导读:本文包含了超声速流动与燃烧论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:多凹腔燃烧室,非定常燃烧流动,液滴轨迹,穿透深度
超声速流动与燃烧论文文献综述
刘刚,朱韶华,郭新华,田亮,徐旭[1]（2016）在《多凹腔燃烧室煤油非定常超声速燃烧流动过程研究》一文中研究指出为探究多凹腔燃烧室的燃烧流动过程,采用非定常方法对液态煤油超声速燃烧特性进行了数值研究。计算结果发现,随着燃烧释热的进行,一道拟正激波被推到靠近隔离段入口处,最大压比达到3.77,燃烧达到稳态需要22ms;上游凹腔处煤油液滴运动轨迹表现出很强的非定常性,其运动方向与当地流动时刻的压力条件相匹配,上凹腔附近的液滴穿透深度明显大于下凹腔的,液滴个数也大于后者;出口总压恢复系数为47.09%,与实验值47.50%很接近,出口燃烧效率达到72.91%,体现了多凹腔燃烧室在保证燃烧性能较好时总压损失较低的优点;扩张型面上的凹腔质量交换律大于平直型面上的,表明型面扩张有利于增强凹腔内燃料与主流空气的质量交换;计算预测的燃烧室侧壁、上壁、下壁压力均与实验值吻合得较好。(本文来源于《推进技术》期刊2016年09期）
程柳维,仲峰泉,张新宇[2]（2015）在《入口参数变化条件下超声速燃烧室流动与燃烧特性数值研究》一文中研究指出本文采用雷诺平均方法及SST k-ω湍流模型结合Westbrook等人提出的乙烯叁步反应模型,数值研究了入口参数变化条件下超声速燃烧室的流动与燃烧特性。燃烧室入口马赫数在1s内从2.4线性变化到1.8,总温和总压分别保持1650K和1MPa,用来模拟飞行过程中飞行器攻角发生突变时燃烧室入口的来流变化条件。研究结果表明,在燃烧室中心区域,马赫数降低使得气流速度降低、燃料停留时间增加,燃烧更为充分。而对于接近侧壁面的区域,高马赫数时燃烧室底面/侧面的角区流动分离更为显着,形成较大的涡结构,燃料能够更好地与空气混合,并进行更充分的燃烧。由此可见,燃烧室中心区与角区的流动与燃烧机制完全不同,导致马赫数变化在不同区域的影响规律不同。随着马赫数的降低,燃烧室整体的燃烧效率略有降低,从马赫数2.4的65%降低到马赫数1.8的59%。通过数值结果分析,这一变化主要是由于马赫数降低时,如果保持当量比不变,燃料流量将明显增大,因此燃料/空气混合效率有所下降。同时,释热率分布的结果显示:沿燃烧室轴向,释热主要集中在主喷注点和凹腔后缘之间。另外,壁面的高热流区域也因马赫数的降低而增大,这与燃烧特性的变化是对应的。本文初步揭示了变马赫数来流条件下,燃烧室的流动与燃烧特性变化规律,为超声速燃烧室的设计提供了参考。(本文来源于《第八届全国高超声速科技学术会议论文摘要集》期刊2015-12-28）
王铁进,陈军[3]（2014）在《超声速流动燃烧气体比热比的集成传感测量技术(英文)》一文中研究指出介绍了为测量燃烧气体的比热比而设计的包含了皮托管和激光光束跟踪系统的集成测量系统。该系统通过测量压力比和穿过皮托管前正激波的激光折射角来获得比热比,从而免使用复杂而昂贵的光相色谱仪器。激光光束折射角通过两台CCD摄像头和移动空间坐标测量系统(MScMS)来准确记录激光光束折射角。密度比通过Gladstone-Dale关系和Snell律来获得。由此,通过所获得的跨激波的压力比和密度比可以定量确定比热比。这一技术可有效降低比热比测量时间。本文对激光光束跟踪系统和皮托管所带来的不确定性进行了分析,结果表明在总温不超过1000K时系统不确定性低于5.5%。可行性分析表明该技术可以实现,但仍有部分技术问题需要在实施前解决。(本文来源于《实验流体力学》期刊2014年06期）
刘朝阳[4]（2014）在《高精度WENO格式的发展及其在超声速流动与燃烧中的应用》一文中研究指出本文以高精度WENO格式的发展为主线,将高精度大涡模拟方法应用于超声速湍流流动、混合与燃烧问题。研究了7/9阶WENO格式的精度、耗散等性质,分析了格式对激波、涡和频率的捕捉能力。随着精度的提高,格式对激波、湍流涡等流场结构和频率的捕捉能力更强。发展了一种基于密度空间判断流场光滑度的混合格式,在光滑流场区域采用6阶中心差分格式求解,而在间断附近采用5阶WENO。混合格式具有高精度、低耗散和高效率等性质,适合于求解流场结构复杂的超声速边界层和混合层问题。采用PIV和NPLS技术观测了支板下游尾迹的瞬时结构,比较了不同来流马赫数、湍流性质的剪切层对尾迹中再附激波和大尺度展向涡的影响。基于高阶中心差分-WENO混合格式的大涡模拟方法模拟了支板下游尾迹的转捩过程,发现再附激波是诱导尾迹发生转捩的因素。基于高阶WENO格式的大涡模拟方法对超声速流场中音速射流的混合机制和自点火现象进行了数值分析。射流上游回流区内的不稳定诱导射流迎风侧形成了大尺度的湍流涡,并与下游形成的旋转方向相反的流向涡对共同作用促进射流与横向来流的混合。基于Ben-Yakar的高总温横向射流问题分析了流场中湍流涡随时空的演化过程,发现弓形激波下游高温区内的自点火是维持射流火焰稳定的机制。(本文来源于《国防科学技术大学》期刊2014-11-01）
张林[5]（2013）在《单边扩张型超声速燃烧室凹腔流动与燃烧的数值模拟和实验研究》一文中研究指出本文以单边扩张型超声速燃烧室凹腔火焰稳定器的冷流和燃烧流场结构为研究对象,采用实验和数值模拟相结合的方法,重点关注凹腔布置位置(扩张面或水平面)、扩张倾角对稳焰凹腔冷流流场结构和燃烧组织的影响。对在燃烧室不同位置布置凹腔的冷流流场进行了实验和二维大涡模拟研究并对比了扩张倾角的影响。结果显示,相较于等直燃烧室,扩张型燃烧室内凹腔剪切层向凹腔内部偏转,并且扩张倾角愈大,这种趋势愈加明显;扩张倾角的改变会影响凹腔剪切层撞击激波的强度以及凹腔内主回流区的大小,但对主要的流场结构影响不大。研究了凹腔上游横向喷注燃料的无反应喷流流场。燃料喷流柱经过凹腔时,只有小部分背风区的燃料在凹腔剪切层作用下卷吸进入凹腔内部,大部分燃料跨过凹腔进入下游区域,流场中的激波波系与燃料喷流相互作用有利于燃料喷流混合层的失稳及燃料-空气混合;与等直燃烧室相比,3.5度燃烧室凹腔剪切层向凹腔内部偏转,燃料喷流也在主流的作用下和剪切层偏转的诱导下向凹腔内部偏转,同时与凹腔剪切层的相互作用更强,这有利于凹腔内外的质量与能量交换;3.5度燃烧室总体的混合效率和总压损失较低。采用实验和数值模拟研究了凹腔上游横向喷流的燃烧流场结构和燃烧区分布规律。结果显示,对于同一扩张倾角,水平面布置凹腔时凹腔内部的燃烧相对扩张面布置凹腔时较弱,同时燃烧区及压力峰值位置稍微偏向下游;适当增加凹腔的尺寸可以明显扩展燃烧区的分布范围,提高凹腔内部及下游的压力;与等直燃烧室相比,3.5度燃烧室燃料喷流更加偏离下壁面而深入主流,燃料喷流与剪切层的相互作用较弱,这不利于凹腔稳定的燃烧,但总的燃烧效率和总压损失更高。(本文来源于《国防科学技术大学》期刊2013-11-01）
贾真,吴迪,朴英[6]（2012）在《当量比对带凹腔超声速燃烧室流动及燃烧特性的影响》一文中研究指出通过调节燃料氢喷射压力参数从而改变油气当量比,分别在冷态喷流与燃烧情况下计算了当量比对流场波系及燃料与空气的掺混、燃烧特性的影响.研究表明:增大当量比会增大燃烧反压,扩大上游边界层分离区,逐渐将激波串推向燃烧室进口;同时发现燃料与空气的混合性能在近场处受当量比影响较大,随当量比增大混合效果明显增强,而在远场处基本不再受当量比变化的影响;增大当量比一定程度增大射流穿透深度,但并不能明显改善燃料分布区不合理问题,导致燃烧效率随当量比单调下降;流场总压损失及凹腔阻力系数均同当量比成正比例关系,而流场摩擦阻力随当量比单调下降,且燃烧使摩擦阻力更小.(本文来源于《航空动力学报》期刊2012年08期）
高振勋,李椿萱[7]（2011）在《适用于超声速湍流扩散燃烧流动的火焰面模型》一文中研究指出为了建立适用于超声速流动的湍流扩散燃烧模型,本文首先分析了火焰面模型应用于超声速流动的物理基础,然后数值模拟了轴对称超声速射流形成的氢气/空气扩散燃烧流场,利用实验数据校正了火焰面模型中重要物理量标量耗散率的模型系数.计算结果与实验数据的对比表明,本文修正后的火焰面模型对超声速湍流扩散燃烧流动的模拟能力是令人满意的.基于火焰面模型理论以及数值模拟结果,本文首次研究了湍流脉动对平均状态方程以及化学反应源项的影响机理,得到以下结论:组分浓度和温度脉动相关项对平均状态方程影响很小;温度脉动会降低水的生成速率,但其影响较小;组分浓度脉动在接近于氧化剂一侧区域增加水的生成速率,而在另外的大部分区域会降低水的生成速率;组分浓度与温度的脉动相关作用会很大程度上降低水的生成速率.(本文来源于《中国科学:技术科学》期刊2011年05期）
杨永阳[8]（2009）在《考虑激波串的超声速流动燃烧模型》一文中研究指出目前,以吸气式发动机为动力的高超声速飞行器的相关研究成为航空航天领域的热点之一,吸气式高超声速飞行器内流场具有复杂的流动结构,其间包含着激波、膨胀波、分离流、燃料射流、气体的混合和燃烧等气动热力学现象。针对这种复杂的流动现象,近年来发展了以数值模拟为基础的计算方法;其中一维数值计算方法由于具有快速分析流场的能力被广泛地应用。本文在考虑面积变化、壁面摩擦、燃料喷射、油气混合、壁面传热以及有限速率化学反应的一维模型的基础上,发展了一种考虑预燃激波串的超声速流动燃烧模型。全文工作主要包括以下几个方面:首先,对气体的气动热力特性做了较为深入地学习研究,分别研究了量热完全气体/热完全气体以及化学反应完全气体混合物在相同来流条件下表现的各自流动特性,并研究了不同当量比氢气喷流对主流的影响。此外还模拟了氢气与主流的混合燃烧,并观察到压力前传的现象。其次,针对已有的一维计算模型无法准确预测点火点之前的壁面压力分布,本文在一维模型中引入了Billig等人提出的预燃激波串模型,并在预燃激波串与点火点之间的区域引用了William H. Heiser和David T. Pratt提出的等压燃烧模型,建立了耦合以上两个模型并结合有限速率化学反应的准一维燃烧模型,得到了改进的超声速流动燃烧模型。最后,运用本文建立的模型对公开发表的几个超燃试验进行了验证。验证结果表明:对于不同工况,本文发展的一维模型计算结果可以较好地解释试验数据所反映的物理现象,验证了模型的准确性。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2009-12-01）
孙英英,姜宗林[9]（2008）在《超声速燃烧室中流动与燃烧的相互作用》一文中研究指出本文基于碳氢燃料预混气流超声速燃烧实验研究与数值模拟两方面的工作,总结了超声速燃烧室中发生的一些流动与燃烧的相互作用现象,包括:激波与火焰相互作用、激波点火、热雍塞、着火点处诱导出压缩波及其反射压缩波与火焰的相互作用。由于流动与燃烧的相互作用直接影响超声速燃烧室中的燃烧效率与燃烧稳定性,因此有必要对超声速燃烧室中流动与燃烧的相互作用现象及其机理进一步开展系统深入的研究工作。(本文来源于《第一届高超声速科技学术会议论文集》期刊2008-12-28）
孙明波,梁剑寒,刘卫东,王振国[10]（2008）在《超声速来流凹腔上游燃料横向喷注流动混合以及燃烧特征研究》一文中研究指出采用纳米粒子散射NPLI成像技术给出了凹腔上游横向喷注气体燃料的混合流场的空间成像,利用大涡模拟计算揭示了喷流反转旋涡对与凹腔剪切层相互作用并带动燃料输运混合的机理。利用高速摄影、自发辐射成像进行实验观测研究了超声速来流凹腔上游横向喷注气体燃料的火焰稳定过程,结合大涡模拟结果归纳分析了超声速来流条件下凹腔的两种火焰稳定机制:回流区点火机制以及凹腔的triple flame稳焰机制。(本文来源于《第一届高超声速科技学术会议论文集》期刊2008-12-28）
超声速流动与燃烧论文开题报告
（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：
本文采用雷诺平均方法及SST k-ω湍流模型结合Westbrook等人提出的乙烯叁步反应模型,数值研究了入口参数变化条件下超声速燃烧室的流动与燃烧特性。燃烧室入口马赫数在1s内从2.4线性变化到1.8,总温和总压分别保持1650K和1MPa,用来模拟飞行过程中飞行器攻角发生突变时燃烧室入口的来流变化条件。研究结果表明,在燃烧室中心区域,马赫数降低使得气流速度降低、燃料停留时间增加,燃烧更为充分。而对于接近侧壁面的区域,高马赫数时燃烧室底面/侧面的角区流动分离更为显着,形成较大的涡结构,燃料能够更好地与空气混合,并进行更充分的燃烧。由此可见,燃烧室中心区与角区的流动与燃烧机制完全不同,导致马赫数变化在不同区域的影响规律不同。随着马赫数的降低,燃烧室整体的燃烧效率略有降低,从马赫数2.4的65%降低到马赫数1.8的59%。通过数值结果分析,这一变化主要是由于马赫数降低时,如果保持当量比不变,燃料流量将明显增大,因此燃料/空气混合效率有所下降。同时,释热率分布的结果显示:沿燃烧室轴向,释热主要集中在主喷注点和凹腔后缘之间。另外,壁面的高热流区域也因马赫数的降低而增大,这与燃烧特性的变化是对应的。本文初步揭示了变马赫数来流条件下,燃烧室的流动与燃烧特性变化规律,为超声速燃烧室的设计提供了参考。
（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。
超声速流动与燃烧论文参考文献
[1].刘刚,朱韶华,郭新华,田亮,徐旭.多凹腔燃烧室煤油非定常超声速燃烧流动过程研究[J].推进技术.2016
[2].程柳维,仲峰泉,张新宇.入口参数变化条件下超声速燃烧室流动与燃烧特性数值研究[C].第八届全国高超声速科技学术会议论文摘要集.2015
[3].王铁进,陈军.超声速流动燃烧气体比热比的集成传感测量技术(英文)[J].实验流体力学.2014
[4].刘朝阳.高精度WENO格式的发展及其在超声速流动与燃烧中的应用[D].国防科学技术大学.2014
[5].张林.单边扩张型超声速燃烧室凹腔流动与燃烧的数值模拟和实验研究[D].国防科学技术大学.2013
[6].贾真,吴迪,朴英.当量比对带凹腔超声速燃烧室流动及燃烧特性的影响[J].航空动力学报.2012
[7].高振勋,李椿萱.适用于超声速湍流扩散燃烧流动的火焰面模型[J].中国科学:技术科学.2011
[8].杨永阳.考虑激波串的超声速流动燃烧模型[D].南京航空航天大学.2009
[9].孙英英,姜宗林.超声速燃烧室中流动与燃烧的相互作用[C].第一届高超声速科技学术会议论文集.2008
[10].孙明波,梁剑寒,刘卫东,王振国.超声速来流凹腔上游燃料横向喷注流动混合以及燃烧特征研究[C].第一届高超声速科技学术会议论文集.2008