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亚燃燃烧室稳态工作过程数值研究 总被引:3,自引:2,他引:1
采用Fluent流场计算软件,对液体亚燃冲压发动机燃烧室的稳态工作过程,包括点火前的冷流场与点火后的两相反应流场进行数值模拟研究。首先,通过二维计算,对比研究两种不同阻塞比燃烧室方案的冷流损失特性与回流区特性,进行方案初选。随后,对选型后方案进行两相反应流场计算,研究燃烧室热态工作过程的温度场、燃油分布与燃烧效率的一般规律,比较并选择适合的燃油供应方案;最后,对燃烧室进行三维详细结构的建模并计算。计算结果很好地揭示了燃烧室内的流动和燃烧过程,与试验数据吻合较好。 相似文献
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为了研究一种适用于亚燃冲压发动机燃烧室的蒸发式火焰稳定器方案,采用PDF燃烧模型对其燃烧特性及供油匹配进行了流动及两相燃烧数值模拟与分析,重点研究了不同主燃区/局部供油匹配以及不同主燃区供油浓度分布等对燃烧性能的影响,获得了燃气温度峰值与均匀性相对优化的供油方案。 相似文献
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某型蒸发式稳定器气动及燃烧特性研究 总被引:3,自引:0,他引:3
为解决亚燃冲压发动机在高速低温来流条件下的可靠点火、火焰稳定和高效燃烧问题,对某型蒸发式火焰稳定器分别进行了冷态流场和燃烧流场的数值研究,并与常规V型火焰稳定器进行了对比分析。研究结果表明:在给定范围内,蒸发式稳定器随来流速度的增大,总压恢复系数和停留时间明显减小,回流区长度、回流率和燃烧效率变化不大;与相同槽宽的常规V型火焰稳定器相比,回流率明显减小,总压恢复系数、回流区长度和停留时间略有减小。蒸发式稳定器后部形成明显的回流区,且基本上不受外部主流流动的干扰,通过单独控制稳定器局部供油,可以使稳定器在最佳油气比下工作,有利于在高速来流条件下可靠工作。 相似文献
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高马赫数来流超燃冲压发动机燃烧流场分析 总被引:2,自引:0,他引:2
《宇航学报》2017,(1)
以模拟自由来流马赫数12的地面试验氢燃料超燃冲压发动机为研究对象,应用商用计算流体力学软件CFD++;针对高马赫数来流下的超燃冲压发动机的典型流场结构、空间释热分布、预混/非预混燃烧模式和火焰稳定机理开展了分析研究。计算中采用7组分、9反应步的氢气/氧气动力学模型,使用壁面函数结合两方程剪应力输运模型,基于雷诺时均化方法开展计算,数值结果与试验数据相符较好。1)验证了CFD++软件在高马赫数来流下的适用性和计算精度;2)分析了高超声速来流下的燃烧室流场特征;3)获得了高马赫来流条件下的发动机燃烧效率、释热区间、预混/非预混燃烧模式的空间分布规律;4)为进一步开展高马赫数下的发动机精细化流场计算和多尺度燃烧过程研究提供了重要依据。 相似文献
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高速气流场燃油雾化液滴分布数值研究 总被引:2,自引:0,他引:2
针对亚燃冲压发动机燃烧室内部流动特点,结合二元稳定器试验台高速气流场燃油雾化特性试验,建立试验件三维模型并对其喷雾两相流动进行数值模拟。主要研究了来流马赫数以及喷嘴条件变化时燃油雾化液滴与油气比的分布。分析认为,来流马赫数的增加使得雾化特征角缩小,可同时改善燃油蒸发并获得更加均匀的油气比分布。随着供油压力的提高,离心式与直流式喷嘴雾化特征角均增大,但供油压力不是影响直流喷嘴雾化锥角的主要因素。计算结果与试验结果对比定性符合良好,定量误差范围可以接受,验证了计算模型与计算方法的正确性,所得到的结果可应用于工程设计。 相似文献
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在准稳态假设条件下,运用数值模拟方法对火焰的边区驻留与旁侧驻留的两种突扩类型的亚燃冲压发动机燃烧室的熄火过程进行了分析。通过改变燃烧室进气流量和燃油当量比,对比分析了燃烧室在向熄火的压力下限和贫、富油边界转变过程中的流场特征和火焰形态变化。研究显示,中心突扩燃烧室在压力和燃油浓度下降过程中,熄火过程中表现为火焰锋面的中心收缩;旁侧突扩燃烧室则表现为突扩截面内温度的差异,以致火焰稳定功能的丧失。 相似文献
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某型冲压燃烧室火焰稳定器布局数值优化研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为了研究不同火焰稳定器布局对燃烧室流场特征和燃烧性能的影响,对某型亚燃冲压发动机燃烧室的三维湍流燃烧流场进行了数值模拟。文中采用守恒标量的PDF模型处理扩散燃烧问题,喷雾采用离散相模型,在全流场中用拉格朗日方法跟踪离散液滴的运动和输运。计算结果表明,内外圈稳定器轴向间距取1倍槽宽时出口温度分布最均匀,取2倍槽宽时温升效率最高;等槽负荷原则设计具有最优的出口温度均匀性、温升效率和流阻系数。计算结果定性合理,可用于预估不同条件下的燃烧室性能,用于燃烧室优化设计,指导燃烧试验。 相似文献
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HRM code for the simulation of N2O/HTPB hybrid rocket motor operation and scale effect analysis has been developed. This code can be used to calculate motor thrust and distributions of physical properties inside the combustion chamber and nozzle during the operational phase by solving the unsteady Navier–Stokes equations using a corrected compressible difference scheme and a two-step, five species combustion model. A dynamic fuel surface regression technique and a two-step calculation method together with the gas–solid coupling are applied in the calculation of fuel regression and the determination of combustion chamber wall profile as fuel regresses. Both the calculated motor thrust from start-up to shut-down mode and the combustion chamber wall profile after motor operation are in good agreements with experimental data. The fuel regression rate equation and the relation between fuel regression rate and axial distance have been derived. Analysis of results suggests improvements in combustion performance to the current hybrid rocket motor design and explains scale effects in the variation of fuel regression rate with combustion chamber diameter. 相似文献
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冲压发动机点火前内流场数值仿真研究 总被引:1,自引:3,他引:1
冲压发动机在点火前由于燃烧室的压力较低,内通道流场状态与发动机正常工作时的差别很大。因此,在发动机设计时,必须要考虑形成正常点火条件对发动机结构的约束。本文利用有限体积法对N-S方程进行空间离散,对发动机点火前的不同内通道结构下的冷流场进行了数值模拟,结果表明稳定器和喷油装置对形成合理的点火条件很重要,稳定器的布局对点火状态有很大影响。 相似文献
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基于流-固耦合的混合火箭发动机固体燃料表面退移速率计算 总被引:4,自引:0,他引:4
基于流-固耦合的方法,在充分考虑混合火箭发动机工作过程中诸多复杂物理过程的基础上,建立了一个可适用于不同工作状况下混合火箭发动机固体燃料表面退移速率预示的计算模型。计算结果与实验数据的对比验证了所建立计算模型的准确性。对模型发动机进行模拟的结果表明,混合火箭发动机中的燃烧、流动及固体燃料表面的退移速率具有明显的不均匀性,发动机中的固体燃料表面的退移速率沿轴向近似地呈“W”形状的曲线变化;在混合发动机中,突扩形状的预燃室和补燃室有利于燃料热解气体和氧化剂气体的扩散混合,可以强化对固体燃料表面的换热,提高固体燃为表面的退移速率。 相似文献
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对固体燃料超燃冲压发动机的应用背景、潜在优势,以及国内外研究现状和进展做了详细阐述。从固体燃料超燃冲压发动机工作原理、固体燃料类型、数值模拟以及实验研究等方面出发,论述了固体燃料超燃发动机研究的进展和难点,并对固体燃料超燃冲压发动机未来研究趋势进行了展望。研究认为:固体燃料在超声速流动下的热量分布与表面火焰传播等方面还需要深入研究,需建立不同固体燃料的受热行为模型;应用大涡模拟方法分析微尺度下流场结构并耦合固体燃料传热传质过程的可行性需进一步确认;考虑飞行参数,进气道与隔离段性能的发动机整体数值模拟工作需要进一步加强。 相似文献