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根据试验实测的引射器极限工作点数据,分析了引射器初始段内主动射流输运特性对极限点工作参数的重大影响,提出了引射器极限工作点的实际流动模式,剖析了引射器极限膨胀比不可逾越性。从理论和试验证明,引射器在抽除射流输运质量的条件下,可以将使用膨胀比提高到远远超过极限膨胀比的广阔区域。首次获得了从低膨胀比到超越极限膨胀比限制的高膨胀比的“引射器工作状态试验特性”。 相似文献
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为适应低速风洞发动机进气道试验的大流量模拟的迫切需要,介绍了适用于4 m量级低速风洞的柱形分布式引射器的设计方案。通过ANSYS-CFX软件采用有限体积法对引射器内流场进行了数值模拟,重点优化了引射器的引射面积比、离散的喷嘴分布方式和喷嘴出口设计点总压、马赫数等参数。综合考虑引射器在风洞中的使用条件限制和吸入流量技术指标要求,完成了引射器设计。优化后的引射器方案解决了小体积、大吸入流量需求之间的矛盾。在FL-14风洞的验证试验表明,优化后引射器的最大吸入流量达到9.07 kg/s,满足4 m量级低速风洞进气道试验大流量模拟需求。 相似文献
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引射器混合室优化技术初步研究 总被引:1,自引:0,他引:1
混合室优化设计对超声速引射器引射性能的提高具有非常重要的作用。介绍了常温空气介质情况下引射器混合室不同设计参数试验件的数值模拟和实验研究结果;针对单喷嘴和多喷嘴引射器混合室收缩段长度、平直段长度及平直段截面直径等参数对引射器性能的影响作了对比分析。初步研究表明:多喷嘴引射器引射性能优于单喷嘴引射器,但多喷嘴引射器启动性能低于单喷嘴引射器;在引射器能正常启动的前提下,平直段直径越小,引射器性能更优;收缩段长度主要影响主、被动气流的混合效果,平直段长度主要影响引射器的启动性能,因此对混合室收缩段和平直段长度尺寸的设计需要根据引射器型式(单喷嘴或多喷嘴)合理确定。 相似文献
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在飞机辅助动力装置系统研制过程中,只能通过试验和计算流体力学(CFD)仿真方法对排气引射器的引射性能进行评估,且评估效率低、研制成本高,故无法获得任意工况下排气引射器的引射性能。本文提出用速度系数比β参数来描述排气引射器的引射性能,并建立了辅助动力舱冷却用排气引射器性能快速评估方法,通过CFD仿真分析对该方法的合理性和准确性进行了验证,验证结果表明,该方法可以快速、准确地评估各种地面工况下排气引射器的主流出口静压和总压、次流流量、次流出口总压等参数,且计算精度保持在2.382%以内,满足工程使用要求,大大提高了评估效率,具有较高工程应用价值。 相似文献
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气体引射器的一维流动特性计算及优化设计 总被引:6,自引:0,他引:6
本文根据射流理论、气体力学基本方程,考虑混合室进出口截面的速度损失,同时引用管内的壁面摩擦系数推导出引射器流动特性计算式,并用等面积引射器举例计算和试验对比,证明本文方法是正确。本文同时利用数学规划论的方法进行引射器的优化设计,和传统设计对比,证明优化方法节能,计算速度快。 相似文献
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描述了内引射器和环状引射器在模拟高空低压试验状态时的典型工作方式,说明了环状引射器是优于内引射器的高效引射装置。 相似文献
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本文对直升机悬停状态下下洗流场影响区域、动力舱以及发动机排气引射器进行了联合建模,采用结构化网格对计算域进行离散,采用有限体积法求解雷诺平均Navier-Stokes方程,通过数值仿真考察不同湍流模型、发动机散热、以及动力舱进口尺寸对排气引射器引射系数以及动力舱通风冷却系统内部流场的影响。结果表明,引射系数对湍流模型依赖性较小;发动机散热将导致引射气流量、引射系数减小,而且随着冷却气流进口面积的增大,这种影响将增大;增大冷却气流进口尺寸,冷却气流量增大,引射系数增大,但进口尺寸增大到一定值后,其效果已不明显。 相似文献
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根据脉冲爆震发动机(PDE)工作特点为其设计了6组不同结构的圆柱型引射器,并针对各种结构引射器,采用力传感器法对不同轴向位置处引射器的增推性能进行了实验研究,实验采用汽油为燃料,空气为氧化剂。实验结果发现,轴向位置对引射器的增推性能有非常明显的影响,当引射器入口正好位于脉冲爆震发动机出口处(0点)或位于下游1/2倍脉冲爆震发动机直径处时,系统会出现一个至少高于35%的推力增益点,但是当引射器入口从该点继续远离发动机出口位置时,推力将会急剧地下降;当引射器从0点逐渐向上游移动时,引射器的推力增益呈先下降后上升再下降的趋势,最高推力增益可达80.5%。 相似文献
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为研究同轴式喷嘴缩进深度对喷嘴流量和燃烧性能的影响,研究了缩进区内的流动、蒸发和燃烧过程,并建立了理论分析模型。对某同轴式喷嘴的计算表明,计算结果与热试数据相吻合。喷嘴缩进区内液氧蒸发量不超过1.5%。但缩进深度将引入不可忽略的缩进压力损失(本算例混合比为1时,缩进压力损失约为0.6MPa),并导致喷嘴流量特性发生变化:氢氧喷嘴流量系数随缩进深度增大而减小;氢喷嘴流量系数随混合比增大而减小,氧喷嘴流量系数则反之。缩进区能显著改善气液速度比和动量比,因而有利于雾化、混合和燃烧效率的提高。 相似文献
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径向孔型针栓喷注器相对于径向缝型针栓喷注器具有更复杂的喷雾场。为了研究径向孔型针栓喷注器的喷雾场结构,将径向孔型针栓喷注器简化为单个气体射流与液膜碰撞的针栓喷注单元,采用了背景光成像系统结合激光相位多普勒技术(PDA),以水和空气为模拟介质,对液气式针栓喷注单元的喷雾场进行了试验研究。试验结果表明,液气式针栓喷注单元喷雾的三维结构呈现“喇叭”状。根据喷雾的形成过程及液滴的分布,液气式针栓喷注单元喷雾可以划分为4个区域:碰撞区、液滴区、液雾区及液丝区。液气式针栓喷注单元喷雾的分布范围可由内边界角、外边界角、中线角及散布角表示,均随局部动量比的增大而增大。液滴区的粒子主要由碰撞过程产生,SMD较大;液雾区的粒子经碰撞过程产生后,在气动力作用下进一步雾化,SMD小。由于液雾区的速度和粒径同时受到气动力作用的影响,粒径分布与速度分布在空间上呈现负相关趋势。 相似文献
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加力燃烧室双层喷油杆内冷却气流动特性 总被引:3,自引:2,他引:1
对新型外涵引气冷却双层壁加力喷油杆的冷气流动特性进行了模拟实验,为双层喷油杆结构设计和冷却性能研究提供基础.通过对8套不同结构尺寸实验件的研究,得到了双层喷油杆冷却套管内气流流阻系数随来流质量流量的变化规律、流阻系数随双层喷油杆结构尺寸的变化规律和冷却套内气流雷诺数随进口总压的变化规律等.对8套实验件结果进行比较,综合三个因素最终选择了较为合理的新型双层喷油杆结构尺寸.这种尺寸的喷油杆流阻系数为1.2,迎风尺寸宽16mm较为合适,相同工况下冷却气的雷诺数最大. 相似文献
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