高雷諾數(shù)超聲速混合層標(biāo)量輸運(yùn)與擴(kuò)散特性研究進(jìn)展

1、1高雷諾數(shù)超聲速混合層標(biāo)量輸運(yùn)與擴(kuò)散特性研究進(jìn)展高雷諾數(shù)超聲速混合層標(biāo)量輸運(yùn)與擴(kuò)散特性研究進(jìn)展?沈赤兵12，石少平3，馮軍紅12（1.國防科技大學(xué)航天科學(xué)與工程學(xué)院，湖南長(zhǎng)沙410073；2.國防科技大學(xué)高超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，湖南長(zhǎng)沙410073；國防科技大學(xué)訓(xùn)練部，湖南長(zhǎng)沙410073）摘要：組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部的富燃燃?xì)馀c空氣的混合過程具有高雷諾數(shù)、超聲速混合的特點(diǎn)，混合層內(nèi)的溫度、組分濃度等標(biāo)量輸運(yùn)與擴(kuò)散過程是制約氣氣混

2、合與燃燒過程的重要因素。高雷諾數(shù)條件下，混合層內(nèi)的湍流尺度、動(dòng)量與標(biāo)量輸運(yùn)和擴(kuò)散、渦形態(tài)、標(biāo)量界面演化呈現(xiàn)更為復(fù)雜的物理機(jī)制。本文闡述了超聲速混合層標(biāo)量混合在組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)中的應(yīng)用背景，綜述了超聲速混合層以及超聲速混合層標(biāo)量混合過程的國內(nèi)外研究進(jìn)展，針對(duì)高雷諾數(shù)超聲速混合層標(biāo)量輸運(yùn)與擴(kuò)散特性研究中存在的不足提出了解決辦法，指出了該領(lǐng)域值得深入開展的研究方向。關(guān)鍵詞：組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)；超聲速混合層；標(biāo)量混合；雷諾數(shù)；強(qiáng)化混合中圖分類號(hào)：V4

3、37文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A文章編號(hào)：15100008ScalartransptdiffusionstudyprogressofsupersonicmixinglayerwithhighReynoldsnumberSHENChibing12SHIShaoping3FENGJunhong12(1.CollegeofAerospaceScienceEngineeringNationalUniversityofDefenseTechnologyChan

4、gsha410073China；2.ScienceTechnologyonScramjetLabatyNationalUniversityofDefenseTechnologyChangsha410073China；3.TrainingDepartmentNationalUniversityofDefenseTechnologyChangsha410073China)Abstract：Themixingprocessesoffuelri

5、chgasairinthecombustofcombinedcycleenginewasviewedasthesupersonicmixinglayerwhichwasfeaturedbythehighReynoldsnumber.Meoverthetransptdiffusionprocessesofscalarsincludingtemperatureconcentrationwereimptantfactsfcontrolling

6、thegasgasmixingcombustionprocess.UnderhighReynoldsnumbertheturbulencescalethetransptdiffusionofscalarvtexshapescalarinterfacialareaofthemixingflowfieldrevealedmecomplexphysicalmechanisms.Inthispapertheapplicationbackgrou

7、ndofthescalarmixinginthesupersonicmixinglayeronthecombinedcycleenginewasintroducedthestudyprogressofthesupersonicmixinglayerthescalarmixingprocessinthesupersonicmixinglayerbothathomeabroadwassummarizedthenthemethodsfcoun

8、teractingtheshtcomingsofthestudyonscalartransptdiffusionacteristicsofsupersonicmixinglayerwithhighReynoldsnumberwereproposed.Finallysomedirectionsbeingwthstudyingdeeplyinthefieldwerepointedout.Keywds：combinedcycleengines

9、upersonicmixinglayerscalarmixingReynoldsnumberintensifyingmixing.?收稿日期：收稿日期：2015109基金項(xiàng)目：基金項(xiàng)目：國家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目（11572346）作者簡(jiǎn)介：作者簡(jiǎn)介：沈赤兵（1968—），男，博士，研究員，博士生導(dǎo)師。Email:cbshen@nudt.高效氣氣摻混與燃燒組織技術(shù)是組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)急需突破的關(guān)鍵技術(shù)，而發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部的富燃燃?xì)馀c空氣混合過程可抽

10、象為高雷諾數(shù)超聲速標(biāo)量混合物理現(xiàn)象。高雷諾數(shù)下的溫度、組分濃度等標(biāo)量輸運(yùn)與擴(kuò)散過程仍然是制約氣氣燃燒的重要因素。隨著高超聲速飛行器的興起和發(fā)展，以超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為工程牽引，可壓縮混合層以及超聲速混合層獲得了長(zhǎng)足的發(fā)展；混合層發(fā)展的三個(gè)方面，混合層穩(wěn)定性分析、數(shù)值仿真以及實(shí)驗(yàn)研究都日臻成熟；許多重要的結(jié)論，包括混合層的慣性不穩(wěn)定、擬序結(jié)構(gòu)的出現(xiàn)與演化以及混合層增長(zhǎng)率受到壓縮性抑制等都得到了普遍的認(rèn)可和應(yīng)用。但是近些年，隨著新型3混合層研究

11、開始于上世紀(jì)40年代，采用的最為基礎(chǔ)的研究方式是理論分析[5]，根據(jù)剪切層方程進(jìn)行混合層下游速度、厚度等一些基本參數(shù)的推導(dǎo)。Townsend(1956)[6]發(fā)展了混合層的相似理論，認(rèn)為混合層在足夠高的雷諾數(shù)和足夠長(zhǎng)的流向距離內(nèi)，混合層的平均速度分布輪廓、雷諾應(yīng)力等統(tǒng)計(jì)量只取決于自相似變量，與流向距離x無關(guān)，接近于相似解，則認(rèn)為混合層發(fā)展為自相似狀態(tài)（“selfpreserving”）。隨著Michalke(1964)[7]線性穩(wěn)定性分

12、析得出混合層的無粘不穩(wěn)定特性，Brown和Roshko(1974)[8]擬序結(jié)構(gòu)的發(fā)現(xiàn)以及近代數(shù)值仿真技術(shù)的興起，混合層的研究逐漸形成的最主要的三種手段：理論研究（線性穩(wěn)定性分析），實(shí)驗(yàn)研究和數(shù)值仿真。在混合層研究中，最為關(guān)心的一個(gè)參數(shù)是混合層增長(zhǎng)率。研究發(fā)現(xiàn)，在混合層自相似區(qū)域內(nèi)，混合層呈線性增長(zhǎng)趨勢(shì)。Abramowich（1963）[9]和Sabin（1965）[10]提出了常密度、不可壓縮流體的混合層增長(zhǎng)率關(guān)系式：(1)11drC

13、dxr?????式(1)中，δ為混合層厚度，r＝U2U1為兩股氣流的速度比，Cδ為常數(shù)。此關(guān)系式也可稱為AbramowichSabin關(guān)系式。雖然這個(gè)關(guān)系式可較好地應(yīng)用于不壓縮混合層中，但是，Birch和Eggers（1973）[11]在研究可壓縮混合層中發(fā)現(xiàn)，由于關(guān)系式中密度為常值，因而未能準(zhǔn)確預(yù)測(cè)超聲速混合層的混合增長(zhǎng)率抑制過程。為了考慮密度變化的影響，Brown（1974）[12]通過研究平板混合層導(dǎo)出并驗(yàn)證了應(yīng)用更為廣泛的混合層

14、增長(zhǎng)率。(2)(1)(1)1drsCdxrs??????在隨后的實(shí)驗(yàn)研究中，Konrad（1976）[13]進(jìn)一步證實(shí)了混合層增長(zhǎng)率和密度比（s＝ρ2ρ1）的相關(guān)性，并認(rèn)為混合層上下邊界處的卷吸過程并不對(duì)稱。以此為基礎(chǔ)，Dimotakis(1986)[14]認(rèn)為Brown(1974)[12]提出的混合層的增長(zhǎng)與卷吸理論和Konrad的實(shí)驗(yàn)結(jié)果不符的原因是未考慮混合層發(fā)展的不對(duì)稱性，由此，他提出了混合層空間增長(zhǎng)率的計(jì)算公式，并總結(jié)了對(duì)于自

15、然發(fā)展的自由剪切流混合層增長(zhǎng)率式中的系數(shù)Cδ的范圍。盡管如此，Brown和Roshko(1974)[8]在研究低速不可壓和超聲速流中，在相同的密度和速度比下，增長(zhǎng)率仍存在明顯的差異，說明壓縮性單獨(dú)地影響著混合層的增長(zhǎng)率。Bogdanoff(1983)[15]基于大尺度渦結(jié)構(gòu)的速度（相對(duì)于自由流）首次提出了幾何平均馬赫數(shù)概念，Papamoschou和M?Roshko（1988）[16]通過實(shí)驗(yàn)用一個(gè)特定的參數(shù)界定自由剪切層中的壓縮性效應(yīng)，

16、并以此為基礎(chǔ)定義了兩股氣流的對(duì)流馬赫數(shù)Mc：(3)12121212cccUUUUUUMaaaa???????(4)122112cUaUaUaa???上式中，a1、a2分別為氣流1和氣流2的當(dāng)?shù)匾羲?。文獻(xiàn)[16]提出了規(guī)范化的可壓縮混合層增長(zhǎng)率（定義為可壓縮混合層增長(zhǎng)率與不可壓混合層增長(zhǎng)率之間的比值），從而將傳統(tǒng)的影響增長(zhǎng)率的三個(gè)主要因素（速度比、密度比以及對(duì)流馬赫數(shù)）分割成為兩個(gè)關(guān)系式，第一個(gè)是不可壓縮混合層增長(zhǎng)率關(guān)系式，即可采用不可壓

17、混合層增長(zhǎng)率計(jì)算公式進(jìn)行計(jì)算，第二個(gè)關(guān)系式是將對(duì)流馬赫數(shù)作為壓縮性參數(shù)對(duì)不可壓縮混合層增長(zhǎng)率進(jìn)行壓縮性修正。隨后，第二個(gè)關(guān)系式可通過實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)（Dimotakis1991[17]；Papamoschou1992[18]）進(jìn)行擬合或者從直接數(shù)值模擬（Vremanetal.1996[19]）結(jié)果中進(jìn)行提取。當(dāng)然一些研究者[20]仍然對(duì)對(duì)流馬赫數(shù)這一參數(shù)提出了質(zhì)疑，認(rèn)為其不能準(zhǔn)確反映壓縮性對(duì)混合層增長(zhǎng)率的影響規(guī)律，并提出了新的壓縮性參數(shù)。此外，