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11.
进一步降低燃气轮机的污染物排放就必须采用新的燃烧技术.设计的空气引射式模型燃烧室内部具有新的燃烧组织方式.火焰筒头部用非旋流高速空气引射机匣内的预热空气进行助燃,机匣内的其余冷却空气经火焰筒壁面换热后由尾部稀释孔射出,实现出口的混合调温调质.用CFD数值方法研究了模型燃烧室的无焰燃烧特性.研究结果表明新型燃烧室的各项燃烧性能优良,NOx排放远低于常规燃烧室.对低污染燃烧室设计有工程应用价值. 相似文献
12.
13.
为研究高空多喷管火箭动力系统尾焰辐射特性的可视化计算,采用耦合了Realizable k-ε湍流模型的三维N-S方程描述尾焰流动过程,化学反应速率采用湍流脉动机制和Arrhenius机制控制,采用PISO算法对多喷管动力系统尾焰流动过程进行求解,得到了尾焰流场的各项参数分布.在此基础上,运用气体辐射传输方程和SLG模型对不同方向观测面上接收到的尾焰辐射照度进行计算,得到尾焰在不同方向上的辐射特性分布,进而实现尾焰辐射特性的可视化计算.计算结果表明:高空助推器尾焰的辐射特性要明显强于芯级,其中喷管出口处尾焰的辐射特性最强,最容易被发现和识别;尾焰辐射特性的可视化计算可以有效捕捉到尾焰流场的结构,从而为尾焰的红外追踪与预警研究奠定基础. 相似文献
14.
为实现空气/煤油燃气发生器的可靠点火和稳定燃烧,采用试验与数值仿真相结合的方法对V槽火焰稳定器应用于燃气发生器时阻塞比和安装位置的选取进行了研究。发现不同阻塞比的火焰稳定器安装于燃气发生器不同位置时局部油气比可以是富油或贫油,甚至出现火焰稳定器一侧为贫油,另一侧为富油的状态。从接近当量比侧向贫油侧的热量和质量传递可以使得贫油侧的火焰稳定性能提高。钝体稳定的空气/煤油部分预混火焰存在“熄火-再点火”过程,其熄火频率为30Hz,高于贫油预混火焰的10Hz。阻塞比约0.6的V槽火焰稳定性能较好,获得了空气/煤油燃气发生器采用钝体稳定火焰时稳定器安装的特征长度范围。 相似文献
15.
基于详细化学反应机理+逐线积分法+视在光线法开展了火箭发动机喷焰流动与辐射特性研究,分析了不同化学反应机理对流动与辐射的影响,利用地面试验数据校验了模型的正确性,并详细分析了火箭发动机出口参数变化对喷焰流动及辐射的影响规律。研究结果表明:喷管出口温度增加,对流场结构影响较小,但会显著提升喷焰的复燃效应;喷管出口压强增加,会对流场马赫波系结构产生影响,但对喷焰二次燃烧影响较小;喷焰红外辐射强度会随着出口温度或出口压强的升高而增加,且红外辐射强度与出口推力正相关。 相似文献
16.
液体火箭发动机尾焰对发射平台冲击效应 总被引:2,自引:2,他引:0
为研究液体火箭发动机尾焰对发射平台的冲击效应特性,建立液体火箭发动机尾焰对发射平台冲击数值计算模型.针对液氧/煤油发动机尾焰对发射平台冲击特性,基于建立模型研究了喷管出口距离平台3,5m工况下推进剂流量和复燃对冲击特性的影响,并分析了影响差异及其产生差异的原因.结果表明:尾焰自由射流区的激波膨胀、压缩距离和壁射流区面积随推进剂流量的增大而增大;考虑复燃化学反应不仅改变了自由射流区和滞止区的形状结构,而且增大了壁射流区的面积和温度;复燃和推进剂流量均是通过影响尾焰结构对冲击特性产生影响,具体影响效果与喷管出口和发射平台间距离有关. 相似文献
17.
为考察不同反应机理对航空发动机燃烧室出口温度分布数值模拟的影响,基于小火焰模型,采用6种不同的航空煤油化学反应机理,对航空发动机燃烧室的三维两相燃烧流场进行了数值模拟。比较了各机理所预测的出口温度场和燃烧效率结果的异同,并结合试验数据进行分析,考察了各机理模拟燃烧室出口温度分布及效率的准确性。结果表明:23步反应机理和30步反应机理预测的出口温度分布及燃烧效率有较高的可信度,单步、2步、11步反应机理预测结果则与试验结果相差较大;H-O反应在反应机理中的作用非常关键,只考虑NO而不考虑其他NOx生成对模拟结果影响很小。 相似文献
18.
19.
20.
为深入研究多喷管液体火箭动力系统尾焰冲击特性,以由多喷管液体火箭动力系统构成的发射平台为研究对象,采用三维N-S方程描述尾焰冲击流动过程,采用Realizable k-ε湍流模型封闭流动方程组,并运用压力的隐式算子分割(PISO)算法进行求解,得到了火箭动力系统尾焰对不同导流面导流槽的冲击流场参数。结果表明:导流面上受冲击影响最大的是沿喷管轴线方向的正冲击区域,且助推器尾焰对导流面的冲击效应相比于芯级更加强烈。锥形导流面对多喷管动力系统尾焰具有很好的引射和导流作用,相比于楔形导流面更能降低尾焰的冲击影响,但会在流场中形成漩涡并卷吸高温燃气,可能对发射系统造成破坏,需要增加相应的热防护措施。 相似文献