一种用于超燃冲压发动机的湍流燃烧模拟方法

本发明涉及湍流燃烧模拟、超燃冲压发动机设计，具体是一种用于超燃冲压发动机的湍流燃烧模拟方法。

背景技术：

1、近年来，高超声速飞行器技术已成为世界各航空航天大国研究和关注的热点。高超声速飞行器技术的核心是超燃冲压发动机技术。由于实验费用和设备条件所限，很难获得超声速燃烧的丰富实验数据，特别是高超声速燃烧目前仅有少数实验设备，所以数值计算成为一种研究超燃冲压发动机内部流动和燃烧的有效手段。数值计算可以获得试验中无法观测的发动机内部燃烧流动细节并进行定量研究，是揭示燃烧流动机理不可或缺的手段，而且在某些情况下(如针对大尺度发动机的研究)是唯一可以采用的有效手段。跟试验测量相比，数值计算具有方便快捷、节约成本、能够揭示物理机理、能够快速优化设计的优势。近年来，随着计算机技术和计算流体力学/计算燃烧学(computation fluid dynamics/computation combustion dynamics，cfd/ccd)的飞速发展，超燃冲压发动机燃烧流动过程数值计算已逐步成为与地面试验、飞行试验同等重要的发动机技术研究手段。

2、超燃冲压发动机数值模拟一个关键技术就是湍流燃烧过程的模拟，目前主要有以下几种处理方式：一是层流有限速率化学反应；二是pdf类方法；三是高效火焰面类方法。

3、层流有限速率化学反应模型的思路非常简单直观，即直接忽略湍流与化学反应的相互作用，在形式上仍保持arrhenius形式，而只将温度和组分浓度用雷诺平均和空间滤波值代替。由于忽略了湍流与化学反应的相互作用，在很多时候会引入很大的误差，导致计算结果精准度下降，无法捕捉到很多重要的现象和过程。超燃冲压发动机内通常呈现为强湍流环境，因此层流有限速率化学反应模型在很多情况下均有产生明显的局限。

4、pdf方法从湍流脉动的随机本质出发，以随机的观点处理湍流流场，通过引入概率密度函数(pdf)，推导、模化和求解物理量的联合pdf输运方程来获知湍流场中物理量的单点统计信息。pdf方法理论完备，精确的pdf输运方程由n-s方程直接推导得到，不存在额外的假设。然而pdf方法存在两个明显缺点：一是数值处理比较困难；二是计算量大，从而限制了其在工程实际中的应用。

5、火焰面类方法由于具有计算效率高、物理直观等优点，在工程实践上受到广泛应用。但是，传统火焰面模型是从亚声速燃烧状态发展而来，此时气体具有不可压缩性，而超燃冲压发动机内的流动具有强可压缩性，剧烈燃烧形成的预压缩激波串进一步加剧了流场中的压力和温度分布不均匀性，这些不均匀性对火焰面模型在超燃冲压发动机湍流燃烧中的精度和可靠性具有显著的影响，必须予以充分的考虑。如图1所示，发动机燃烧入口处气流参数是ma1、p1、t1，经过激波串压缩之后，到达湍流燃烧区的实际气流参数应该是ma2、p2、t2，若直接采用已知的入口压力p1和温度t1生成火焰面数据库势必引起显著的误差。由于超燃冲压发动机内的燃烧近似为等压燃烧，因此在激波串之后整个湍流燃烧区附近压力基本一致，在火焰锋面前后压力几乎没有变化，从而可基于当地压力与入口压力比值对火焰面方法进行压力非均匀修正。然而，考虑温度非均匀性的影响则很困难，因为湍流燃烧区附近存在很大的温度梯度，处于火焰锋面不同位置的温度相差非常大，难以区分当地温度变化是激波串压缩引起的还是由于燃烧放热本身引起的。现有方法集中在对压力的修正上，对超燃冲压发动机内温度t非均匀性关注较少，也没有行之有效的方法处理温度不均匀效应。

技术实现思路

1、针对上述现有技术中的不足，本发明提供一种用于超燃冲压发动机的湍流燃烧模拟方法，可同时有效处理激波串压缩引起的压力和温度非均匀效应。

2、为实现上述目的，本发明提供一种用于超燃冲压发动机的湍流燃烧模拟方法，包括如下步骤：

3、步骤1，对目标超燃冲压发动机内流道进行仿真，拟合得到隔离段内温度比和压力比的相关曲线；

4、步骤2，根据来流工况，确定燃烧室压力范围内的多个建库压力，并基于步骤1中的相关曲线与建库压力得到相应的建库氧化剂温度；

5、步骤3，将燃料喷注静温作为建库燃料端温度，并基于步骤2中的建库压力及相应的氧化剂温度建立多压力多温度耦合的第一火焰面数据库，并对第一火焰面数据库进行滤波处理得到各压力、氧化剂温度对应的第二火焰面数据库；

6、步骤4，任意选取一第二火焰面数据库作为基准库，并得到各第二火焰面数据库相对于基准库的缩放系数；

7、步骤5，在cfd时间推进求解过程中，基于各第二火焰面数据库及其对应的缩放系数，依据当地压力线性插值得到与当地压力相匹配的第三火焰面数据库，完成超燃冲压发动机的湍流燃烧模拟。

8、在其中一个实施例，步骤1中，所述拟合得到隔离段内温度比和压力比的相关曲线，具体为：

9、对目标超燃冲压发动机的隔离段在不同来流马赫数和不同背压下进行仿真计算，得到隔离段出入口平均温度比与反压比的分布并进行拟合，得到隔离段内温度比和压力比的相关曲线

10、其中，tout为隔离段出口的平均温度，tin为隔离段入口的平均温度，pout为隔离段出口的反压，pin为隔离段入口的反压。

11、在其中一个实施例，步骤2中，所述确定燃烧室压力范围内的多个建库压力，具体为：

12、在来流工况下，在隔离段内选取若干沿程截面，并测到各沿程截面的压力作为建库压力，为{p1,p2,…,pn}，其中，p1<p2<···<pn，p1为隔离段入口截面的压力，n为建库压力的数量。

13、在其中一个实施例，步骤2中，所述建库氧化剂温度为{t1,t2,…,tn}，其中，t1为隔离段入口截面的平均温度；

14、各建库氧化剂温度的计算过程为：

15、

16、其中，i＝2～n。

17、在其中一个实施例，步骤3中，所述对第一火焰面数据库进行滤波处理得到各压力、氧化剂温度对应的第二火焰面数据库，具体为：

18、采用设定型pdf对第一火焰面数据库进行系综平均，得到各压力、氧化剂温度对应的第二火焰面数据库其中，即为压力pj、氧化剂温度tj所对应的第二火焰面数据库，j＝1～n，n为建库压力或建库氧化剂温度的数量。

19、在其中一个实施例，步骤4中，基于参数分布的相似性得到各第二火焰面数据库相对于基准库的缩放系数，为{α1,α2,…,αn}，其中，αj即为第j个第二火焰面数据库相对于基准库的缩放系数。

20、在其中一个实施例，步骤5中，依据当地压力线性插值得到与当地压力相匹配的第三火焰面数据库，具体为：

21、获取当地压力plocal，并确定当地压力在建库压力中所属的区间，即plocal∈(pk,pk+1)，其中，k＝1～n-1；

22、线性插值得到与当地压力相匹配的第三火焰面数据库，为：

23、

24、式中，为与当地压力plocal相匹配的第三火焰面数据库，为基准库。

25、与现有技术相比，本发明具有如下有益技术效果：

26、简单易行，相比于多压力火焰面模拟方法，能够在不增加计算和存储量的情况下考虑隔离段预压缩产生的影响，从而进一步提高超燃冲压发动机内超声速湍流燃烧的计算精度；

27、物理效应考虑真实、完整，相比于多压力火焰面模拟方法，在建库时进一步考虑了激波串预压缩带来的温度变化，可同时有效处理激波串压缩引起的压力和温度非均匀效应。