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2019年  第4卷  第5期

目录
气体物理 第4卷 第5期 封面+目录
2019, 4(5): .
47 0
摘要:
空天推进燃烧气体动力学专题
高焓横向射流尾迹区掺混燃烧的数值特性
马光伟, 孙明波, 李光欣, 闫巍
2019, 4(5): 1-12. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0762
57 3
摘要:
尾迹区作为横向射流流场的重要结构受到广泛关注,其掺混和燃烧特性对近壁面区域的流场特性有重要影响.文章在对仿真充分验证的基础上,采用Reynolds平均模拟方法对Ma=8飞行条件下高焓横向射流尾迹区中的掺混和燃烧特性进行了数值研究.探究了冷热流场尾迹区中的氢气掺混特性,冷态流场尾迹区中的激波结构对氢气分布产生一定影响,热态流场尾迹区中存在多种氢气掺混路径.V形回流区中的高浓度氢气对燃烧产生了一定的阻碍作用.定量测量了尾迹区中的火焰结构,尾迹区火焰的顶点位置随高度增加向下游线性移动,受射流主流影响,尾迹区火焰的展向宽度在距离壁面一定高度后开始增大.对冷热流场中的主要参数进行了对比,燃烧消耗了氢气使温度升高,但是尾迹区中的流动速度没有明显增加,燃烧放出的热量没有完全转化为流体的动能.
新建高焓激波风洞Ma=8飞行模拟条件的实现与超燃实验
卢洪波, 陈星, 谌君谋, 易翔宇, 李辰, 张冰冰, 纪锋, 毕志献, 沈清
2019, 4(5): 13-24. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0782
492 37
摘要:
针对高Mach数超燃冲压发动机实验能力空缺问题,基于航天十一院新建的FD-21高能脉冲风洞,进行了Ma=8超燃飞行条件的模拟能力设计与调试,获得了总焓2.9 MJ/kg、总压11.01 MPa实验条件,实现了Ma=8、高度31 km飞行条件的风洞模拟.在此基础上,研发了匹配的氢燃料供应及喷注时序控制系统,设计了超燃冲压发动机模型,开展了超燃冲压发动机模型自由射流应用性风洞实验,获得了氢气燃料与空气、氮气超声速气流耦合流动作用下的实验模型壁面压力数据.在当量比近似一致条件下,空气来流对应的燃烧室壁面压力明显高于氮气来流情况,表明氢气在1 ms有效实验时间内完成了与超声速空气来流的混合、点火与燃烧,获得燃烧释热特性,确认了在FD-21高能脉冲风洞开展高Mach数超燃实验是切实可行的,为后续研究奠定了良好的基础.
JF12激波风洞高Mach数超燃冲压发动机实验研究
姚轩宇, 王春, 喻江, 苑朝凯, 姜宗林, 司徒明
2019, 4(5): 25-31. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0788
163 19
摘要:
针对高Mach数(Ma ≥ 7)超燃冲压发动机高气动阻力下的燃烧组织问题,提出一种双突扩燃烧室结构方案.使用数值模拟方法考察了射流与双突扩燃烧室组合方式的混合燃烧特性.设计了双突扩超燃冲压发动机模型,在力学研究所JF12长试验时间激波风洞内,开展了Ma=7.0和Ma=9.5的氢燃料点火和燃烧试验对比.在风洞有效试验时间100 ms内,实现了Ma=7.0和Ma=9.5超燃冲压发动机的成功点火与稳定燃烧.在Ma=7.0情况下,进气道采用三维压缩,燃烧室入口设计Mach数Mac=2.5,壁面压力分布实验结果显示燃烧放热靠近燃烧室扩张段上游;在Ma=9.5情况下,进气道采用二维压缩,燃烧室入口设计Mach数Mac=3.5,由于燃烧室流动速度特别高,燃烧放热靠近燃烧室扩张段下游.
气体大分子燃料高精度理论热化学研究综述
池奕承, 张鹏
2019, 4(5): 32-42. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0783
72 3
摘要:
由于日益严重的能源和环境问题,越来越多的研究者开始致力于提高发动机燃烧性能的研究.研究燃烧化学反应机理的目的是为了精确地预测和控制燃烧过程,从而提高燃烧效率,控制火焰稳定性以及优化排放.对于大分子燃料,通常采用类比的方法来估测其反应速率常数以构建其燃烧反应模型,但是这将会为模型带来较大的计算误差.为了更好地将大分子燃料应用在发动机中,对其进行高精度化学反应动力学研究是十分必要的.但是,由于目前广泛使用的高精度电子结构理论计算方法(如CCSD(T)/CBS和QCISD(T)/CBS)在处理这些大分子燃料上存在着巨大的困难,因此文章关注了目前可适用于大分子体系的高精度量化计算方法,并详细地介绍了其中一种适用于大分子体系的高精度量化计算方法ONIOM[QCISD(T)/CBS:DFT].该方法的提出不仅为研究大分子燃料体系的能量计算提供了准确与可行的计算方法,并有助于得到高精度的反应速率常数,对大分子燃料高精度理论热化学研究具有重要意义.
高空低压低温环境航空发动机燃烧室熄火特性实验
陈光明, 王学德, 林冰轩
2019, 4(5): 43-51. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0763
64 3
摘要:
航空发动机高空熄火是非常严重的安全威胁,高空燃烧稳定性与可靠再点火是航空发动机燃烧室的普遍要求.文章介绍了高空低压低温条件下航空发动机燃烧室模拟实验设备方案和调试结果,实现了对地面状态到高空10 km处环境条件的模拟.研究表明,随着高度增加,贫油熄火极限油气比不断增大.地面状态的贫油熄火油气比为0.016,高空10 km条件下,熄火油气比为0.071,增大3倍以上.低压低温环境下,火焰锋面位置不断向喷嘴收缩,燃烧释放热区域缩小到燃油喷嘴头部附近,CH*发光强度不断衰减.在模拟高度4 km时,火焰开始转为淡蓝色,10 km时燃烧室内为淡蓝色火焰,燃烧趋于不稳定.
基于LES-PDF方法的双旋流模型燃烧室数值模拟
曾家, 金捷, 张晟, 李敏, 王方
2019, 4(5): 52-64. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0789
113 2
摘要:
文章使用基于LES-PDF方法的AECSC两相程序,对模型燃烧室GTMC进行了数值模拟,以此验证AECSC程序对燃烧室模拟的可行性和可信度,并对旋流燃烧室的流动和燃烧特性进行分析.首先,分别用商用软件Fluent 18.1和AECSC程序的LES方法对GTMC的冷态工况进行了模拟.与实验结果相比,程序计算的轴向、径向、切向速度峰值的相对误差在大多数统计点上在20%以内,3个方向速度峰值位置的相对误差基本都在10%以内.同时发现,AECSC程序的计算结果在一定程度上比Fluent的计算结果更接近实验值.文章进一步使用AECSC程序对GTMC的热态工况进行了模拟.在计算结果中,整体的时间平均温度在数值和分布上和实验结果很接近,并很好地再现了实验的"V形"火焰和内外低温回流区,但是高温区出现的位置相比实验结果有些靠前.总体来说,热态结果和实验结果比较吻合,尤其在液雾的模拟方面,计算结果和实验结果相比有着很好的一致性.这说明将LES和PDF相结合的方法在模拟湍流燃烧方面有较强的优势,可以成为未来的研究和发展方向.