一、The Two-Dimensional Supersonic Flow and Mixing with a Perpendicular Injection in a Scramjet Combustor（论文文献综述）
马壮（John Z. Ma）[1]（2021）在《连续爆轰发动机起爆、湮灭、再起爆机理的实验研究》文中认为连续爆轰发动机是国际航空航天动力领域的热点,各主要国家都在投入人力、物力、财力抢占研发的制高点。研究进展上,大多数国家已经脱离了单纯的机理探索,逐渐向工程应用努力,一旦技术成熟并定型装备,极有可能在火箭发动机、航空发动机和冲压发动机领域取得跨越式发展。本文以国防重大需求为牵引,以工程化应用为目标,针对工程化所必须解决的连续爆轰发动机高效、稳定、可控的关键难题,开展了连续爆轰发动机起爆、湮灭、再起爆机理的实验研究。主要研究内容1为:（1）设计了五种不同构型的连续爆轰燃烧室。在导师的组织领导下,负责建设了北京大学连续爆轰发动机综合实验平台。目前该实验平台已具备不同流量范围的液态煤油和多种气态燃料的一体化综合控制实验能力。实验能力大幅度提升。（2）采用了一种小波变换（WT）分析方法,解决了短时傅里叶变换（STFT）在分析爆轰波压强信号时的倍频干扰问题。提出了一种工程上评价空间掺混效果的无量纲参数。多波相比单波模态,二次掺混时掺混不均匀导致爆轰波速度会进一步亏损,并给出了亏损模型。连续爆轰发动机起爆延迟时间随着预爆轰管充气时间的增加先增加后稳定不变。（3）通过系统分析高速摄影视频与压强变化曲线,发现了七种燃烧模态并给出了压强曲线判别方法,即爆燃模态、DDT过程、爆轰-爆燃并存模态、强-弱爆轰并存模态、不稳定转稳定爆轰模态、稳定爆轰模态和单-双波转变模态。连续爆轰波从起爆到稳定传播一般要经过自调节阶段和稳定阶段。自调节阶段包括爆燃、爆燃转爆轰（DDT）过程、爆轰与爆燃耦合、强弱爆轰耦合和不稳定转稳定爆轰。自调节阶段一般需要上百毫秒时间,增加总压可以缩短自调节阶段的时间。（4）实验中发现了连续爆轰发动机内三类再起爆现象。对于单波-双波-单波转变现象,提出了一种双波“交互-调整”机理来分析该过程。局部剩余的可燃气体经过燃烧室头部内壁附近激波反射所形成的持续的局部高压“热点”诱导再起爆所致。短时再起爆湮灭时间一般在几毫秒到十几毫秒之间。再起爆主要是由激波与壁面作用形成的高压点或者双波对撞形成的高压点或者反射激波形成的高压点或者它们之间的组合造成的。长时再起爆湮灭时间一般在一百毫秒到几百毫秒之间。长时再起爆是掺混不好导致爆燃在某一阶段占据主导作用造成的。在一定范围内增加喷注压力有利于爆轰波再起爆,从而缩短湮灭时间或者避免湮灭的发生。再起爆现象的存在会对发动机的稳定工作和性能造成影响。（5）在稳定爆轰模态下,发动机尾焰呈亮蓝色,出口温度较高,推力稳定。在爆燃占主导的不稳定燃烧模态下,发动机尾焰呈暗黄色,出口温度偏低,发动机出口处发生了扩散燃烧,推力不稳定。相同条件下,爆轰比爆燃比冲提高可达18%。通过设计水冷式燃烧室实现了长达20s的连续爆轰波稳定运行。发动机壁面缺陷的存在导致局部强扰动的流场,造成壁面局部温度过高而出现烧蚀。（6）结合连续爆轰波的特性和对不同飞行器动力要求,提出了五种面向工程应用的发动机概念设计方案并通过三维建模进行了详细的参数设计。
刘特特[2]（2021）在《支板-凹腔燃烧室内RP-3裂解产物超声速燃烧数值研究》文中认为飞行器的速度从亚声速到超声速再到高超声速,高超音速飞行器成为当今及未来航空航天发展的重点及热点。而目前针对碳氢燃料再生冷却之后的裂解产物的燃烧特性研究较少,因此本文采用数值模拟技术,研究了航空煤油RP-3裂解产物在燃烧室中的超声速燃烧特性,分析了不同结构的支板和支板-凹腔火焰稳定器对超声速燃烧的影响。首先将超临界条件下实验得到的航空煤油RP-3裂解产物作为反应燃料,选用Pa SR燃烧模型和RANS方法,利用开源软件Open FOAM建立适用于求解超声速流动和燃烧问题的求解器,并进行了验证。模拟不同结构的支板燃烧室的燃烧流场,探究对支板的位置、长度、厚度在相同条件下对燃烧性能的影响,结果发现:随着支板位置的后移,燃烧释热位置也随之后移,有利于燃料的燃烧,但总压损失增大;随着支板长度的增加,支板对于边界层产生影响从而影响回流区,离开支板的反射激波与尾缘处膨胀波相交的强度也相应减弱,不利于燃料的燃烧且总压损失增大;随着支板厚度的增加,支板前缘处产生的斜激波也随之强度增加,由于波后产生损失,来流速度降低,进而增强了燃料与空气的混合,同时增加了燃料在燃烧室内的驻留时间,利于燃料的燃烧,但当厚度超过10mm后,由于边界层的分离使燃烧效率降低。模拟不同结构的支板-凹腔燃烧室的燃烧流场,探究凹腔长深比和凹腔位置对燃烧室性能的影响,结果发现:凹腔内回流区对主流的卷吸作用更强,起到稳定火焰的作用;随着凹腔长深比的增大,燃烧效率也逐步增大,长深比为6.5和8.5的支板凹腔燃烧室的燃烧效率相差不大,但长深比为8.5时总压损失更多,所以长深比为6.5时的结构更好;随着凹腔的后移,燃烧效率是增大的,且高于无凹腔的支板燃烧室,凹腔位置对总压恢复系数无影响,但总压损失高于无凹腔的支板燃烧室。
肖威[3]（2021）在《可压缩气固两相湍流边界层/射流的直接数值模拟研究》文中指出超声速燃烧冲压式发动机（超燃冲压发动机,Scramjet）是高超声速飞行器的核心组件,在国防、航空航天领域具有着十分广泛且重要的应用。基于固体燃料的超燃冲压发动机（solid fuel scramjet,SFSCRJ）因其安全性好、操作简便、反应快速等优点,近年来受到各国持续深入研究。在SFSCRJ中包含可压缩湍流-壁面-横向射流-激波-颗粒群相互作用的复杂多尺度、多物理耦合可压缩两相流动问题。对这些问题开展研究有助于加深对SFSCRJ的理解认识,进而提高发动机稳定性和效率。因此,本文建立了适用于研究可压缩两相湍流的直接数值模拟平台,并对可压缩两相湍流边界层、可压缩两相横向射流和激波-全尺度颗粒群相互作用进行了研究,旨在揭示SFSCRJ内的可压缩湍流-壁面-横向射流-激波-颗粒群间相互作用机理,希望可以为固体燃料超燃冲压发动机的设计与研究提供一定的参考。本文首先采用拉格朗日点源方法对可压缩两相平板湍流边界层中的颗粒弥散、运动特性和选择性富集进行了研究,并对相关机理进行了深入分析。研究发现,颗粒在近壁面喷射作用的影响下富集于低流向速度区域并形成了颗粒条带结构。颗粒的平均数密度在近壁面区域存在一个极小值,当采用这一极小值进行归一化后可以得到颗粒数密度的自相似分布规律。大颗粒更容易受到湍泳力作用的影响,且有更强烈的优先富集趋势,进而导致更多大颗粒富集于近壁面区域,同时大颗粒的滑移速度要明显大于小颗粒。受壁面影响,颗粒在缓冲层中富集于高涡量区域中,这不同于非壁湍流中的现象。进一步发现一种新的基于局部流场密度的颗粒选择性富集机理:大颗粒在边界层内层富集于低密度区域、外层富集于高密度区域;而小颗粒在内层和外层均富集于低密度区域。通过这一发现,分析颗粒涨压方程并揭示了其选择性富集的机理。接着,本文继续对可压缩两相横向射流中的颗粒弥散和湍流调制现象进行了研究。结果表明,大颗粒主要分布于射流中心线迎风侧的大尺度剪切层结构的周围,而小颗粒能沿径向输运至前、后回流区,并广泛分布于剪切层和边界层结构内,且易受到流向涡的影响。颗粒使得展向中心平面附近射流下游的边界层厚度恢复延迟,增加了壁面摩擦阻力系数的震荡,提高了边界层厚度和最大壁面摩擦阻力系数。射流轨迹受大颗粒影响被降低,而被小颗粒抬升。展向中心平面上,颗粒还增加了射流下游近壁面流体平均法向速度,降低了远离壁面处的平均流向和法向速度。颗粒对激波锋面附近的湍流脉动影响较为显着,降低了迎风面桶形激波和弓形激波的湍流脉动,增强了背风面桶形激波的湍流脉动且提高了弓形激波的法向高度。在激波锋面以外的位置,小颗粒增强了流体的雷诺应力,而大颗粒则削弱了流体的湍动能。最后,本文研究了平面激波与含有300个全尺度颗粒的颗粒群的相互作用,其中颗粒相的捕捉基于虚拟点内嵌边界方法。我们对四种入射激波马赫数下的激波结构、颗粒瞬时与峰值阻力系数、升力系数与流场脉动等问题进行了对比分析。模拟结果表明,颗粒反射激波会汇聚成平面激波,其传播速度随入射激波马赫数上升而下降;穿透激波传播速度同理,且激波锋面随马赫数升高而更加弯折。颗粒群内的单个颗粒峰值阻力系数沿流向线性减小,其与线性拟合公式结果之差可由高斯分布描述。单个颗粒升力系数会发生剧烈震荡,且随着马赫数的升高,升力系数能够达到与阻力系数同一数量级,因此研究高马赫数、高体积分数的激波-颗粒群相互作用时,颗粒横向受力不可忽略。入射激波马赫数的提高还会增加流体湍动能占平均动能的比例。通过对比NS求解器和欧拉求解器得到的主要结果,发现模拟时间较长时欧拉求解器会由于缺乏粘性耗散而增大颗粒受力脉动、提高流场湍动能,因此采用NS求解器是必要的。
林姿含[4]（2020）在《凹腔燃烧室内氢气超声速燃烧特性数值研究》文中研究说明高速飞行一直是人类孜孜不倦的追求,目前高超速飞行器中的发动机里主要进行的是超声速燃烧,而由于流体的速度过快导致燃烧的过程较为复杂,燃烧效率也较低,改进燃烧室的结构可以使流体在燃烧室内停留时间延长,进而可以增强燃烧。本文针对带凹腔结构的燃烧室进行超声速燃烧的模拟研究,凹腔结构作为近年来研究的热点,可以通过回流降低流体速率增强燃烧室内的燃烧过程。选用PaSR燃烧模型和RANS方法,利用开源软件OpenFOAM建立适用于求解超声速流动和燃烧问题的求解器,并进行了验证。首先对氢气在单凹腔燃烧室中超声速流动/燃烧进行模拟,通过对流场、入口条件、凹腔结构、喷口位置等角度进行分析。在冷流条件下凹腔内回流存在于后壁面,激波穿透边界层。燃烧条件下凹腔是燃烧的主要场所,且具有延迟性,燃烧过程从边界层到凹腔后壁面,再分别到延伸段以及凹腔内部进行稳定燃烧,激波无法穿透燃烧边界层。氢气入口温度越高,燃烧效率和总压恢复系数越高;空气入口温度越高,总压恢复系数较高,但是燃烧效率较差;氢气和空气的入口压力对流场没有太大的影响。凹腔长度越长、凹腔深度越深、凹腔面积越大燃烧效率也越高,总压恢复系数主要与凹腔的长度有关;固定凹腔面积,燃烧效率随长深比的增大而增大;改变凹腔前/后壁面的倾角对燃烧室燃烧性能影响不大。接着对氢气在不同种双凹腔燃烧室中的超声速流动/燃烧进行模拟,文中不同双凹腔结构包括串联、并联、非对称凹腔。串联凹腔的第二个凹腔是主要的燃烧区域,并联凹腔的上凹腔增强了蓄热。非对称凹腔下凹腔依然是主要高温区域,随着上凹腔与下凹腔水平距离的增大,温度下降。并联结构的燃烧效率和总压恢复系数最低,其次是非对称结构,串联凹腔相对最高。最后对单凹腔和双凹腔结构燃烧室的燃烧特性进行对比,双凹腔结构可有效提高燃料与空气的混合效率,凹腔的位置对混合效率的增长速率有影响。相同喷口位置和当量比时,凹腔的存在使总压损失较大,燃烧效率也比较高;当量比越大,总压恢复系数和燃烧效率越低;同侧喷口对流场影响相似,不同侧喷口对主流的干扰较大;喷口与凹腔在同侧可达到更好的燃烧效果。
叶脉[5]（2020）在《固体火箭超燃冲压发动机燃烧室气固两相掺混特性研究》文中进行了进一步梳理固体火箭超燃冲压发动机喷注器与燃烧室中的气固两相流动是较为复杂的超声速两相流动过程,涉及到颗粒与气体之间的相互作用与对流换热以及颗粒相与壁面的碰撞过程等。本课题拟通过合适的数值模型,分别对发动机喷注器与燃烧室内的超声速气固两相流动进行三维数值计算分析,总结基本流动规律,并在此基础上,进行结构优化,并初步探索燃烧室内的气固两相流动燃烧过程。首先基于试验,根据SST k-ω湍流模型与DPM离散相随机游走模型建立气固两相超声速流动与喷射基本模型。采用涡耗散/有限速率模型以及颗粒相多表面反应模型来分别描述气相与颗粒的燃烧过程。接着对喷注器内气固两相流动进行了分析,并探求了颗粒相质量分数、颗粒粒径以及出口背压对气固两相流动掺混的影响。研究表明,采用喷管构型的喷注器内,气固两相流动与纯气相流动有较大差别。颗粒相的作用,包括直径,质量分数的变化等会对喷注器出口气固两相燃气的质量流量分布产生较大影响。这对后续燃气分流会产生较大的影响,如果设计不合理很容易出现燃料流量分配不均匀的情况,从而影响喷注掺混的效率。此外,喷注器内气固两相流动对出口背压较敏感,在工作状况下,背压很容易过大,使得喷注器出现不能正常工作的情况。这在后续的喷注器设计中也需要认真进行考虑。本章主要对气固两相在超声速来流条件下的声速喷射掺混过程进行了深入的研究。探究了在喷注过程中颗粒相与气相燃气和空气的相互作用。研究结果表明,颗粒相的添加对气相整体流场结构不会产生明显的改变,但是对于局部流动有一定的影响。颗粒相与气相之间的相互作用性质在整个喷射掺混的过程中并没有发生变化。颗粒相的运动过程是曳力与自身惯性共同作用的结果。气相湍流结构对其影响较小。此外,分析并总结了气固两相基本掺混规律。最后,对固体火箭超燃冲压发动机中的气固两相燃烧过程进行了一定的研究。目前数值模拟的计算结果与试验结果相比有较大的误差。原因主要集中在对于颗粒相的运动和燃烧描述不够准确。在后续的研究过程中,需要考虑颗粒粒径以及颗粒相在高温高速条件下的复杂化学反应动力学机理等影响因素。
孙永鹏[6]（2020）在《超声速横向射流强化混合数值模拟研究》文中指出燃料在超燃冲压发动机燃烧室中的注入与混合过程时间非常短,因此实现燃料/空气的快速高效混合成为超燃冲压发动机发展的关键技术之一。燃料壁面入射是通过横向注入燃料与空气相互作用,以此提高燃料/空气的混合效率,逐渐成为超燃冲压发动机内超声速燃烧的研究热点之一。本文基于OpenFoam计算流体力学平台的rhoCentralFoam求解器,运用雷诺平均方法（RANS）研究了被动与主动两种强化混合方式对超声速横向射流流场混合效率和总压损失的影响,具体工作如下:（1）开展了超声速横向对冲氢气射流无化学反应流场混合的模拟研究,比较不同射流动量通量比以及射流角度对流场结构的影响。模拟结果表明:与单侧孔氢气射流相比,对冲氢气射流流场激波结构与大尺度涡结构增强,反射激波导致射流羽流发生弯折并强化燃料射流与主流空气。射流动量通量比较高的工况,射流惯性比较大,射流的穿透高度更大,但混合效率降低。射流入射角度影响流场反向旋转涡对（Counter-rotating Vortex Pairs,CVP）结构位置,当射流入射角为90°时,大尺度CVP结构强度达到最大,有利于促进燃料/空气的相互混合;（2）无质量压力脉冲激励对超声速横向氢气射流流场强化混合的研究结果表明,相比于稳态射流,增加脉冲激励导致射流羽流周期性波动,在羽流核心区氢气最大质量分数衰减速率更快。脉冲频率存在最优值50kHz,对燃料/空气的混合促进效果最好。频率过低,脉冲传递存在滞后;频率过高,相邻涡环之间距离变短,穿透深度趋近稳态射流。同时脉冲幅值越大,在不增加总压损失的条件下射流穿透深度越高,混合效果更好。
徐义俊[7]（2020）在《支板喷射超燃冲压发动机燃烧流动实验和数值研究》文中认为超燃冲压发动机是近现代航空领域中的重要推进装置,燃烧室内部流动特性、燃烧特性等基础性研究备受关注。随着高超声技术的发展,速度和稳定性的兼容性成为超燃冲压发动机亟待解决的技术难题。并且高超声速中伴随着激波/膨胀波的干扰引发的一些列如流动分离、气动热效应、流动内阻力等问题,大大降低了发动机的性能。因此对超燃冲压发动机流动特性、混合特性和燃烧特性进行深入的研究显得尤为重要。本文选取日本航天局和法国航空航天研究院共同开展的CNR11-R36支板喷射超燃冲压发动机为研究对象,基于Fluent?商业软件对其流动特性和燃烧特性进行数值计算和分析。并基于相似原理搭建明渠流动实验台,对无燃料喷射的冷态流动模拟结果进行验证,提高数值模化结果可靠性以及可信度。在此基础分析了不同入口边界条件对激波/边界层和激波/混合层干扰过程及流动规律,随着入口气流马赫数、总温的增加,激波角减小,逆压梯度逐渐减小,流动分离现象逐渐消失;对于混合层来说,入口马赫数的增加强化了激波,同时反射激波强度也随之提高,反射激波/混合层相互作用增加了局部湍流提强化流体间的质量、动量和能量交换。最后通过改变边界条件及当量比分析了超声速燃烧特性,结果表明,支板尾缘能够形成低速回流区增强火焰稳定性,同时随着当量比的增加,局部混合气体中氧气含量降低导致燃料的燃烧效率下降,采用多步简化反应机理模拟超声速燃烧时,小分子基元反应不可忽视,虽然初始时释放热量较低,温度场分布与实验火焰分布存在一定误差,但总变化趋势一致。
田慧敏[8]（2019）在《超燃冲压发动机低动压燃烧特性研究》文中研究指明高超声速飞行器作为一种新型飞行器,为实现大空域超高声速飞行要求,低动压飞行将成为必然。超燃冲压发动机作为其最佳动力装置,低动压飞行条件将为超声速燃烧的稳定性和高效性带来挑战。一方面随飞行动压的下降,环境压力大幅下降,促使燃烧室压力下降引起化学反应速率降低;另一方面,飞行动压降低使燃烧室入口流速增加,缩短了燃料在燃烧室内的驻留时间,使有限长度燃烧室内的煤油掺混、点火、稳定燃烧更加困难。恰当的温度压力条件和燃料与氧化剂分子尺度上的混合是实现燃烧的前提条件,基于此本文从化学反应动力学和燃料掺混两个角度针对动压变化对超声速燃烧的影响开展了研究工作,主要研究内容如下:首先,通过发动机零维性能评估模型分析了动压、燃烧效率及燃油当量比变化对冲压发动机性能的影响,获得了飞行动压10-50kPa,飞行马赫数2-7,燃烧效率0.8-0.95下燃烧室内平均温度和压力范围为进一步研究温度压力对化学反应动力学的影响做铺垫。其次,借助Chemkin/Cantera采用预混层流火焰燃烧模型分析了燃烧室平均温度和压力对点火迟滞时间、反应时间、层流火焰传播速度、反应面厚度的影响,紧接着基于预混层流火焰特性参数和湍流燃烧基本理论对预混湍流火焰燃烧模式进行了判断,结果显示高飞行马赫数,低动压飞行条件下Damkohler数远大于1,Karlovitz数远小于1,化学反应处于快速化学反应状态,燃烧模式主要位于薄反应火焰模式区和皱褶火焰模式区,表明此时燃料与氧化剂的掺混是影响燃烧的主要因素。再次,基于快速化学反应假设,采用Fluent对“等-扩-等”中心支板燃烧室进行二维冷态和热态数值模拟,分析了动压变化对燃料与氧化剂掺混和燃烧的影响。煤油扩散边界反应了燃料掺混情况,因此通过分析动压变化对煤油扩散边界的影响,研究了动压变化对燃料掺混的影响。结果显示随飞行动压下降,煤油扩散边界呈现先上升后下降的趋势,引起燃烧效率同样随飞行动压先增大后减小,表明掺混效率越好燃烧效率越佳。最后,燃烧室结构作为影响超声速燃烧的重要参数之一,分析了低飞行动压条件下,燃烧室扩张比变化对燃烧室性能的影响。结果显示,相比于高飞行动压条件,低动压飞行条件下,燃烧室的性能更易受燃烧室几何结构的影响,随燃烧室扩张比增大燃烧效率下降引起燃烧室性能下降;相同燃烧室扩张比下,燃烧效率随飞行动压上升而升高,引起燃烧室推力增大。
刘朝阳[9]（2019）在《超声速气流中壁面燃料射流混合、点火及稳燃机制研究》文中进行了进一步梳理超燃冲压发动机燃烧室是吸气式推进系统的核心部件,能够决定高超声速飞行器的总体性能。本文针对单边扩张型燃烧室工作过程中涉及的关键问题,运用高精度大涡模拟并结合先进燃烧诊断技术重点研究了超声速气流中壁面燃料射流的混合、点火和火焰稳定机制。详细介绍了曲线坐标系下针对可压缩反应流的守恒型大涡模拟控制方程,以及时间、空间导数项和反应源项的求解方法。对于超声速流动问题,采用六阶精度中心—迎风型WENO格式捕捉流场中的激波间断,并运用傅立叶分析法和无黏测试算例证明了该格式的高精度、低耗散特性。最后,基于德国宇航中心的支板燃烧算例定量验证了反应求解器的可靠性。针对马赫1.6超声速气流中的横向射流喷注实验开展大涡模拟研究,首先进行了网格无关性分析,并通过与定量实验数据对比验证了数值结果的可靠性。研究了壁面扩张效应对横向射流喷注流场的影响,发现扩张导致的来流内能向动能转化是改变其混合特性的重要因素。与平板射流喷注相比,扩张壁面喷注的射流穿透深度降低,燃料与空气的混合效率减小,同时总压损失也更多。比较了不同分子质量射流喷注流场中的激波和回流等细节,结果表明尽管射流穿透深度和混合机理差别不大,但是空气射流喷注工况中背风一侧的回流区尺度明显偏大。采用数值方法明晰了高焓超声速气流中的抬举氢气射流火焰特性及其稳燃机制。研究表明同轴射流火焰的抬举高度依赖于氢气的点火延迟时间,火焰诱导区内化学反应速率远大于扩散率,自点火过程主导的火焰基是实现稳定燃烧的内在机制,并且下游火焰区具有明显的扩散特性。针对模拟马赫8飞行条件下的横向射流燃烧工况,大涡模拟结果很好地再现了实验观测到的两种燃烧模式,即近壁燃烧和射流迎风剪切层燃烧。同时还发现虽然自点火主导的反应过程十分剧烈,但是总的释热量并不多,因此当地流场温度并未显着升高。在深入理解凹腔燃烧室混合特性的基础上,运用高精度大涡模拟研究了单边扩张型燃烧室中的乙烯射流点火问题,揭示了从点火到火焰稳定这一非稳态燃烧过程的建立机制。受凹腔回流控制,初始火核在点火后先向上游移动。随着火焰基逐渐在凹腔前缘建立,与之邻近的可燃气体不断被点燃,最终预混性质的火焰传播到整个凹腔。凹腔稳定的乙烯射流火焰具有明显的部分预混特性,下游化学反应强度相对较弱。与点火前相比,反应放热引起当地温度升高,射流尾迹被推到更深的流场区域。基于先进的燃烧诊断技术观测了单边扩张燃烧室中的氢气射流火焰分布,发现燃料喷注位置离凹腔越远,凹腔的火焰稳定能力越弱;随着当量比增加,火焰沿凹腔剪切层向前传播,化学反应区不断扩大。进而针对全局当量比0.124的实验工况,揭示了侧壁效应下凹腔稳定的射流火焰特性。结果表明扩散火焰主导了凹腔及其下游反应区,湍流脉动能促进燃料与空气的掺混,但是如果标量耗散率过大也会导致流场温度降低。最后分析了三孔并联喷注方案中射流尾迹之间的相互干扰机制,并总结了并联喷注策略相比单孔喷注的性能优势。尽管射流穿透深度有所降低,但并联方案的燃烧效率更高,而且不会带来过多的总压损失。
吕郑[10]（2019）在《Ma0-6并联式TBCC排气系统的设计及性能研究》文中研究表明TBCC（Turbine Based Combined Cycle）推进系统融合了不同工作范围的发动机,能够实现高超声速飞行器的水平起降,成为各航空航天大国研究的热点。排气系统作为TBCC推进系统的核心部件之一,控制着高/低速通道燃烧室出口高温、高压燃气的膨胀过程,为飞行器提供推力、升力和俯仰力矩,其设计水平的高低直接关系到整个推进系统性能的优劣。本文通过理论分析、数值计算以及风洞实验相结合的方法,对Ma0-6级TBCC排气系统的设计以及在设计过程中遇到的问题开展了详细的研究,如:低马赫数下改善非对称喷管过膨胀性能的研究、TBCC排气系统模态转换过程研究、强几何约束下非对称喷管的设计方法研究以及进出口形状可定制的三维非对称喷管的设计方法及分析研究等,并在此基础上,针对Ma0-6级TRRE（Turbo-aided Rocket-augmented Ramjet Combined-Cycle Engine,一种改型TBCC发动机）发动机排气系统的设计开展了详细的研究。首先,采用理论分析和数值计算的方法明确了下唇板二次流喷射改善低马赫数下非对称喷管性能的工作机理,研究了二次流不同气动和几何参数对非对称喷管性能的影响,指出:在工作落压比10时,相比于二次流关闭时非对称喷管的性能,二次流打开时,非对称喷管的推力系数、升力和俯仰力矩分别增加3.16%、29.43%和41.67%;将二次流位置后移、增加二次流的总压或出口宽度有利于非对称喷管性能的提升,并且当增加二次流出口宽度并适当降低总压时,可以在保持升力和俯仰力矩增益不变的情况下,提升推力性能。然后,采用非定常数值计算和风洞实验的方法对并联式TBCC排气系统的模态转换过程进行了研究,获得了模态转换过程中不同阶段排气系统的流场特性和性能变化规律。在模态转换过程中,涡轮和冲压的排气射流之间相互干涉影响,并且冲压排气射流对涡轮喷管内部流场影响较大。随着模态转换过程的推进,涡轮喷管和冲压喷管产生的推力分别逐渐减小和增加,但整个排气系统的推力逐渐增加且变化流畅。当涡轮发动机处于加力和节流状态时,整个排气系统的推力系数和俯仰力矩随着冲压通道的打开逐渐增加,升力则逐渐减小;而当涡轮发动机处于处于加力状态向节流状态转变的中间过程时,分流板转动关闭涡轮通道,涡轮喷管、冲压喷管以及整个排气系统的推力系数均降低,而且升力和俯仰力矩快速下降,分别降低67.15%和80.92%。其次,采用特征线理论并结合二维喷管最大推力理论获得了几何约束下二维非对称喷管设计方法,研究了相关设计参数对非对称喷管性能的影响,并开展了相关的实验验证,结论认为:初始膨胀段圆弧半径对非对称喷管的性能影响不大,但下唇板长度和初始膨胀角对非对称喷管的性能影响较大;在设计点下,相比于传统设计方法,采用新方法设计的非对称喷管在轴向推力系数、升力和俯仰力矩上的增益分别为5.5%、1098.2%和20.3%;在非设计点工况,采用新方法设计的非对称喷管性能依然具有较大的提升,所有工况下均产生正升力。再次,采用准二维特征线理论并结合三维喷管最大推力理论获得了几何约束下带侧向膨胀的三维非对称喷管设计方法,研究了设计参数对三维非对称喷管性能的影响,结果表明:侧向膨胀型面、下唇板长度和初始膨胀角对三维非对称喷管的推力性能影响较明显,而初始膨胀段圆弧半径则影响较小;相比于传统设计方法,采用新方法设计的三维非对称喷管在推力系数、升力和俯仰力矩的增益分别为12.86%、367.62%和188.89%,为高性能三维非对称喷管的设计提供了很好的方法;在所设计的三维非对称喷管中,侧向膨胀贡献了22.64%的推力,但对升力和俯仰力矩的影响很小。最后,针对进出口形状可定制的三维非对称喷管考虑减重设计的迫切需求,提出了喷管型面的修型方法,并研究了进口形状对三维非对称喷管性能的影响。该设计方法获得的三维非对称喷管在升力和俯仰力矩的增益分别为427.00%和10.80%,重量降低了37.51%,而推力系数只出现了0.76%的下降。随着三维非对称喷管进口轴比或宽高比的增加,轴向推力系数变化趋势与升力和俯仰力矩的变化趋势相反,因此推进效率和飞行器稳定性之间的平衡选择可以作为燃烧室形状选取的一个重要因素。此外,将该三维非对称喷管的设计方法应用于轴对称高超声速飞行器多模块超燃冲压发动机尾喷管设计中,有效解决了模块之间的布局问题。在上述非对称喷管型面设计方法的研究基础上,针对Ma0-6级TRRE动力系统中排气系统的设计需求,进行了设计点下喷管型面以及高/低速通道调节方案的设计,并对调节方案中关键几何参数进行了研究,确定了排气系统的最终构型,并获得了全包线范围内排气系统的性能变化规律。在设计点下,非对称喷管下唇板的初始膨胀角为0.37rad。根据高速通道的调节需求,确定了高速通道下唇板滑动+转动的调节方案,而且下唇板转轴位置前移对高速通道单独工作时排气系统的性能更有利。为了消除高/低速通道之间的调节干涉、降低低速通道的面积比,将低速通道分流板转轴位置后移,并确定了最佳的分流板转轴位置和上型面角度分别为220mm和20°。随着飞行马赫数的增加,在Ma0-0.8工况,排气系统的推力系数快速增加,而在Ma1.2-2.0工况,推力系数先增加后降低;在Ma2.0-6.0范围内,高速通道单独工作,推力系数均保持在0.96以上,而且随着飞行马赫数的增加,推力系数同样先增加后逐渐降低。
二、The Two-Dimensional Supersonic Flow and Mixing with a Perpendicular Injection in a Scramjet Combustor（论文开题报告）
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
本文主要提出一款精简64位RISC处理器存储管理单元结构并详细分析其设计过程。在该MMU结构中,TLB采用叁个分离的TLB,TLB采用基于内容查找的相联存储器并行查找,支持粗粒度为64KB和细粒度为4KB两种页面大小,采用多级分层页表结构映射地址空间,并详细论述了四级页表转换过程,TLB结构组织等。该MMU结构将作为该处理器存储系统实现的一个重要组成部分。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
三、The Two-Dimensional Supersonic Flow and Mixing with a Perpendicular Injection in a Scramjet Combustor（论文提纲范文）
（1）连续爆轰发动机起爆、湮灭、再起爆机理的实验研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.2 爆轰现象与爆轰理论 |
| 1.2.1 爆燃与爆轰 |
| 1.2.2 爆轰现象的发现 |
| 1.2.3 C-J理论 |
| 1.2.4 ZND模型 |
| 1.2.5 爆轰波胞格结构 |
| 1.2.6 爆轰波自持机理讨论 |
| 1.3 爆轰推进 |
| 1.3.1 脉冲爆轰发动机 |
| 1.3.2 驻定 (斜) 爆轰发动机 |
| 1.3.3 连续爆轰发动机 |
| 1.4 连续爆轰发动机最新研究进展 |
| 1.4.1 连续爆轰火箭式发动机 |
| 1.4.2 连续爆轰冲压式发动机 |
| 1.4.3 连续爆轰涡轮式发动机 |
| 1.4.4 挑战、发展趋势及思考 |
| 1.5 问题与不足 |
| 1.6 本文的主要工作和内容 |
| 第二章 实验系统及方法 |
| 2.1 连续爆轰燃烧室 |
| 2.2 供气系统 |
| 2.2.1 气库 |
| 2.2.2 配气柜 |
| 2.2.3 附件台架 |
| 2.2.4 末端台架 |
| 2.3 排气系统 |
| 2.3.1 排气管道 |
| 2.3.2 消音塔 |
| 2.4 点火系统 |
| 2.4.1 火花塞 |
| 2.4.2 预爆轰管 |
| 2.5 测控系统 |
| 2.5.1 控制/低频采集系统 |
| 2.5.2 独立高频采集系统 |
| 2.6 煤油系统 |
| 2.6.1 煤油供给 |
| 2.6.2 煤油热解 |
| 2.7 参数测量 |
| 2.7.1 流量测量 |
| 2.7.2 压力测量 |
| 2.7.3 温度测量 |
| 2.7.4 推力测量 |
| 2.7.5 光学测量 |
| 2.8 实验方法 |
| 2.8.1 时序设计 |
| 2.8.2 实验操作大纲 |
| 2.9 实验系统安全防护设计 |
| 2.9.1 系统安全防护措施 |
| 2.10 本章小结 |
| 第三章 连续爆轰波传播特性分析及其影响因素实验研究 |
| 3.1 连续爆轰波典型工作模态 |
| 3.2 连续爆轰波小波分析 |
| 3.3 掺混距离对连续爆轰波工作模态的影响 |
| 3.3.1 实验研究 |
| 3.3.2 数值模拟 |
| 3.4 预爆轰管充气时间对连续爆轰波传播特性的影响 |
| 3.4.1 对爆轰波传播速度的影响 |
| 3.4.2 对爆轰波起爆延迟时间的影响 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 连续爆轰波起爆、湮灭、再起爆机理的实验研究 |
| 4.1 连续爆轰波起爆及稳定过程 |
| 4.1.1 燃烧模态识别 |
| 4.1.2 连续爆轰波稳定过程 |
| 4.2 单波-双波-单波转变机理 |
| 4.2.1 单波-双波-单波转变现象 |
| 4.2.2 单波-双波-单波转变机理分析 |
| 4.3 短时再起爆机理 |
| 4.3.1 短时再起爆现象 |
| 4.3.2 短时再起爆机理分析 |
| 4.4 长时再起爆机理 |
| 4.4.1 长时再起爆现象 |
| 4.4.2 长时再起爆机理分析 |
| 4.5 喷注压力对再起爆特性的影响 |
| 4.6 本章小结 |
| 第五章 水冷式连续爆轰发动机实验研究 |
| 5.1 水冷系统设计 |
| 5.2 水冷式燃烧室设计 |
| 5.3 连续爆轰发动机性能分析 |
| 5.4 连续爆轰发动机长程实验 |
| 5.5 本章小结 |
| 第六章 总结与展望 |
| 6.1 全文取得的主要研究成果 |
| 6.2 全文的主要创新点 |
| 6.3 研究展望 |
| 参考文献 |
| 附录A 连续爆轰发动机面向工程应用的概念设计 |
| A.1 基于液态燃料的连续爆轰冲压组合发动机概念设计 |
| A.1.1 设计背景 |
| A.1.2 设计简述 |
| A.1.3 创新点 |
| A.2 基于固体粉末的连续爆轰冲压组合发动机概念设计 |
| A.2.1 设计背景 |
| A.2.2 设计简述 |
| A.2.3 创新点 |
| A.3 基于固体粉末的连续爆轰火箭发动机概念设计 |
| A.3.1 设计背景 |
| A.3.2 设计简述 |
| A.3.3 创新点 |
| A.4 基于连续爆轰加力的涡扇发动机概念设计 |
| A.4.1 设计背景 |
| A.4.2 设计简述 |
| A.4.3 创新点 |
| A.5 基于连续爆轰的涡扇发动机概念设计 |
| A.5.1 设计背景 |
| A.5.2 设计简述 |
| A.5.3 创新点 |
| A.6 总结 |
| 附录B 实验应急预案和注意事项 |
| 博士期间发表和完成的论文 |
| 致谢 |
（2）支板-凹腔燃烧室内RP-3裂解产物超声速燃烧数值研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 研究背景和意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 超燃冲压发动机研究现状 |
| 1.2.2 碳氢燃料在超声速燃烧中的研究现状 |
| 1.2.3 支板喷注器在超声速燃烧中的研究现状 |
| 1.2.4 火焰稳定器在超声速燃烧中的研究现状 |
| 1.3 主要研究内容与技术路线 |
| 2 RP-3裂解产物分析及超声速燃烧模拟方法 |
| 2.1 RP-3裂解产物组分分析 |
| 2.1.1 实验系统介绍 |
| 2.1.2 实验结果分析 |
| 2.2 数学模型 |
| 2.2.1 湍流模型 |
| 2.2.2 燃烧模型 |
| 2.3 相关参数定义 |
| 2.4 算例验证 |
| 2.4.1 模型验证 |
| 2.4.2 反应机理验证 |
| 2.5 本章小结 |
| 3 支板燃烧室内RP-3裂解产物超声速燃烧特性 |
| 3.1 计算模型与边界条件 |
| 3.1.1 计算模型 |
| 3.1.2 边界条件 |
| 3.1.3 网格无关性验证 |
| 3.2 支板位置对燃烧特性的影响 |
| 3.2.1 激波/边界层相互作用 |
| 3.2.2 燃烧性能分析 |
| 3.3 支板长度对燃烧特性的影响 |
| 3.3.1 激波/边界层相互作用 |
| 3.3.2 燃烧性能分析 |
| 3.4 支板厚度对燃烧特性的影响 |
| 3.4.1 激波/边界层相互作用 |
| 3.4.2 燃烧性能分析 |
| 3.5 本章小结 |
| 4 支板-凹腔燃烧室内RP-3裂解产物超声速燃烧特性 |
| 4.1 计算模型与边界条件 |
| 4.1.1 计算模型 |
| 4.1.2 边界条件 |
| 4.1.3 网格无关性验证 |
| 4.2 凹腔长深比对燃烧特性的影响 |
| 4.2.1 激波/边界层相互作用 |
| 4.2.2 燃烧性能分析 |
| 4.3 支板-凹腔相对位置对燃烧特性的影响 |
| 4.3.1 激波/边界层相互作用 |
| 4.3.2 燃烧性能分析 |
| 4.4 本章小结 |
| 结论 |
| 展望 |
| 参考文献 |
| 附录A 符号单位和意义 |
| 致谢 |
（3）可压缩气固两相湍流边界层/射流的直接数值模拟研究（论文提纲范文）
| 致谢 |
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 超燃冲压发动机研究背景 |
| 1.1.1 超燃冲压发动机简介 |
| 1.1.2 固体燃料超燃冲压发动机 |
| 1.2 可压缩两相边界层 |
| 1.2.1 可压缩边界层研究概述 |
| 1.2.2 两相边界层研究概述 |
| 1.3 可压缩两相横射流 |
| 1.3.1 可压缩横向射流研究概述 |
| 1.3.2 两相横射流研究概述 |
| 1.4 可压缩流体中的颗粒阻力研究 |
| 1.4.1 激波-颗粒相互作用的实验研究 |
| 1.4.2 激波-全尺度颗粒相互作用的模拟研究 |
| 1.5 本文主要研究内容和结构 |
| 2 数学模型与数值算法 |
| 2.1 可压缩气固两相湍流的控制方程 |
| 2.1.1 气相控制方程 |
| 2.1.2 颗粒相控制方程 |
| 2.1.3 无量纲控制方程 |
| 2.2 数值算法 |
| 2.2.1 高精度激波捕捉格式 |
| 2.2.2 八阶中心差分格式 |
| 2.2.3 三步三阶TVD-RK时间步进 |
| 2.2.4 非均匀网格的离散算法 |
| 2.3 虚拟点内嵌边界方法 |
| 2.3.1 反距离插值算法 |
| 2.3.2 边界条件的施加 |
| 2.3.3 算法施加流程总结 |
| 2.4 数值算法验证 |
| 2.5 本章小结 |
| 3 可压缩两相湍流边界层的直接数值模拟 |
| 3.1 模拟设置与参数 |
| 3.2 转捩边界层的预模拟及验证 |
| 3.2.1 预模拟计算设置 |
| 3.2.2 预模拟统计结果 |
| 3.2.3 湍流入口验证 |
| 3.3 颗粒弥散分布特性 |
| 3.3.1 选择性富集 |
| 3.3.2 颗粒自相似分布特性 |
| 3.4 颗粒运动特性 |
| 3.5 涡结构对颗粒速度影响分析 |
| 3.6 颗粒于低流体密度区域的选择性富集机理分析 |
| 3.7 本章小节 |
| 4 可压缩两相横向射流的直接数值模拟 |
| 4.1 模拟设置与参数 |
| 4.2 单相横向射流湍流验证 |
| 4.2.1 瞬态结构 |
| 4.2.2 时均结构 |
| 4.3 颗粒弥散特性 |
| 4.4 颗粒对平均流的影响 |
| 4.4.1 边界层厚度与摩擦阻力 |
| 4.4.2 射流与颗粒轨迹 |
| 4.5 颗粒的湍流调制 |
| 4.6 本章小节 |
| 5 激波与全尺度颗粒群相互作用的微观尺度直接数值模拟研究 |
| 5.1 计算设置 |
| 5.1.1 流场与颗粒初始化设置 |
| 5.1.2 量纲分析 |
| 5.1.3 网格无关性检验 |
| 5.2 激波马赫数对激波结构的影响 |
| 5.3 激波马赫数对颗粒阻力的影响 |
| 5.3.1 瞬时阻力系数 |
| 5.3.2 峰值阻力系数 |
| 5.4 激波马赫数对颗粒升力的影响 |
| 5.5 激波马赫数对流场湍流脉动的影响 |
| 5.6 欧拉求解器与Navier-Stokes求解器对模拟结果的影响 |
| 5.7 颗粒位置随机初始化对模拟结果的影响 |
| 5.8 本章小节 |
| 6 全文总结与创新点及展望 |
| 6.1 全文总结 |
| 6.2 主要创新点 |
| 6.3 工作展望 |
| 参考文献 |
| 作者简历 |
（4）凹腔燃烧室内氢气超声速燃烧特性数值研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 研究背景和意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 超声速燃烧过程及特性研究现状 |
| 1.2.2 凹腔燃烧室燃烧特性研究现状 |
| 1.3 主要内容及技术路线 |
| 2 模拟方法及模型验证 |
| 2.1 数学模型 |
| 2.1.1 湍流模型 |
| 2.1.2 燃烧模型 |
| 2.2 求解器的建立与验证 |
| 2.2.1 建立Open FOAM求解器 |
| 2.2.2 求解器验证 |
| 2.3 几何模型及初始条件 |
| 2.4 网格无关性验证 |
| 2.5 本章小结 |
| 3 单凹腔燃烧室内氢气超声速燃烧特性 |
| 3.1 流场特性 |
| 3.1.1 冷流流场 |
| 3.1.2 燃烧流场 |
| 3.2 入口参数对燃烧的影响 |
| 3.2.1 喷注比 |
| 3.2.2 入口温度 |
| 3.3 凹腔结构对燃烧的影响 |
| 3.3.1 凹腔长度和深度 |
| 3.3.2 长深比和凹腔面积 |
| 3.3.3 凹腔前/后壁面倾角 |
| 3.4 喷口位置对燃烧的影响 |
| 3.5 本章小结 |
| 4 双凹腔燃烧室内氢气超声速燃烧特性 |
| 4.1 燃烧流场特性 |
| 4.1.1 串联/并联对称凹腔 |
| 4.1.2 并联对称/并联非对称凹腔 |
| 4.2 燃烧性能分析 |
| 4.2.1 串联/并联对称凹腔 |
| 4.2.2 并联对称/并联非对称凹腔 |
| 4.3 单/双凹腔超声速燃烧特性比较 |
| 4.3.1 流场特征与性能 |
| 4.3.2 喷口位置的影响 |
| 4.4 本章小结 |
| 结论 |
| 展望 |
| 参考文献 |
| 附录 A 符号单位和意义 |
| 攻读硕士学位期间发表学术论文情况 |
| 致谢 |
（5）固体火箭超燃冲压发动机燃烧室气固两相掺混特性研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题背景及研究的目的和意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 液体燃料超燃冲压发动机研究现状 |
| 1.2.2 采用固体燃料的超燃冲压发动机研究现状 |
| 1.2.3 气固两相流动与燃烧研究现状 |
| 1.3 本文的主要研究内容 |
| 第2章 三维气固两相超声速湍流燃烧数值模型建立 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 气相数值模型建立 |
| 2.2.1 气相湍流模型 |
| 2.2.2 气相湍流燃烧模型与化学反应机理 |
| 2.3 颗粒相数值模型建立 |
| 2.3.1 颗粒相湍流运动模型 |
| 2.3.2 颗粒相燃烧机理与模型 |
| 2.4 组分简化与物性处理 |
| 2.5 模型验证 |
| 2.5.1 气相超声速流动验证 |
| 2.5.2 气固两相超声速冷态喷射掺混验证 |
| 2.6 本章小结 |
| 第3章 固体火箭超燃冲压发动机喷注器内气固两相喷射掺混规律研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 喷注器内气固两相基本流动掺混规律 |
| 3.2.1 网格无关性与模型验证 |
| 3.2.2 二维与三维数值模型对比验证 |
| 3.2.3 气固两相基本流动换热分析 |
| 3.3 喷注器内气固两相基本流动规律影响因素分析 |
| 3.3.1 颗粒相直径 |
| 3.3.2 颗粒相质量分数 |
| 3.3.3 喷注器出口背压 |
| 3.4 本章小结 |
| 第4章 固体火箭超燃冲压发动机超声速燃烧室内气固两相喷射掺混规律研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 超声速燃烧室内气固两相基本喷射掺混规律分析 |
| 4.2.1 模型建立 |
| 4.2.2 基本流动掺混规律分析 |
| 4.3 超声速燃烧室内气固两相喷射掺混影响因素分析 |
| 4.3.1 颗粒相质量分数 |
| 4.3.2 颗粒相直径 |
| 4.3.3 喷注器位置 |
| 4.3.4 喷注器喷注角度 |
| 4.4 本章小结 |
| 第5章 固体火箭超燃冲压发动机结构优化与气固两相掺混燃烧特性研究 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 基于发动机优化结果的流动掺混分析 |
| 5.2.1 发动机构型优化 |
| 5.2.2 气固两相流动掺混分析 |
| 5.3 全尺度发动机气固两相湍流燃烧计算分析 |
| 5.3.1 二维流动掺混燃烧分析 |
| 5.3.2 三维流动掺混燃烧分析 |
| 5.4 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 攻读学位期间发表的学术论文及其它成果 |
| 致谢 |
（6）超声速横向射流强化混合数值模拟研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 超燃冲压发动机技术研究进展 |
| 1.2.1 国内外的超燃发动机研究现状 |
| 1.2.2 超声速横向射流流场结构 |
| 1.2.3 超声速横向射流强化混合研究 |
| 1.3 数值方法 |
| 1.4 本文的主要工作 |
| 第2章 数学物理方法 |
| 2.1 RANS模拟控制方程 |
| 2.2 湍流模型 |
| 2.2.1 湍流模型分类 |
| 2.2.2 k-ω SST湍流模型 |
| 2.3 数值计算方法 |
| 2.4 本章小结 |
| 第3章 超声速横向对冲射流冷态场数值模拟研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 数值验证 |
| 3.3 物理问题与数值方法 |
| 3.3.1 几何模型与网格划分 |
| 3.3.2 数值方法 |
| 3.4 结果讨论 |
| 3.4.1 流场结构 |
| 3.4.2 射流穿透深度 |
| 3.4.3 混合效率 |
| 3.4.4 总压损失 |
| 3.5 本章小结 |
| 第4章 脉冲激励对超声速横向射流混合强化的模拟研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 数值方法 |
| 4.2.1 物理模型 |
| 4.2.2 数值方法及网格划分 |
| 4.3 结果与讨论 |
| 4.3.1 流场结构 |
| 4.3.2 穿透深度 |
| 4.3.3 射流混合效率 |
| 4.3.4 总压损失 |
| 4.4 本章小结 |
| 第5章 总结与展望 |
| 5.1 研究总结 |
| 5.2 研究展望 |
| 参考文献 |
| 在读期间发表的学术论文和取得的其他研究成果 |
| 致谢 |
（7）支板喷射超燃冲压发动机燃烧流动实验和数值研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.2 超燃冲压发动机国内外研究进展 |
| 1.2.1 国外超燃冲压发动机研究进展 |
| 1.2.2 国内超燃冲压发动机的研究进展 |
| 1.3 本文主要研究内容 |
| 1.4 本章小结 |
| 第2章 数值模拟方法及与物理模型 |
| 2.1 基本控制方程 |
| 2.1.1 连续性方程 |
| 2.1.2 能量方程 |
| 2.1.3 动量方程 |
| 2.1.4 组分守恒方程 |
| 2.1.5 控制方程的通用形式 |
| 2.2 湍流模型 |
| 2.2.1 湍流控制方程的平均处理 |
| 2.2.2 湍流模型选择 |
| 2.2.3 湍流粘性参数a1修正 |
| 2.2.4 近壁面函数 |
| 2.3 化学反应有限速率模型 |
| 2.3.1 Laminar Finite-Rate模型 |
| 2.3.2 Finite-Rate/Eddy-Dissipation模型 |
| 2.3.3 Eddy-dissipation模型 |
| 2.3.4 Eddy-Dissipation Concept(EDC)模型 |
| 2.4 壁面Y~+分布 |
| 2.5 高超声速激波-膨胀波关系 |
| 2.5.1 激波 |
| 2.5.2 膨胀波 |
| 2.6 本章小结 |
| 第3章 相似理论基础 |
| 3.1 相似理论基础概念 |
| 3.1.1 几何相似 |
| 3.1.2 运动相似 |
| 3.1.3 动力相似 |
| 3.1.4 初始条件与边界条件相似 |
| 3.2 相似准则 |
| 3.3 相似原理的应用 |
| 3.4 本章小结 |
| 第4章 支板喷射超燃燃烧室的设计 |
| 4.1 支板喷射超燃冲压发动机整体参数 |
| 4.2 数值方法 |
| 4.3 网格划分 |
| 4.4 网格无关性分析 |
| 4.5 计算边界条件 |
| 4.6 流场结构和实验验证 |
| 4.6.1 模型实验台 |
| 4.6.2 流场波系结构验证 |
| 4.7 本章小结 |
| 第5章 支板喷射超燃燃烧室激波/边界层干扰分析 |
| 5.1 激波/边界层干扰过程分析 |
| 5.1.1 激波/边界层干扰过程 |
| 5.1.2 激波/边界层干扰诱导流动分离 |
| 5.2 边界条件对流动分离影响 |
| 5.3 激波/边界层干扰下速度和温度分布 |
| 5.4 总压损失分析 |
| 5.5 本章小结 |
| 第6章 激波/超声速混合层相互作用的数值模拟 |
| 6.1 超然燃烧室波系结构 |
| 6.2 展向涡结构分析 |
| 6.3 超声速混合层生长特性 |
| 6.4 本章小结 |
| 第7章 超然燃烧室燃烧流动特性研究 |
| 7.1 燃烧性能参数 |
| 7.2 超声速燃烧流场分析 |
| 7.3 边界条件对燃烧特性影响 |
| 7.4 当量比对燃烧特性影响 |
| 7.5 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 攻读硕士期间发表(含录用)的学术论文 |
（8）超燃冲压发动机低动压燃烧特性研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题背景及研究的目的和意义 |
| 1.2 国内外研究现状及分析 |
| 1.2.1 高超速飞行器技术国内外研究现状 |
| 1.2.2 变几何冲压发动机国内外研究现状 |
| 1.2.3 冲压发动机低压燃烧的国内外研究现状 |
| 1.3 本文的主要研究内容 |
| 第2章 冲压发动机不同动压下的性能评估分析 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 冲压发动机零维性能评估模型介绍 |
| 2.3 不同条件下冲压发动机性能评估 |
| 2.3.1 动压变化对冲压发动机的性能影响 |
| 2.3.2 当量比变化对冲压发动机的性能影响 |
| 2.3.3 燃烧效率变化对冲压发动机的性能影响 |
| 2.4 冲压发动机燃烧室进出口参数变化分析 |
| 2.5 本章小结 |
| 第3章 冲压发动机低动压火焰传播特性研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 CHEMKIN软件简介 |
| 3.3 预混层流火焰传播特性研究 |
| 3.3.1 初始温度和压力对预混层流火焰点火迟滞时间的影响规律 |
| 3.3.2 初始温度和压力对预混层流火焰化学反应时间的影响规律 |
| 3.3.3 初始温度和压力对预混层流火焰传播速度的影响规律 |
| 3.3.4 初始温度和压力对预混层流火焰面厚度的影响规律 |
| 3.3.5 冲压发动机燃烧室平均温度压力下预混层流火焰传播特性分析 |
| 3.4 冲压发动机预混湍流火焰传播特性研究分析 |
| 3.4.1 冲压发动机预混湍流火焰模式判断 |
| 3.4.2 冲压发动机预混湍流火焰传播速度计算 |
| 3.5 本章小结 |
| 第4章 动压变化对超燃冲压发动机掺混特性影响研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 超声速燃烧数值模拟方法及验证 |
| 4.2.1 以DLR燃烧室为对象的数值模拟方法及验证 |
| 4.2.2 “等-扩-等”中心支板燃烧室物理模型建立及边界条件 |
| 4.3 动压变化对超燃冲压发动机煤油扩散边界的影响 |
| 4.3.1 超燃冲压发动机煤油扩散边界分析 |
| 4.3.2 动压变化对超燃冲压发动机燃油扩散边界的影响分析 |
| 4.4 动压变化对超燃冲压发动机热态流场结构的影响 |
| 4.4.1 超燃冲压发动机煤油扩散边界与火焰边界的关系 |
| 4.4.2 动压变化对超燃冲压发动机释热分布的影响 |
| 4.5 本章小结 |
| 第5章 动压变化对超燃冲压发动机变几何燃烧室的性能影响 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 超燃冲压发动机变几何燃烧室物理模型建立及模拟工况 |
| 5.2.1 超燃冲压发动机变几何燃烧室物理模型建立 |
| 5.2.2 超燃冲压发动机变几何燃烧室模拟工况介绍 |
| 5.3 动压变化对超燃冲压发动机变几何燃烧室性能的影响 |
| 5.3.1 超燃冲压发动机燃烧室性能评价指标 |
| 5.3.2 动压变化对超燃冲压发动机变几何燃烧室释热分布的影响 |
| 5.3.3 动压变化对超燃冲压发动机变几何燃烧室推力的影响 |
| 5.4 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 攻读硕士学位期间发表的论文及其它成果 |
| 致谢 |
（9）超声速气流中壁面燃料射流混合、点火及稳燃机制研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 超声速气流中气体横向射流混合研究进展 |
| 1.2.1 平板横向喷注射流的混合机理 |
| 1.2.2 射流混合增强方案 |
| 1.2.3 超声速燃烧室内的混合特性 |
| 1.3 超声速湍流射流燃烧研究进展 |
| 1.3.1 高焓超声速气流中湍流射流火焰 |
| 1.3.2 超声速燃烧室中的火焰稳定 |
| 1.4 本文主要研究内容 |
| 第二章 超声速反应流的高精度大涡模拟方法 |
| 2.1 可压缩反应流大涡模拟控制方程 |
| 2.1.1 可压缩反应流控制方程 |
| 2.1.2 滤波后的大涡模拟控制方程 |
| 2.1.3 曲线坐标系下大涡模拟控制方程 |
| 2.2 数值计算方法 |
| 2.2.1 时间导数项 |
| 2.2.2 空间导数项 |
| 2.2.3 化学反应源项 |
| 2.2.4 边界条件设置 |
| 2.3 数值方法验证 |
| 2.3.1 实验工况及验证 |
| 2.3.2 流动特性分析 |
| 2.3.3 湍流抬举火焰 |
| 2.4 小结 |
| 第三章 超声速湍流来流中横向射流混合机理研究 |
| 3.1 超声速来流中平板射流混合特性 |
| 3.1.1 计算模型 |
| 3.1.2 结果验证 |
| 3.1.3 混合特性分析 |
| 3.2 沿扩张壁面垂直喷注射流的混合机理研究 |
| 3.2.1 对比工况设计 |
| 3.2.2 流场结构显示 |
| 3.2.3 壁面扩张效应分析 |
| 3.3 燃料分子质量对射流混合的影响机制 |
| 3.3.1 瞬态流场显示 |
| 3.3.2 时均结构对比 |
| 3.3.3 统计特性分析 |
| 3.4 小结 |
| 第四章 高焓超声速气流中氢气射流燃烧机制 |
| 4.1 超声速气流中氢气抬举射流火焰特性 |
| 4.1.1 同轴射流燃烧模型 |
| 4.1.2 抬举射流火焰特性 |
| 4.1.3 火焰基稳定机制 |
| 4.2 超声速气流中横向射流喷注的反应流场结构研究 |
| 4.2.1 计算模型 |
| 4.2.2 时均流场结构 |
| 4.2.3 瞬态特性分析 |
| 4.3 超声速气流中横向射流燃烧稳定机制 |
| 4.3.1 燃烧模式 |
| 4.3.2 自点火效应 |
| 4.4 小结 |
| 第五章 凹腔燃烧室中燃料混合与点火过程研究 |
| 5.1 凹腔燃烧室内混合机制分析 |
| 5.1.1 工况介绍及网格划分 |
| 5.1.2 燃烧室流场结构显示 |
| 5.1.3 混合特性分析 |
| 5.2 单边扩张型燃烧室流动特性实验观测 |
| 5.2.1 实验系统介绍 |
| 5.2.2 实验方案设计 |
| 5.2.3 喷注方案对无反应流场的影响 |
| 5.3 单边扩张燃烧室内的乙烯点火过程研究 |
| 5.3.1 计算模型 |
| 5.3.2 乙烯点火过程研究 |
| 5.3.3 凹腔稳定的火焰特性 |
| 5.4 小结 |
| 第六章 凹腔稳定的湍流射流火焰特性研究 |
| 6.1 单边扩张燃烧室中火焰形态实验观测 |
| 6.1.1 实验方案设计 |
| 6.1.2 喷注位置对火焰稳定的影响 |
| 6.1.3 当量比对火焰分布的影响 |
| 6.2 凹腔稳定的氢气射流火焰特性 |
| 6.2.1 计算模型 |
| 6.2.2 反应流动特性 |
| 6.2.3 火焰特性分析 |
| 6.3 多孔并联喷注方案燃烧特性分析 |
| 6.3.1 计算模型及网格 |
| 6.3.2 反应流场特性分析 |
| 6.3.3 并联喷注方案性能评估 |
| 6.4 小结 |
| 第七章 总结与展望 |
| 7.1 主要结论 |
| 7.2 论文创新点 |
| 7.3 工作展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
（10）Ma0-6并联式TBCC排气系统的设计及性能研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景和意义 |
| 1.1.1 研究背景 |
| 1.1.2 研究意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 超燃冲压发动机尾喷管研究现状 |
| 1.2.2 TBCC排气系统研究现状 |
| 1.3 本文的研究内容 |
| 第二章 数值计算方法介绍 |
| 2.1 CFD软件介绍 |
| 2.2 二次流喷射与喷管主流干涉问题的算例校核 |
| 2.3 非定常与动网格数值计算算例校核 |
| 2.3.1 非定常可压缩流动算例校核 |
| 2.3.2 动网格数值计算算例考核 |
| 2.4 定常数值计算算例校核 |
| 2.4.1 非对称喷管欠膨胀流动算例校核 |
| 2.4.2 非对称喷管过膨胀流动算例校核 |
| 2.5 本章小结 |
| 第三章 二次流喷射改善低马赫数下非对称喷管性能的研究 |
| 3.1 超声速横向射流流场结构 |
| 3.1.1 数值计算模型介绍 |
| 3.1.2 计算结果分析 |
| 3.2 非对称喷管数值计算模型及性能参数定义 |
| 3.2.1 非对称喷管数值计算模型介绍 |
| 3.2.2 非对称喷管性能参数定义 |
| 3.3 二次流作用下的理论分析 |
| 3.4 数值计算结果及分析 |
| 3.4.1 数值计算网格划分 |
| 3.4.2 流场特性 |
| 3.4.3 二次流几何和进口参数对非对称喷管性能的影响 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 TBCC排气系统模态转换过程研究 |
| 4.1 TBCC排气系统的描述 |
| 4.1.1 TBCC排气系统性能参数定义 |
| 4.1.2 TBCC排气系统的设计 |
| 4.1.3 排气系统模态转换过程进口参数 |
| 4.2 模态转换动态计算网格划分 |
| 4.3 模态转换数值计算结果及分析 |
| 4.3.1 流场特性 |
| 4.3.2 模态转换不同阶段流场结构的总结与对比 |
| 4.3.3 模态转换过程中排气系统的性能 |
| 4.4 TBCC排气系统模态转换实验研究 |
| 4.4.1 实验设备及测量设备 |
| 4.4.2 实验模型 |
| 4.4.3 实验结果及分析 |
| 4.5 本章小结 |
| 第五章 考虑几何约束的非对称喷管设计方法研究 |
| 5.1 几何约束下二维非对称喷管的设计 |
| 5.1.1 设计方法 |
| 5.1.2 设计过程 |
| 5.1.3 设计实例 |
| 5.1.4 本节小结 |
| 5.2 几何约束下带侧向膨胀的三维非对称喷管的设计 |
| 5.2.1 设计方法 |
| 5.2.2 设计过程 |
| 5.2.3 设计实例 |
| 5.2.4 本节小结 |
| 5.3 本章小结 |
| 第六章 进出口形状可定制的三维非对称喷管设计方法及分析研究 |
| 6.1 三维非对称喷管设计方法 |
| 6.1.1 轴对称最大推力基准流场设计 |
| 6.1.2 三维非对称喷管设计实例 |
| 6.2 进口形状对三维非对称喷管性能的影响 |
| 6.3 超燃冲压发动机尾喷管模块化设计初步研究 |
| 6.4 本章小结 |
| 第七章 Ma0-6TRRE排气系统的设计及流场特性研究 |
| 7.1 TRRE发动机排气系统的设计需求 |
| 7.2 TRRE发动机排气系统的设计 |
| 7.2.1 设计点下喷管型面的设计 |
| 7.2.2 高速通道调节方案的设计 |
| 7.2.3 低速通道调节方案的设计 |
| 7.3 全包线范围内排气系统的三维数值计算性能 |
| 7.3.1 低速通道单独工作状态排气系统的性能 |
| 7.3.2 高/低速通道共同工作状态排气系统的性能 |
| 7.3.3 高速通道单独工作状态排气系统的性能 |
| 7.3.4 全包线范围内排气系统的推力性能 |
| 7.4 本章小结 |
| 第八章 总结与展望 |
| 8.1 研究工作的主要结论 |
| 8.2 本文的主要创新点 |
| 8.3 后续研究工作的展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及发表的学术论文 |
四、The Two-Dimensional Supersonic Flow and Mixing with a Perpendicular Injection in a Scramjet Combustor（论文参考文献）
- [1]连续爆轰发动机起爆、湮灭、再起爆机理的实验研究[D]. 马壮（John Z. Ma）. 北京大学, 2021(09)
- [2]支板-凹腔燃烧室内RP-3裂解产物超声速燃烧数值研究[D]. 刘特特. 大连理工大学, 2021(01)
- [3]可压缩气固两相湍流边界层/射流的直接数值模拟研究[D]. 肖威. 浙江大学, 2021
- [4]凹腔燃烧室内氢气超声速燃烧特性数值研究[D]. 林姿含. 大连理工大学, 2020(02)
- [5]固体火箭超燃冲压发动机燃烧室气固两相掺混特性研究[D]. 叶脉. 哈尔滨工业大学, 2020(02)
- [6]超声速横向射流强化混合数值模拟研究[D]. 孙永鹏. 中国科学技术大学, 2020
- [7]支板喷射超燃冲压发动机燃烧流动实验和数值研究[D]. 徐义俊. 沈阳航空航天大学, 2020(04)
- [8]超燃冲压发动机低动压燃烧特性研究[D]. 田慧敏. 哈尔滨工业大学, 2019(02)
- [9]超声速气流中壁面燃料射流混合、点火及稳燃机制研究[D]. 刘朝阳. 国防科技大学, 2019(01)
- [10]Ma0-6并联式TBCC排气系统的设计及性能研究[D]. 吕郑. 南京航空航天大学, 2019(09)