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为分析射流管伺服阀射流管喷嘴高压射流区的特性,建立了射流管伺服阀前置级数学模型,得到了射流管偏移值、射流管喷嘴半径和接收孔半径对接收器压力分布、喷嘴出口流速及接收器的左右孔恢复压力的影响规律.流场分析发现射流管喷嘴的高速射流出口处容易产生旋涡,且存在环状负压效应.结果表明:高压射流状态下,射流管喷嘴半径增大,恢复压力增加;接收孔半径增大,恢复压力降低.接收孔半径与射流管喷嘴半径之比的最佳取值区间为[1.3,1.5].当射流管偏移值增大时,在偏移值增大一侧,射流管与接收孔之间的有效流体接收面积增大,射流管与接收孔之间的流体旋涡扩大,内部流场环状负压效应增加,接收孔恢复压力降低. 相似文献
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针对超燃燃烧室中的燃料掺混问题,采用基于雷诺平均Navier-Stokes的数值模拟方法分析了考虑来流边界层条件下的燃料横向射流流场特征及其掺混特性.研究发现:对于确定的来流边界层,燃料喷射存在一个临界动压比.当动压比低于该临界动压比时,增大来流边界层能明显提高燃料的穿透深度和掺混效率.而当动压比大于该临界动压比时,来流边界层厚度对燃料的穿透深度和掺混效率几乎没有影响.对于所研究的流动状态,该临界动压比约为0.900.在相同动压比下,所选厚来流边界层条件下的总压恢复系数仅约为薄来流边界层的0.93倍.其中,来流边界层内的摩擦损失是造成超燃燃烧室低总压恢复的主要因素,而改变来流边界层厚度对喷流及下游流场总压损失造成的影响相对较小. 相似文献
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为了研究射流预冷喷射装置方案的降温性能及敏感性,以涡轮基组合循环发动机(TBCC)射流预冷技术为研究对象,提出由低流阻翼型结构的喷杆和雾化喷嘴组成的射流预冷喷射装置方案。利用FLUENT软件对射流预冷喷射装置方案进行了数值模拟,获得该装置在不同喷嘴布局下的流场特性,以流场均匀性、阻塞比、压力损失、温降等性能指标评选最优方案。经过初步分析,蒸发距离、气体来流温度、液滴粒径和喷射流量会对蒸发过程产生影响,因此采用DOE结合数值模拟计算,对各影响因素对降温量和蒸发量进行敏感性评估。分析结果表明:喷射后的温降情况受射流流量、气体来流温度和蒸发距离的影响明显,分别约为65%、20.4%和1.3%;受液滴粒径的影响不明显,约为0.21%。在后期的试验过程中,应充分考虑喷射流量、气体来流温度和蒸发距离对温降的影响。 相似文献
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为了研究动量比、韦伯数对射流穿透深度的影响,利用激光诱导荧光(PLIF)技术对航空煤油的穿透特性进行了试验。液态航空煤油通过直径为0.5mm的直射式喷嘴喷射入横向气流,Nd:YAG激光器产生266nm激光用于激发煤油诱导荧光。试验空气压力范围为0.3~0.6MPa,温度358K,动量比范围为10~40,韦伯数范围为170~340。试验结果表明:不同压力下,穿透深度随动量比增加而增加;在本文的工况范围下,韦伯数对射流穿透深度无显著影响。通过对试验数据的分析处理,获得了射流穿透深度关于动量比、韦伯数和轴向距离的经验关系式。 相似文献
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超声速冷态流场液体射流雾化实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
采用全息诊断和高速纹影,对不同来流总压、来流马赫数、喷孔直径和喷射压力等条件下超声速冷态流场液体射流雾化进行了研究。初步了解了超声速流场中液体射流的雾化过程和机理,得到了射流的Weber数和Oh数等雾化参数,比较了不同条件下射流穿透高度的差异,得到了液滴平均直径和数量密度的空间分布。研究表明:射流表面不稳定波的增长是超声速流场中射流破碎的主要原因;射流与气流的动量通量比和喷孔直径影响射流穿透高度,动量通量比和喷孔直径增加都会增加穿透高度;实验中液体射流的雾化过程非常迅速,在喷嘴下游20mm处,直径0.5mm的射流就破碎成平均直径10μm左右的液滴群,随着液滴向下游运动,平均直径逐渐减小,平均直径和数量密度分布逐渐均匀。 相似文献
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基于Hartmann谐振腔的雾化喷嘴声场流场特性 总被引:1,自引:0,他引:1
采用试验与数值模拟相结合的方法研究了谐振腔孔径、谐振腔深度、谐振腔与射流喷孔距离以及喷嘴压比(NPR)对基于Hartmann谐振腔(HRT)的气动式超声波雾化喷嘴外部流场及声场的影响.结果表明:当喷嘴压比大于2时,喷嘴压比增大对声场频率影响较小;当喷嘴压比小于2时,谐振腔依然能够产生高频声场,但其频率较高喷嘴压比时产生的小.当谐振腔深度小于1倍射流喷孔孔径时,此时高频声场主要由射流的不稳定性引发,声场频率与谐振腔深度经验关系式此时并不适用;当谐振腔孔径大于1.75倍射流喷孔孔径时,声场频率大小有降低趋势.谐振腔与射流喷孔距离与声场频率关系紧密,当谐振腔放置在自由射流压力增大区域时,才可获得理想高频声场. 相似文献
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用数值方法研究了温度比对受限垂直射流穿透深度的影响。发现进口温度比是独立于动量比以外的重要影响参数。在一定的动量比下,冷射流垂直射入高温来流中,受热膨胀加速,动量较等温射流增加,从而穿透深度增加;热射流垂直穿入冷主流中,受冷却而减速,动量减少,导致穿透深度减小。 相似文献
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为深入认识喷嘴间距对燃气轮机燃烧室贫油熄火和气动性能的影响,基于典型的双旋流扩散燃烧喷嘴设计了喷嘴位置连续变化可调的双头部模型燃烧室。实验测量了不同初始当量比条件下喷嘴间的最大传焰距离,分析了火焰传播的动态过程;此外还研究了喷嘴间距对贫油熄火当量比、反应流场和方均根速度场的影响。实验结果表明:当量比每增加0.1,无量纲最大联焰间距增大0.2左右,并且喷嘴间的联焰过程大致可分为四个阶段;单喷嘴的贫油熄火当量比大于任意喷嘴间距下双喷嘴的贫油熄火当量比;随着喷嘴间距的减小,贫油熄火当量比先减小后增大;另外,喷嘴间距减小导致射流合并,气流径向速度抵消变小,中心射流速度峰值增大以及回流区尺寸缩小;随着喷嘴彼此靠近,喷嘴间的方均根速度变大,分布区域变广。 相似文献
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为了优化冲压发动机燃油系统的设计,对高速高温空气来流横向射流条件下直射式喷嘴燃油轨迹进行试验研究和理论分析,试验采用PIV拍摄油雾场,经过Matlab图像处理后获取穿透边界,获得不同空气来流压力(0.17~0.28 MPa)、来流温度(400~750 K)、来流速度(43.641~109.420 m/s)、喷孔直径(0.77~1.00 mm)、燃油压力(1.2~2.7 MPa)下燃油轨迹的变化规律。结果表明:空气来流参数中的温度、压力以及喷油参数中的喷孔直径、燃油压力等对穿透深度均有影响。在试验范围内,随着空气温度或压力增加,燃油穿透深度减小;随着喷油孔径或喷油压力增加,燃油穿透深度增加。通过对燃油粒子和空气来流动量比关系的分析,获得用于预测燃油轨迹的无量纲关系式。 相似文献
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供油压力和滑油温度对某航空齿轮润滑喷嘴射流特性的影响 总被引:1,自引:2,他引:1
为了研究供油压力和滑油温度对喷嘴射流扩散角和射流流量的影响,采用基于FLUENT软件的大涡数值模拟方法对喷嘴三维射流流场进行了两相流仿真和单相流仿真,分别通过高速可视化和喷射滑油称重的方法测量了喷嘴射流扩散角和射流流量,并用测量结果对两相流仿真和单相流仿真进行了合理性验证.当供油压力和滑油温度作为多因素单变量分别在0.1~1.0MPa,50~110℃范围内增加时,射流扩散角在沿喷孔轴线距喷孔出口100mm范围内近似为零,并且射流流量非线性增加.结果表明:在喷嘴实际使用工况范围内,供油压力和滑油温度的变化对射流扩散角的影响很小;供油压力和滑油温度的交互作用对射流流量的影响较大;射流流量等值线上存在使供油压力和滑油温度的波动对射流流量的影响最小的供油压力和滑油温度组合. 相似文献
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矢量偏转对轴对称喷管性能的影响 总被引:2,自引:0,他引:2
采用有限体积法对不同偏转角和不同压比下的三维轴对称矢量喷管内外湍流流场进行数值模拟,结果表明:在相同压比下,轴对称喷管各性能参数与喷管偏转角基本成线性关系,并且在不同压比下偏转角对性能参数的影响不同,在小压比工况下偏转角对性能参数的影响大于大压比工况;在同一偏转角度下,随着喷管压比的增大,推力系数呈现出先减小后增大再减小的趋势,而矢量角却增大后减小.利用最小二乘曲面拟合技术,建立了该轴对称矢量喷管性能的数学模型,确定了各性能参数与压比及偏转角的多项式函数关系,逼近精度较高,具有一定的工程应用价值. 相似文献
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结合飞/发一体化设计理念,以提升红外隐身性能为目的,引入横向掺混技术进行尾喷管构型设计。应用计算流体力学(CFD)数值仿真方法,分别分析了圆形喷管和矩形喷管流场温度分布,并提取矩形喷管中心面,研究喷管带小孔壁板偏折角对尾流冷却效果的影响。研究结果表明:相对于入口热流温度,矩形喷口降温率约为30%,尾气流喷出后偏向两侧流动,高温核心区体积快速衰减;圆形喷口降温率约为10%,尾气流喷出后沿轴向一直保持圆柱形,高温核心区体积衰减缓慢。矩形喷口主动冷却效果明显高于圆形喷口,更有利于实现飞/发一体化的热管理及红外隐身。同时,中面带小孔壁板偏折角的大小与主动冷却效果也存在密切关系。 相似文献
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针对大涵道比涡扇发动机,开展了其排气系统气动型面参数化设计方法和气动性能的研究。通过控制外涵、内涵喷管流道的中心线形状和流通面积,设计了外涵、内涵分开排气喷管气动型面。采用数值模拟的方法模拟了喷管的流场结构,并分析了外涵落压比和自由流马赫数对喷管推力系数的影响。在自由流马赫数为0.050时,推力系数随外涵落压比的增大而增大,在自由流马赫数为0.785时,推力系数随外涵落压比的增大而减小;在外涵落压比相同时,自由流马赫数越大,核心机舱外罩b段与尾锥b段所受轴向力在喷管总推力中所占比例越大,对喷管推力系数的影响也增大。 相似文献