一、带有横向射流的三维超声速湍流流场分析（论文文献综述）
肖威[1]（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》文中研究说明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。
孙永鹏[2]（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。
刘源[3]（2020）在《受扰动的超声速湍流边界层结构与作用机理研究》文中提出受扰动的超声速湍流边界层广泛存在于高超声速飞行器表面和发动机内部,随着飞行器设计研究进程的推进,各类边界层湍流特性研究的紧迫性也逐步提升。论文从实际应用出发,通过实验（纳米粒子散射技术、离子测速技术、油流法）为主并辅以数值模拟（基于雷诺平均求解Navier-Stokes方程）的研究方法,主线在于厘清超燃冲压发动机内壁面喷注和辅助喷注方式引起的边界层内结构与湍流特性变化,同时又结合飞行器壁面、燃烧室内和进气道等处型面变化所带来的的边界层改变的研究需求。论文通过复杂问题简单化,多影响因素剥离单一化,再综合考虑的研究手法,研究对象由复杂的多因素组合扰动边界层简化为气动单一因子扰动边界层,再到稍微简单的侧向机械扰动边界层（多种压力梯度共同作用边界层）,最终简化为只存在顺压或逆一种压力梯度的机械扰动边界层。受侧向扰动湍流边界层中,边界层受扰动机制具有一定相似性。边界层流体遭遇扰动因子后在前缘形成分离激波和弓形激波,绕行至扰动因子后缘后,碰撞产生碰撞激波。受激波所带来压力梯度作用,边界层流体在扰动因子上游和下游形成分离区,期间伴随着边界层流体湍流度的增强和涡结构的破碎。在扰动因子侧向区域,边界层流动存在一个侧向膨胀和再附膨胀过程,受膨胀波系影响,流体湍流度降低,涡尺度增大。在研究射流扰动边界层时,通过对不同动量比下油流实验分析发现射流下游V-型回流区夹角为动量比的无关变量,数值模拟显示该分离区内燃料空气混合比适当,具有火焰闪回风险。对比受射流单一扰动边界层和受射流与塔门共同作用边界层内流动特征和混合特性发现:塔门前边界层流体经历了两次压缩,一次来自于塔门本身对流道的压缩,另一次则是射流膨胀核心对流体的压缩,而普通壁面喷注方式中边界层流体仅受射流核心压缩。在射流下游区域,塔门辅助喷注方式中由碰撞激波引起的V形分离区显着减小,火焰闪回风险降低。展向截面上,塔门显着的增加了尾迹区内高湍流度生成区范围。受流向凹曲率扰动边界层中,凹曲率扰动会引起边界层湍流度的提升,涡结构破碎细小化。观察脱离凹曲率扰动后流体的展向特性发现:边界层内大尺度涡结构呈现出明显的队列特征,相邻两个涡列间相互作用先逐步减弱后恢复。在膨胀拐角扰动边界层中,边界层湍流度降低,涡结构尺度呈放大态,边界层底层出现再层流化现象。展向上,边界层内部涡结构间相互作用减弱,在距壁面较近截面上涡结构有条带化趋势,后逐步恢复。
朱亮[4]（2020）在《基于流热耦合减阻杆射流在高超声速流动中减阻降热特性研究》文中进行了进一步梳理高超声速飞行器技术具备高效的突防和快速响应能力,其在军事领域的巨大战略价值已经得到世界军事强国的广泛关注。当飞行器以高超声速在临近空间巡航时将面临巨大的气动阻力和严峻的气动加热环境。当热防护设计不合理时,严峻的气动加热造成的烧蚀将会改变高超声速飞行器的气动外形,这甚至威胁到飞行的成败;另一方面,巨大的气动阻力对飞行动力将提出更高的要求,也限制了高超声速飞行器巡航速度的进一步提升。因此,在高超声速飞行器工程化道路上,热防护和减阻一直是关键技术之一。本文以高超声速飞行器减阻降热技术为研究背景,采用计算流体力学研究手段,基于有限体积法采用高精度数值格式开发了一套高超声速复杂流场流热耦合仿真程序,对高超声速来流下减阻杆射流减阻降热机理及其影响因素进行了系统深入研究,并提出了新型的减阻降热方案,可为高超声速飞行器减阻和热防护设计提供参考。本文主要研究工作如下:（1）针对高超声速来流下复杂流场,基于雷诺时均Navier-Stokes方程组描述流动特性,并采用耦合传热策略求解固体热传导控制方程,开发了适用于模拟高超声速复杂流场与固体结构耦合传热行为的仿真程序。（2）针对本文所发展的高超声速复杂流场耦合传热仿真程序进行了深入的数值验证。首先,考虑到高超声速流场中常见的一些重要的流动结构,如激波,流动分离,再附激波,膨胀波,回流区,激波边界层以及激波与激波相互作用等,选取了具有不同流动特征的经典实验验证本文所开发计算程序对高超声速流场计算的准确性和可靠性。其次,选取了两个具有解析解的热传导算例验证了本文所开发仿真程序在模拟固体结构热传导方面的计算精度和可靠性。最后,利用广泛采用的经典耦合传热算例验证了本文计算程序在模拟高超声速来流下耦合传热行为的计算精度和可靠性。（3）建立了合理、可靠的减阻杆和侧向射流组合方案耦合传热模型,研究了高超声速来流下减阻杆和侧向射流引起的湍流流场结构及减阻降热机理。计算结果清晰刻画了流场结构并给出了固体结构在气动热下的热传导特性。在此基础上,研究了减阻杆长度、侧向射流总压比、侧向射流位置等因素对流场及减阻降热特性的影响,获得了流场结构及减阻降热特性随减阻杆长度、侧向射流总压比、侧向射流位置等因素的变化规律。（4）为了探索进一步提升减阻降热系统的减阻降热性能,提出了一种新型的双射流组合方案。相较于常规的减阻杆方案,这种方案在减阻杆头部引入了逆向射流,因此避免了减阻杆头部遭受严峻气动加热而受烧蚀的缺点。另一方面,由于采用低质量流率逆向射流,这能够有效降低逆向射流带来的阻力。研究结果表明:这种方案能实现优良的热防护,使得飞行器钝体头部和减阻杆壁面热流都得到大幅下降,减阻效果也十分显着。随后,研究了减阻杆长度及射流参数对流场结构及减阻降热特性影响,计算结果得到了清晰的流场结构及减阻降热性能参数。（5）针对减阻杆侧向射流减阻降热方案和新型无烧蚀双射流减阻降热方案中射流建立过程展开了数值研究。计算结果首次获得了射流开启后射流发展过程及整个流场非定常变化特性,对射流开启后造成的非定常流场特性进行了深入分析,得到了在射流开启后钝体壁面和减阻杆壁面压力和温度随时间的变化情况,并计算了在射流开启后钝体所受气动力随时间变化情况。在此基础上,分别对侧向射流位置、侧向射流总压比、顺向射流总压比、减阻杆长度等因素对射流开启后流场非定常变化特性的影响进行了深入研究。综上,本文以计算流体力学为研究手段,研究了减阻杆与射流方案引起的流场结构及减阻降热机理,并详细研究了不同因素对流场及减阻降热性能的影响规律。本文的研究工作可为高超声速飞行器减阻和热防护设计提供参考,所开发的仿真程序适用于高超声速复杂流场耦合传热计算,能够清晰刻画流动细节,对揭示高超声速来流下流动机理和耦合传热特性具有一定借鉴意义。
李春[5]（2020）在《超声速横向气流中液体射流表面波及射流破碎机理研究》文中研究指明超燃冲压发动机中液态燃料的雾化及混合性能对发动机性能有决定性作用。液态燃料垂直喷入超声速气流中的变形、破碎及雾化特性的研究是建立燃料分布模型的基础。本文采用高速激光阴影、显微成像系统及相位多普勒分析仪（Phase Doppler Anemomitry,PDA）着重研究了液体射流近场的流场结构、射流轨迹、表面波特征及液滴空间分布,建立了射流轨迹模型,揭示了表面波产生及发展机理。采用VOF（Volume of Fluid）方法获得了近场气液两相流场的空间分布特征,研究了近场气相流场结构及其对液滴的输运特征及机理。采用高速激光阴影方法捕捉了近场激波结构,发现了弓形激波后的二次激波结构。近场液柱迎风面大尺度喷雾结构与弓形激波后局部超声速气流相互作用,周期性的产生二次激波结构。二次激波后形成局部高压亚声速区,且气流的纵向分量增加,使喷雾迎风面产生大尺度非定常脉动。不同工况下近场局部流场具有相似的二次激波结构,液气动量比增大、射流出口湍流增强,近场气液相互作用相似性减弱。采用显微成像方法获得了高分辨率近场射流瞬态图像。喷孔出口射流表面存在振幅约为射流直径5%的小尺度扰动,初始扰动的幅值与射流直径、喷嘴长径比、液气动量比无关。射流表面波振幅沿纵向不断增长,其纵向增长可分为两个区:增长速度基本为零的准稳定区（y/d<1）和振幅迅速增长的快速增长区（y/d>1）。射流在气动加速作用下沿流向弯曲,射流表面波主要产生于射流弯曲位置后。表面波波长沿射流方向不断增长,表面波峰谷之间的压力、气流速度差异最终导致液柱的断裂。喷孔直径、喷注压降增大,液柱惯性增强,射流表面波的增长受到抑制。喷孔长径比增大,喷孔出口射流的湍流增强,射流的初始扰动增强导致射流的表面破碎增强,表面波波长增大。射流近场喷雾横截面呈“W”型分布,近壁面位置的液雾展向宽度大于喷雾核心区,沿流向喷雾横截面不断增大,其展向宽度和纵向高度不断增长。喷雾核心区与喷雾边缘之间的区域液滴索泰尔平均直径SMD较小,喷雾核心区SMD沿流向不断减小。近场液滴纵向速度沿射流方向由负值变为正值,液雾的纵向输运有两种趋势:沿射流方向的正向输运和向壁面方向的逆向输运。射流的展向输运由展向气流主导,壁面附近射流展向分布由展向扩展气流和背风面向内侧收敛气流共同决定,随着射流沿射流方向发展,背风面向内侧气流速度逐渐减小,喷雾的展向分布主要由展向扩展气流决定。射流表面破碎液雾的流向加速迅速,是近壁面液雾的主要组成部分。射流长径比增大,射流出口连续液柱的表面破碎增强,近壁面液雾浓度显着提高,控制喷孔长径比是调节近壁面液雾分布的有效手段。喷孔直径减小,近壁面液雾的初始展向扩展增强,但展向扩展速度仍小于大孔径射流。小孔径射流近场液滴直径大于大孔径射流,采用大喷孔更有利于发动机的燃烧组织。
李佩波[6]（2019）在《超声速气流中横向喷雾的混合及燃烧过程数值模拟》文中提出本文以超燃冲压发动机中的液体燃料射流为研究对象,以实现超声速气流中液体燃料射流喷注、雾化、混合、蒸发及燃烧完整过程的数值模拟为基本目标,建立了两相燃烧大涡模拟方法,并对超声速气流中横向喷雾混合及燃烧过程中涉及的基本物理过程及机理进行了讨论分析。首先基于欧拉-拉格朗日框架建立起一套适用于超声速气流中两相流动的大涡模拟方法。通过基于网格控制体建立的动态数据链表实现了对液滴的高效管理以及液滴在变形网格条件下的高效追踪与定位;采用三线性插值方法及最近网格节点源项统计方法实现了气液两相双向耦合;基于区域分解及虚拟网格液滴共享进一步实现了两相流动的大规模并行计算;通过考虑液滴变形修正了液滴破碎后子液滴的位置与速度。针对超声速气流中液体横向水射流的雾化过程对上述数值模型及数值方法进行了考核验证。数值模拟结果成功再现了实验观测的射流破碎拉丝现象并揭示了其中的物理机理。对超声速气流中平板液体横向射流开展了数值模拟并分析了其三维混合过程,发现了有别于气体横向射流以及亚声速气流中液体横向射流的反转旋涡对结构。基于压力梯度力及液滴源项作用力的对比分析揭示了涡对结构形成的机理并构建了超声速气流中液体横向射流的三维流动拓扑结构。对凹腔上游液体射流的雾化混合过程开展了数值模拟并分析了射流与凹腔的相互作用以及凹腔附近液雾的分布输运特性。数值模拟成功捕获了实验中观测到的射流边界混合层中的涡结构,揭示了液滴家族的时间演化过程即液滴家族从破碎拉丝时表现的反斜杠“”类型演变为小于号“<”类型,最后呈现为正斜杠“/”类型。凹腔上游的反转旋涡对对液滴进入凹腔的卷吸行为有显着影响。射流与凹腔之间的相互作用在凹腔内部形成两个明显的诱导涡。在考虑燃料射流雾化的基础上通过采用无限热传导率蒸发模型实现了液雾场蒸发过程的数值模拟并进行了验证考核。凹腔燃烧室中液体煤油射流的数值模拟结果较好地揭示了液体射流在高总温超声速气流中的蒸发特性,明晰了凹腔附近的点火环境。液滴几乎不能在凹腔内存活,仅有少部分液滴卷吸进入上游凹腔。喷注压力通过影响近壁区中的燃料分布和总燃料质量流率来影响卷吸进入凹腔内的燃料质量。在火核的预期发展路径上,可反应的燃料质量分数和气相温度逐渐升高,湍动能逐渐降低,进而有利于火核的维持和发展。基于煤油两步反应机理及准层流反应模型实现了煤油射流雾化、蒸发及燃烧全过程的数值模拟并进行了验证考核。针对实验中两个典型燃烧工况进行了大规模计算,分析了不同燃烧模式下气相流场及液相流场的基本特征。弱燃烧模式下,液雾与火焰的相互作用较弱,火焰主要表现为预混火焰。强燃烧模式下,火焰存在较强的不稳定特性,燃料液雾的分布特性受火焰的影响较大。火焰在逆传过程中逐渐由预混火焰主导转变为预混与扩散火焰共同主导。在射流上游区域,火焰主要表现为扩散火焰;而在远下游区域,火焰主要表现为预混火焰。
杜兆波[7]（2019）在《高超声速气流中前体/进气道燃料喷注策略及其混合增强机理研究》文中指出激波诱燃冲压发动机作为一种新概。念发动机,是吸气。式高超声。速飞行器很有前景的一种推。进系统。在飞行器前体/进气道上喷注燃料促进混合是激波诱燃冲压发动机的关。键技术之一。本文采用数值模。拟方法研究了高超声。速来流下前体/进气道上多种燃料喷注方式的混合效果及其混合增强机理。首先,本文较为系统地介绍了激波诱燃冲压发动机,超声速来流下的单孔燃料射流、多孔（空气）射流以及脉冲射流等内容的国内外研究现状,为本文的研究讲清背景,理清思路。其次,基于公开文献中的二维超声速进气道和三维超声速横向射流试验数据,本文同时进行了数值方法验证和网格独立性验证。得到的结果显示,三。维RANS方程耦合SST k-ω湍。流模型适用于本。文将开展的研究工作,不同疏。密程度的网格对计算结。果影响不大。然后,本文研究了射流角度与喷注压比对混合效果的影响,分析了燃料-空气混合。效率、总压。损失、燃料。穿透深度和混。合长度等参数。结果表明,燃料射流角度和喷注压比都对射流上下游流场产生了深远影响。随后,在氢气喷孔下游位置串联安置了空气喷孔,探究了氢气喷孔与空气喷孔间距的影响以及回流区的形成机理。结果表明,间。距越小,混合效。率越。高。射流与来流相互作用产生的剪切涡结构诱发了回流区同时也卷吸了大量空气加速混合过程。接着,提出了不同周期的正弦波脉冲射流流场,从多个角度揭示了脉冲射流的混合增强机理。脉冲射流的间歇性喷注在减小总压损失和提高燃料穿透深度方面拥有独特的优势。其混合增强机理不是依靠产生的大尺度涡结构,而是通过间歇性的喷注卷吸更多的空气来增强混合。最后,研究了激。波诱。燃冲压。发动机经典的常规式和后掠式悬。臂斜坡。喷注器,并探索了喷注器喷孔附近区域的波系结构生成机理。结果显示,速度差异产生的剪切作用以及两种不同气流之间的相互碰撞形成了复杂的波系结构;悬臂斜坡喷注器的混合增强机理在近流场区域体现为射流产生的剪切作用,在远流场区域为悬臂构型产生的大尺度涡结构。
李光欣[8]（2019）在《超燃冲压发动机燃料喷注混合过程优化》文中进行了进一步梳理燃料的喷注混合过程是超燃冲压发动机中一切物理过程的初始阶段。能否实现高效的燃料混合是实现稳定燃烧需要解决的关键问题之一。燃料的喷注混合过程受到很多因素的影响,对不同因素影响作用的分析有利于对喷注方案进行优化。本文主要针对喷注马赫数、喷注角度和喷孔边界层厚度这三个因素对喷注混合过程的影响进行研究。受到喷孔外的压力限制,穿透深度并不会随着喷注马赫数的增大而单调增大。喷孔外的压力近似等于超声速来流经过一道正激波之后的压力。当喷注马赫数使拉瓦尔喷管满足在以该压力作为背压的条件下恰巧达到设计工况时,穿透深度达到最大。通过仿真,发现了流场结构特征随喷注马赫数的变化规律不是单调的而是有一个转折点。通过定量分析获得了最大穿透深度时的喷注马赫数,对理论分析进行了验证。随着喷注角度的增大,射流动量在垂直壁面方向的分量先增大再减小,决定了壁面横向喷注能够产生最大的穿透深度。而在流向方向上分量的变化使得射流与来流之间的相互作用变强,从而提升了混合效率,但同时增大了总压损失。另外,随着喷注角度的增大,在相同流向位置的展向扩展不断增大。喷注角度大于90°时,混合过程的位置会相对提前,这有利于减小发动机的尺寸。喷孔边界层厚度对流场结构的影响很小,较大的喷孔边界层厚度会带来混合效率一定程度上的损失。
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》文中研究表明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》文中指出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、带有横向射流的三维超声速湍流流场分析（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、带有横向射流的三维超声速湍流流场分析（论文提纲范文）
（1）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 |
（2）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 |
（3）受扰动的超声速湍流边界层结构与作用机理研究（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 流向曲率湍流边界层 |
| 1.2.1 受压缩拐角以及凹曲率影响的湍流边界层 |
| 1.2.2 受膨胀拐角以及凸曲率影响的湍流边界层 |
| 1.3 射流影响域内边界层 |
| 1.3.1 超声速来流中的射流流场结构 |
| 1.3.2 超音速来流中射流穿透深度与掺混特性 |
| 1.3.3 超声速来流边界层与射流的相互作用 |
| 1.4 圆柱影响域内边界层 |
| 1.5 塔门及射流影响域内边界层 |
| 1.6 论文主要研究内容 |
| 第二章 实验平台与数值方法 |
| 2.1 实验平台及实验方法 |
| 2.1.1 超声速静风洞 |
| 2.1.2 NPLS技术 |
| 2.1.3 PIV技术 |
| 2.1.4 油流法 |
| 2.1.5 压力测量 |
| 2.2 数值模拟方法 |
| 2.2.1 流动控制方程 |
| 2.2.2 湍流模型 |
| 2.3 本章小结 |
| 第三章 射流影响域内湍流边界层 |
| 3.1 实验与数值仿真设置 |
| 3.1.1 实验模型与工况 |
| 3.1.2 数值模拟算例设置 |
| 3.2 来流边界层观测与验证 |
| 3.3 射流流场实验观测 |
| 3.3.1 NPLS可视化密度场 |
| 3.3.2 瞬态速度场与涡量场 |
| 3.4 边界层内部射流结构与流场分析 |
| 3.4.1 波系结构与流动特性的实验观测 |
| 3.4.2 波系结构与流动特性的数值模拟 |
| 3.4.3 动量比对V-型分离区的影响特性 |
| 3.5 边界层湍流特性及PIV误差分析 |
| 3.5.1 射流影响域内边界层湍流特性分析 |
| 3.5.2 PIV误差分析 |
| 3.6 本章小结 |
| 第四章 圆柱影响域内湍流边界层 |
| 4.1 实验与数值模拟设置 |
| 4.1.1 实验模型 |
| 4.1.2 数值模拟设置 |
| 4.2 圆柱影响域内边界层流场观测 |
| 4.2.1 NPLS瞬态密度场 |
| 4.2.2 瞬态速度场与涡量场 |
| 4.3 圆柱附近边界层内部结构与流动分析 |
| 4.3.1 流动特性与波系结构的实验观测 |
| 4.3.2 流动特性与波系结构的数值模拟 |
| 4.4 圆柱影响与内边界层湍流特性分析 |
| 4.5 本章小结 |
| 第五章 塔门与射流影响域内湍流边界层 |
| 5.1 实验与数值模拟设置 |
| 5.1.1 实验设置 |
| 5.1.2 数值模拟设置 |
| 5.2 塔门与射流影响域内湍流边界层观测 |
| 5.3 塔门与射流影响域内流动特征与结构分析 |
| 5.3.1 流动特性与波系结构的实验观测 |
| 5.3.2 流动特性与波系结构的数值模拟 |
| 5.3.3 塔门对射流影响域内波系结构的影响 |
| 5.4 塔门与射流影响域内边界层湍流特性研究 |
| 5.5 边界层内燃料-空气混合机理研究 |
| 5.6 本章小结 |
| 第六章 受流向扰动影响的湍流边界层 |
| 6.1 实验模拟与数值仿真设置 |
| 6.1.1 凹曲率边界层实验模型与工况 |
| 6.1.2 膨胀拐角实验模型与工况 |
| 6.2 凹曲率边界层流场观测 |
| 6.2.1 NPLS密度场 |
| 6.2.2 凹曲率边界层中G(?)rtler涡的形成和发展 |
| 6.2.3 PIV速度场 |
| 6.3 膨胀拐角边界层可视化流场观测 |
| 6.4 凹曲率边界层湍流特性分析 |
| 6.5 本章小结 |
| 第七章 结论与展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
（4）基于流热耦合减阻杆射流在高超声速流动中减阻降热特性研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 高超声速流动减阻降热技术发展概况 |
| 1.2.1 减阻杆 |
| 1.2.2 前置迎风凹腔 |
| 1.2.3 逆向射流 |
| 1.2.4 组合式方案 |
| 1.3 计算流体力学发展概况 |
| 1.4 耦合传热计算发展概况 |
| 1.5 本文主要研究内容 |
| 2 高超声速复杂流动耦合传热数值模拟方法 |
| 2.1 流动控制方程及数值算法 |
| 2.1.1 轴对称控制方程 |
| 2.1.2 湍流模型 |
| 2.1.3 有限体积法 |
| 2.1.4 控制体界面变量重构方法 |
| 2.1.5 控制体界面通量计算方法 |
| 2.1.6 时间推进方法 |
| 2.1.7 边界条件 |
| 2.2 固体热传导控制方程及其数值方法 |
| 2.2.1 控制方程 |
| 2.2.2 数值算法 |
| 2.2.3 时间离散方法 |
| 2.2.4 边界条件 |
| 2.3 耦合传热计算策略 |
| 2.4 仿真软件计算流程 |
| 2.5 本章小结 |
| 3 高超声速复杂流场耦合传热仿真程序算例验证 |
| 3.1 流动数值模拟算例验证 |
| 3.1.1 一维SOD激波管问题 |
| 3.1.2 超声速凹槽分离流动 |
| 3.1.3 超声速Settles压缩拐角 |
| 3.1.4 超声速来流横向射流相互作用 |
| 3.1.5 超声速来流与逆向射流相互作用 |
| 3.1.6 高超声速来流下减阻杆绕流流场 |
| 3.1.7 轴对称中空带裙部的压缩拐角高超声速流动 |
| 3.1.8 超声速来流膨胀压缩拐角流动 |
| 3.1.9 第Ⅳ类激波-激波干扰非定常振荡问题 |
| 3.1.10 高超声速来流入射激波与平板边界层干扰 |
| 3.2 固体热传导模拟算例验证 |
| 3.2.1 半无限大平板瞬态热传导 |
| 3.2.2 二维热传导验证 |
| 3.3 耦合传热模拟算例验证 |
| 3.3.1 高超声速来流下激波对圆管前缘加热 |
| 3.4 本章小结 |
| 4 高超声速流动减阻降热系统工作特性与机理 |
| 4.1 数学方法与物理模型 |
| 4.1.1 数学方法 |
| 4.1.2 物理模型 |
| 4.2 计算网格收敛性分析 |
| 4.3 减阻杆侧向射流减阻降热工作特性及机理研究 |
| 4.4 减阻杆侧向射流减阻降热特性影响因素及其规律 |
| 4.4.1 减阻杆长度影响 |
| 4.4.2 侧向射流总压比的影响 |
| 4.4.3 侧向射流位置影响 |
| 4.5 本章小结 |
| 5 减阻杆构型、射流方向及新型方案对减阻降热性能的影响 |
| 5.1 减阻杆头部构型对减阻降热的影响 |
| 5.1.1 计算模型及工况 |
| 5.1.2 流动特征及减阻降热性能分析 |
| 5.2 射流方向对减阻降热性能的影响 |
| 5.2.1 计算模型及工况 |
| 5.2.2 流动特征及减阻降热性能分析 |
| 5.3 新型双射流热防护系统减阻降热特性研究 |
| 5.3.1 计算模型及工况 |
| 5.3.2 流动特征及减阻降热性能分析 |
| 5.4 新型双射流热方案减阻降热特性影响因素及其规律 |
| 5.4.1 减阻杆长度影响 |
| 5.4.2 逆向射流总压比影响 |
| 5.4.3 顺向射流总压比影响 |
| 5.4.4 等质量流率下顺向射流总压比影响 |
| 5.5 本章小结 |
| 6 减阻杆射流流场建立过程研究 |
| 6.1 减阻杆侧向射流方案射流流场建立过程研究 |
| 6.1.1 数学方法 |
| 6.1.2 物理模型与边界条件 |
| 6.1.3 时间步长无关性验证 |
| 6.1.4 计算结果与讨论 |
| 6.2 减阻杆侧向射流方案射流流场建立过程影响因素及其规律 |
| 6.2.1 减阻杆长度影响 |
| 6.2.2 侧向射流总压比影响 |
| 6.2.3 侧向射流位置影响 |
| 6.3 新型双射流方案射流流场建立过程影响因素及其规律 |
| 6.3.1 物理模型与边界条件 |
| 6.3.2 计算结果与讨论 |
| 6.4 新型双射流方案射流流场建立过程影响因素及其规律 |
| 6.4.1 减阻杆长度对双射流开启后流场特性影响研究 |
| 6.4.2 顺向射流总压比对双射流开启后流场特性影响研究 |
| 6.5 本章小结 |
| 7 结论与展望 |
| 7.1 本文研究工作总结 |
| 7.2 本文创新点 |
| 7.3 今后研究工作展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 攻读博士学位期间科研成果 |
（5）超声速横向气流中液体射流表面波及射流破碎机理研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.1.1 吸气式高超声速飞行器发展现状 |
| 1.1.2 超燃冲压发动机关键技术 |
| 1.1.3 本文的研究意义 |
| 1.2 横向气流中液体射流研究现状 |
| 1.2.1 超声速横向气流中液体射流研究 |
| 1.2.2 亚声速横向气流中液体射流研究 |
| 1.2.3 超声速横向气流中液体射流研究的不足 |
| 1.3 本文的主要研究内容 |
| 第二章 实验系统及研究方法 |
| 2.1 实验研究方法 |
| 2.1.1 实验系统及试验件 |
| 2.1.2 光学观测方法 |
| 2.2 数值仿真方法 |
| 2.2.1 气相控制方程 |
| 2.2.2 湍流模型 |
| 2.2.3 两相流模型 |
| 2.2.4 边界条件及初步结果 |
| 2.3 小结 |
| 第三章 近场流场结构及气液相互作用 |
| 3.1 近场气相流场结构 |
| 3.1.1 近场激波结构 |
| 3.1.2 近场分离区 |
| 3.1.3 纵向流场结构 |
| 3.1.4 展向流场结构 |
| 3.2 二次激波结构及其动态演化规律 |
| 3.2.1 二次激波的相似特征 |
| 3.2.2 二次激波空间分布及局部流场结构 |
| 3.2.3 二次激波的动态演化 |
| 3.3 近场射流与气流相互作用 |
| 3.3.1 分离区脉动特征 |
| 3.3.2 近场大尺度喷雾结构的动态演化 |
| 3.4 小结 |
| 第四章 近场射流轨迹建模分析 |
| 4.1 近场射流轨迹实验研究 |
| 4.1.1 近场射流瞬态结构 |
| 4.1.2 射流边界提取方法 |
| 4.1.3 近场射流轨迹影响因素 |
| 4.2 近场射流轨迹模型 |
| 4.2.1 近场射流运动的物理模型 |
| 4.2.2 微元受力分析 |
| 4.2.3 射流横截面变形 |
| 4.2.4 气动阻力系数 |
| 4.2.5 射流轨迹模型预测结果 |
| 4.3 小结 |
| 第五章 射流表面波特征及其发展演化规律 |
| 5.1 射流一次破碎过程 |
| 5.2 表面波振幅的增长规律 |
| 5.2.1 表面波振幅的提取方法 |
| 5.2.2 表面波振幅增长的分区特征 |
| 5.2.3 表面波振幅增长的影响因素 |
| 5.3 表面波波长的空间演化 |
| 5.3.1 喷孔出口射流瞬态结构 |
| 5.3.2 表面波波长的空间演化特征 |
| 5.3.3 表面波波长空间演化的影响因素 |
| 5.4 小结 |
| 第六章 射流一次破碎物理模型及气液输运机理 |
| 6.1 射流一次破碎物理模型 |
| 6.1.1 射流的纵向变形及液柱破碎 |
| 6.1.2 射流的横截面变形及表面破碎 |
| 6.2 近场液滴空间分布特征 |
| 6.2.1 横截面液滴分布特征 |
| 6.2.2 近壁面液滴分布特征 |
| 6.2.3 喷孔直径对液滴分布的影响 |
| 6.3 小结 |
| 第七章 结论与展望 |
| 7.1 主要研究工作与结论 |
| 7.2 主要创新点 |
| 7.3 未来工作展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
（6）超声速气流中横向喷雾的混合及燃烧过程数值模拟（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 超声速气流中液体横向射流相关研究 |
| 1.2.1 液体横向射流的实验研究 |
| 1.2.2 液体横向射流的数值研究 |
| 1.3 凹腔燃烧室中燃料喷雾混合燃烧相关研究 |
| 1.3.1 燃料喷雾混合特性的研究 |
| 1.3.2 燃料喷雾燃烧过程的研究 |
| 1.4 本文主要研究内容 |
| 第二章 超声速气流中两相流动大涡模拟方法 |
| 2.1 可压缩气相控制方程及其数值方法 |
| 2.1.1 可压缩气相控制方程 |
| 2.1.2 滤波后的气相大涡模拟方程 |
| 2.1.3 气相数值计算方法 |
| 2.2 液滴相控制方程及其数值方法 |
| 2.2.1 液滴相控制方程 |
| 2.2.2 液滴相数值计算方法 |
| 2.2.3 液滴相数据的动态管理 |
| 2.3 气液之间双向耦合数值方法 |
| 2.3.1 液滴在变形网格下的高效定位 |
| 2.3.2 气相对液滴相的作用 |
| 2.3.3 液滴相给气相的源项作用 |
| 2.4 小结 |
| 第三章 超声速气流中液体横向射流破碎过程研究 |
| 3.1 破碎模型理论及验证 |
| 3.1.1 KH/RT/TAB混合破碎模型 |
| 3.1.2 计算模型及验证 |
| 3.2 射流破碎拉丝过程的机理分析 |
| 3.2.1 实验观测结果 |
| 3.2.2 拉丝过程的条件分析 |
| 3.2.3 拉丝过程的机理分析 |
| 3.3 小结 |
| 第四章 燃烧室中液体射流的三维流动结构及混合机理 |
| 4.1 平板横向射流的三维流动结构 |
| 4.1.1 计算模型及验证 |
| 4.1.2 气相流动特性及受力分析 |
| 4.1.3 液相输运特性及受力分析 |
| 4.1.4 三维流动结构的讨论 |
| 4.2 液体射流在凹腔燃烧室中的混合过程 |
| 4.2.1 数值模拟与实验的对比 |
| 4.2.2 喷雾流场瞬态演化过程 |
| 4.2.3 液雾分布及输运特性 |
| 4.3 小结 |
| 第五章 凹腔燃烧室中燃料喷雾蒸发过程研究 |
| 5.1 液滴蒸发模型的理论及验证 |
| 5.1.1 蒸发模型介绍 |
| 5.1.2 单液滴蒸发验证 |
| 5.2 高总温来流条件下液滴蒸发过程及验证 |
| 5.2.1 不同来流条件下单液滴蒸发过程 |
| 5.2.2 平板上液体煤油射流的蒸发验证 |
| 5.3 液体煤油射流蒸发及混合过程研究 |
| 5.3.1 计算模型 |
| 5.3.2 流场瞬态演化过程 |
| 5.3.3 液雾分布及蒸发特性 |
| 5.3.4 凹腔附近点火环境分析 |
| 5.4 小结 |
| 第六章 凹腔燃烧室中燃料喷雾燃烧特性研究 |
| 6.1 两相燃烧计算方法 |
| 6.1.1 化学反应源项计算方法 |
| 6.1.2 煤油反应机理 |
| 6.2 煤油射流燃烧的初步验证分析 |
| 6.2.1 仿真计算条件 |
| 6.2.2 实验结果验证 |
| 6.2.3 燃烧流场基本特征 |
| 6.3 喷雾燃烧流场火焰准稳定特性分析 |
| 6.3.1 计算模型及网格 |
| 6.3.2 喷雾燃烧流场瞬时特性 |
| 6.3.3 喷雾燃烧流场统计特性 |
| 6.3.4 喷雾燃烧流场的火焰模式 |
| 6.4 小结 |
| 第七章 总结与展望 |
| 7.1 主要研究工作与结论 |
| 7.2 论文创新点 |
| 7.3 论文不足及未来工作展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
（7）高超声速气流中前体/进气道燃料喷注策略及其混合增强机理研究（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 研究现状 |
| 1.2.1 激波诱燃冲压发动机研究现状 |
| 1.2.2 超声速来流下单孔横向射流研究现状 |
| 1.2.3 超声速来流下多孔(空气)射流研究现状 |
| 1.2.4 超声速来流下脉冲射流研究现状 |
| 1.3 本文主要研究内容 |
| 第二章 流动数值模拟方法 |
| 2.1 数值方法 |
| 2.1.1 控制方程 |
| 2.1.2 湍流模型 |
| 2.2 数值方法验证 |
| 2.2.1 超声速进气道 |
| 2.2.2 超声速来流下燃料射流 |
| 2.3 本章小结 |
| 第三章 高超声速气流中喷注角度与喷注压比对前体/进气道燃料喷注的影响 |
| 3.1 物理模型与网格系统 |
| 3.1.1 物理模型 |
| 3.1.2 网格系统 |
| 3.2 计算结果与讨论 |
| 3.2.1 流场结构 |
| 3.2.2 不同工况下氢气的分布 |
| 3.2.3 流场中的轴向涡结构 |
| 3.2.4 混合参数分析 |
| 3.3 本章小结 |
| 第四章 高超声速气流中燃料射流与空气射流组合喷注方式的混合增强机理研究 |
| 4.1 物理模型与网格系统 |
| 4.1.1 物理模型 |
| 4.1.2 网格系统 |
| 4.2 计算结果与讨论 |
| 4.2.1 流场结构 |
| 4.2.2 由射流引起的回流区成因 |
| 4.2.3 混合参数分析 |
| 4.3 本章小结 |
| 第五章 高超声速气流中前体/进气道上脉冲燃料射流混合增强机理研究 |
| 5.1 脉冲射流的实现 |
| 5.2 计算结果与讨论 |
| 5.2.1 流场结构 |
| 5.2.2 氢气分布对混合的影响 |
| 5.2.3 混合参数分析 |
| 5.3 本章小结 |
| 第六章 高超声速气流中前体/进气道上悬臂斜坡喷注器射流的混合增强机理研究 |
| 6.1 物理模型与网格系统 |
| 6.1.1 物理模型 |
| 6.1.2 网格系统 |
| 6.2 计算结果与讨论 |
| 6.2.1 流场结构 |
| 6.2.2 流场中的波系结构 |
| 6.2.3 氢气分布与涡结构 |
| 6.2.4 混合参数分析 |
| 6.3 本章小结 |
| 结束语 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果和荣誉奖励 |
（8）超燃冲压发动机燃料喷注混合过程优化（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.3 本文研究内容 |
| 第二章 实验与仿真方法 |
| 2.1 实验方法 |
| 2.1.1 吸气式超声速静风洞 |
| 2.1.2 NPLS技术 |
| 2.2 数值仿真模拟方法 |
| 2.2.1 控制方程 |
| 2.2.2 计算模型 |
| 2.2.3 边界条件 |
| 2.2.4 网格生成 |
| 2.2.5 算例验证 |
| 2.3 小结 |
| 第三章 喷注马赫数对燃料喷注混合的影响 |
| 3.1 理论分析 |
| 3.2 仿真算例设置 |
| 3.3 喷注混合特征的对比 |
| 3.4 流场特征结构的对比分析 |
| 3.5 定量结果对比 |
| 3.6 小结 |
| 第四章 喷注角度对燃料喷注混合的影响 |
| 4.1 物理模型及其实验和仿真工况 |
| 4.2 基于NPLS实验的流场可视化结果对比 |
| 4.2.1 对称截面实验流场结构分析 |
| 4.2.2 展向截面实验流场结构分析 |
| 4.3 数值仿真结果对比 |
| 4.3.1 对称截面仿真流场结构分析 |
| 4.3.2 展向截面仿真流场结构分析 |
| 4.4 穿透和混合效果对比 |
| 4.4.1 射流穿透边界对比 |
| 4.4.2 混合效果对比分析 |
| 4.4.3 总压损失对比分析 |
| 4.5 小结 |
| 第五章 喷孔边界层厚度对燃料喷注混合的影响 |
| 5.1 工况设置 |
| 5.2 流场结构对比 |
| 5.2.1 激波结构对比 |
| 5.2.2 流动状况对比 |
| 5.3 混合特性对比 |
| 5.4 小结 |
| 结束语 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
（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、带有横向射流的三维超声速湍流流场分析（论文参考文献）
- [1]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
- [2]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
- [3]受扰动的超声速湍流边界层结构与作用机理研究[D]. 刘源. 国防科技大学, 2020(01)
- [4]基于流热耦合减阻杆射流在高超声速流动中减阻降热特性研究[D]. 朱亮. 南京理工大学, 2020(01)
- [5]超声速横向气流中液体射流表面波及射流破碎机理研究[D]. 李春. 国防科技大学, 2020(01)
- [6]超声速气流中横向喷雾的混合及燃烧过程数值模拟[D]. 李佩波. 国防科技大学, 2019(01)
- [7]高超声速气流中前体/进气道燃料喷注策略及其混合增强机理研究[D]. 杜兆波. 国防科技大学, 2019(02)
- [8]超燃冲压发动机燃料喷注混合过程优化[D]. 李光欣. 国防科技大学, 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)