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121.
在考虑有限速率化学反应的准一维Euler方程基础上,通过增加截面面积变化、壁面摩擦和添质的源项,发展了适用于超燃燃烧室性能分析的准一维计算方法。依次以中国空气动力研究与发展中心(CARDC)和日本国家航空与航天实验室(NAL)的氢燃料燃烧室模型作为验证算例,分别采用传统的一步反应模型和发展的有限速率反应模型,模拟了燃烧室流场,并基于NAL燃烧室,计算分析了不同当量比和进口压强对燃烧室流动特性的影响。结果表明:两种方法都能得到与实验数据吻合良好的结果;和一步反应模型相比,有限速率反应模型不仅可以更细致地捕捉流场细节,而且能够初步分析化学非平衡效应的影响;对于NAL燃烧室,当量比≥0.6时,压强随当量比的升高而增大,当达到1.0时,反压已推进隔离段,且推进速度随当量比增大而增加;进口压强不大于110.444kPa时,反压随进口压强增大而升高,且当反压不小于82.833kPa时,反压被隔离在等直段燃烧室入口处;过小的当量比和过大的进口压强均会导致燃烧室出口马赫数严重下降,甚至出现亚声速出流状态。 相似文献
122.
航空动力百年回顾(四) 总被引:3,自引:0,他引:3
5 涡轮风扇发动机 2 0世纪 5 0年代初 ,前苏联的РД9Б和美国的J5 7发动机分别配装的米格 1 9和F1 0 0歼击机的飞行速度都超过了声速 ,达到 1 3 5 0~ 1 45 0km/h ;5 0年代后期 ,Р1 1Ф -3 0 0和J79发动机各自配装的米格 2 1和F4歼击机的飞行速度都超过 2倍声速 ;60年代 ,美国的J5 8发动机配装的SR71高空高速侦察机和前苏联的P3 1发动机配装的米格2 5战斗机的马赫数达到 2 .7~ 3 .0 ;70年代投入航线的英法合作研制的奥林帕斯 5 93发动机配装的“协和”号是 2倍声速的大型客机 ,从伦敦飞到纽约仅需 3h2 0min。这些都是加力式涡喷… 相似文献
123.
李继保 《燃气涡轮试验与研究》1993,6(3):26-31
为研究气泡雾化喷嘴在环形燃烧室上的应用,设计了多喷口泡雾化喷嘴,并在常压下,测量了液雾特性,同时研究了喷口口径及个数对液雾特性和流量分布的影响。结果表明,多喷口气泡雾化喷嘴能产生良好的液雾,喷嘴下游,沿喷嘴长度方向,液雾的SMD及流量分布也较均匀,保持喷嘴压降不变,改变喷口口径及喷口个数,对液雾特性和流量分布无明显影响。 相似文献
124.
从工程实用观点出发,引入考虑主流紊流度影响的经验关系式,对McNally程序的前驻点、层流区计算方法和转捩模型进行了改进;引入“紊流度粘性”和间歇因子的概念,并综合考虑压力梯度、紊流度和进、出口雷诺数等因素对转捩的影响。对STAN5程序的层流区和过渡区计算方法进行了改进,采用相似解方法计算前驻点区的流动和换热,作为STAN5程序的初始条件。用改进的程序,对C3x、MKⅡ、Turner、Daniels和VKI叶型,在多种工况下的二维外边界层流动和换热进行了计算研究,分析和比较了程序中积分法和差分法的特点,总结出一套适用于工程设计计算的方法和程序。 相似文献
125.
126.
采用气固耦合算法对液体火箭发动机推力室再生冷却通道的流动与传热过程进行了三维湍流流动与传热数值模拟,冷却工质为氢气,其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化。应用大涡模拟及标准k-ε双方程模型两种湍流模型分别进行数值模拟,详细揭示了再生冷却通道固体区和流体区内的速度场和温度场,并在不同的计算网格数目下对两种湍流模型的计算结果进行了对比。结果表明,在相同的网格条件下,标准k-ε双方程模型与实验数据的吻合精度比大涡模拟模型更好,且满足工程计算精度。随着网格数的增加,大涡模拟的计算精度逐渐得到改善。 相似文献
127.
128.
研究了通道进口雷诺数和总出流比对带肋和双排出流孔通道流量系数和压力分布的影响。实验研究的通道入口雷诺数为3×104~1.5×105,通道总出流比为0.09~0.22。结果表明:通道总出流比较小时,流量系数沿流向减小。通道进口雷诺数增加,流量系数先增加,之后基本不变;通道总出流比较大时,流量系数基本不变;各工况下总压系数沿流向依次经历迅速减小、基本不变、继续减小的过程;沿流向各位置上的总压系数在通道进口雷诺数为6×104~9×104时最小;出流比增大,沿流向各位置上的总压系数随之增大。 相似文献
129.
130.