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以轴对称前涵道引射器为基础,提出了一种非轴对称前涵道引射器方案。为了比较非轴对称和轴对称前涵道引射器在热混合效率,引射系数和总压恢复方面的不同,采用数值模拟的方法对不同掺混角度和进出口压比的模型进行了计算,并得到引射器的性能参数变化规律。结果表明,在开口面积不变的情况下,增大气流的掺混角度会使前涵道引射器的热混合效率降低,总压恢复系数减小,引射系数也有较大的减小;在亚临界时,随着进出口压比的增大,引射器的热混合效率和总压恢复系数逐渐变大,引射系数则会减小,并且相同条件下,非轴对称前涵道引射器与轴对称前涵道引射器相比,热混合效率提高,总压恢复系数和引射系数分别会减小大约2%和20%。 相似文献
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为民用飞机应急滑梯充气系统中高压引射器设计提供依据,应用Ansys Workbench软件、计算流体力学(CFD)对一种径向吸气的多喷嘴引射器进行建模与流体仿真计算。研究了喷嘴数、混合室长径比、混合室与喷嘴流通面积之比对该引射器引射性能的影响。仿真结果表明,适当提高喷嘴数,提高长径比和在低背压时提高面积比都能有效提高引射器引射比,其中面积比的影响最为显著:在300倍面积比、8.6k Pa背压时,引射比可达2.49。但在高背压下,过大的面积比将使引射器性能变差。此外,通过对仿真结果的云图分析,发现径向吸气引射器混合流量中心区域流速过高的缺陷,需要改善。 相似文献
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本文对直升机悬停状态下下洗流场影响区域、动力舱以及发动机排气引射器进行了联合建模,采用结构化网格对计算域进行离散,采用有限体积法求解雷诺平均Navier-Stokes方程,通过数值仿真考察不同湍流模型、发动机散热、以及动力舱进口尺寸对排气引射器引射系数以及动力舱通风冷却系统内部流场的影响。结果表明,引射系数对湍流模型依赖性较小;发动机散热将导致引射气流量、引射系数减小,而且随着冷却气流进口面积的增大,这种影响将增大;增大冷却气流进口尺寸,冷却气流量增大,引射系数增大,但进口尺寸增大到一定值后,其效果已不明显。 相似文献
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针对考虑多因素综合影响的引射器优化问题,基于引射器函数法,深入研究了静压协调函数的数学特性并分析了其数学曲线上的奇异点。在此基础上,通过程序设计和基准推进归纳法得到了多分支工作特性曲线,分析了不同分支下解的特性。另外结合工作特性曲线重点研究了混合室背压、主次流总压比和混合不均匀度对引射性能的影响,提出了静压特性曲面、临界曲线的设计概念。通过试验数据对比分析验证了引射器函数法的可靠性。结论表明:靠近临界曲线工况时引射器设计性能较好;混合不均匀度对引射性能影响重大,不均匀度为1.5时对比理想状态,引射系数最大误差达到32.73%;考虑壁面摩擦设计时需对摩擦因数公式模型进行修正。研究结果为引射器优化设计提供了重要指导。 相似文献
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针对波瓣混合器进行了一系列的数值计算和模型实验研究,揭示了带拐弯混合管对波瓣混合器性能的影响.实验结果表明:混合管长径比小于2时,带拐弯混合管会造成高温气流在出口截面呈月牙形分布,月牙形包围着一个回流区,该回流现象对引射性能不利,计算结果则验证了该气流分布,认为带拐弯混合管降低了波瓣混合器的引射效率,为改善其引射性能,应该加长混合管使得混合管的长径比大于等于2.计算结果还发现了波瓣混合器的最佳长径比为2,且该值不随面积比变化,和最佳长径比为6的圆管混合器相比,波瓣混合器可以有效缩短混合管的长度.另外,进一步给出了引射比与长径比的拟合关系式. 相似文献
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为了探索引射器在航空发动机空气系统中的应用可行性,采用标准k -ω模型并求解雷诺平均Navier-Stokes方程组的数值方法,分析了流动参数对发动机冷却用引射器引射系数、压力损失系数及引射性能综合参数的影响。结果表明:膨胀比由9增大至10.1,引射系数增大了66%;膨胀比由15.2增大至20.2,引射系数降低了19%;压力损失均不断增大。临界压缩比随着膨胀比的增大而增大;压缩比小于临界压缩比时,低膨胀比较高膨胀比的引射系数大约75%、压力损失小约1%,综合引射性能好;压缩比大于临界压缩比时,高膨胀比的压力损失系数降幅更小,综合引射性能恶化幅度更大。温比由1增大至3,低膨胀比下引射性能综合参数增大了16%,高膨胀比下引射性能综合参数先减小了1%再增大了8%。 相似文献
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脉冲爆震发动机引射模态数值模拟和验证 总被引:3,自引:1,他引:2
针对脉冲爆震发动机地面启动问题,采用非稳态二维轴对称数值模拟的方法对多循环火箭式脉冲爆震发动机引射模态,即爆震管加直管引射器的引射过程进行了研究。同时通过爆震引射的实验获得引射比作为比较参数。引射比的计算结果与实验数据基本吻合。提出了爆震非稳态引射的3个阶段和相应的3种作用机制即:激波的压缩加速;射流卷吸;惯性和压差作用,并为下一步主爆震管燃油喷注位置提供了设计依据。 相似文献
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为研究零二次流引射器结构参数如何影响其启动性能,采用数值方法模拟求解了引射器流场,并分析了引射器从启动到不启动的典型工作状态。结果表明:扩压器入口面积与引射喷管喉部面积之比Ad/At和第二喉道收缩比Ast/Ad是影响引射器性能的首要因素,其次是第二喉道长径比Lst/Dst和第二喉道入口的位置Ld/Dd。Ad/At越大,扩压器入口斜激波越强,总压损失越大,临界启动压比越大,越难以启动;Ast/Ad越小(大于其临界收缩比)则临界启动压比越小,越易于启动。 相似文献
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为了研究利用火箭作为引射器的引射式火箭冲压发动机的性能及内部流动机理,建立了一维总体性能计算模型,对火箭冲压组合发动机的性能参数进行了数值计算;此外,又基于CFD技术,对火箭冲压组合发动机的内部流场进行了数值仿真。总体性能计算结果表明,引射式火箭冲压发动机可以产生推力增益和提高比冲;流场计算结果表明,火箭主流与二次空气流在引射掺混过程中参数匹配是合理的。由此可见,所建立的计算模型是正确合理的,采用火箭发动机和亚燃冲压发动机的组合方式是可行的。 相似文献
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RBCC飞行器爬升段轨迹设计方法 总被引:7,自引:2,他引:5
火箭基组合循环(RBCC)的发动机推力与飞行轨迹相互影响,导致飞行器轨迹设计与发动机性能分析存在耦合作用。对RBCC飞行器爬升段的轨迹设计方法进行研究,提出了基于马赫数-动压参考曲线的轨迹设计方法。对非均匀有理B样条(NURBS)曲线进行了定义补充,以用于描述具有任意形状的马赫数-动压参考曲线,并对参考曲线的各控制参数选取方法进行了研究;建立了基于二分法求解迎角并实现轨迹方程求解的算法流程。利用提出的轨迹设计方法对空中载机发射的RBCC飞行器进行了爬升段轨迹设计与分析,计算结果表明:(1)马赫数-动压参考曲线法考虑了发动机性能与飞行轨迹的耦合作用,能够适用于RBCC飞行器爬升段的轨迹设计;(2)引射模态低速段(Ma<2.0)消耗的推进剂质量超过爬升段的50%以上,是发动机性能优化的关键;(3)引射模态推进剂流量最大值与最小值之比达到了6.3;(4)当飞行马赫数达到1.7后引射模态下的来流空气冲压作用超过了一次火箭的引射作用,在保证空气捕获方面占主导地位。 相似文献
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为了研究气流参数和几何参数对TBCC发动机引射工作过程的影响,基于CFD技术,采用数值求解N-S方程的方法,开展了对TBCC发动机引射工作过程的数值模拟研究。基于TBCC发动机引射过程数值模拟结果的分析,可以发现:随着引射段主流(涡轮发动机排出气流)的进口气流角度增加,总压和马赫数的分布趋于均匀,但是总压损失逐渐增大,因此在TBCC发动机引射段结构设计时,不应使涡轮发动机的排气角度过大。存在一个最小的引射段长度Lmin,当引射段长度小于Lmin。时,随着引射段长度的增加,总压损失显著增大;当引射段长度大于Lmin时,随着引射段长度的增加,总压损失基本不发生变化。 相似文献
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为了降低靶机的生产成本,提高靶机发动机的推重比,建立了基于固体火箭引射式组合发动机模型,其结构包括固体火箭与再燃室,两者之间的布局可分为固体火箭内置式和固体火箭外置式,为了优化发动机布局结构,采用再燃室定量加热方法模拟发动机工作过程,分别对内置式及外置式布局发动机进行了数值计算。计算结果表明:在相同的入口引射面积条件下,随着加热量的增加,内、外置式发动机引射效率都降低,内置式布局发动机推力基本不变,外置式布局发动机推力逐渐增大,具有较高的推力及推力增益(最高达到39.3%);由此可知,外置式发动机具有更好的推力性能。为了进一步优化外置式布局发动机,分别计算了引射口尺寸L与固体火箭出口直径D之比(L/D)为1/6,2/6,3/6,4/6,5/6,6/6的六种工况。结果表明:随着L/D从1/6增大到6/6,引射效率、推力及推力增益呈现先增大后减小的趋势,在L/D为4/6时,发动机引射效率和推力达到最大,此时发动机性能最优。 相似文献