共查询到19条相似文献,搜索用时 78 毫秒
1.
2.
3.
为研究富氢/富氧燃气同轴双剪切气-气喷嘴设计参数对燃烧性能和燃烧室热载的影响,采用正交试验设计方法对这些参数进行组合,数值模拟单喷嘴燃烧室流场,并以燃烧长度、燃烧室壁面和喷注面板处平均燃气温度为指标评价燃烧性能和热载.结果表明:燃氧速度比对燃烧性能和燃烧室热载影响最显著,中心氢流量比例对燃烧室热载影响非常显著,氧压降比对喷注面板处燃气平均温度的影响也很显著,而喷嘴出口壁厚对喷嘴性能影响不明显.燃氧速度比和氧压降比的交互作用对喷嘴性能有一定影响,而其他设计参数之间的交互作用对喷嘴性能影响非常小.最短燃烧室长度为117.9mm,最低壁面燃气温度及面板燃气温度分别为1637.7K和806.6K. 相似文献
4.
5.
6.
基于航空发动机主燃烧室扇形试验,针对点火喷嘴特性以及火焰筒大孔射流的改变对主燃烧室性能的改善情况进行了研究。试验中进行了点火用喷嘴匹配方案对燃烧室熄火性能,以及火焰筒大孔面积变化对燃烧室贫油熄火、燃烧效率和出口温度场性能影响的研究。研究结果表明:在供油系统设计中采用放大型点火喷嘴可改善主燃烧室贫油熄火性能;增大火焰筒主燃孔的面积可提高燃烧室的燃烧效率,改善出口温度场分布,而贫油熄火特性将变差;增大掺混孔的面积可提高燃烧室的燃烧效率,改善出口温度场分布,拓宽燃烧室的熄火动界. 相似文献
7.
针对利用旋转齿轮对燃烧过程施加高频声学扰动的方法,为获得其对同轴离心喷嘴燃烧室声学特性的影响,设计了一种带辅喷管的单喷嘴扁平燃烧室,分别在冷试和热试工况下研究了旋转齿轮声学扰动装置对燃烧室声学特性的影响。冷试中当扰动频率等于燃烧室某振型的特征频率时燃烧室内出现驻波特征振荡。热试重点关注了煤油蒸气/富氧空气燃烧过程对声学扰动的响应,改变扰动装置的位置可改变声压波节线的方向,实现推进剂喷入位置为声压波腹或声压波节。研究表明,一阶切向声学振荡对同轴离心喷嘴与声压波腹的相对位置敏感,煤油蒸气/富氧空气燃烧过程易受声压波动的影响,推测液氧煤油补燃循环发动机内的高频燃烧不稳定性可能易被声压波动激发。 相似文献
8.
9.
10.
将原型使用-10#柴油的燃气轮机燃烧室改为使用天然气燃料的燃烧室,遵循对原型机改动量最少的原则,只对燃油喷嘴做改动设计,其余部分不做改动。为了解改型机的喷嘴与燃烧室的匹配特性,设计了三种不同孔径的天然气喷嘴(气体喷嘴开孔大小决定了燃料的喷射速度、燃料的浓度分布,进而影响燃烧室的燃烧性能),并在改型机上进行燃烧性能试验研究。试验结果表明:改烧天然气后,设计状态燃烧效率增加,但出口温度分布有所变差,而对壁面温度分布影响不大;通过对燃烧性能进行对比分析,天然气3#喷嘴的综合燃烧性能最优。 相似文献
11.
为了深入理解同轴气-气喷注器气流混合机理,利用粒子图像测速仪(PIV)系统对同轴直流式和同轴离心式气-气喷注器开展了流动显示实验,研究了喷注器关键设计参数对气流混合扩散过程的影响规律.实验结果表明:对于同轴直流式喷注器,氧/氢动量比决定着气流接触面上卷吸作用的大小,动量比越大,卷吸作用越强,混合效果越好;对于同轴离心式喷注器,气流的旋度控制着气流的混合过程,旋度越大,混合效果越好.可以通过减小外环喷注压降或者给中心喷孔一定的缩进距离来增大旋度,增强旋流作用,加强气流的混合. 相似文献
12.
13.
14.
基于液体喷嘴动力学理论,对燃烧室压力振荡引起同轴喷嘴混合比振荡的动态过程进行了理论分析,推导得到了混合比振荡与燃烧室压力振荡之间的传递函数。通过算例计算了液氧煤油双组元喷嘴混合比对室压振荡响应的传递函数的幅频特性。结果表明:混合比振荡幅值随着振荡频率的增加呈现先增加,后减小的趋势。传递函数值随供应系统压力的升高而增大,随喷嘴压降的升高而减小。混合比振荡最大幅值所对应的频率不随供应系统压力和喷嘴压降变化而改变,说明此频率是由双组元喷嘴的特性决定的。 相似文献
15.
为了研究气动斜坡喷注器在提高掺混、点火及稳定火焰方面的作用,通过数值仿真方法,对气动斜坡及单孔直喷/燃气发生器2种方案冷流掺混流场进行了对比研究。结果表明:气动斜坡方案在燃烧室中能形成更强、更复杂的流向涡结构,对增进燃料掺混作用明显;在燃烧室后半段2种方案羽流面积相差不大,但是气动斜坡方案燃料质量中心在燃烧室中心区域附近,直喷方案燃料质量中心更靠近燃烧室上壁面,气动斜坡方案燃料分布更加均匀,到燃烧室出口处,掺混效率比直喷方案的高约10%;与直喷方案相比,气动斜坡方案对主流的影响更小,总压恢复性能优于直喷方案的,在燃烧室出口处,总压恢复系数比直喷方案的高约10%。 相似文献
16.
17.
18.
A direct performance comparison between the four-hole aero-ramp injector and single transverse injector in a dual-mode scramjet combustor was conducted. The mixing characteristics of two injectors were calculated by solving the three-dimensional (3-D) compressible Reynolds-averaged Navier-Stokes equations (RANS), with the help of the shear-stress-transport (SST) k-ω turbulence model. The numerical results show that the far field mixing efficiency of the aero-ramp injector is higher than that of the single transverse injector. High enthalpy vitiated air was heated to a total temperature of 1200K by hydrogen-oxygen combustion, entering the isolator entrance at a Mach number of 2.0. Non-reacting experimental conditions involved sonic injection of nitrogen to safely simulate ethylene injected into the combustor at a jet-to-free stream momentum flux ratio of 2.6. Schlieren photographs were obtained to analyze the shock structure around the injectors. Reacting test conditions involved sonic injection of ethylene at the jet-to-free stream momentum flux ratios ranging from 0.5 to 2.7. High speed camera was used to capture the flame structures in the near-field combustion. The experimental results show that the aero-ramp injector produce sustained combustion over a wider range of fuel-air ratios than the single transverse injector. At the identical jet-to-free stream momentum flux ratio, the aero-ramp has a larger isolator margin than the single transverse injector, demonstrating a better ability for avoiding overflows. However, the air specific impulse and total temperature recovery of two injectors, which are calculated by the one-dimensional (1-D) performance analysis code, are almost identical. 相似文献