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101.
凹腔是高湍流度超声速燃烧的火焰稳定装置。为研究其尺寸结构及喷注位置对不同燃料燃烧性能的影响,设计了不同凹腔、不同位置横向喷注的氢及乙烯的超燃实验,拍摄了凹腔内OH.基与CH.基自发辐射火焰图像。并利用非线性分形的研究方法,分析了火焰分形维数与燃烧程度及火焰稳定性的关系。用大涡模拟方法对二维凹腔氢超燃流场进行了数值仿真,分析了凹腔流场结构,并对凹腔后缘压力时间序列进行了相空间重构,计算了其分形维数。实验及仿真结果均表明:燃烧的分形维数高时,燃料与空气接触充分,燃烧剧烈,易于火焰稳定。 相似文献
102.
为了模拟超声速气流中液体射流的雾化,发展了一种液滴破碎混合模型。该模型将Kelvin-Helmhotz(K-H)模型和Rayleigh-Taylor(R-T)波动模型耦合在一起,首先计算R-T波增长模型,当R-T模型不能导致液滴破碎时,然后计算K-H波增长模型。利用该模型对来流Ma=1.94的超声速气流中的水射流的雾化进行了数值模拟。模拟结果再现了超声速气流中射流的雾化结构,计算得到的射流穿透深度、颗粒直径分布和速度分布与实验结果吻合较好。 相似文献
103.
对Ma=1.7的空气超声速来流稳焰凹腔上游气体燃料横向喷注的流动混合特征进行了实验和数值模拟研究。在喷注的模拟燃料氦气中添加丙酮,采用平面激光诱导荧光技术(PLIF)观测了设置开式凹腔时燃料在展向和流向的空间分布。针对下游布置不同凹腔时燃料分布相似的实验结果,选取L/D=7的凹腔对其燃料混合流场进行了大涡模拟。实验和仿真结果表明:实验来流条件下喷注燃料大部分直接由喷流引起的上升反转旋涡对带走,只有小部分燃料经由喷流与凹腔流动涡结构的相互作用进入凹腔剪切层,并随剪切层运动对流进入凹腔内部。 相似文献
104.
105.
探讨了一种非常规结构的推进系统-超音通流风扇推进系统的总体性能的特征。得到:(1)其必为变涵道比循环系统, 由可变几何内、外涵通道提供对涵道比的主动控制;(2)一般的变涵道比循环推进系统超音速飞行时可获较常规系统更高的风扇增压比或风扇功率;(3)该推进系统高空单位流量推力与高度无关。简介了有关算例以说明诸点。 相似文献
106.
107.
108.
根据国内外的有关资料,提出了超音速巡航战斗机的设计思想和目标,分析了超音速巡航战斗机对作战使用的影响,指出了实现超音速巡航战斗机的关键技术,并对我国超音速巡航战斗机的发展和研究提出了一些看法。 相似文献
109.
110.