9 图3 3 燃烧室对称面密度分布2 9 图3 4 支板头部纹影图3 0 图3 5 支板燃烧室壁面压力分布对比3 0 图3 6 支板尾部x 何= 4 0 m m 截面马赫数分布图3 0 图3 7 支板尾部x 瓶= 4 0 m m 截面燃料组分分布图3 0 图3 8 氢气质量组分等值线3 0 图3 9 氢气射流速度矢量3 0 图4 1 支板纹影实验时序图3 2 图4 2 支板燃烧室坐标系示意图3 2 图4 3 燃烧室下游窗口干扰波系纹影图3 4 图4 4b a s i c l0 支板肼通流流场压力分布图3 4 图4 5b a s i c l 0 支板埘通流流场马赫数分布图3 4 图4 6b a s i c l 0 支板通流流场压力分布图3 5 图4 7b a s i c l 0 支板s 枷通流流场马赫数分布图3 5 图4 8b a s i c l 0 支板头部流场纹影图3 5 图4 9b a s i c l 0 支板尾部流线图3 5 图4 1 0b a s i c l 0 支板尾部流场纹影图3 5 图4 11 燃烧室下壁面分离区示意图3 5 图4 1 2b a s i c l 5 支板尾部流场纹影图3 5 图4 1 3c n r r 3 6 支板尾部流场示意图3 6 图4 1 4 支板c n r 3 6 冷流流场横截面速度矢量图3 6 图4 15 支板c n r 3 6 冷流流场横截面马赫数分布图3 7 图4 1 6c n r r 3 6 支板尾部流场纹影图3 8 图4 17c n r r 3 6 支板，通流流场压力分布图3 8 图4 1 8c n r r 3 6 支板通流流场密度分布图3 8 图4 1 9c n r r 3 6 支板s b ，通流流场马赫数分布图3 8 图4 2 0c n r r 2 0 支板s 抽，通流流场压力分布图3 9 图4 2 1c n r r 2 0 支板s 。，通流流场马赫数分布图3 9 第v 页 。 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 图4 2 2c n r s r 3 6 流向涡生成示意图4 0 图4 2 3c n r s r 3 6 支板尾部流场纹影图4 0 图4 2 4c n r - s r 3 6 支板& 。通流流场压力分布4 0 图4 2 5c n r s r 3 6 支板，通流流场密度分布4 0 图4 2 6c n r s r 3 6 支板s 。，通流流场马赫数分布图4 0 图4 2 7c n r s r 3 6 和c n r - r 3 6 支板s y m m e t r yp l a n e 的通流流场马赫数分布对 b 匕图z i l 图4 2 8c n r s r 3 6 和c n r r 3 6 支板z = 1 2 7 5 m m 平面瓯。通流流场马赫数分布对比 图z i l 图4 2 9 交错结构出口流量监测平面示意图4 2 图4 3 0c o r r 3 6 流向涡生成原理的示意图4 2 图4 3lc o r r 3 6 支板尾部流场纹影图4 2 图4 3 2c o r r 3 6 支板x = 4 0 m m 处同向涡结构图4 3 图4 3 3c o r r 3 6 支板x = 1 0 0 m m 处同向涡结构图4 3 图4 3 4c s 支板尾部流场纹影图4 4 图4 3 5a c s 支板尾部流场纹影图4 4 图4 3 6c s 支板z = 0 平面s 。，通流流场压力分布4 4 图4 3 7c s 支板z = 0 平面鼠。，通流流场密度分布4 4 图4 3 8a c s 支板s 胁通流流场压力分布切片图4 4 图4 3 9a c s 支板& 。，通流流场密度分布切片图4 4 图4 4 0c s 支板z = 0 平面s h 通流流场m a 分布4 4 图4 4 1a c s 支板既通流流场m a 分布切片图4 4 图4 4 2 基于m a 分布的c s 支板尾部流线图4 4 图4 4 3 基于m a 分布的c s 支板凹腔流线图4 4 图5 1n p l i 实验时序4 7 图5 2n p l i 成像位置示意图4 7 图5 3b a s i c l 0 支板喷注压降0 7 5 m p a 时尾喷燃料组分发展图4 8 图5 4 支板b a s i c 1 0 和b a s i c 1 5 尾喷流场燃料组分发展图4 9 图5 5 卸- - 2 5 m p a 时基准支板尾喷流场燃料组分发展对比图5 0 图5 6c n r r 3 6 支板尾喷流场燃料组分发展对比图51 图5 7c n r r 2 0 支板尾喷流场燃料组分发展对比图51 图5 8c n r s r 3 6 支板尾喷流场燃料组分发展对比图一5 2 图5 9c n r s r 2 0 支板尾喷流场燃料组分发展对比图一5 2 第v l 页 国防科学技术大学研究生院t 学硕士学位论文 图5 10 燃料混合效果与综合膨胀角的函数关系示意图。5 2 图5 1 1c o r r 3 6 支板尾喷流场燃料组分发展对比图5 3 图5 1 2c o r r 2 0 支板尾喷流场燃料组分发展对比图。5 3 图5 1 3 卸= 2 m p a 时b a s i c l 0 支板侧喷流场燃料组分发展图5 4 图5 1 4 卸= 0 7 5 m p a 时c n r r 3 6 侧喷流场压力分布图5 5 图5 1 5 卸= 2 m p a 时c n r r 3 6 侧喷流场压力分布图5 5 图5 1 6 p = 0 7 5 m p a 时c n r r 3 6 侧喷流场m a 分布图5 5 图5 1 7 p = 2 m p a 时c n r - r 3 6 侧喷流场m a 分布图5 5 图5 1 8 卸= 0 7 5 m p a 时c n r r 3 6 侧喷流场h ，质量分数分布图5 5 图5 1 9a p = 2 m p a 时c n r - r 3 6 侧喷流场h ，质量分数分布图5 5 图5 2 0c n r r 3 6 支板通流流场与侧喷流场流线对比图。5 6 图5 2 1c n r r 3 6 支板侧喷流场燃料组分发展图5 6 图5 2 2 , a p = 0 7 5 m p a 时c n r - r 2 0 侧喷流场m a 分布图5 7 图5 2 3 p = 2 m p a 时c n r r 2 0 侧喷流场m a 分布图5 7 图5 2 4 卸= o 7 5 m p a 时c n r r 2 0 侧喷流场h ，质量分数分布图5 7 图5 2 5 p = 2 m p a 时c n r - r 2 0 侧喷流场h ，质量分数分布图5 7 图5 2 6c n r - r 2 0 支板通流流场与侧喷流场流线对比图5 7 图5 2 7c n r r 2 0 支板侧喷流场燃料组分发展图。5 7 图5 2 8 p = 0 7 5 m p a 时c n r r 2 0 侧喷流场h ，质量分数分布图5 9 图5 2 9 p = 2 m p a 时c n r r 2 0 侧喷流场h ，质量分数分布图5 9 图5 3 0c n r - s r 3 6 支板侧喷流场燃料组分发展图5 9 图5 3lc n r - s r 2 0 支板侧喷流场燃料组分发展图5 9 图5 3 2c o r r 3 6 支板侧喷流场燃料组分发展图6 0 图5 3 3c o r - r 2 0 支板侧喷流场燃料组分发展图一6 0 图5 3 4 p = 0 7 5 m p a 时c s 侧喷流场m a 分布图6 1 图5 3 5 p = 2 m p a 时c s 侧喷流场m a 分布图6 1 图5 3 6a p = 0 7 5 m p a 时c s 侧喷流场h ，质量分数分布图6 1 图5 3 7 卸= 2 m p a 时c s 侧喷流场h ，质量分数分布图6 1 图5 3 8 p = 0 7 5 m p a 时a c s 侧喷流场m a 分布图6 l 图5 3 9 p = 2 m p a 时a c s 侧喷流场m a 分布图一6 1 图5 4 0a p = o 7 5 m p a 时a c s 侧喷流场h ，质量分数分布图6 l 图5 4 la p = 2 m p a 时a c s 侧喷流场h ，质量分数分布图6 l 第v i i 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 图5 4 2c s 支板侧喷流场燃料组分发展图6 2 图5 4 3a c s 支板侧喷流场燃料组分发展图6 2 图5 4 4c n r r 3 6 支板燃烧流场压力分布图6 3 图5 4 5c n r r 2 0 支板燃烧流场压力分布图6 3 图5 4 6c n r r 3 6 支板燃烧流场m a 分布图6 3 图5 4 7c n r r 2 0 支板燃烧流场m a 分布图6 3 图5 4 8c n r r 3 6 支板燃烧流场温度分布图。6 3 图5 4 9c n r r 2 0 支板燃烧流场温度分布图6 3 图5 5 0c n r r 3 6 支板燃烧流场儿d 分布6 4 图5 51c n r r 2 0 支板燃烧流场从d 分布6 4 图5 5 2c n r r 3 6 支板燃烧流场以浓度分布6 4 图5 5 3c n r r 2 0 支板燃烧流场d 浓度分布6 4 图5 5 4c n r r 3 6 支板燃烧流场鼠浓度分布6 4 图5 5 5c n r r 2 0 支板燃烧流场鼠浓度分布6 4 第v i i i 页 独创性声明 本人声明所呈交的学位论文是我本人在导师指导下进行的研究工作及取得 的研究成果尽我所知，除了文中特别加以标注和致谢的地方外，论文中不包含 其他人已经发表和撰写过的研究成果，也不包含为获得国防科学技术大学或其它 教育机构的学位或证书而使用过的材料。与我一同工作的同志对本研究所做的任 何贡献均已在论文中作了明确的说明并表示谢意 学位论文作者签名：j 遂鲨 日期聊年，月劈日 学位论文版权使用授权书 本人完全了解国防科学技术大学有关保留、使用学位论文的规定。本人授权 国防科学技术大学可以保留并向国家有关部门或机构送交论文的复印件和电子 文档，允许论文被查阅和借阅；可以将学位论文的全部或部分内容编入有关数据 库进行检索，可以采用影印、缩印或扫描等复制手段保存，汇编学位论文 ( 保密学位论文在解密后适用本授权书。) 学位论文作者签名：刍垒缝 作者指导教师签名：越 日期：刎年7 月日 1 日期：舻1 年月罗口日 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 第一章绪论 航空航天领域的迅猛发展需要飞行器能以更经济的代价飞得更快、更远，这 对飞行器的推进装置提出了较高的要求。超声速燃烧冲压发动机在高飞行马赫数 下的优良性能，使其成为以5 马赫以上速度作巡航飞行的高超声速飞行器推进系 统的首选【1 1 ，目前备受关注，已成为各航空航天大国研究和竞争的热点1 2 j ，【3 j 。超燃 冲压发动机通过部分压缩和减速空气来流，使进入燃烧室的气流仍为超声速，从 而避免了形成正激波，同时又使得静温升高有限。在军事领域，装备有超燃冲压 发动机及其组合式发动机的高超声速飞机、高超声速巡航导弹、空天飞机等高超 声速飞行器可以更快的速度，从更远的距离实施攻击，将为未来的战争带来一场 革命；同时在民用航空航天领域，以超燃冲压发动机及其组合式发动机为动力的 高超声速飞行器具有快捷、灵活、经济、安全等优点，将为人类进行航空飞行和 宇宙探索提供更加便利的条件。 超燃冲压发动机一般由进气道、隔离段、燃烧室和喷管等关键部件组成，其 工作原理与传统的航空发动机、火箭发动机存在很大的差异，同时也带来大量复 杂的新问题【4 】 【引，其中如何在燃烧室内实现高效、稳定的超声速燃烧是超燃冲压发 动机最根本也是难度最大的关键技术。虽然目前对这些问题的研究已取得了一定 的成果，但是这些成果尚不足以帮助人们清晰地理解超声速燃烧的机理，因此有 必要就此问题继续开展深入细致的研究。 1 1 超燃冲压发动机研究发展综述 1 1 1 研究背景及意义 在大气层内，以火箭发动机为动力实现高超声速飞行( m a 5 ) ，必须自身携 带推进系统所需的所有氧化剂和燃料，这大大增加了推进系统的重量，降低了系 统推重比。尽管诸如三组元燃烧、塞式喷管等的出现提高了发动机推力性能，但 是火箭发动机的性能已经接近上限，改进的空间不大。与之相比，吸气式发动机 具有无需携带氧化剂、燃料比冲高和远程飞行推重比大等优点。涡轮喷气涡扇发 动机技术已相对成熟，成为绝大多数现有航空飞行器的推进装置，然而受涡轮叶 片热强度的限制，其飞行马赫数上限为3 5 。亚燃冲压发动机的出现，扩大飞行器 的飞行马赫数上限至5 f 们，但是受限于燃烧室内高温的亚声速流，燃料喷入高温气 流产生强烈的热分解，带来巨大的总压损失和熵增，同时现有的材料热强度无法 满足高温燃烧室的要求。超燃冲压发动机保持气流在燃烧室内为超声速，避免了 燃烧室气流温度过高所带来的问题，可以将飞行器的飞行马赫数大大提高，并且 第l 页 国防科学技术大学研究生院工学硕十学位论文 在高飞行马赫数下性能较高【引，成为了大气层内高超声速飞行的理想动力装置1 9 j 。 由于现有单级入轨可重复使用运载器技术还不成熟，两级多级入轨可重复使 用运载器日益受到青睐【1 0 1 ，【1 1 】，其中以超燃冲压发动机作为下面级推进系统的两级 多级入轨可重复使用运载器方案优点较多，受到广泛重视。展望未来，最理想的 天地往返运输系统是以组合循环发动机为动力的空天飞机。为使组合循环发动机 在高超声速范围( 5 ，1 2 0 m j 。结合5 3 2 m n 单通滤波片， 连续激光光源为拍摄连续的超声速燃烧纹影图像提供了可能。它采用与脉冲激光 器相同的光路扩束系统，将激光转换为满足纹影所要求的锥形光。它具有体积小、 重量轻、便于携带等优点。 一! 嘲鲢 圈2 1 5 碘钨灯光源圈2 1 6 脉冲激光器圈2 1 7 连续激光器 成像部分由5 0 5 0 0 r a m 变焦镜头和c c d 构成，直接对刀口8 进行调焦成像。 采用连续光源时，将普通c c d 换为前面的f a s t c a m - u l t i m a a p x 高速摄影仪，就 组成了高速纹影仪，它为研究非定常流动过程提供了有力手段。 论文研究利用了碘钨灯光源纹影来对流场进行观测，碘钨灯能够反应出流动 的连续变化过程，可以对燃烧室内的冷流流场的波系结构增进分析。高速摄影仪 的拍摄参数如表2 3 所示。 表2 3 测量方 击与高速摄影仪拍摄参数对应关系 2 2 6 3 基于纳米粒子的平面激光成像技术 纹影法能对流场中的激波、膨胀波等各种波系有较好的显示效果，但纹影法 也有其固有缺陷。纹影法实际测量的是光线在流场中传输的积分效果，空间分辨 率不高，难以精确显示三维流场的基本结构。基于纳米粒子的平面激光成像技术 ( n a n o p a r t i c l e b a s e dp l a n a rl a s e ri m a g i n g ) 是一种利用纳米级的示踪粒子跟随流体 一起运动，并根据粒子示踪物的光散射效应成像，从而分析三维流场结构的新颖 第1 9 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 的流场显示技术。平面激光( p l a n a rl a s e r ) 可以投射到流场中所关心的任意一个 截面上，从而得到纳米粒子在这个流场截面上的散射图像。这一点正是纹影法所 不具备的。在超声速斜坡喷注器混台增强的过程中，斜坡产生的流向旋涡的掺混 作用起主导作用，因而对流向涡的产生、发展和破碎过程的观测在本研究中占有 十分重要的地位。n p l i 的片光技术为流向旋涡的观测提供了十分便利的条件，通 过在垂直流向的截面上打片光，可以方便地观测流向涡卷吸发展过程。下面对试 验中使用的n p l i 系统进行简要介绍。 n p l i 系统由计算机、同步控制器、c c d 相机、脉冲激光光源以及纳米粒子发 生器组成，其结构如图2 1 8 所示。在n p l i 系统中，计算机控制各部件的运行， 并保存所采集到的实验图像；同步控制器的输入、输出参数通过计算机软件控制， 其它各部件的协同工作均由同步器所发出的指令控制：c c d 相机的曝光和脉冲激 光光源的激光输出时序可根据测量目的进行调整；准直激光束通过片光镜头转换 为具有一定厚度的平面激光；纳米粒子发生器由高压气源驱动，输出粒子的浓度 通过调节驱动压力实现。本文所使用同步控制器具有八个输出端口，时间精度为 0 2 5 n s ；c c d 相机为行间传输型c c d ，最短跨帧时间2 0 0 n s ，c c d 阵列分辨为 2 0 0 0 x 2 0 0 0 ，每个像素可分辨的发度等级为4 0 9 6 ，配有微距镜头；脉冲激光光源 为双腔n d ：y a g 激光器，输出激光波长5 3 2 n m ，脉冲持续时间6 n s ，单脉冲最高 能量3 5 0 m j 。 图21 8 系统组成示意图 n p l i 系统工作时首先通过一定的撒播方式使纳米粒子与来流充分混台，待 观察区域内建立所需流场之后，同步控制器控制激光与c c d 的同步，保证纳米粒 子散射激光的同时c c d 处于曝光状态。由此接收到的纳米粒子图像与片光切面内 的流场结构有一定对应关系，通过适当的处理方法就可以得到粒子图像所反映的 流场结构。 第2 0 页 栅。咒i 冈冈； 丰u 机捌像输m ；= 二二了( ：i i u 。鬲1 一栅像输j i = 一删茹u 。l 篮黟 第2 1 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 为了解决纳米粒子的团聚问题，本文采用了集流化、过滤、分离和撒播功能 为一体的纳米粒子发生器，该装置由高压气源、粒子流化器、粒子过滤器、粒子 分离器和撒播喷嘴组成。高压气源为整个系统提供运行的动力，其出口压力稳定、 可调。粒子流化器与高压气源连接，内部装有方向可调的流化喷嘴，可充分流化 纳米粒子。粒子过滤器安装在粒子流化器的出口，内部安装多层滤网，不仅能够 过滤掉大粒子，且可以在一定程度上粉碎团聚的大粒子。过滤器下游为粒子分离 器，其侧壁安装有大粒子收集器，保证了纳米粒子的分离和大粒子的收集。过滤 器项部的纳米粒子出口通过管道与撒播喷嘴相连，撒播喷嘴的可根据粒子流量的 需要更换。在工作过程中，通过控制高压气源的压力大小调整纳米粒子尺寸分布。 图2 2 0 所示为超声速混合层n p l i 实验系统照片，左图为光源与成像系统， 右图为纳米粒子发生器。在实验时，可以根据所要拍摄的流场特征调整片光镜头 的位置、激光偏振的角度以及纳米粒子发生器的粒子流量。 2 3 小结 本章针对超燃冲压发动机直连式试验台，首先对试验中所采用的加热器、发 动机燃烧室、支板等试验件进行了介绍，接着对试验系统的传统测控手段以及高 速摄影仪、纹影仪和n p l i 等观察设备进行了详细的说明，从而建立起较为完善的 超燃冲压发动机技术直连式研究试验系统，奠定了本文试验工作的基础。 第2 2 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 第三章流场数值模拟方法 超燃技术研究对地面实验设备的模拟能力提出了更高要求，从而大大增加了 实验周期和费用。同时由于燃料在燃烧室内的驻留时间极短，一般为毫秒量级， 使得实验时流场物理量的测定非常困难，一般仅能测量壁面压强和热流，即使采 用激光诱导荧光等先进测量技术，由于设备昂贵和三维测量技术的困难，也不能 获得完整的流场信息。随着计算机技术的发展和数值计算方法的进步，计算流体 力学在发动机燃烧化学非平衡流场的数值模拟方面得到了广泛应用，并逐渐成为 发动机设计和流动分析的一种经济、有效的手段。数值计算可以在相对较短的时 间内完成流动参数的分析研究，提供流场的详细特征，弥补实验及测量的局限性， 更加深入地了解燃烧室内的物理化学过程，为不断改进发动机的构型设计提供依 据。 3 1 控制方程 控制方程的建立是从质量守恒、动量守恒和能量守恒三大定律出发，并通过 选择合适的湍流模型来封闭方程而实现的。由于要仿真的流场中所有组分均为气 相，故只考虑气相控制方程组。仿真中采用包含多种组分带化学反应的雷诺平均、 守恒型n s 方程作为气体湍流流动、燃烧的控制方程 o q + o ( e - e v ) + o ( f - f v ) i - o ( g - q ) ：h( 3 1 ) 西反 勿 瑟 其中： q = ： p p 缸 p w p e o r , ，e = p u p u u + p p u v p z n 缈 u ( p e + p ) p u t , o r f f 砧r 秽+ 竹一+ 婀懵一q ， a ， p d - 葛 ，e = ，g = 0 _ r l r 掣 f 砧 1 , 1 f + 1 , t 砂+ ，r 一q j p i d ，m 五o r , p w p w i g j d 聊 p w w + p “p e + p ) p w r , ，g = ，f = p v p v “ p w + p p l w v ( p e + p ) p v k o f 口 f 矽 f “r 口+ w 纠+ 1 昕= 一吼 盹篆 ( 3 2 ) 第2 3 页 国防科学技术大字研冗生阮工学坝士学位论文 式中，i = 1 ，2 ，n ，- 1 ，n ，为涉及的组分个数。q 为守恒变量，e ，f ，g ，e ，e ， g v 分别为x ，y ，z 方向的无粘粘性通量；“，v ，w 是沿坐标轴x ，y ，z 方向的速度；p 是压力；p ，是各组分( 以下均指气体组分) 的密度，p 是混合物的密度；z 是各 组分的质量分数；q 是组分i 的质量生成率。 t i , j 是粘性应力分量： r 。= 一詈p c v 矿，+ 2 p 罢，r 咿= 一詈p c v 旷，+ 2 考，f 。= 一詈c v 矿，十2 p 专孑。3 3 ， ，锄加、，o w 加、，跏o u 、 可声2 p 唏+ 夏) ，引纠2 弘唏+ 瓦) j “可“2 p 畴+ 瓦) q ，q y ，吼表示热传导与组分扩散引起的能量通量： g，=一七号一p喜。i扛oyf，-y-k一=o-ti o x t r y p 善口m 曩孚o y ， 。3 4 ， o x i ：= l， “ 铲一忌暑一p 粪啪罢 巩是多组元的扩散系数。各组分热传导系数取软件数据库中的默认常数，混 合物的热传导系数k 按理想气体混合定律计算。 e 是总能： 卵兰+ 吉( u 2 + 2 + w 2 r h , 1 ) 一吾- a = l ( 3 5 ) p = + i () 一= ( 3 5 ) 二 p 玩为组分f 的焓值： 吩= c d 丁+ h o , ( 3 6 ) 焓值办，又包括热焓项c d 丁和化学焓( 或生成焓) 项办? ，式中瓦为标准温度， 通常取毛= 2 9 8 1 6 k 。c p i 表示组分f 的定压比热容，各组分定压比热容采用多项式 公式拟合： c p f = q ，f + 口2 j t + a 3 ，f t 2 + a 4 ，r 3 + 口5 j t 4 ( 3 7 ) 各组分的热力学函数温度系数参见文献【7 6 i 或【7 7 】。 另外，假设多组分气相混合物遵守理想气体状态方程，并满足局部热力学平衡 假设，则有： 肚r 嘻管 ( 3 8 ) 第2 4 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 组分的摩尔分数为： z ：弹 ( 3 9 ) 否芳 混