液体射流在超声速气流中雾化机理的大涡模拟研究

In a supersonic combustion ramjet (Scramjet), the atomization of liquid fuel determines the mixing of fuel and air, and thus plays an important role in combustion performance of engines. This project aims to develop a compressible twophase flow Large Eddy Simulation (LES) algorithm for investigation of the atomization mechanism of a liquid jet in supersonic air flow. In this LES methodology, an interface tracking method is used to directly resolve the deformation and breakup of the interface. In order to poperly treat the discontinuity of pressure, density and viscosity across the interface, Ghost Fluid Method and Liquid Velocity Extrapolation method are used in the discretisation of the governing equations. The experimental study of single droplet breakup in supersonic air flow is carried out, and the experimental data will be used to validate/improve the developed LES methodology by comparing with the simulation results. The developed LES algorithm is then applied to simulate the atomization of liquid jet in supersonic air flow. The role of Rayleigh-Taylor instability, Kelvin-Helmholtz instability, and Plateau-Rayleigh instability in the liquid jet atomization will be examined, and the influence of turbulence and shocks on the liquid jet atomisaiton will be investigated. A physical model for the atomization of liquid jet in supersonic air crossflow will be proposed, which can significantly support the design of injectors in Scramjet.

在超燃冲压发动机中，液体燃料的雾化过程决定着燃料与空气的混合效果,对发动机的燃烧性能有着重要影响。本项目旨在通过发展一种可压两相流大涡模拟算法,数值研究液体射流在超声速横向气流中的雾化机理。在两相流数值算法中，利用界面跟踪方法直接求解气液界面的变形和破碎；采用虚拟流体法和流体速度外推法处理界面两侧压强、密度和粘性的不连续性；重点发展验证适用于两相流大涡模拟的亚格子涡粘性模型和亚格子表面张力模型。本项目通过开展超声速气流中液滴破碎的试验测量，并与数值仿真结果进行比较，以验证和改进所发展的两相流大涡模拟算法。最后对液体射流在超声速横向气流中的雾化过程开展数值仿真，分析R-T不稳定、K-H不稳定、P-R不稳定等多种不稳定机理在液体射流雾化过程中的作用，并研究湍流和激波对雾化的影响规律，建立超声速横向气流中液体射流雾化的数学模型，为超燃冲压发动机喷注系统的优化设计提供理论基础和数据支持。

在采用液体碳氢燃料的超燃冲压发动机中，超声速气流中液体燃料的雾化过程决定着燃料与空气的混合效果，进而影响发动机的点火启动、燃烧稳定性和燃烧效率，对超燃冲压发动机性能有着重要影响。本项目发展了一种基于界面跟踪方法的两相流大涡模拟算法,数值仿真液体射流在超声速横向气流中的雾化过程。本项目根据超燃冲压发动机燃烧室内流动特点，采用可压流求解器求解超声速气流，采用不可压流求解器求解液相，并发展了气相求解器和液相求解器在界面处的正确耦合求解方法，实现了超声速雾化的高精度高稳定性两相流求解算法。本项目通过高速摄影试验观测了超声速气流中液滴的破碎过程，并通过大涡模拟仿真了超声速气流中液滴的变形破碎，通过对比仿真结果和试验结果，验证了所发展的两相流求解器。由于超声速气流的可压缩性，超声速气流中的液滴破碎与亚声速气流中的液滴破碎存在着明显的区别。研究表明超声速气流中液滴破碎临界韦伯数大于亚声速气流中的液滴破碎临界韦伯数，且超声速气流中液滴变形成液盘所需时间长于亚声速气流中液滴变形成液盘所需时间。本项目开展了超声速横向气流中液体射流雾化的大涡模拟，数值再现了液体射流的表面破碎和液柱破碎过程，捕捉到了液柱迎风面表面波产生和发展过程。通过对比表面波波长和Rayleigh-Taylor不稳定波长，证明了Rayleigh-Taylor不稳定导致了表面波的产生。本项目通过数值仿真研究了激波对在超声速横向气流中液体射流雾化的影响，提出了相应的数学模型。本项目通过数值仿真揭示了超声速气流中液体射流的雾化机理和雾化规律，对超燃冲压发动机燃料喷注方案的优化设计有重要的指导作用。