液体火箭内煤油燃烧机理简化及湍流燃烧建模研究

The ignition failure and combustion instability in liquid rocket engine combustors are the important cause of launch failures. To reveal the mechanisms of ignition, extinction and combustion instability under extreme conditions such as strong shear stress and intense phase transition, accurate modeling of kerosene combustion kinetics and multi-physics coupled turbulent combustion process is needed. Due to the shortage of reduced kerosene mechanism(s) suitable for high-resolution turbulent combustion modeling, the modeling research on kerosene fueled rocket engine has long been lagged. The complicated turbulence-chemistry interaction in rocket engine combustors is produced by the multi-physics coupled process involving flow, phase transition and combustion etc., accordingly the corresponding turbulent combustion modeling should accurately describe the influence of the above physical processes on turbulent combustion process, as well as give due consideration to computational efficiency. The major commitments of this project are 1) to reduce detailed kerosene mechanism(s) into small-size yet high-fidelity reduced mechanism(s) based on multi-objective function DRGEPSA (Directed Relation Graph with Error Propagation and Sensitivity Analysis) method, and 2) to develop multi-phase CMC (Conditional Moment Closure) turbulent combustion model and simplify it based on the local turbulence-chemistry interaction mode in order to build accurate yet efficient turbulent combustion model for numerical rocket engine combustors.

液体火箭发动机燃烧室中点火故障和燃烧不稳定性是造成发射失败的重要原因。为了揭示强剪切和剧烈相变等极端条件下的点火、熄灭和燃烧不稳定性产生机制，需要对煤油燃烧化学反应动力学和多物理耦合湍流燃烧过程准确建模。由于适用于高分辨湍流燃烧模拟的煤油简化燃烧反应机理的欠缺，煤油火箭发动机的模拟研究长期以来处于滞后状态。火箭发动机燃烧室内复杂湍流化学反应交互作用关系受流动、相变和燃烧等多物理耦合过程共同作用，相应地湍流燃烧建模既要准确描述上述物理过程对湍流燃烧过程的影响，又要兼顾计算效率。本项目研究主要致力解决的问题是：1）基于多目标函数DRGEPSA(耦合误差传递与敏感性分析的直接关系图法)方法对煤油详细反应机理进行简化以得到小尺寸高保真度简化机理；2）发展多相CMC（条件矩封闭）湍流燃烧模型并结合流场局部湍流化学反应交互作用模式进行模型简化以建立准确高效的数值火箭发动机燃烧室湍流燃烧模型。

建立准确、高效描述燃烧室内复杂碳氢燃料燃烧化学反应和多物理耦合湍流燃烧过程的预测机理/模型是数值火箭发动机燃烧室研制的关键前提和基础。煤油的燃烧化学反应特征时间与湍流特征时间尺度相当，因此耦合多步机理、反映局部受湍流影响化学反应状态，同时又满足计算代价适合大规模工程计算需求的湍流燃烧模型是火箭发动机燃烧室建模的关键。现有研究中小尺寸高保真度煤油简化机理比较欠缺，且湍流燃烧计算效率有待提高，这是本研究着力解决的制约发动机燃烧室建模的关键问题。为了对煤油燃烧化学反应动力学和多物理耦合湍流燃烧过程准确建模，本项目研究主要致力解决的两个基础科学问题是：1）基于多目标函数优化方法对煤油详细反应机理进行简化得到了目前国际上尺寸最小（19组分53步基元反应）同时在三个模拟层次均具有高保真度的骨架机理；2）在CMC（条件矩封闭）湍流燃烧模型的基础上，基于分区湍流燃烧模拟的概念发展了动态分区火焰面模型（DZFM），实现了对流场局部湍流化学反应交互的准确表征，同时整体上极大提升了湍流燃烧模拟的的计算效率，为各类发动机燃烧室的准确高效建模提供了独特的解决思路。研究中基于所发展的煤油骨架机理和湍流燃烧模型，在国际上首次开展了亿级网格规模的煤油超声速燃烧大涡模拟研究，获得了美国航空航天学会（AIAA）最佳论文奖。对以煤油为代表的碳氢燃料湍流燃烧过程进行了深入的分析，揭示了真实气体效应、可压缩效应和对称性缺失等对流动和燃烧特性的影响。研究还基于自主模型发展了发动机燃烧模拟计算平台，对实际工程问题的数值优化提出了基于自引射原理的两火箭发动机旋流喷嘴等专利。