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71.
对涡轴发动机短环直流燃烧室进行了突扩区和火焰筒头部间流场试验研究。采用LDV多谱勒激光测速仪测量了燃烧室头部的时均速度场和各测量点的紊流强度,并绘制了流谱。通过对七种不同结构方案扩压器进行试验,研究了几何参数和前置扩压器出口气动参数变化对突扩区和火焰筒头部间速度场以及各点紊流强度、旋涡位置与大小的影响。通过流场分析找出各参数对燃烧室性能影响的规律。本试验结果可为涡轴燃烧室的优化设计提供可靠的有应用价值的试验依据。 相似文献
72.
通过实验找出Y-TZP陶瓷超塑性变形的最佳温度、初始应变速率及最大的变形量,并求出应变速率敏感性指数m值。利用得到的最佳工艺参数制造出陶瓷环形件样件。 相似文献
73.
月球极轨探测器轨道方案设计 总被引:1,自引:0,他引:1
首先介绍了一种当前技术较为先进的奔月转移轨道方案-定相环形轨移轨道,指出了其优缺点及可行的轨道修正方案,然后确定了对月观测型探测器轨道设计原则,并采用定相环形奔月转移轨道,从总体方案的角度给出了一个月球探测器轨道设计方案,提出了具体的设计与分析方法,最后以某月球探测器为例进行了计算,给出了设计结果。 相似文献
74.
用实验方法研究了火焰筒式煤粉燃烧室头部进气规律对燃烧效率的影响。通过对6种结构的头部配气方案的分析比较,得出了煤粉燃烧室合理的头部配气方案,为今后煤粉燃烧室的设计和工作状态的选择提供了重要的实验依据。 相似文献
75.
76.
基于中小发燃烧室常用的斜切孔+径向叶片式涡流器,结合滑动弧的产生位置,开展了4种方案的旋转滑动弧涡流器设计及加工,并完成了冷态放电试验及点火试验验证。放电试验结果表明:4种方案的涡流器均能在预设位置产生稳定的旋转滑动弧。三头部点火试验结果表明:方案4的点火效果最好,其最小点火油气比低于常规点火方法。方案2次之,方案3仅能在较低的参考速度下实现燃烧室的点火,方案1的点火效果最差。滑动弧当地的气流速度及油气分布对点火效果影响显著,建议滑动弧处的气流速度不超过20 m/s。 相似文献
77.
为研究旋流驻涡燃烧室的燃烧性能,设计了3种旋流器方案(基准型、小流通面积和外加套筒),在进口温度493 K、常压条件下,采用RP-3航空煤油作为燃料,凹腔当量比在0.8~1.8之间,开展了热态试验。结果表明:基准型和小流通面积的主燃区火焰为脱体火焰,而外加套筒则为V型驻定火焰,且小流通面积和加套筒的主燃区火焰更加集中。燃烧效率方面,基准型最低,而小流通面积最高,试验中获得的最高燃烧效率为96.3%。随着凹腔当量比的增加,基准型的燃烧效率不断增加,而小流通面积的则先基本不变,随后略有增加,外加套筒的则先快速增加,然后缓慢增加。此外,小流通面积的冷态总压损失高于基准型,在进口马赫数为0.31时,两者的冷态总压损失分别为7.2%和4.5%。 相似文献
78.
为加深对航空发动机燃烧室中湍流燃烧过程的理解,采用不同建表方法的火焰面模型对航空发动机模型燃烧室内的湍流燃烧过程进行数值模拟,包括层流火焰面数据库的构建和反应进度变量的PDF类型两个方面。其中,层流火焰面数据库的构造方法包括基于扩散火焰的FPV和基于预混火焰的FGM模型,反应进度变量的PDF类型包括δ和β分布。LISA和KHRT模型分别用于模拟液膜和液滴的破碎过程,非平衡Langmuir-Knudsen模型用于模拟液滴的蒸发过程。LISA模型得到的液膜破碎距离约为4.6mm,液滴直径在文氏管出口下游迅速减小到10μm左右,并在头部出口下游附近完全蒸发。通过与相干反斯托克斯喇曼散射(CARS)和可调谐二极管激光吸收光谱(TDLAS)测量温度的对比,验证了FPV和FGM模型的精度,并表明在流动变化较大的位置FPV模型具有更高的精度,而其他位置FGM模型具有更高的精度,采用β分布作为反应进度变量PDF的模型,可以有效提高温度的预测进度,而且主燃区内的误差基本都在5%以内。此外采用β分布作为反应进度变量PDF的FGM模型,可以更好地描述未燃混合物被回流燃气点火的过程,而且反应进度变量的PDF类型比层流火焰面数据库构建方法的影响更为显著。 相似文献
79.
80.