臺灣博碩士論文加值系統

本論文使用有限體積法，以Reynold平均求解Navier-Stokes方程，計算模擬超音速燃燒衝壓引擎(Scramjet Engine)外部進氣壓縮坡道至內部燃燒室的流場。並利用非預混燃燒模型(Non-Premixed Combustion Model)進行燃燒反應，用以模擬超音速燃燒之過程。
在極音速飛行條件下，空氣由進氣壓縮坡道經震波壓縮後進入燃燒室並與注入的燃料產生燃燒反應，最後經由噴嘴噴出產生推力。本研究主要探討有關燃燒室中當流體在超音速條件下進行燃燒的熱流現象。研究前期我們透過二維非定常模擬可觀察出外部震波成型的順序，其後固定氫氣注入的總壓與總溫，僅改變2.50、2.75與3.00等三種不同注入馬赫數，並觀察注入速度的變化對燃燒流場所造成的影響，結果發現注入速度將影響其注入震波偏轉的角度，間接影響到它們於壁面反射的次數與重合的位置。注入的速度也影響火焰燃燒的厚度，氫氣注入速度越快則火焰厚度越薄。研究後期我們建立出三維的燃燒室構型，並使用非定常模擬來觀察超音速燃燒流場中三維火焰的外型，進一步擷取燃燒室三種不同剖面之計算數據並以流線方式呈現燃燒之熱流現象，發現震波的反射與交錯對於超音速燃燒流動方式有著密切的關聯。

This study describes using the finite volume method to solve Reynold average Navier-Stokes Equations, in order to simulates the flow field of external intake compression ramp to the internal combustion chamber on a supersonic combustion ramjet engine(Scramjet Engine). And this thesis uses non-premixed combustion model to simulate the combustion reaction process of supersonic combustion.
The operation theory of supersonic combustion ramjet engine is that in hypersonic flight conditions, air compressed by shock waves pass into the combustion chamber and produce combustion reaction with fuel. The flow through nozzle exchange for thrust at last. This research focuses on the phenomena of heat flow in the combustion chamber when the fluid combusts in the supersonic conditions. Previous study observes the sequence of external shock wave development through two dimension unsteady simulations with non-fuel injection. After that, the research observes the influence of Hydrogen injection velocity interact the combustion field by maintaining the total pressure and total temperature of fuel and changing the injection mach number to 2.5, 2.75, 3.0. This study discovers injection speed influence the deflection angle of shock wave. It indirectly affects times of shock reflection and merged position on the wall. The injection velocity also affects the thickness of the flame. Hydrogen injects more faster, the flame thickness become thinner.
The research further explores a three-dimensional combustion chamber, and uses unsteady simulation to observe the shape of flame in the three-dimensional supersonic combustion flow field. Then we acquire the combustion phenomena of profile section through the presentation of streamlines for the combustion chamber along the axial channel. This research discovers the supersonic combustion flow patterns closely linked with shock waves reflection and intersection.

誌謝 I
摘要 II
Abstract III
目錄 IV
圖目錄 VI
表目錄 X
符號說明 XI
第一章 前言 1
1.1 物理問題描述 2
1.2 文獻回顧 2
1.2.1 超音速燃燒衝壓引擎研究概況 3
1.2.2 氫氣注入超音速燃燒流場之相關研究 4
1.2.3 針對HyShot超音速燃燒衝壓引擎之研究 6
1.3 研究動機與目的 7
1.4 研究工作 8
1.5 研究流程 9
第二章 問題假設與計算方法 10
2.1 問題假設 10
2.2 控制方程 10
2.3 離散方法 13
2.4 紊流計算模型 15
2.4.1 雙方程 SST紊流計算模型 15
2.4.2 四方程Transition SST紊流計算模型 18
2.5 燃燒模型 22
第三章 物理模型與計算條件 24
3.1 物理模型 24
3.2 計算區域與計算網格 25
3.2.1 初步計算區域之網格 25
3.2.2 縮小計算區域之網格 26
3.2.3 兩種計算區域網格之比較 27
3.3 初始邊界條件 29
3.4 燃料注入條件 32
3.5 考慮三維效應之超音速燃燒衝壓引擎內流場邊界條件及網格 34
第四章 結果與討論 36
4.1 網格測試及選定紊流模型 36
4.1.1 初步計算區域之網格測試 36
4.1.2 縮小計算區域之網格測試 37
4.1.3 選定紊流模型 39
4.2 進氣壓縮坡道外流場 40
4.3 氫氣燃料注入HyShot-II之超音速燃燒流場 43
4.3.1 HyShot-II超音速燃燒流場之壓力分布 43
4.3.2 HyShot-II超音速燃燒流場之溫度分布 61
4.3.3 HyShot-II超音速燃燒流場之下壁面剪應力分布 76
4.4 考慮三維效應下氫氣注入HyShot-II內流場之超音速燃燒 80
4.3.1 三維內流場之網格測試 80
4.3.2 三維HyShot-II超音速燃燒內流場之火焰結構 81
4.3.3 三維HyShot-II超音速燃燒內流場之各剖面下之物理現象 83
4.3.4 三維HyShot-II超音速燃燒之內流場產物與火焰的關係 88
4.5 二維算例與三維算例間之差異 92
第五章 總結與未來展望 94
5.1 總結 94
5.2 未來展望 95
參考文獻 96
附錄 99