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超燃冲压发动机缩比燃烧室流场数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
为了采用二维N-S方程来研究带有垂直喷射的三维问题,即拓展二维模型的适用范围,提出了一种针对喷射的简化模型,即采用源项加质来近似模拟喷射的质量添加。为了验证这种简化的可行性,针对文献中的实验条件进行了对比计算。结果表明,数值模拟与实验点符合得较好。运用以上简化模型,对放置在自由射流实验台上的缩比超燃冲压发动机燃烧室流场,采用五组元单步反应模型进行了数值模拟,得到了各主要气动参数及组分质量分数的分布,表明,根据数值模拟所得到的壁面静压值与实验壁面压力符合得较好。 相似文献
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超燃冲压发动机性能初步研究 总被引:4,自引:0,他引:4
介绍了北京动力机械研究所进行的超燃冲压发动机初步研究。该方面研究包括超声速燃烧初步试验研究、双模态超燃冲压发动机燃烧室计算模拟和试验研究、高超声速进气道研究、超燃冲压发动机模型自由射流试验研究,获得了良好的高超声速进气道和超燃冲压发动机的工作性能。 相似文献
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针对来流马赫数3.5,0°迎角飞行条件下冲压发动机的简化模型,数值模拟了进气道整流罩开启过程的非定常流动。计算采用AUSMPW有限体积格式,基于结构与非结构的混合网格技术,求解了非定常N-S方程。计算结果表明,在进气道整流罩打开以后,超声速气流会在燃烧室通道内形成振幅衰减较慢的低频剧烈振荡。在同样计算条件下采用Euler方程进行对比性研究,数值实验发现对这类大雷诺数、强非定常性的问题,Euler方程和N-S方程得到的结果相差不大。 相似文献
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为研究固体燃料超燃冲压发动机进气道与燃烧室的匹配特性,以飞行马赫数为6、飞行高度为25km为设计点对发动机各部件进行初步设计,采用数值模拟方法计算了一系列具有不同进气道内收缩比的发动机模型.结果表明:在保持燃烧室结构不变的条件下,发动机推力与比冲随进气道内压缩比增大开始显著下降,随后小幅上升;在保持燃烧室入口面积扩张比不变的条件下,发动机总体性能随进气道内收缩比的增大而提高.在满足进气道起动与燃烧室火焰稳定的前提下,发动机设计应采用尽可能大的进气道内收缩比与尽可能小的燃烧室入口面积扩张比. 相似文献
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用流动项与化学反应生成源项解耦处理的化学非平衡流动计算方法,从薄层近似三维N-S方程出发,采用ENO差分格式数值模拟了超声速冲压加速器简化模型中,高速甲烷气流从后体多个喷口射入高超声速空气流形成流场,研究了高温异质气体效应和19组分65反应模型的非平衡效应对冲压加速器表面压力分布的影响。计算表明新型解耦方法适合反应机理复杂的碳氢燃料超燃冲压发动机内部流动模拟,为开发应用软件系统打下基础。 相似文献
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以某型煤油燃料超燃冲压发动机整机模型为研究对象,对发动机外流场的流动与发动机内的流动燃烧过程开展了耦合三维数值模拟研究.燃烧室壁面静压计算结果与实验数据吻合良好,平均相对误差为4.9%,验证了数值方法的有效性.结果表明:内流场的流动燃烧状况既受到外流场捕获空气流量的限制,又会反过来影响着外流场的激波结构;泄压孔对保持发动机中各部件流量匹配起到关键作用;由于进气道内激波与边界层的相互作用以及泄压孔诱发的斜激波的影响,流场在第1处燃油喷射孔附近呈现出燃烧流场不对称特征. 相似文献
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在进行转子和整机计算时建立套齿结构接触模型会增加计算量,降低计算效率,直接将套齿结构省略又无法体现其刚
度特性变化对转子动力特性的影响。针对该问题,基于航空发动机单圆柱面套齿连接的结构和力学特征,建立了考虑构件间界面
接触状态的力学特征分析模型,提出了考虑套齿结构刚度随参数变化的简化建模方法,并与套齿接触模型进行了对比分析。建立
了单圆柱面套齿连接结构转子简化模型,开展了相应的转子动力特性试验,对比分析了拧紧力矩对转子模态频率的影响。结果表
明:转子简化模型与试验模型最大计算误差小于5%,证明套齿结构简化建模方法具有较高的可靠性和准确性,可为工程实践中高
效开展含套齿结构转子及整机动力学准确计算分析提供方法与参考。 相似文献
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为了简化基于平均值模型的喷油控制模型的计算,根据线性变参数(LPV)状态空间模型原理,在平均值模型的基础上建立了LPV状态空间喷油控制模型,利用Matlab/Simulink工具对稳态工况和瞬态工况的喷油脉宽控制模型进行仿真,最后在发动机试验台架上进行试验验证.仿真和试验结果表明:①基于LPV状态空间模型的喷油控制模型能够满足瞬态工况和稳态工况控制的要求,计算的喷油脉宽精度略低于平均值模型,由于LPV状态空间模型计算简单,能够直接应用于控制算法的设计,因此在工程中容易实现.②与插值算法相比,基于LPV状态空间模型的控制策略使发动机的动力输出有所下降,主要是由于模型简化造成进气空气流量减小引起的. 相似文献
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刷式密封摩擦生热温度场数值计算及试验 总被引:3,自引:2,他引:1
在摩擦热热源条件下建立了CFD多孔介质数值计算模型,对某型航空发动机刷式密封摩擦生热温度场进行计算分析,开展了刷式密封装置全工况条件下摩擦生热试验研究,采用红外成像技术实现了刷式密封动态温度场实时监测。根据试验结果对摩擦生热温度场计算方法进行了修正,引入了刚度修正系数,并对刚度修正系数进行了确定及验证。总结出经过试验验证的航空发动机刷式密封摩擦生热温度场计算分析及试验方法,结果表明:与全工况试验结果相比,计算误差值从48.15%减少到10.67%。 相似文献
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为了准确掌握喷管的动力学特性,提出了一种等效简化建模结合试验数据的模型修正方法。首先,将喷管的原始几何模型经过几何处理成简化模型,建立了喷管的有限元模型,对有限元模型在自由条件下进行模态计算,将得到的计算数据与测试数据对比分析,再利用测试数据对有限元模型的弹性模量参数进行修正,修正后的喷管有限元模型前9阶模态计算结果与测试结果频差在5%以内,MAC值(模态置信准则)在0.8以上。表明此方法是一种高效可行的喷管简化建模方法,既保证了精度又提高了计算效率,对其动力学特性分析、振动响应预测等方面具有重要应用价值,对于液体火箭发动机其他部件的动力学建模及分析也具有普适性。 相似文献
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非预混喷注对旋转爆震发动机影响的数值研究 总被引:7,自引:0,他引:7
为了研究真实情况下非预混喷注对旋转爆震发动机工作过程的影响,采用氢氧7组分8步化学反应的基元反应模型,忽略黏性、热传导和扩散等输运效应。对真实情况下燃料(H2)和氧化剂(Air)分开喷注的旋转爆轰发动机进行三维数值模拟,深入分析了非预混条件下的旋转爆震波流场结构,探讨了燃料喷注方式对发动机性能的影响。计算结果表明:本文方法可有效模拟燃料与氧化剂非预混喷注的旋转爆震波流场。在给定的计算条件下,不同喷注方式发动机的爆震波平均传播速度大约为1640~1840 m/s;平均推力为90~100 N;基于混合物的比冲为820~900 m/s。随着燃料喷注位置的前移,发动机性能明显提高;燃料喷注角度对发动机性能影响较小,随着喷注角度的减小,发动机性能逐渐提高,提高幅度较小;燃料双侧喷注的性能明显优于单侧喷注。旋转爆震发动机的性能与燃料/氧化剂的冷流掺混效果成正比。 相似文献
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一种简化算法的航空发动机全状态数学模型 总被引:1,自引:1,他引:0
通过一种简化的燃气空间模型对某型双转子混排加力涡扇发动机各部件进行了建模和仿真计算,并给出了详细的计算流程以及数学公式.在仿真过程中结合实际工程应用经验,对涡轮处采用一个局部的小循环迭代以减小涡轮部件内燃气空间计算的时间步长,提高计算精度.与其他数值方法相比,该简化算法避免了求解非线性方程组时大范围的循环迭代,提高了全状态数学模型的计算速度.通过仿真结果与发动机实际试车数据的对比,证明该方法有足够的计算精度. 相似文献