超音速流动与燃烧的大涡模拟基础-共41页PPT资料课件.ppt

1、超燃冲压发动机燃烧室超燃冲压发动机燃烧室流动与燃烧的大涡模拟方法流动与燃烧的大涡模拟方法探讨与展望探讨与展望 n汇报人：张宏达汇报人：张宏达n院系：热科学和能源工程系院系：热科学和能源工程系总结与展望总结与展望第四部分第四部分超音速湍流燃烧大涡模拟超音速湍流燃烧大涡模拟第三部分第三部分超音速湍流流动大涡模拟超音速湍流流动大涡模拟第二部分第二部分超燃冲压发动机研究概述超燃冲压发动机研究概述第一部分第一部分汇报提纲汇报提纲超燃冲压发动机燃烧室研究概述超燃冲压发动机燃烧室研究概述第一部分第一部分在在5050年前，人们意识到高超声速技术在军事年前，人们意识到高超声速技术在军事和空间技术上的应用价值，便

2、广泛开展了关于高和空间技术上的应用价值，便广泛开展了关于高超声速技术的研究，随着航天技术的飞速发展，超声速技术的研究，随着航天技术的飞速发展，世界各国在高超声速技术上的竞争更加激烈。高世界各国在高超声速技术上的竞争更加激烈。高超声速技术主要指研制高超声速（超声速技术主要指研制高超声速（Ma5Ma5）飞行器）飞行器所需要的相关技术。吸气式高超声速飞行器无需所需要的相关技术。吸气式高超声速飞行器无需自带氧化剂，有效载荷大，飞行成本低，可控性自带氧化剂，有效载荷大，飞行成本低，可控性强，安全性高并可以长时间重复使用，将对未来强，安全性高并可以长时间重复使用，将对未来的天地往返运输系统和军事攻防对抗体

3、系提供了的天地往返运输系统和军事攻防对抗体系提供了非常有价值的新能力。因此目前人们更为关注的非常有价值的新能力。因此目前人们更为关注的是是吸气式高超声速飞行器吸气式高超声速飞行器相关技术。相关技术。超燃冲压发动机燃烧室研究概述超燃冲压发动机燃烧室研究概述第一部分第一部分在吸气式推进系统中，最关键的技术就在吸气式推进系统中，最关键的技术就是是吸气式冲压发动机吸气式冲压发动机。吸气式冲压发动机。吸气式冲压发动机一般由进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管一般由进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管组成。在冲压发动机各部件中，组成。在冲压发动机各部件中，燃烧室燃烧室是是能量转换的主要部件，燃烧室性能对发动能量转换的

4、主要部件，燃烧室性能对发动机研制的成败起先决作用。机研制的成败起先决作用。超燃冲压发动机燃烧室研究概述超燃冲压发动机燃烧室研究概述第一部分第一部分由于气流在发动机燃烧室内的驻留时间较短，由于气流在发动机燃烧室内的驻留时间较短，因此如何因此如何使使燃料的化学能在有限的时间和空间内燃料的化学能在有限的时间和空间内最大限度的转化为热能是最大限度的转化为热能是超燃冲压发动机燃烧室超燃冲压发动机燃烧室研究中的一个关键技术研究中的一个关键技术。通常情况下，采用支板。通常情况下，采用支板构型、后掠斜坡及旋流喷嘴等措施，在燃烧室的构型、后掠斜坡及旋流喷嘴等措施，在燃烧室的局部区域内产生旋涡，形成回流区，增加了

5、燃料局部区域内产生旋涡，形成回流区，增加了燃料的掺混及混合气体的停留时间和反应时间，提高的掺混及混合气体的停留时间和反应时间，提高燃烧效率，并缩短了燃烧区的长度。燃烧效率，并缩短了燃烧区的长度。超燃冲压发动机燃烧室研究概述超燃冲压发动机燃烧室研究概述第一部分第一部分超燃冲压发动机燃烧室研究概述超燃冲压发动机燃烧室研究概述第一部分第一部分超燃冲压发动机燃烧室内气体仍为超声速，超燃冲压发动机燃烧室内气体仍为超声速，燃烧室内能否实现成功点火与火焰稳定是影响整燃烧室内能否实现成功点火与火焰稳定是影响整个发动机工作的关键因素。个发动机工作的关键因素。一般来说，火焰一般来说，火焰稳定稳定可以通过增大火焰传

6、播速度和减少气流速度两种可以通过增大火焰传播速度和减少气流速度两种方法实现。但考虑实际可操作性，一般采用后者。方法实现。但考虑实际可操作性，一般采用后者。通过障碍物在流场中形成回流区是常用的火焰稳通过障碍物在流场中形成回流区是常用的火焰稳定方法。超燃冲压发动机中常用的火焰稳定器包定方法。超燃冲压发动机中常用的火焰稳定器包括：壁面燃料横向喷射、支板、后向台阶和凹腔括：壁面燃料横向喷射、支板、后向台阶和凹腔火焰稳定器等。火焰稳定器等。超燃冲压发动机燃烧室研究概述超燃冲压发动机燃烧室研究概述第一部分第一部分壁面横向喷射壁面横向喷射：横向射横向射流会使喷孔附件边界层分离，流会使喷孔附件边界层分离，在喷

7、孔上下游均形成回流区，在喷孔上下游均形成回流区，部分燃料被卷入回流区，与部分燃料被卷入回流区，与回流区内空气混合、燃烧，回流区内空气混合、燃烧，达到稳定火焰作用；另一方达到稳定火焰作用；另一方面，由于燃烧室内气流是超面，由于燃烧室内气流是超音速，喷流会在主流区形成音速，喷流会在主流区形成弓形激波，也具有一定的稳弓形激波，也具有一定的稳定火焰能力。但是这种稳定定火焰能力。但是这种稳定方式稳焰范围小，且会在燃方式稳焰范围小，且会在燃烧室内造成过高的总压损失，烧室内造成过高的总压损失，一般无法单独使用。一般无法单独使用。超燃冲压发动机燃烧室研究概述超燃冲压发动机燃烧室研究概述第一部分第一部分支板支板

8、：具有燃料喷注和火焰稳定的作用，还具有燃料喷注和火焰稳定的作用，还能起到气流压缩作用，主流区域支板后部形成典能起到气流压缩作用，主流区域支板后部形成典型的低速回流区，燃料与空气在回流区内进行混型的低速回流区，燃料与空气在回流区内进行混合、燃烧，实现稳定火焰的目的；另一方面，支合、燃烧，实现稳定火焰的目的；另一方面，支板后方形成的高湍流度尾迹有助于提高火焰的传板后方形成的高湍流度尾迹有助于提高火焰的传播速度。支板的最大不足是直接置于高速气流中，播速度。支板的最大不足是直接置于高速气流中，燃烧室内气流总温较高，支板的热防护问题是影燃烧室内气流总温较高，支板的热防护问题是影响支板应用的主要因素。响支

9、板应用的主要因素。超燃冲压发动机燃烧室研究概述超燃冲压发动机燃烧室研究概述第一部分第一部分后向台阶后向台阶：使用：使用最多的一种火焰稳定器，它最多的一种火焰稳定器，它形成的回流区较大，因而火焰稳定范围也比较宽形成的回流区较大，因而火焰稳定范围也比较宽。凹腔火焰稳定器凹腔火焰稳定器：新型超声速火焰稳定技术新型超声速火焰稳定技术，一般根据长深比不同，将凹腔火焰稳定器分为，一般根据长深比不同，将凹腔火焰稳定器分为闭式凹腔（闭式凹腔（L/D10L/D10）和开式凹腔（）和开式凹腔（L/D10L/D10），闭），闭式凹腔剪切层偏向于凹腔内部，极限条件下与凹式凹腔剪切层偏向于凹腔内部，极限条件下与凹腔底壁

10、再附，内陷的剪切层将凹腔内流体分为前腔底壁再附，内陷的剪切层将凹腔内流体分为前后两部分，并形成两个回流区，开式凹腔刚好相后两部分，并形成两个回流区，开式凹腔刚好相反，形成一个大的回流区。反，形成一个大的回流区。超燃冲压发动机燃烧室研究概述超燃冲压发动机燃烧室研究概述第一部分第一部分超燃冲压发动机燃烧室研究概述超燃冲压发动机燃烧室研究概述第一部分第一部分数值计算是湍流研究和预测的主要手段，目数值计算是湍流研究和预测的主要手段，目前常用的湍流计算方法可以分为两类，一类是基前常用的湍流计算方法可以分为两类，一类是基于于reynoldsreynolds平均的平均的N-SN-S方程的湍流模式理论方程的湍

11、流模式理论（RANSRANS），另一类是湍流的高级数值模拟，包括），另一类是湍流的高级数值模拟，包括大涡模拟（大涡模拟（LESLES）和直接数值模拟（）和直接数值模拟（DNSDNS）。）。超燃冲压发动机燃烧室研究概述超燃冲压发动机燃烧室研究概述第一部分第一部分RANSRANS：不管哪类具体的雷诺平均方法，平均：不管哪类具体的雷诺平均方法，平均的结果都是将脉动运动时空变化的细节一概抹平，的结果都是将脉动运动时空变化的细节一概抹平，丢失了包含在脉动运动中的大量有重要意义的信丢失了包含在脉动运动中的大量有重要意义的信息。息。DNSDNS：直接求解：直接求解N-SN-S方程，理论上这种方法是方程，理论

12、上这种方法是最精确的，但是最大的困难在于：湍流脉动运动最精确的，但是最大的困难在于：湍流脉动运动中包含着大小不同尺度的涡，其最大尺度中包含着大小不同尺度的涡，其最大尺度L L可与平可与平均运动的特征长度相比，而最小尺度取决于粘性均运动的特征长度相比，而最小尺度取决于粘性耗散速度，在湍流统计理论中证明了大小尺度比耗散速度，在湍流统计理论中证明了大小尺度比值与雷诺数的关系：值与雷诺数的关系：超燃冲压发动机燃烧室研究概述超燃冲压发动机燃烧室研究概述第一部分第一部分3 4LLR为了模拟湍流运动，计算网格的尺度应大到为了模拟湍流运动，计算网格的尺度应大到足以包含最大尺度的涡，应小到足以分辨最小涡足以包含

13、最大尺度的涡，应小到足以分辨最小涡的运动，假设为二维网格，整个计算区域的网格的运动，假设为二维网格，整个计算区域的网格点总数应不少于：点总数应不少于：计算要模拟的时间长度应大于大涡的时间尺计算要模拟的时间长度应大于大涡的时间尺度度 ，而计算的时间步长应小于小涡的时间尺度，而计算的时间步长应小于小涡的时间尺度 ，因此所需要的时间步数应不小于：因此所需要的时间步数应不小于：超燃冲压发动机燃烧室研究概述超燃冲压发动机燃烧室研究概述第一部分第一部分6 4LNR3 4LLR因此，总的计算量正比于因此，总的计算量正比于 ，假定计算，假定计算中每一时间步的每一节点需要执行中每一时间步的每一节点需要执行100

14、100条指令，则条指令，则对于对于 的问题就需要执行约的问题就需要执行约 条指令条指令，这意味着在运算速度为每秒千万次量级的计算，这意味着在运算速度为每秒千万次量级的计算机需要执行约机需要执行约1212天。天。目前国内外采用目前国内外采用DNSDNS计算的算例基本都是槽计算的算例基本都是槽道流这种低速、低雷诺数、流场较为简单的情况道流这种低速、低雷诺数、流场较为简单的情况，对于高速、高雷诺数的模拟只有美国少数几个，对于高速、高雷诺数的模拟只有美国少数几个计算中心才有可能。计算中心才有可能。超燃冲压发动机燃烧室研究概述超燃冲压发动机燃烧室研究概述第一部分第一部分9 4LR510LR 13.251

15、0LES：放弃对全部尺度范围上的涡运动都进行：放弃对全部尺度范围上的涡运动都进行数值模拟，改为只将比网格尺度大的大涡通过数值模拟，改为只将比网格尺度大的大涡通过N-S方程直接计算，而比网格尺度小的小涡，根据小方程直接计算，而比网格尺度小的小涡，根据小涡对大涡运动的影响建立模型来模拟（即亚格子涡对大涡运动的影响建立模型来模拟（即亚格子模型），这就是大涡模拟的基本思想。模型），这就是大涡模拟的基本思想。超燃冲压发动机燃烧室研究概述超燃冲压发动机燃烧室研究概述第一部分第一部分超音速湍流流动大涡模拟超音速湍流流动大涡模拟第二部分第二部分冷态流动研究可以将流动过程从燃烧过程中冷态流动研究可以将流动过程从

16、燃烧过程中解耦出来，能够对物理过程建立初步而必要的认解耦出来，能够对物理过程建立初步而必要的认识，是发动机研究中必不可少的手段之一。众所识，是发动机研究中必不可少的手段之一。众所周知，周知，湍流研究起源于不可压流体，大涡模拟引湍流研究起源于不可压流体，大涡模拟引入到超音速中，问题多多。入到超音速中，问题多多。超音速湍流流动大涡模拟超音速湍流流动大涡模拟第二部分第二部分声明：本汇报所有公式中均忽略体积力项！声明：本汇报所有公式中均忽略体积力项！超音速湍流流动大涡模拟超音速湍流流动大涡模拟第二部分第二部分连续性方程连续性方程0iiutx0iiutxLES中中连续性方程连续性方程FavreFavre

17、过滤过滤LESLES的连续性方程的连续性方程没有出现未封闭项！没有出现未封闭项！超音速湍流流动大涡模拟超音速湍流流动大涡模拟第二部分第二部分动量方程动量方程123ijiijkkijjiju uupSStxxx LES中中动量方程动量方程123ijiijkkijijijjijjuuupSSuuuutxxxx FavreFavre过滤过滤动量动量方程出现不封闭项方程出现不封闭项，亚格子应力需要模化亚格子应力需要模化。sgsijijiju uuu常见的亚格子模型包括常见的亚格子模型包括SmagorinskySmagorinsky涡粘模涡粘模型、尺度相似模型、混合模型和一方程模型等。型、尺度相似模型、

18、混合模型和一方程模型等。目前常用的模型是动态目前常用的模型是动态SmagorinskySmagorinsky涡粘模型，涡粘模型，个人认为，在超音速流中，一方程模型更合理。个人认为，在超音速流中，一方程模型更合理。因为在超音速流中，湍流度增强，且具有很强的因为在超音速流中，湍流度增强，且具有很强的各向非均匀性，湍流脉动的局部平衡关系被打破，各向非均匀性，湍流脉动的局部平衡关系被打破，动态动态SmagorinskySmagorinsky涡粘模型不再适用涡粘模型不再适用。超音速湍流流动大涡模拟超音速湍流流动大涡模拟第二部分第二部分能量方程能量方程超音速湍流流动大涡模拟超音速湍流流动大涡模拟第二部分第

19、二部分ijiiiiijiiuuEpuETRtxxxxxijiiiiijiiuEupuETRtxxxxx LES中中能量方程能量方程ijiiiiiiijiiiiiijiijiijuEupuETREuEutxxxxxxpupuuuxx？能量方程出现更多的不封闭项，情况更加复杂能量方程出现更多的不封闭项，情况更加复杂。超音速湍流流动大涡模拟超音速湍流流动大涡模拟第二部分第二部分sgsijijiijiuu亚格子粘性项，通常很小，予以忽略。亚格子粘性项，通常很小，予以忽略。sgsiiiiiHEuEupupu亚格子焓通量，通常被模化亚格子焓通量，通常被模化：PrsgssgsisgsiHHx 超音速湍流流动

20、大涡模拟超音速湍流流动大涡模拟第二部分第二部分个人观点个人观点：1 1、超音速流中大涡模拟的不封闭项远多于不可压、超音速流中大涡模拟的不封闭项远多于不可压流体中，因此需要模化，既然要模化，就要引入流体中，因此需要模化，既然要模化，就要引入各种假设，模型的准确性和适用性有待考证，发各种假设，模型的准确性和适用性有待考证，发展精确且通用的模型难度很大！展精确且通用的模型难度很大！2 2、不封闭项中亚格子应力项使用一方程模型更合、不封闭项中亚格子应力项使用一方程模型更合理，亚格子焓通量及亚格子粘性项的模型我也不理，亚格子焓通量及亚格子粘性项的模型我也不太太清楚，这方面文章较少，值得深入研究。清楚，这

21、方面文章较少，值得深入研究。超音速湍流流动大涡模拟超音速湍流流动大涡模拟第二部分第二部分超音速湍流燃烧大涡模拟超音速湍流燃烧大涡模拟第三部分第三部分超音速湍流燃烧大涡模拟超音速湍流燃烧大涡模拟第三部分第三部分声明：本汇报所有公式中均忽略体积力项！声明：本汇报所有公式中均忽略体积力项！LES中中连续性方程连续性方程LES中中动量方程动量方程燃烧场中与冷态场相同！燃烧场中与冷态场相同！超音速湍流燃烧大涡模拟超音速湍流燃烧大涡模拟第三部分第三部分超音速湍流燃烧大涡模拟超音速湍流燃烧大涡模拟第三部分第三部分能量方程能量方程,111ijititiiiiijNNNnT mikkk im in ikmnim

22、mnueu eqputxxxxx DTqh Y VRRTVVxM D 为热流量，等式右端第三项是热辐射，为热流量，等式右端第三项是热辐射，第四项是第四项是DufourDufour效应，即浓度梯度引起的效应，即浓度梯度引起的热扩散，这两项通常可以忽略。热扩散，这两项通常可以忽略。等式右端等式右端第二项的扩散速度有如下计算公式：第二项的扩散速度有如下计算公式：iqiqiq超音速湍流燃烧大涡模拟超音速湍流燃烧大涡模拟第三部分第三部分,111NNNpkpkT pT kpkpppp kpkkkkpkpkkpX XX XDDPTXV VYXYY ffDPPDYYT等式右端第二项是压力引起的扩散，第三项是体

23、等式右端第二项是压力引起的扩散，第三项是体积力引起的扩散，第四项是积力引起的扩散，第四项是SoretSoret效应，即温度梯效应，即温度梯度引起的质量扩散，这三项通常可以忽略。则得度引起的质量扩散，这三项通常可以忽略。则得到简化的组分扩散公式：到简化的组分扩散公式：,kkk ikiDYVYx 超音速湍流燃烧大涡模拟超音速湍流燃烧大涡模拟第三部分第三部分能量方程能量方程综上，整理得到能量方程的最终形式：综上，整理得到能量方程的最终形式：,11Nijiti tikkk ikiiiiijNijiti tkikkkiiiiiijueuepuThYVtxxxxxxueueYpuTh Dtxxxxxxx

24、或超音速湍流燃烧大涡模拟超音速湍流燃烧大涡模拟第三部分第三部分LES中中能量方程能量方程Favre过滤，得到过滤，得到LES中的能量方程：中的能量方程：1111NijiikikkkiiiiiijNijiikikkiikiiiiiijiNkkkkkkkkiiiuEuYpuETh DtxxxxxxxuEuYpuETh DEuEutxxxxxxxxYYh Dh DxxxNiiijiijiijpupuuuxx？相比流动场来说，燃烧场中的能量方程出现非常相比流动场来说，燃烧场中的能量方程出现非常多的不封闭项，情况非常复杂多的不封闭项，情况非常复杂。超音速湍流燃烧大涡模拟超音速湍流燃烧大涡模拟第三部分第三

25、部分通常亚格子焓通量被模化通常亚格子焓通量被模化：亚格子粘性项通常很小，予以忽略亚格子粘性项通常很小，予以忽略。sgsiiiiiHEuEupupuPrsgssgsisgsiHHx sgsijijiijiuu,11NNsgskkk ikkkkkkiiYYqh Dh Dxx亚格子热通量通常亚格子热通量通常也也很小，予以忽略很小，予以忽略。超音速湍流燃烧大涡模拟超音速湍流燃烧大涡模拟第三部分第三部分组分方程组分方程kikkkkiiiYuYYDtxxxLES中中组分方程组分方程kikkkkkkikikkkiiiiiiiYu YYYYDu YuYDDtxxxxxxx？超音速湍流燃烧大涡模拟超音速湍流燃烧

26、大涡模拟第三部分第三部分组分方程的不封闭项：组分方程的不封闭项：通常亚格子通常亚格子对流组分对流组分通量被模化通量被模化：,sgssgskk iikikk sgsiYYu YuYScxkkkkiiYYDDxx通常通常也忽略也忽略kk才是真正的麻烦，才是真正的麻烦，由于过滤后的化学反应由于过滤后的化学反应源项的高度非线性本质而显得格外复杂，源项的高度非线性本质而显得格外复杂，如何模化是一大难点，值得研究。如何模化是一大难点，值得研究。超音速湍流燃烧大涡模拟超音速湍流燃烧大涡模拟第三部分第三部分个人观点个人观点：1、超音速燃烧中大涡模拟的不封闭项更多，但最、超音速燃烧中大涡模拟的不封闭项更多，但最

27、难的问题是难的问题是反应源项反应源项的模化的模化，此问题值得深入研此问题值得深入研究。究。2、我们另辟蹊径，绕开这个问题，不解能量方程、我们另辟蹊径，绕开这个问题，不解能量方程，基于基于层流稳态火焰面假设，然后建立湍流火焰层流稳态火焰面假设，然后建立湍流火焰面的库，通过查库插值得到过滤的面的库，通过查库插值得到过滤的反应源项、过反应源项、过滤的组分质量分数、过滤的温度等参数，滤的组分质量分数、过滤的温度等参数，大大减大大减少了计算量，但计算精度肯定受到影响。少了计算量，但计算精度肯定受到影响。超音速湍流燃烧大涡模拟超音速湍流燃烧大涡模拟第三部分第三部分k1、超音速流动与燃烧相比于不可压问题，大

28、、超音速流动与燃烧相比于不可压问题，大涡模拟方程中有太多的不封闭项，这些都需要模涡模拟方程中有太多的不封闭项，这些都需要模化，这些模型的致命问题化，这些模型的致命问题是是缺少理论依据，需要缺少理论依据，需要引入各种假设，直接影响计算精度。引入各种假设，直接影响计算精度。2、个人认为个人认为，在，在短期内，短期内，关于超音速流动与关于超音速流动与燃烧的研究，燃烧的研究，将是实验和数值计算相结合，数值将是实验和数值计算相结合，数值计算中最有前景的是计算中最有前景的是RANS和和LES联合数值模拟，联合数值模拟，即即DES。以耗散为主要特征的流动区域采用以耗散为主要特征的流动区域采用RANS，在大涡

29、输运为主要特征的区域采用，在大涡输运为主要特征的区域采用LES。3、个人认为个人认为，长远来看，随着计算机的飞速长远来看，随着计算机的飞速发展，发展，DNS大有前途！大有前途！总结与展望总结与展望第四部分第四部分谢谢大家！谢谢大家！欢迎提出批评和指正！欢迎提出批评和指正！引用文献：引用文献：1 1、超燃冲压发动机燃烧室支板绕流及喷射流场大涡模拟，、超燃冲压发动机燃烧室支板绕流及喷射流场大涡模拟，国防科技大学硕士论文。国防科技大学硕士论文。2 2、超声速气流中点火、火焰传播实验与数值模拟研究，国、超声速气流中点火、火焰传播实验与数值模拟研究，国防科技大学硕士论文。防科技大学硕士论文。3 3、超燃

30、冲压发动机燃烧室流场数值模拟，南京航空航天大、超燃冲压发动机燃烧室流场数值模拟，南京航空航天大学硕士论文。学硕士论文。4 4、复杂燃烧流场数值模拟方法研究，南京航空航天大学博、复杂燃烧流场数值模拟方法研究，南京航空航天大学博士论文。士论文。5 5、超音速燃烧室实验和数值模拟研究，西北工业大学硕士、超音速燃烧室实验和数值模拟研究，西北工业大学硕士论文。论文。6 6、超声速燃烧室流场的数值模拟及与实验结果的比较，国、超声速燃烧室流场的数值模拟及与实验结果的比较，国防科技大学硕士论文。防科技大学硕士论文。7 7、超燃冲压发动机燃烧室工作过程理论和试验研究，国防、超燃冲压发动机燃烧室工作过程理论和试验研究，国防科技大学博士论文。科技大学博士论文。docin/sanshengshiyuandoc88/sanshenglu 更多精品资源请访问更多精品资源请访问