航空发动机燃烧室燃烧流场大涡模拟的研究.pdf

1、为了解航空发动机燃烧室内部气流速度、温度以及污染物浓度分布，本文分别对模型加力燃烧室、环形燃烧室火焰筒燃烧流场及包括扩压器、内外环冷却通道在内的某航空发动机模型燃烧室整体流场进行大涡模拟。分别数值研究了不同的进口条件、亚网格尺度模型以及差分格式对燃烧流场的影响。亚网格尺度湍流模型包括：代数亚网格尺度模型、k 方程亚网格尺度模型和混合尺度模型等三种亚网格尺度湍流模型；亚网格EBU燃烧模型、G方程小火焰模型、亚网格二阶矩代数模型与亚网格二阶

2、矩输运方程模型等四种亚网格燃烧模型以及NO和CO亚网格污染物生成模型。在交错网格体系，大涡模拟二维直角坐标系和贴体坐标系下模型加力室预混燃烧流场。采用TTM与分区法生成三维贴体网格，在非交错网格体系与三维任意曲线坐标系下，分别对燃烧室预混燃烧和两相喷雾燃烧流场进行大涡模拟，发展了一种即时传递信息的多区域耦合法求解瞬态燃烧室流场。把欧拉－拉格朗日大涡模拟方法应用于航空发动机燃烧室两相喷雾燃烧流场，对于气相采用欧拉方法处理，分别采用混合差分

3、格式和QUICK格式对气相控制方程进行离散，并用SIMPLE算法进行求解；液相采用随机离散模型，应用四阶龙格-库塔法求解油珠运动方程，在拉格朗日坐标系下追踪各油珠群沿各自轨道运动、质量损失及能量变化过程；气液两相之间的耦合采用PSIC算法。数值研究了不同主燃孔布局对单头部矩形燃烧室两相喷雾燃烧流场以及污染特性的影响。 本文以MPI作为并行平台，编制了相应的大涡模拟并行计算程序，采用并行算法对模型加力室与环形燃烧室的燃烧流场进行

4、大涡模拟，通过对单机计算结果与并行计算程序计算结果的比较可知，并行计算程序结果与单机结果一致，并且并行计算可以大大减少计算时间，其加速比基本上随处理器个数线性增加。 为了验证大涡模拟计算结果，本文分别对模型加力燃烧室和单头部矩形燃烧室进行了相应的燃烧实验，采用粒子图像测速仪（PIV）测量了矩形燃烧室主燃区的速度矢量场；实验研究不同进口油气比及主燃孔布局对燃烧流场与污染特性的影响。实验研究不同进口温度与油气比对模型加力燃烧室燃烧